高分辨力空间遥感器次镜支撑设计

　　0 引言

　　在长焦距、大孔径、高分辨率离轴三反[1-3]空间遥感器中，次镜一般为圆孔径，且其孔径相对于主镜要小得多，但其距离遥感器与卫星的安装基面最远。在这一区域，通常是遥感器热控位置的最末端，直接面对太空的冷空间， 次镜的工作环境温度变化较遥感器的其他部位要更加剧烈。同时，由于次镜处在遥感器的最高位置，在发射运载过程中，卫星载体传递给遥感器振动输入会逐级放大， 次镜及其支撑结构所承受的动态力学环境将会变得更加恶劣。

　　在反射镜及其支撑结构设计中， 需要综合考虑地面装调、发射、在轨运行等各环境因素的影响[4]，其支撑结构设计的任务就是要最大限度的提高反射镜的环境适应能力。一方面要求反射镜在重力、温度载荷作用下满足面形精度和位置精度要求; 另一方面要求反射镜组件具有足够高的一阶固有频率， 以免在发射过程中反射镜系统与整机或运载工具发生共振;最后，反射镜的支撑结构必须具有足够高的强度， 在发射阶段不破坏或发生塑性变形。除了考虑反射镜结构系统的动、静态刚度、强度和热尺寸稳定性要求外，还要使系统质量最轻[5-6]。而这些指标要求对支撑结构设计来说通常是相互矛盾的， 成功的反射镜支撑结构设计就是在这些矛盾中寻求平衡，使系统整体性能指标达到最优。文中所研究的次镜孔径为Φ330 mm， 反射波段为可见光到近红外波段( 0.45~1.11 μm)。光学成像对次镜提出的指标要求为：反射镜在自重和15 ℃均匀温变载荷工况下，面形精度满足PV≤λ /10，RMS≤λ /50(λ@632.8 nm )，倾角变化不大于6″。根据系统的指标要求，提出在次镜支撑中设置消热结构[7]，并合

　　有限元灵敏度分析和优化设计方法， 对次镜支撑结构进行了优化设计， 并通过动力学和热光学试验验证了次镜组件设计的合理性。

　　1 次镜支撑方式

　　在空间遥感器反射镜的支撑结构设计中， 要根据支撑设计的基本原则选取具体的支撑方式， 其中包括结构形式的选取和支撑结构材料的选取。

　　1.1 支撑设计的基本原则

　　在轨工作的环境下，由于热控的限制，遥感器的环境温度水平总是在一定范围内发生变化， 反射镜相对于加工状态发生一定程度的热变形， 这种热变形最终将降低反射镜的面形精度， 进而导致系统成像质量下降。为确保反射镜在轨热环境下的面形精度，一方面需要采用较高精度的热控措施，另一方面要从反射镜支撑结构设计的角度出发，采用合理、有效的消热结构，来确保热环境下反射镜的面形精度。支撑设计的基本要求是：一方面起定位、支撑作用，承受外界载荷作用;另一方面要起到消热作用。主要体现在：(1) 利于反射镜温度变形能的释放： 反射镜如产生温度自由变形， 相当于其温度变形能较大程度上被释放掉。支撑结构的刚度选择要合理，不可对反射镜的自由变形进行阻挡， 要利于镜体结构温度变形能的释放。(2) 外界载体热变形能的吸收：与反射镜的温度变形相似， 遥感器的整体结构在环境温度变化时，也可以产生一定程度的变形，此时这个变形将以热应力的形式，通过支撑结构向反射镜传递，此时反射镜的支撑结构必须能对载体的变形能予以大部分吸收，以保证反射镜的面形质量。无论是反射镜还是载体的温度变形能， 必须通过反射镜的支撑结构进行有效的卸载，改善反射镜的温度应力环境。在支撑结构上的某些部位进行刚度弱化， 即设置一定程度的柔性环节， 是对反射镜的自身或外界温度变形释放或吸收最为有效的办法。