一种热变形量可设计的大口径反射镜组件承力结构的制作方法

本发明属于空间光学领域，涉及高分辨率空间光学系统(如空间望远镜)中关键组件与相机主承力结构的热匹配设计，尤其满足航天领域的需求。

背景技术：

为了实现空间光学系统高分辨率观测并满足高信噪比要求，一般采用长焦距大口径反射式光学系统。由此带来了许多问题，一方面随着反射镜尺寸的增大，以及反射镜面密度越来越小，反射镜的柔性越来越大，反射镜刚度越来越低，对于背部离散支撑形式的反射镜组件，反射镜刚度的下降会导致反射镜因环境温度变化及镜体温度梯度而产生的镜面热变形增大，影响遥感器成像质量。

卫星入轨后，主反射镜组件及承力结构会因为温度的变化沿主镜径向产生较大的热变形，由于所用材料不同，主反射镜组件和承力结构的热变形量也不同，因此会对主镜产生影响面形精度的热应力，从而降低相机的成像质量。因此采用热变形量可设计的支撑结构，使支撑结构的热变形量与主反射镜径向热变形量相匹配，使主反射镜避免因结构热变形不匹配产生的热应力。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，为主反射镜组件与相机承力结构间设计了一套板式支撑结构。该支撑结构具有热变形量可设计性，在较大的温度范围内可以确保大口径主反射镜组件的径向热变形与承力结构径向热变形相匹配，这保证了空间光学系统在轨工作过程中支撑结构不会因为温度变化产生热应力进而对反射镜的面形精度产生影响。

本发明的技术解决方案是：一种热变形量可设计的大口径反射镜组件承力结构，包括主承力结构(2)、热变形量可设计的承力结构(3)；

热变形量可设计的承力结构(3)包括：阻尼胶(33)、热补偿板(32)、连接板(31)；热补偿板(32)的横截面为H型；连接板(31)为平板；

热补偿板(32)下端面与主承力结构(2)连接，热补偿板(32)的上端面与连接板(31)的下端面连接，连接板(31)上端面与外部反射镜组件支撑结构(1)连接；所述外部反射镜组件支撑结构(1)包括反射镜和bipod支撑结构；

当主承力结构(2)线膨胀系数大于外部反射镜组件支撑结构(1)的反射镜线膨胀系数时，热补偿板(32)材料为铝合金或钛合金，连接板(31)材料为铟钢；

当主承力结构(2)线膨胀系数小于外部反射镜组件支撑结构(1)的反射镜线膨胀系数时，热补偿板(32)材料为铟钢，连接板(31)材料为铝合金或钛合金。

所述的一种热变形量可设计的大口径反射镜组件承力结构，其特征在于：主承力结构(2)和热补偿板(32)连接方式为法兰连接或螺纹连接；热补偿板(32)和连接板(31)连接方式为法兰连接或螺纹连接；连接板(31)和外部反射镜组件支撑结构(1)连接方式为法兰连接。

连接板(31)上端面设置固定螺钉内螺纹孔，bipod支撑结构上也设置有与连接板(31)上端面的内螺纹孔相对应的固定孔，连接板(31)能够与外部反射镜组件支撑结构(1)的bipod支撑结构通过螺钉连接固定。

所述主承力结构(2)径向尺寸、热补偿板(32)径向尺寸、连接板(31)径向尺寸、反射镜安装位置到反射镜轴线尺寸，如图1所示，满足如下关系：

α₁L₁+α₃L₃-α₂L₂＝α_mL_m (1)

L₂＝L₃ (2)

式中：

L₁——主承力结构径向尺寸；主承力结构可以为圆形；

L₂——热补偿板径向尺寸；热补偿板可以为圆形；

L₃——连接板径向尺寸；连接板可以为圆形；

L_m——反射镜安装位置到反射镜轴线尺寸；

α₁——主承力结构线膨胀系数；

α₂——热补偿板线膨胀系数；

α₃——连接板线膨胀系数。

α_m——反射镜线膨胀系数。

所述热补偿板(32)具有一定厚度，热补偿板(32)的上端面开设有矩形凹槽，热补偿板(32)的下端面开设有矩形凹槽，深度为h；热补偿板(32)的下端面开设有和上端面深度相同的矩形凹槽，热补偿板(32)厚度h₁、连接板(31)厚度h₂，热补偿板(32)、连接板(31)宽度相等为b，反射镜组件总质量为m，如图3所示。为确保大口径反射镜组件地面试验阶段能复现与在轨工作时相同的性能，应满足的关系为:

mgμ_2s≤α₂E₂ΔT(h₁-2h)b (3)

mgμ_3s≤α₃E₃ΔT h₂b (4)

式中:

m——反射镜组件总质量；

g——重力加速度；

μ_2s——热补偿板与主承力结构间摩擦系数；

μ_3s——连接板与热补偿板间摩擦系数；

α₂——热补偿板线膨胀系数；

α₃——连接板线膨胀系数；

E₂——热补偿板弹性模量；

E₃——连接板弹性模量；

ΔT——温度变化范围，ΔT≤5℃；

h₁——热补偿板厚度，h₁≤15mm；

h₂——连接板厚度，h₂≤15mm；

h——热补偿板开设的矩形凹槽深度，h＝(1/3～1/4)h₁；

b——热补偿板、连接板宽度；热补偿板、连接板可以为矩形，宽度为短边长度；

所述热补偿板(32)的上端面的矩形凹槽内填充阻尼胶(33)，热补偿板(32)的下端面的矩形凹槽填充阻尼胶(33)，阻尼胶(33)的阻尼特性由具体的减振要求确定。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)目前国内外的大口径光学遥感相机在轨环境下主要通过柔性环节的变形来释放主反射镜组件与承力结构热变形不匹配的问题，然而随着主反射镜口径的增大，反射镜面型精度对热应力的灵敏度越来越高，单纯通过柔性变形释放热变形已经无法满足高分辨率相机大口径反射镜面型精度要求，本发明与现有通过柔性变形释放热应力的技术相比优点在于：热变形量可设计的支撑结构在一定温度范围内能够实现主反射镜组件与承力结构间径向热变形完全匹配，不会对反射镜组件产生热应力，保证反射镜在轨成像过程中的面型精度。本发明可以应用在口径2米以上圆形或长方形空间轻量化反射镜上。

