Galileo卫星激光反射器的结构设计

吕华昌,陈念江,钟声远,李楠楠,耿园园

(固体激光技术重点实验室,北京 100015)

1 引 言

激光反射器又称激光合作目标(Laser Retro-Reflector,简称LRR),装载在卫星表面,其作用是将地面人卫测距站发射的激光光束按入射方向反射回地面,以实现地面测距站和卫星之间的远距离测量(Satellite Laser Ranging,SLR)。除此之外,激光合作目标在对远距离目标、导弹、运载火箭等物体的精密测量中也有广泛的应用[1-3]。

为完成科学目标的精确测量,激光反射器组件必须满足卫星载荷的技术指标,包括测量距离、测量范围以及测量精度等。同时为保证科学测量任务的可靠实施,反射器组件应满足卫星地面段(制造、组装、运输、储存、试验等条件)、发射段(声、振动、冲击和加速度等力学环境)以及轨道运行阶段(真空、微重力、高低温交变、强辐射等空间环境)三个阶段的环境和载荷要求[4]。

卫星激光反射器的结构设计是激光反射器设计的重要内容,主要包括反射器阵列结构布局、角反射器组件结构、结构环境防护、环境载荷仿真分析等内容,本文以Galileo卫星激光反射器为例,阐述了中高轨卫星激光反射器结构设计所需解决的一系列问题和措施途径。

2 结构布局和组成

星载激光反射器的结构通常采用若干角反射器阵列结构组成,与单一角反射器CCR相比,可减小尺寸和重量,提高合作目标远场角,减小光束发散角,对传输中激光因大气非均匀性引起的畸变进行光学补偿。为实现科学目标的有效测量,激光后向反射器组件应具有较高的激光反射率和较小的发散特性,以保证反射信号具有足够的光强[1]。

对于低轨卫星,激光反射器通常采用半球(图1(a))或半圆台结构(图(b)),使阵列的有效反射面积在观测区域对称分布且保持均匀,保证在低仰角条件下也可完成测距；对于中高轨卫星,则采取平面排列方式(图1(c))；导弹、运载火箭用激光反射器结构与低轨卫星类似(图1(d))；月球用激光反射器结构与中高轨卫星类似(图1(e))[1-2]。

图1 各种激光反射器结构

Galileo卫星设计轨道高度为23200 km,属于中轨卫星,结构设计采取平面类圆形排列方式(图2),布局包络直径小,结构紧凑、各个角反射器组件可分别独立安装、调试,装调便利。

激光反射器结构由固定基板、角反射器阵列组件以及相应的固定安装连接件组成(图2),固定基板采取金属蜂窝菱形优化结构,重量轻便同时兼具良好的结构刚度。

图2 Galileo卫星激光反射器外形

角反射器为四面体锥状棱镜结构,具有空间定向发射特性。作为一种无源光学器件,角反射器的特性(形状、几何尺寸、角误差、镀膜等)决定激光反射器的性能。例如,直角面镀膜的角误差决定激光反射器的远场衍射光斑分布和速度光行差补偿；直角面镀膜的角反射器可增大倾斜角,适宜低轨卫星；对于高轨卫星,反射率为主要问题,通常采用不镀膜方式等；而角反射器的结构组装方式,尤其是机械结构和热应力直接改变和影响反射器几何形态,一定程度上影响光学性能[1,5-6]。

Galileo卫星角反射器的结构固定以变形最小原则进行设计,考虑卫星特点,角反射器采取直角面不镀膜方式,因此,不可使用直角面弹性固定的方式,必须使其固定部位在光学有效反射截面之外。

单个角反射器组件结构由金属壳体、角反射器和角反射器弹性/缓冲结构单元组成。为防止CCR松动和保护角反射器,在金属壳体座和角反射器之间添加弹性/缓冲结构单元,角反射器弹性/缓冲结构单元即可用于减振缓冲,又可用于热高低温环境变化引起的轴向间隙补偿。

