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。     

望远镜主镜温度场理论计算及主镜视宁度分析

提出了地基望远镜主镜在环境温度变化时的温度场理论模型,结合分离变量法和格林函数法求解出温度场的解析表达式。运用温度场理论解,分别以熔石英和BK7两种常用材料为例,在特定环境条件下,定量分析了传统主镜和薄主镜的主镜视宁度与主镜口径之间的关系;针对4m口径的传统主镜和薄主镜定量分析了其主镜视宁度与周围空气温度下降斜率的关系。地基望远镜主镜温度场理论计算的结果在主镜设计阶段对主镜视宁度的估量具有较大的参考价值。主镜温度场理论解还可以运用于各种口径及材料的主镜热变形及热应力计算等方面,具有普适的参考价值。     

空间太阳望远镜主镜精密温度控制方案介绍

通过光-机-热集成分析，用简单可靠的热控方法，对空间太阳望远镜直径为1m的主镜进行了热设计：采用周边绝热、将热量从正面传导到背面，再设计装有控温回路和热管的集热板，以及与卫星平台辐射器冷板连接散热，保证了主镜的温度水平和稳定性；在主镜压紧结构前设置挡光板，减少压紧结构引起的主镜温度不均匀．结果表明，利用智能型高准确度控温仪和加热回路的优化设计实现主构架均匀性热设计，采用高传热性能热管排散准直镜热反射面极高热流密度，可以消除主镜周围热环境对主镜温度影响的结论．     

空间太阳望远镜主镜支撑结构的优化设计

空间太阳望远镜主镜是有效口径为1m的抛物面镜,工作状态需要达到衍射极限,因此光学系统要求主镜面形误差小于λ/40(RMS),精度主要靠主镜支撑结构来保证。主镜支撑结构应满足地面调试、在轨及发射状态的需要。支撑结构试验样机已经加工完成,地面调试结果表明主镜的镜面变形满足整个光学系统的要求。试验样机强度和刚度还有较大余量,结构本身比较复杂。用有限元分析方法进行优化设计,优化后的主镜支撑结构满足地面调试、在轨及发射状态的需要,也能保证主镜的面形满足整个光学系统的要求,有效减轻仪器重量、简化支撑结构的同时,提高了整个仪器的可靠性。     

机载相机非球面光学系统热光学特性分析

环境温度是影响非球面光学系统成像质量的主要因素之一,采用热光学特性分析方法,对某机载相机非球面光学系统进行热光学特性分析,通过有限元法分析相机光学系统结构热变形,并去除镜面表面刚体位移,将面型数据输入光学软件程序进行Zernike多项式拟合,将拟合结果导入光学设计软件中,对非球面光学系统成像进行性能评价。分析结果表明:热光学特性分析方法可以有效地对非球面光学系统的实际工作环境进行仿真,预测环境温度对光学系统成像质量的影响,对光学系统设计具有指导意义。     

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.     

望远镜主镜气压力驱动器设计

为了获取优异的光学图像质量,大口径天文望远镜通常采用主动支撑结构以校正主镜面形误差。对望远镜主镜支撑系统所需的气压驱动器进行了研究。基于气动原理设计了一种采用滚动膜片结构的气压力驱动器,其中滚动膜片结构用于消除摩擦力的影响,滚珠式力解耦器用于消除侧向力、弯矩的影响。进一步设计了针对气压驱动器带死区的比例-积分-微分(PID)控制算法,以实现对气压驱动器的闭环控制。实验结果表明:气压力驱动器可精确提供主镜控制所需的支撑力,在望远镜高角变化速度达到2°/s时,输出支撑力范围为0～1000N,驱动器支撑力误差仅为满量程的±0.4%。设计的气压驱动器可实现主动支撑力的快速精确输出,能满足天文望远镜主镜主动支撑需求。     

温度对大口径主镜面形变形的影响分析

从理论上论述了温度梯度对主镜面形变形的影响,分析了当光轴位置不同、主镜支撑方式不同时,在轴向温度梯度和径向温度梯度作用下的面形变形。通过计算,得出轴向温度梯度对面形变形的影响要远大于径向温度梯度对面形的影响,而且镜面变形不仅与主镜的线胀系数和其他材料、结构特性参数有关,与温度梯度的大小和方向均有密切的关系。     

高分辨率空间望远镜分块主镜位置误差的在轨校正

针对同轴偏场三反射镜系统用Zemax软件建立了主镜分块模型,提出了基于灵敏度矩阵反演的分块镜位置误差校正方法.对于非圆形的环扇形分块镜,采用环扇域正交的Zernike多项式拟合出瞳波像差.仿真计算了分块镜的灵敏度矩阵,验证了分块镜位置误差和出瞳像差变化量间的线性关系.仿真结果表明,当分块镜具有五个校正自由度时可以将光学系统恢复到设计状态,当分块镜只有三个校正自由度时会有少量剩余误差.     

空间遥感器中窗口的热光学特性研究

光学窗口是空间光学遥感器应用系统中的重要组成部分 ,其热光学特性是其热控设计的指南。拟定某种温度边界条件后利用有限元法计算其稳态温度场分布 ,再将温度载荷和其它有关广义力载荷作为载荷 ,计算光学玻璃的变形。将变形值拟合为 Zemike多项式 ,输入到光学设计程序 Zmax TM中 ,计算出光学玻璃的变形所引入的波差。最终根据光学遥感器许用的系统波像差来给定光学玻璃的许用温度梯度     

温度对航天相机光学系统影响的研究

空间环境温度的变化对航天相机光学系统成像质量的影响很大。分析了几种不同的温度分布形式,即均匀温度变化、温度梯度变化、径向温度梯度变化、周向温度梯度变化、轴向温度梯度变化和主、次镜间轴向温差的变化对光学系统成像质量的影响,并给出了相应的分析方法。     

Study on the design and Zernike aberrations of a segmented mirror telescope

The segmented mirror telescope is widely used. The aberrations of segmented mirror systems are different from single mirror systems. This paper uses the Fourier optics theory to analyse the Zernike aberrations of segmented mirror systems. It concludes that the Zernike aberrations of segmented mirror systems obey the linearity theorem. The design of a segmented space telescope and segmented schemes are discussed, and its optical model is constructed. The computer simulation experiment is performed with this optical model to verify the suppositions. The experimental results confirm the correctness of the model.     

