空間光學載荷懸臂輕巧型光機系統設計

謝新旺,殷龍海,李延偉,李駿馳,劉華秋,郭奧鈿

(季華實驗室,廣東 佛山 528200)

1 引 言

同軸光學系統是一種所有光學元件都處于同一光軸的光學系統,因其空間利用率高,廣泛應用于遙感衛星[1-3]。同軸光學系統對各光學元件相對位置的要求較為嚴格,元件的光軸是否重合會直接影響成像質量,這對系統的設計提出了較高的要求。一方面,在保證主支撐結構盡可能輕量化的同時,還需保證結構的剛度,避免重力對元件相對位置產生影響;另一方面,要使系統在受到溫度變化影響時具有較好的穩定性。因此,輕巧、高穩定性的同軸光機系統設計成為急需解決的技術難題。

傳統同軸光學系統[4-6]的主支撐結構受力集中、穩定性較差,無法保證反射鏡具有穩定的高面形精度。因此,在設計時需要對光學系統進行結構優化,國內外對于此問題已有相關研究。王泰雷等[7]以系統基頻為目標函數,對某相機的鈦合金主支撐結構進行了優化設計,優化后的主支撐結構重量為0.6kg,占整機重量的9%。王軒等[8]以軸向的熱變形量為優化目標,對彈載光學系統的主支撐結構材料進行了優化,結果表明,碳纖維復合材料的熱變形優于鈦合金。張雷等[9]以重量為優化目標,對某衛星光學系統的鈦合金主支撐結構進行了優化,優化后的光機系統質量僅為3.03kg。Kihm H等[10]將鏡面設計和彎曲設計兩個問題進行獨立優化,完成了以鈦合金為主支撐結構的輕量化反射鏡組件設計。Park K S等[11]將能代表重力和拋光的壓力載荷作用下面形精度的Strehl比作為優化目標,完成了以碳纖維為主支撐結構的輕量化主鏡設計。

從相關文獻可以看出,目前國內外同軸光學系統的主支撐結構多采用背部三點支撐式,這種結構難以實現二維旋轉,且主支撐結構的材料多選擇鈦合金、碳纖維,對采用全SiC材料的設計未見相關敘述。

本文以某輕巧型同軸RC空間相機的主支撐結構設計為背景,設計了Φ400mm口徑全SiC材料的懸臂輕巧型同軸光機系統。采用參數優化法,以反射鏡面形精度與基頻為優化目標、重量為約束條件,優化了系統的主支撐結構。通過數值仿真與試驗,分析并檢測了系統的基頻和反射鏡的面形精度,試驗結果滿足設計要求,驗證了結構的合理性和有效性。本研究解決了輕巧型同軸光機系統的設計難題,獲得了高輕量化、高穩定性的光機結構。

2 新型主支撐結構設計

2.1 結構設計

傳統同軸光學系統采用的主支撐結構為的三點式背部支撐[12-14],這種支撐方式的結構剛度高,適用于無軸向自由度的光機系統。為增加衛星的成像幅寬、提高其機動性,在不改變衛星姿態的情況下改變相機的光軸指向,需要在主支撐結構上增加二維轉臺。若采用三點式背部支撐方法,會大幅增加系統重量和體積,無法滿足設計要求。因此,本文采用了三點懸臂式的支撐結構,通過3條懸臂固定反射鏡間的相對位置,使主反射鏡與次反射鏡的光軸在同一直線上,減小了反射鏡背板的厚度,實現了同軸光學系統的輕量化。光學系統采用通光口徑為Φ400mm的同軸RC光學系統,主要光學元件包括主反射鏡、次反射鏡、后光路透射系統等,結構如圖1所示。

圖1 系統安裝示意圖

2.2 材料的選擇

材料的選擇直接決定了整機系統的性能。為降低系統重量、保證系統穩定性,應綜合考慮所選材料的彈性模量、密度、泊松比以及線膨脹系數。其中,材料的彈性模量、泊松比決定了系統在重力作用下的面形精度,而材料的線膨脹系數決定了系統在受溫度載荷作用時的面形精度。目前,為減小重力和溫度對整機系統面形精度的影響,常用于衛星光學系統主支撐結構的材料為碳纖維復合材料、殷鋼和鈦合金等,常見的光機結構材料屬性如表1所示。

表1 常見的光機結構材料屬性

該系統的主要承載為艙外載荷,外熱流變化較大,通過熱控設計,可以將整機及主支撐結構的溫度控制在20±4℃以內。為了降低主支撐結構的溫度變化對主鏡面形、主次鏡間隔、光路總光程等方面的影響,首選線膨脹系數與主反射鏡材料相近的材料。由于主反射鏡選用的材料為SiC,本主支撐結構的材料也選擇SiC。

