650mm口径主反射镜组件结构设计

史姣红，罗世魁，唐 璐，罗廷云

（北京空间机电研究所，北京 100190）

0 引言

在三反同轴光学系统中，主反射镜是光路中的第一反射镜，为全口径使用的光学件，其面形和结构稳定度对相机镜头成像指标来说很重要。而主反射镜组件作为遥感相机中的关键部件，其结构性能直接影响主反射镜的装调、在轨面形及结构稳定度。

在光学遥感领域，一般口径超过500mm的反射镜即被定义为大口径反射镜[1]。随着主反射镜口径的增大，地面检测、装调、发射段和在轨等阶段间的力学−热学环境差异对主反射镜组件的影响不容忽视。这个影响一般需要考虑和满足：1）在地面检测、装调过程中，重力对镜子面形和位置精度的影响；2）地面装调过程中，温控与在轨状态有差异，温度变化对镜子面形精度的影响[2]；3）经过发射段的力学环境后组件不能发生破坏，并且镜子面形和结构稳定[3]；4）在轨经过放气后，组件面形和结构稳定。

基于以上要求，本文对φ650mm主反射镜组件进行结构设计，以Patran有限元软件为工具，分析主反射镜组件在地面装调、发射段和在轨环境下的力、热学特性，并通过地面试验验证组件的力−热性能及稳定性是否实现设计指标。

1 组件设计要求

本文以某三反同轴光学系统型号的主反射镜设计为背景，根据相机光学指标分解，主反射镜的设计指标要求如表1所示。

表1 主反射镜设计指标要求Table 1 Requirements of the primary mirror

2 组件结构设计

2.1 主反射镜设计

目前用于反射镜的材料有铍、多晶硅、ULE玻璃、微晶玻璃、石英、SiC等。考虑到镜子的口径，材料的热特性、比刚度及成本，SiC在各方面具有较明显的优势[4]。

反射镜的轻量化形式主要有三角形、四边形、六边形、圆形等。对于基体背部采用开放结构的反射镜，在轻量化尺寸相同的前提下，三角形轻量化形式的镜子比四边形和六边形轻量化的镜子略重，但是面形精度比较好[2,5-15]，因此主反射镜采用三角形轻量化的形式。

反射镜背面设计结构见（图1），背部侧面布置有切向注胶齿，反射镜直径50mm，总高度90mm，边缘厚度 9.9mm，轻量化系数 70%，质量 18.7 kg。反射镜设计有轴向装夹孔，4个孔1组，圆周方向3处均布。

图1 主反射镜背面Fig.1 The back structure of the primary mirror

2.2 支撑结构设计

主反射镜设计支撑结构如图2所示，包含压块、托框、卸载环。托框是加工有60个注胶齿的圆形空腔结构，与镜子（图1）逐齿咬合装配。卸载环在厚度方向上设计有卸载缝隙，以弱化和阻断外部强迫位移的传递路径。结构装配时，托框与卸载环组合成一体，然后主反射镜、托框和卸载环组合体、压块装配，在主反射镜与托框和压块中间注胶。胶斑在主反射镜侧齿与托框侧齿中间生成，使镜子与支撑结构粘接固定。其中主反射镜组件中的托框、卸载环和压块均采用传统的钛合金材料，镜子与托框之间的胶接材料为一种硫化橡胶。

图2 主反射镜组件Fig.2 The primary mirror assembly

本文的主反射镜口径大于500mm，镜子与支撑结构材料之间的热失调不可忽略。在主镜组件结构设计过程中，镜子支撑结构采用传统的装框式结构，使胶斑切向受力，从而有效解决了反射镜材料和镜子支撑结构材料之间的热失调问题[16]。

3 组件结构仿真

主反射镜组件有限元模型采用笛卡儿坐标系，单位体系：长度（mm），质量（t），弹性模量或应力（MPa），力（N），频率（Hz）。仿真计算中模型所用材料参数见表2。模型建立采用四面体单元。

表2 主反射镜组件结构仿真所用材料性能参数Table 2 The properties of materials used for simulation of the primary mirror assembly

3.1 重力对镜子面形和位置变化的影响

光学镜头装调采用光轴水平的方式，主反射镜为装调基准。主反射镜的装调方位如图3(a)所示。对此状态的反射镜进行仿真，结果见图3(b)。由计算结果可知，在主反射镜组件使用方向即y向1g重力影响下，镜子面形PV变化为2.30 nm，RMS变化为 0.42 nm，镜面顶点位移不超过 0.8 μm，光轴倾角变化不大于0.01″，满足光学装调公差。镜子平移不超过3 μm，光轴倾斜不大于3″，满足表1设计指标要求。

