空间光学遥感器反射镜组件中环氧胶的选用

Milbond、EC2216和SE-14-80三种环氧胶常用于空间光学遥感器光学件与金属结构件粘接。不同环氧胶对粘接后的反射镜面形差别较大,环氧胶的选择是反射镜组件研制过程中一个重要环节。胶的弹性模量、线胀系数、泊松比和固化收缩率等物理特性参数对粘接后面形影响较大。有些环氧胶的物理特性参数厂家提供不全,一些胶的性能参数测试困难,同时空间光学遥感器需要经历研制过程中各种环境条件考验,胶在经历不同环境条件下物理特性参数测试对比测试相对难度较大。文章针对空间光学遥感器在研制过程中环氧胶将经历的环境试验条件,设计一个考核Milbond、EC2216和SE-14-80三种环氧胶对面形影响的综合试验,通过固化前后面形的变化,以及热真空试验前后面形的变化的对比结果,优选确定了采用EC2216作为空间光学遥感器反射镜粘接用胶。     

低温真空环境的红外背景模拟器的研制

红外背景模拟器是光学遥感器性能检测试验和辐射定标试验中的重要设备。针对某低温光学遥感器的光学定标试验,将仿真优化与实践经验相结合,研制了一套能够在120 K的低温真空环境中稳定工作的红外背景模拟器。该模拟器主要由真空低温面源黑体、冷光阑和电移台3部分组成。其中冷光阑的温度在90～300 K范围内连续可调,且温度均匀性在±3 K以内;电移台的三维运动控制精度≤10 mm。该模拟器能够适用于多种光学遥感器的红外性能检测试验和定标试验。     

环路热管在低温真空环境下的控温性能试验研究

针对某航天遥感器CCD器件在轨全寿命周期±2℃的控温要求,文章设计了一种采用陶瓷毛细芯的控温型环路热管。相比常用的金属毛细芯,陶瓷毛细芯具有更广的工质/壳体相容性、更高的开孔孔隙率、更低的导热系数和更小的孔径。上述优点使陶瓷毛细芯环路热管具有更高的运行效率和可靠性。文章通过低温真空试验验证了这种环路热管模拟空间环境下的启动和控温性能。该环路热管在储液器21.4℃、冷凝器–50.7℃的低温大温差条件下成功启动,在恒定驱动功率80W/70W/60W和交变功率30W/60W加载下,蒸发器九个冷板控温精度分别可以达到±0.4℃和±0.5℃。控温型陶瓷毛细芯环路热管可以满足分布式间歇工作多热源系统的精确控温,具有非常广阔的在轨应用前景。文章结论可为控温型环路热管在轨应用提供参考。     

热真空试验中产品控温方法研究及其效果验证

为降低真空环境下产品的控温风险，以热真空试验的控温系统为研究对象，分析串级PID温度控制原理，在串级PID控制算法基础上进行多分区及参数自整定，提出一种适用于大滞后性系统的产品控温方法。试验验证结果表明，应用此控温方法对某卫星功率放大器热真空试验进行控温，实现了较高的精度（达到±0.5 ℃）和较小的超调量（仅0.7 ℃），升、降温速率≥1.5 ℃/mm。     

随机振动引起空间反射镜面形退化的机理研究

为了确保遥感器能够承受发射过程中的力学环境,需要在地面对遥感器及其部组件进行充分的振动试验,随机振动试验是主要的试验方法之一。对于反射镜组件,除了需要关注常规的刚度和强度特性,还需要重点关注试验前后的面形变化。在多个型号的研制过程中,均出现过随机振动试验后反射镜组件面形发生退化的现象。因此,亟需研究随机振动试验引起的反射镜面形退化机理。文章通过对反射镜安装界面进行受力分析,研究了随机振动等效准静态加速度、连接刚度、预紧力以及摩擦力之间的关系。通过仿真分析发现横向残余应力是导致面形退化的主要因素,并给出了残余应力的估算公式。最后,结合某空间相机主镜组件的随机振动试验,验证了横向残余应力引起反射镜面形退化的机理。分析和试验结果表明,当达到产生横向残余应力的条件时,反射镜面形开始退化,横向残余应力越大,反射镜面形退化越严重。     

光学遥感器微晶玻璃镜头组件空间低温模拟试验技术

文章介绍了光学遥感器微晶玻璃镜头组件在空间环境下的低温模拟试验技术与试验方法。分别从试验设备的开发、试验技术指标的实现进行了分析和阐述;对关键参数进行了详细的计算;重点解决了低温实现过程中的低温传导、低温辐射下试件温度水平的控制问题,为空间低温热试验提供了具有参考价值的新型手段。     

650 mm口径主反射镜组件结构设计

为提高遥感相机主反射镜的在轨面形和结构稳定度,文章对φ650 mm主反射镜组件进行了特殊结构设计,采用传统的装框式支撑结构,通过设计使胶斑切向受力,以有效解决镜子和支撑结构材料热失调问题。力学和热特性计算表明:主反射镜面形在y向(地面装调方向)1g重力作用下的峰谷值(PV)变化为2.30 nm,均方根值(RMS)变化为0.42 nm,镜子顶点位置变化为0.8μm,光轴变化为0.01″;在相机温控指标(20±2)℃环境下,反射镜的PV变化为3.02 nm,RMS变化为0.56 nm;主反射镜的计算仿真基频为164.3 Hz。主反射镜组件振动试验结果显示组件的实际基频为158.0 Hz,与仿真计算结果基本一致。经过振动和真空放气试验,组件的结构接口稳定性均为平移不大于3μm,角度变化不大于3″。以上全部满足设计指标要求。     