3 结构设计主要问题和途径

作为激光反射器的基础,反射器结构应具备足够的强度、刚度和精度维持反射器的正常功能,满足星载对其结构特性(质量和尺寸)、固有频率、环境试验、空间辐照、静电防护(ESD)、隔热传导等方面的技术要求。

3.1 材 料

反射器材料设计应保证刚度、强度、韧性、耐腐蚀性等机械结构性能,满足相应的空间环境稳定性、热物理性能、材料真空出气要求和制造工艺性能要求[4]。

作为高轨星载舱外设备,Galileo激光合作目标需满足寿命12年(外露零件需承受109lad粒子射线辐射),设计工作温度-160～140 ℃的高真空环境要求。

设计选取航天A级防锈铝基合金,以满足结构基体的重量、强度、应力腐蚀性和机械可加工性要求；选取工作温度范围广(-200～260 ℃)、机械性能好、抗辐射性高的聚酰亚胺(PI)作为隔热材料；选取比强度高的钛合金作为螺钉连接材料；选取高低温弹性稳定性高的铍青铜作为弹性锁紧材料。

为保证星载环境和三向消应力要求,核心关键光学角反射器材料采用优质宇航3D级高纯熔融石英玻璃；辐照寿命实验表明,在承受109lads辐射之后,石英玻璃透光性完好,样片光学性能变化微小(试片厚度5 mm,透过率仅由92.80%降低至92.52%)。

3.2 减振隔冲

在地面段、卫星发射段或轨道运行阶段,反射器会承受多次宽频带高量级任意方向、不同种类的振动或冲击。过大的振动和冲击会对反射器组件的结构,特别是对角反射器CCR容易造成变形或损伤,从而影响寿命和工作精度,对于高轨长寿命卫星,通常所采用的橡胶、聚氟乙烯等常规工程减振材料均无法满足要求。

Galileo结构通过添加专研减振材料,局部和整体防护方式解决了此问题,采用本减振隔冲技术的激光反射器整体通过了全部的机械和热环境鉴定试验,其中单个角反射器可经历持续时间为240 s150 gRMS综合量级的随机振动、X/Y/Z向机械冲击波(100 Hz:40g;1500 Hz:2200g,10000 Hz:2200g)以及8次的-155～+135 ℃的高低温真空循环,试验完毕机械结构和光学性能均保持完好一致。

3.3 静电防护(ESD)

静电积累可能对设备自身或星体其他电子设备造成损伤,加上石英玻璃为非导电绝缘体,正常情况下静电荷无法安全释放,必须考虑静电防护。

为增加静电荷传递效率和可靠性,采取下述途径:

1)在角反射器入(出)光表面镀ITO导电膜,促使静电荷快速释放；

3)导体之间采用大量多点面接触,任意一点面的失效不影响电荷的传递；

经测试,Galileo激光后向反射器接地良好,角反射器光学表面和接地位置的最大电阻值小于0.3 mΩ,满足设计要求(小于10 mΩ)。

3.4 热 控

作为空间舱外设备,反射器和卫星之间的传热包括传导和辐射两种途径[7]。

星载外露设备表面的热辐射性质决定于热控涂层表面的特性(热吸收率αs和辐射率ε),特别是在高真空太空环境下,卫星和周围环境之间的传热只有通过辐射方式完成。

为减少激光后向反射器和卫星本体之间的热漏,维持卫星本体各工作设备的温度稳定,需进行低导隔热热控设计。

1)自身温度的控制

反射器自身温度的控制是对基体外露元件的表面热物理特性进行合理的热参数设计。

敬按：先襄毅公尝云；元季兵燹谱牒散逸，无从追考。始以八一府君为始。曰始者，不得已而权之之词也。后获山阴旧谱及家乘，则自评事公至八一公七世犁然可考，又安得不以评事为始迁祖乎？既以评事为始迁祖，则不得有二始始，追而谨书之，期无失乎襄毅之遗意也。[1]