图3 组件地面装调方向仿真结果Fig.3 Simulation result of mirror assembly in assembling process

3.2 组件温度对镜子面形变化的影响

一般情况下，相机装调时的环境温度为20 ℃左右。本文中的主反射镜温控设计指标为(20±2)℃，在地面装调时的环境温度与在轨控制温度最大差异为4 ℃。计算主反射镜组件在温度变化4 ℃时，反射镜面形PV、RMS的变化值。为了尽量模拟组件自由状态下温度变化对镜子面形的影响，将组件的固定约束只加载在组件1个节点上。计算结果如图4所示，镜子面形PV变化为3.02 nm，RMS变化为0.56 nm，满足表1所示设计指标要求。在相机温控指标范围内，此量级的面形变化不会影响镜头的成像质量。

图4 温度变化 4 ℃ 镜子仿真位移结果Fig.4 Simulated displacement of mirror assembly with temperature variation of 4 ℃

3.3 组件动力学计算

在遥感相机中，主反射组件使用60个螺钉固定于相机主结构中，因此在对组件进行频率特性仿真时，于组件安装面施加60个固支约束，用于模拟组件的螺钉连接。仿真结果显示：组件的一、二、三阶模态频率接近，分别为 164.3、169.5、174.6 Hz，模态均为反射镜绕直径轴摆动（见图5），四、五阶模态频率接近，均为328.9 Hz，模态均为镜子平动（见图4）。从组件的仿真结果看，组件的设计基频大于120 Hz，满足刚度要求。

图5 主反射镜组件前五阶模态仿真Fig.5 The first five modes of primary mirror assembly

4 组件地面环境试验及结构稳定性

遥感相机在卫星主动发射段会经历相应的振动环境，且相机在轨运行时处于高真空环境中，因此为保障主镜组件在后期整机振动及在轨时的稳定性，需对组件进行振动试验及真空放气试验[6]。

4.1 组件振动试验

主反射镜组件通过振动工装与振动台连接组件进行振动试验。图6所示为试验现场。

图6 主反射镜组件振动试验Fig.6 Vibration test of the primary mirror

振动试验的条件来源于整机进行力学试验时主反射镜组件所在安装面的响应条件。振动试验时，组件进行0.5g扫频、随机、0.5g扫频试验。经试验验证组件基频为158.0 Hz，与计算仿真结果基本对应。组件振动前后，以主反射镜建立测量基准，评估组件安装接口的空间位置变化，结果为安装接口面法线角度变化不超过3″，镜面顶点平移量不超过3 μm，满足主反射镜组件振动试验后结构稳定性要求。

4.2 主反射镜组件真空放气试验

主镜组件真空放气试验条件为温度40 ℃、真空度优于 10-4Pa，时间为 48 h。在进行放气试验前将真空试验设备清洁并烘烤，保证环境洁净度。组件放气前后，采用与振动试验前后相同的检测评判标准，试验后测量结果为：安装接口面法线角度变化不超过3″，镜面顶点平移量不超过3 μm，满足主反射镜组件真空放气结构稳定性要求。

4.3 小结

由以上的环境试验可见，主反射镜组件的结构具有很高的稳定性，再次经历力学振动（整机验收、卫星发射主动段）及在轨放气后，组件结构关系变化满足要求，即组件结构满足要求的稳定性。

5 结束语

本文对某型号主反射镜组件的结构设计及材料选取进行了介绍，组件设计总质量为22 kg，组件中镜子与托框采用侧齿咬合在齿间注胶的支撑方式，在托框下设计有卸载环结构，用于卸载外界的强迫位移。仿真计算表明，组件在y向1g重力和4 ℃温度变化情况下面形RMS值变化分别为0.42 nm和0.56 nm，组件在装调方向下由重力引起的镜面顶点位移不超过0.8 μm，光轴倾角变化不大于0.01″，组件基频为 164.3 Hz。经过振动试验验证，组件真实基频为158.0 Hz，与仿真结果基本对应；组件在振动和真空放气试验后的安装接口面法线角度变化均不超过3″，镜面顶点平移量不超过3 μm，具有高结构稳定性。综上，所设计的主反射镜组件性能全部满足设计指标要求。

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