地球静止轨道遥感相机一体化设计

文章针对地球静止轨道遥感器设计需求,运用光机热集成设计的方法对相机进行了一体化设计。通过复合支撑方法实现了大口径Si C主镜的高稳定性支撑,保证了反射镜面形的稳定性;相机主体结构在兼顾双通道集成支撑与装调基础上,通过优化设计,保证了相机结构的高刚度、高稳定性;相机的隔振系统针对卫星基频进行了解耦设计,保证相机镜头的安全性;相机遮光罩通过结构及热控一体化设计,有效降低了热控功耗;相机整机力学试验及真空热试验的MTF测试结果表明,相机主体具有较高的稳定性。     

低温黑体自动控温新技术

工作在真空低温环境下的黑体控温系统是一种非线性、大滞后、数学模型很难建立的系统。文章通过分析系统的结构、组成和原理,选择了模糊控制和智能PID控制相结合的算法。通过分析多次的试验数据,建立并完善了模糊控制规则表。基于该算法的控温软件,实现了系统的自动控制,已服务于某型号辐射定标试验。文章最后给出的试验数据验证了控制算法的合理性,该算法加快了系统升温速度,提高了系统稳定性,取得了良好的控温效果。     

卫星红外遥感器辐射定标光机系统 热-结构耦合变形分析

辐射定标光机系统在模拟空间环境下的热变形直接影响定标光学系统成像质量,并决定星载遥感器辐射定标试验精度。文章建立的辐射定标光机系统有限元模型,以某卫星多光谱扫描仪辐射定标试验中的实测温度变化作为温度载荷,计算和研究了该系统在真空低温环境下的热-结构耦合变形的分布情况和分布规律。结果表明:在非均匀稳态低温环境下,该系统光学支架热变形使主镜及主反射镜发生刚性位移,引起垂轴方向位移、倾斜,黑体的离焦和光学系统焦距变化;反射镜表面畸变RMS值均为1/40波长以下,可以满足实际光学系统的面形准确度要求。     

宽范围热流密度丝状加热装置的设计仿真与试验研究

为满足航天器热试验对宽范围外热流模拟的需求，设计研发了一种“随形式”丝状加热装置。该套装置基于铠装加热丝设计，可根据产品不同的形状和表面状态加工，该套丝状加热装置理论上可实现20～1500 W/m2的宽范围热流密度的模拟；在真空低温条件下实际测试其稳态温度控制精度在±0.35 ℃以内，温度稳定性在±0.7 ℃以内，热流不均匀度优于2.5%。     

真空低温环境用大口径轻量化椭圆平反镜设计

文章介绍了真空低温环境用大口径轻量化椭圆平反镜的结构设计、轻量化设计。并针对椭圆平反镜的装卡特点、使用环境,利用有限元分析技术分析了椭圆平反镜在力载荷、温度载荷作用下的变形。根据计算结果和使用情况给出了反射镜的设计结论。     

用于真空低温环境的热像仪设备舱方案设计和分析

为实现热像仪在真空低温环境下对目标红外辐射的测量,设计了热像仪设备舱。该舱主要包括机械结构与电气系统,可为热像仪提供温度可控、压力基本恒定的环境。其中,机械结构实现热像仪的结构支撑和密封,电气系统实现舱内的温度控制以及压力监测。文章运用有限元软件仿真分析了温度控制系统可实现的控温范围,并用试验方法验证了仿真分析方法的可靠性;还对设备舱的压力变化及密封圈所需的预紧力进行了估算。分析表明该设备舱能够为热像仪在真空低温环境下提供正常的工作条件。     

掺铈玻璃型二次表面镜热控性能稳定性研究

对卫星用掺铈玻璃型二次表面镜(SSM)的热控性能在空间辐照环境中的长期稳定性进行了研究。给出了经紫外、电子和质子模拟辐照试验后，导电和非导电掺传玻璃型二次表面镜热控性能的数据，并对其衰退机理进行了分析。结果表明，掺铈玻璃型二次表面镜的热控性能在地球同步轨道空间辐照环境中的长期稳定性可以满足卫星设计要求。     

YH-1火星探测器设计及研制进展

介绍了中国首颗YH-1火星探测器的任务功能、组成和主要技术指标。给出了探测器设计中的火星探测超低温适应、深空探测自主姿态确定与控制、超远距离通信、休眠唤醒和剩磁控制等关键技术,以及相应的解决途径。试验和验证结果表明：YH-1火星探测器的设计满足火星探测特殊环境的任务要求。其设计和试验技术可直接用于我国其他深空探测项目,为后续深空探测积累了经验。     

低温红外镜头星点检测数据处理方法研究

在实验室模拟低温真空环境对红外镜头进行星点检测时，不能在像面处直接测得星点光源的像，而是通过在焦面处放置反射镜使系统二次成像的方法测得二次成像的弥散斑大小。二次像斑尺寸的变化将能反映出由温度变化引起的被测镜头焦面处像斑尺寸的变化。通过理论推导得出一次像与二次像弥散斑大小的数学关系，并通过对不同尺寸星点光源、不同像质光学系统的仿真分析，得出星点检测法的检测精度与星点孔直径有关，而与镜头本身成像品质无关。     

斯特林制冷机真空环境模拟试验

文章针对空间红外遥感器应用特点,进行了斯特林制冷机的模拟真空环境试验。试验结果表明:温度环境和导热条件是影响斯特林制冷机空间应用的重要因素。