空间望远镜分块式主镜建模与面形控制方法

空间望远镜分块式主镜的面形是由其背后布置的若干致动器控制的,是一个复杂的控制系统。应用BP神经网络的方法建立了以致动器作用力作为输入、镜面形变的Zernike多项式拟合系数作为输出的镜面形变模型。利用镜面有限元分析的大量数据对该模型进行了离线训练,并在最小二乘法的基础上,设计了加入单纯形修正算法的主镜面形静态控制器。仿真结果表明,应用该控制器对空间望远镜进行在线控制,控制精度优于最小二乘控制法。     

大口径轻量化主镜的温度场等效模型理论计算

针对大口径望远镜主镜在环境温度变化和太阳辐照变化引起的温度场变化进行了理论分析,根据圆柱坐标下设立的非稳态热传导方程和边界条件,利用分离变量法和格林函数法求解了主镜的温度场分布。为了验证求解的有效性,利用求得的温度场解析式和有限元软件分别分析了2.8 m口径望远镜实心主镜,反射面径向温度分布具有良好的一致性。表明该理论解析式能够较好地反映主镜反射面的温度场分布。将轻量化主镜进行无筋板的薄型镜热模型等效,并分别对两种镜子的温度场进行仿真计算,以此验证等效模型的正确性。轻量化主镜温度场的等效理论计算结果在主镜的早期设计研究阶段具有良好的参考价值。     

空间望远镜分块式主镜共相位调整的优化算法研究

以应用主动控制系统进行分块镜共相位调整的大口径空间望远镜为研究对象,分析了分块式主镜致动器位移与相位误差之间的对应关系以及共相位调整的目标。研究采用一种求解非线性约束问题的序列二次规划法优化求解主镜致动器的位移控制指令,校正分块式主镜相位误差。数学仿真结果表明,应用序列二次规划法对分块式主镜进行共相位调整优化,控制精度得到了很大地提高。     

3.5 m口径空间望远镜单块式主镜技术展望

主反射镜的口径大小与结构形式在极大程度上决定了空间望远镜的技术难度与经济成本。为了实现更高的空间分辨率与更强的信息收集能力,各国研制的空间望远镜主反射镜的口径朝着越来越大的趋势发展,从“哈勃空间望远镜”（HST）的2.4 m,到“新世界观测者空间望远镜”（NWO）的4 m,甚至到“先进技术大口径空间望远镜”（ATLAST）的8 m,无不体现了对超大口径空间观测能力的追求。而单块式主镜凭借其支撑技术的可靠性与经济性,正成为超大口径空间望远镜的首选。通过对国外研制的超大口径空间望远镜的论述与分析,探讨了目前空间望远镜中超大口径主反射镜的关键技术与发展方向。针对目前国内运载能力与光学制造加工能力的极限,提出了建造基于3.5 m口径主镜的空间望远镜设想。     

空间相机中主镜及其支撑方案设计与分析方法

叙述了现代空间相机对主镜的特殊要求。总结了主镜对空间相机性能具有重要影响的主要因素,即形状、材料、轻量化形式、支撑方式、微重力的影响和热尺寸稳定性等,并说明了在设计时应考虑的问题。重点论述了在对主镜进行分析时的多学科集成仿真方法、一般分析过程和迭代仿真分析策略,以及有限元法的工程分析的误差和光学元件面形评价方法。实践证明,该研究方法在空间相机设计与制造中是切实可行的。     

通光口径2.16m天文望远镜凹双曲面主镜的磨制工艺

2 16m光学望远镜是目前我国研制的口径最大的反射式天文望远镜 ,主镜通光口径为 2 16m ,边厚为330mm ,重量约 2 2 0 0kg ,顶点曲率半径R0 =12 960mm ,偏心率平方e2 =1 0 95 134 7[1] ,相对口径为 1/3,最大非球面度δ0max≈ 2 1μm。由于所用玻璃毛坯为原苏联制造 ,质量极差 ,通体充满气泡、结石、折叠 ,是块等外品。更致命的是磨出的表面各处硬度不均匀 ,出现大面积、形状不规则的高、低区 ,不得不用手持小抛光盘进行手修 ,像雕刻一样去掉那些不规则形状的硬的局部高 ,保留不规则的软的局部低 (所谓修光程 ) ,并把它拼凑成一个较为接近的理想双曲面。可以想像得出 ,这样做会遇到多麽大的困难。在大家的努力下 ,终于用手把它磨修到尽可能完善。最后望远镜在由该主镜、凸双曲面副镜及熔石英像场改正镜组成的R C卡塞格林 (Ritchey ChretienCassegrain)光学系统的焦面上拍摄了星团底片。经鉴定委员会测试组专家测量后认为 ,在全视场 ( 30 0mm× 30 0mm )内 ,不管是边、角还是中心像均很圆 ,暗星像直径达0 18mm。说明主镜的加工工艺是成功的 ,同时也说明凸双曲面副镜的加工、检验[2 ] ,熔石英像场改正镜的设计[1] 、选料、加工[3] 及光学系统的调整[4] 也是成功的。