空间光学遥感器主镜加工过程中疲劳寿命研究

针对空间光学遥感器主镜镜面加工过程中,磨盘与主镜间磨削动作往复运行引起的主镜柔性支撑结构疲劳寿命问题,通过建立主镜组件的有限元模型,利用MSC.Fatigue软件按应力-寿命(S-N)法对主镜组件进行了疲劳寿命分析,确定了支撑结构的薄弱部位,并对仿真过程进行了误差分析,讨论了影响仿真结果的各个因素.对比热真空试验和动力学试验前后主镜镜面面型数据,验证了支撑结构加工、设计参量的合理性.通过疲劳寿命仿真分析,可以有效预示光学结构在加工过程中的疲劳情况,为空间光学遥感器结构的设计、加工提供理论依据和参考.     

空间光学遥感器热试验外热流模拟及程控实现

以某太阳同步轨道空间光学遥感器为例,阐述了空间外热流分析计算、热平衡试验外热流模拟以及外热流程控加载的全过程.首先,总结了空间光学遥感器外热流模拟的完整流程.其次,简要介绍了太阳辐射、地球反照、地球红外辐射三种空间外热流的计算方法.然后,对该空间遥感器进行了空间综合吸收外热流计算,获得了阳照区及阴影区外热流平均值.最后,确定了热平衡试验外热流的模拟方法和策略,利用LabVIEW语言编写了程控电源开环控制程序,实现了热试验外热流的准确加载.试验结果表明,外热流值加载偏差在±2.5%以内,满足热平衡试验要求.     

空间光学遥感器大功率控制电箱的热设计

根据空间应用电子设备的热控要求,对空间光学遥感器的控制电箱进行了热控设计。首先,总结了空间电子设备的热设计原则。针对空间光学遥感器控制电箱介绍了相应的热设计流程,对典型的大功率器件进行了温差推算,并说明了电箱的各电路板和大功率元器件的热设计方案。最后,通过热分析和热试验手段对热控电箱的热控方案进行了验证。试验结果表明：控制电箱的整机稳态工况热平衡温度小于30℃,各元器件的最高壳温在54.2℃以内。结果验证了该设计方案完全满足设计指标要求。     

空间光学遥感器主镜加工过程中疲劳寿命研究

针对空间光学遥感器主镜镜面加工过程中,磨盘与主镜间磨削动作往复运行引起的主镜柔性支撑结构疲劳寿命问题,通过建立主镜组件的有限元模型,利用MSC.Fatigue软件按应力-寿命(S-N)法对主镜组件进行了疲劳寿命分析,确定了支撑结构的薄弱部位,并对仿真过程进行了误差分析,讨论了影响仿真结果的各个因素.对比热真空试验和动力学试验前后主镜镜面面型数据,验证了支撑结构加工、设计参量的合理性.通过疲劳寿命仿真分析,可以有效预示光学结构在加工过程中的疲劳情况,为空间光学遥感器结构的设计、加工提供理论依据和参考.     

基于热光学技术的空间光学系统热设计

为了验证空间光学系统热设计的合理性,利用光-机-热集成的热光学分析技术论证了空间光学系统的热设计方案。首先,阐述了热光学技术的一般方法以及热光学技术与热设计的关系,同时根据空间光学遥感器所处的空间环境和结构特点,应用被动和主动热控技术对空间光学系统进行了热设计。然后,利用有限元方法对热控后的温度场和热弹性变形进行了分析,得出该温度载荷条件下光学元件表面的变形量及刚体位移量,利用Zemike多项式进行了波面拟合。最后,用CodeV光学设计软件计算了热载荷作用下光学系统的传递函数。结果表明,各种工况下全视场范围内光学系统分辨率为50lp时,传递函数均超过0．5,成像良好,能够满足光学设计指标,热设计方案合理可行。     

滚环扩增介导的核酸信号放大策略在生物传感器中的应用研究进展

滚环扩增(RCA)是一种等温核酸扩增技术,因其具有扩增效率高、保真度高等特点,在生物传感器领域得到了广泛的应用。该文介绍了RCA技术的基本原理、RCA环状模板环化方式和RCA的扩增类型,并对基于RCA技术的荧光、比色以及电化学生物传感器进行了介绍,旨在为RCA技术在生物传感器领域的进一步发展和应用提供参考。     

太阳同步圆轨道空间相机瞬态外热流计算

为了使空间相机热设计、热分析、热试验具备准确、可靠的热边界条件,对太阳同步圆轨道空间相机的瞬态外热流进行了计算。总结了卫星空间定位的6个轨道根数之间的关系,给出了太阳同步圆轨道空间定位的必要参数。针对某给定太阳同步圆轨道,采用STK软件进行了轨道面与太阳光矢量相对位置关系（β角）的计算,确定了该轨道的高、低温工况位置。归纳了空间外热流的理论计算方法,以外接于卫星平台的空间相机为例,建立了外热流计算模型,采用IDEAS/TMG模块对给定太阳同步圆轨道的高、低温工况轨道周期内瞬态外热流变化进行了分析计算,得出了太阳辐射热流、地球太阳反照热流、地球红外辐射热流在轨道周期内的详细变化曲线,得到的结果可以作为空间相机热设计、热分析及地面热试验外热流模拟的输入条件。     

空间相机主支撑结构优化设计方法的研究

描述了空间相机运载发射及在轨运行阶段经历的力学和热环境,提出空间相机主支撑结构优化设计方法,用有限元分析法对卡塞格林和TMA两种具体空间相机光学系统主支撑结构进行了优化设计。对拓扑优化前后分析结果进行比较,卡塞格林光学系统主支撑结构一阶固有频率从41Hz提高到72Hz,重量降低15%;TMA光学系统主支撑结构一阶固有频率不变,重量降低35%。结果表明,采用此优化设计方法不仅缩短了设计周期,而且有效地降低了支撑结构重量,提高了主支撑结构的性能,满足系统设计要求。     

基于接触非线性分析方法的反射镜组件工程分析

工程中将实际的非线性系统近似为线性系统,用线性分析方法对所研究的对象进行分析往往会带来较大的求解误差。介绍了产生结构非线性的主要因素,并在接触理论基础上,对某空间相机反射镜组件进行了合理的有限元建模。采用接触非线性分析方法对螺钉预紧时反射镜的响应及在自重和温度载荷作用下反射镜的变形进行了分析。通过比较线性分析与非线性分析的结果表明:采用非线性分析的结果更接近实际;在空间相机的工程分析中,对某些接触部位采用非线性的分析方法可以提高分析精度。     

低轨道轻质星载一体化空间光学遥感器的热设计

根据空间光学遥感器的轨道特点和任务需求,通过仿真分析对其进行了热设计。考虑近地空间环境的特殊性,选择防原子氧布作为多层隔热材料的面膜。为减小遥感器框架上安装的星上设备对遥感器温度的影响,设计了大热阻安装结构并使用了聚酰亚胺隔热垫。根据离轴三反光学遥感器及星载一体化卫星的结构特点,划分了主动加热区域,分配了加热功耗。由于遥感器对地观测频率低、工作功耗小、工作时间短,CCD焦面组件不设置散热面。根据遥感器的轨道参数和姿态,确定了3个典型工况并对其进行了仿真分析和热平衡试验。结果显示,遥感器本体温度为（18±4）℃、光学元件温度为（18±2）℃、CCD温度≤30℃,得到的仿真分析结果和试验数据验证了遥感器热设计的有效性。