2.3 結構優化及仿真

為實現支撐結構的高剛度和輕量化,對該系統的主支撐結構的重量、反射鏡面形精度RMS值和結構的基頻著重考慮。選擇反射鏡面形精度和系統基頻作為優化目標、以整機重量(Mass)小于15kg為約束條件進行多目標優化。選擇的優化參數為主支撐結構軸向厚度H、法蘭面厚度D、邊緣厚度D2和加強筋厚度T,優化過程中將主支撐結構上與軸系連接的所有螺紋孔施加固定約束,同時將主反射鏡組件、次反射鏡組件、后光路組件等安裝到主支撐結構上,使結構負載更接近真實工況,優化流程如圖2所示。

圖2 結構優化流程圖

為降低主支撐結構和光學元件的制作和加工難度,根據現階段的制坯工藝和反射鏡研磨、拋光等工藝要求,對優化后的數據進行調整,最終選擇的主支撐結構參數取值結果及重量見表2。

表2 反射鏡鏡體優化后結果

根據上述的優化結果參數,重新建立整機的有限元分析模型,如圖3所示。為驗證整機系統的剛度,觀察整機容易產生受迫共振的位置,對整機進行計算模態分析。計算模態分析是指將線性定常系統振動微分方程組中的物理坐標變換為模態坐標,對方程解耦使之成為一組以模態坐標及模態參數描述的獨立方程,以便求出系統的模態參數。系統前六階模態分析結果見圖4及表3。

表3 模態分析結果

圖3 整機有限元模型

(a)整機一階頻率 (b)整機二階頻率 (c)整機三階頻率

有限元分析結果表明,整機的基頻超過了100Hz,前六階振動的幅值都出現在次鏡支架上,主支撐結構僅在第5階與第6階上出現輕微的受迫振動,且幅值較小,這說明該主支撐結構的剛度較高,具有較好的動態力學性能。

3 試驗驗證

3.1 主支撐結構的溫度適應性試驗

環境溫度發生變化時,光學結構表面的半徑、厚度以及結構組件的實際尺寸都會發生相應的變化。為了驗證該主支撐結構具有良好的溫度適應性,將反射鏡與該支撐結構組合后,分別在20℃和24℃的環境下進行反射鏡面形精度檢測,結果如圖5所示。在24℃條件下對整機系統的波像差進行檢測,檢測結果如圖6所示。

(a)20℃下的面形精度

圖6 整機系統的波像差檢測圖

從檢測結果可以看出,整機系統在20℃和24℃下的反射鏡面形精度RMS均為0.020λ,說明該主支撐結構在承受溫度載荷后未對反射鏡面形精度造成影響,該主支撐結構的溫度適應性較好。在24℃條件下,整機系統的波像差為0.05λ,優于設計要求的0.07λ,表明系統具有較好的溫度適應性。

3.2 主支撐結構的動態力學性能試驗

為進一步驗證該主支撐結構的動態力學性能,對整機系統進行正弦振動分析。將主支撐結構的安裝面作為振動輸入點,整機實物見圖7,響應曲線如圖8所示。

圖7 整機實物圖

圖8 整機系統正弦振動響應曲線

通過圖8可以看出,部件的基頻為142.35Hz,遠超過設計要求的100Hz,有限元分析結果為138.04Hz,誤差僅為3%,與分析結果基本吻合。該振動試驗不僅說明了有限元分析的正確性,還證明該結構具有優良的動態力學性能,結構穩定可靠。

4 結束語

針對傳統輕巧型同軸光學系統穩定性差的問題,設計了Φ400mm口徑全SiC材料的懸臂輕巧型同軸光機系統。采用全SiC材料的三點懸臂式的主支撐結構,完成了可二維旋轉的超輕主支撐結構設計。通過參數優化法,以反射鏡面形精度和基頻為優化目標、整機系統重量小于15kg為約束條件,進行多目標參數優化,確定了滿足設計要求的各參數值,獲得了重量僅為14kg的整機系統。通過有限元分析對整機進行模態分析,結果表明,系統的基頻為138.04Hz,前六階模態均超過100Hz,從理論上驗證了系統具有良好的剛度。

對整機系統進行試驗驗證,結果表明,整機系統在20℃和24℃下的反射鏡面形精度均為0.02λ,系統在24℃下的波像差為0.05λ,優于設計要求的0.07λ,說明系統溫度適應性良好。通過振動試驗測得整機系統的基頻為142.35Hz,與仿真結果相比,誤差僅為3%,說明系統剛度較好,可以滿足衛星發射時主動段的力學載荷要求,保證整機結構的穩定性。研究結果表明,新型主支撐結構的設計方法正確可行,可以為以后其他型號的主支撐結構設計提供技術參考。