Galileo采用航天铝光亮阳极氧化工艺对金属结构材料进行表面热控处理,控制材料吸收率αs和辐射率ε。

2)与卫星的热交换

为避免热交换对卫星本体设备造成影响,对激光反射器的热交换做出限制(小于±5W),采取下述结构热控措施:

a)添加合适的低导热率的隔热垫片,以隔绝激光后向反射器和卫星之间的热传导；

b)添加当量导热系数极低的多层隔热材料(MLI)以隔绝固定基板底面和卫星安装面之间的热辐射。

通过I-DEAS/TMG软件仿真分析,采用本热控设计技术方案的角反射器理论计算工作温度为-87.7～+25.7 ℃(图3),增加计算裕度后激光后向反射器理论计算工作温度为-146～+85.4 ℃(实际产品鉴定温度为-146～+115 ℃)；与卫星的热交换量4.89 W,符合设计要求。

图3 角反射器瞬态温度变化图

4 载荷结构分析和仿真

反射器所受的环境载荷分为静载荷和动载荷两类,主要包括三轴惯性加速度、正弦扫频、随机振动、冲击(机械和温度)等。

Galileo设计通过三维CAD软件建立激光反射器结构模型,利用工程CAE软件对其进行有限元计算和处理(图4),以验证设计合理性和优化结构。

图4 激光反射器有限元模型

1)结构静应力

最大结构静应力发生在高温工况(+140 ℃),最大应力及MS值见表1。

表1 最大结构静应力及MS值

注:①σallowed值为屈服强度；②σallowed值为极限强度。

2) 结构动应力

最大结构动应力发生在Z向随机试验过程中,最大应力及MS值见表2和图5。

表2 最大结构动应力及MS值

注:①σ-1值为疲劳循环应力(MPa)。

图5 零件应力、位移云图(Z向)

3)结构模态

全约束条件下,一阶Z向固有频率为231 Hz,满足设计要求(>140 Hz)；任一螺钉失效的情况下,最小一阶固有频率为186.14 Hz,依旧满足>140 Hz ；实际实验所测全约束条件下一阶最小固有频率(竖直Z向)约为223 Hz。结构模态云图如图6所示。

图6 结构模态云图

4)结构应力对光学的影响

a)结构静应力对光学的影响

机械和热应力引起的结构变形会直接引起内部CCR光程的变化,从而影响光学性能,特别是刚装配完毕的角反射器由于内部瞬间产生应力梯度,改变原有平衡状态,光学FFDP发生明显变化,因此进行应力释放,促使角反射器内部晶粒排布趋于稳定[5]。如图7所示。

图7 机械装配应力对光学性能(FFDP)的影响

由表面变形δ引起的远场衍射归一化能量FFDP分布可表示为[8]:

(1)

装配以及热变形引起的CCR有效入(出)射面面形变化PV值如表3所示,可以看出对光学性能ΔE影响较小。

表3 最大结构静应力变形及PV值

注:①λ为绿光波长532 nm；②ΔE为能量变化。

b)结构动应力对光学的影响

机械和热动态环境试验前后光学FFDP的变化如表4所示,可以看出试验前后光学性能变化微小。

表4 动态环境试验前后FFDP对比

5 结 论

本文阐述了Galileo卫星激光反射器结构设计的基本思路、主要问题和解决措施,同时针对星载机械和热环境载荷进行了仿真模拟计算,并对其计算结果进行了讨论分析,分析结果表明设计合理可行。

作为中欧伽利略合作专项唯一上星产品,四颗Galileo激光角反射器(Galileo-101、102、103、104)已分别于2011年10月和2012年10月随星成功发射。进入国际测距网联测后,数十个站点对其进行了追踪观测,截止2017年9月6日,共获得标准点数121080个,有效观测圈数已达32688圈,观测效果明显优于同类国内外产品,测距范围、测距精度均满足设计要求,在实际工程应用中进一步验证了Galileo结构设计的合理。