(2)本发明主承力结构(2)和热补偿板(32)连接方式为法兰连接或螺纹连接；热补偿板(32)和连接板(31)连接方式为法兰连接或螺纹连接；连接板(31)和外部反射镜组件支撑结构(1)连接方式为法兰连接。该种连接固定方式可靠性高且能够完全限制各个零件间的六个自由度，确保大口径反射镜组件具有较高的位置精度。

(3)本发明热变形量可设计的大口径反射镜组件承力结构其优点在于：根据主承力结构(2)、反射镜所用材料的不同根据公式(1)、(2)、(3)、(4)对热变形量可设计的承力结构(3)进行热变形设计，实现卫星入轨后在较大的温度变化条件下反射镜组件支撑结构(1)与主承力结构(2)径向热变形完全匹配，从而消除了热应力导致反射镜面型精度下降对大口径反射镜遥感卫星在轨成像质量的影响。

(4)本发明热变形量可设计的大口径反射镜组件承力结构其优点在于：地面测试阶段存在重力作用的影响，而卫星在轨成像是失重状态，为保证大口径反射镜组件性能实现天地一致性，根据公式(3)、(4)对热变形量可设计的承力结构(3)进行设计，可以消除大口径反射镜组件在地面测试、温度变化时由重力作用产生的摩擦力引入的对大口径反射镜组件性能产生的不良影响。保证大口径反射镜组件在轨性能与地面测试性能的一致性。

(5)本发明热补偿板(32)的上端面的矩形凹槽内填充阻尼胶(33)，热补偿板(32)的下端面的矩形凹槽填充阻尼胶(33)，利用阻尼胶的减振性能保证大口径反射镜遥感卫星顺利通过发射过程力学振动环境。阻尼胶(33)的阻尼特性由具体的减振条件确定。

附图说明

图1为热变形量可设计的大口径反射镜组件承力结构总体结构图；

图2为热变形量可设计的大口径反射镜组件支撑结构示意图；

图3为热变形量可设计的大口径反射镜组件支撑结构剖面图。

具体实施方式

本发明的基本思路为：一种热变形量可设计的大口径反射镜组件承力结构，包括主承力结构(2)、热变形量可设计的承力结构(3)。该支撑结构用来解决空间大口径反射镜与其支撑结构线膨胀系数不匹配而引入的热应力问题。热变形量可设计的承力结构(3)包括：阻尼胶(33)、热补偿板(32)、连接板(31)。阻尼胶(33)填充在热补偿板(32)上下端面开设的矩形槽内。热补偿板(32)下端面与主承力结构(2)连接，热补偿板(32)的上端面与连接板(31)的下端面连接，连接板(31)上端面与外部反射镜组件支撑结构(1)连接。当主承力结构(2)线膨胀系数大于外部反射镜组件支撑结构(1)的反射镜线膨胀系数时，热补偿板(32)材料为铝合金或钛合金，连接板(31)材料为铟钢；当主承力结构(2)线膨胀系数小于外部反射镜组件支撑结构(1)的反射镜线膨胀系数时，热补偿板(32)材料为铟钢，连接板(31)材料为铝合金或钛合金。当环境温度发生变化时，利用主承力结构(2)、热补偿板(32)、连接板(31)热变形方向不同的特点，通过设计热补偿板(32)及连接板(31)的尺寸实现反射镜组件支撑结构(1)端径向热变形与主承力结构(2)径向热变形相匹配，从而消除径向热应力对反射镜面型精度的影响。

本发明一种热变形量可设计的大口径反射镜组件承力结构，包括主承力结构(2)、热变形量可设计的承力结构(3)。该支撑结构用来解决空间大口径反射镜组件与其支撑结构线膨胀系数不匹配而引入的热应力问题。热变形量可设计的承力结构(3)包括：阻尼胶(33)、热补偿板(32)、连接板(31)。热补偿板(32)下端面与主承力结构(2)连接，热补偿板(32)的上端面与连接板(31)的下端面连接，连接板(31)上端面与外部反射镜组件支撑结构(1)连接。当主承力结构(2)线膨胀系数大于外部反射镜组件支撑结构(1)的反射镜线膨胀系数时，热补偿板(32)材料为铝合金或钛合金，连接板(31)材料为铟钢；当主承力结构(2)线膨胀系数小于外部反射镜组件支撑结构(1)的反射镜线膨胀系数时，热补偿板(32)材料为铟钢，连接板(31)材料为铝合金或钛合金。当环境温度发生变化时，利用主承力结构(2)、热补偿板(32)、连接板(31)热变形方向不同的特点，通过设计热补偿板(32)及连接板(31)的尺寸实现反射镜组件支撑结构端径向热变形与主承力结构(2)径向热变形相匹配，从而消除径向热应力对反射镜面型精度的不良影响，确保大口径光学遥感器在轨成像质量优良。

下面结合附图和具体实施例对本发明进行说明。

热变形量可设计的大口径反射镜组件支撑结构示意图如图2所示。结构由阻尼胶(33)、热补偿板(32)、连接板(31)组成。热补偿板(32)下端面与主承力结构(2)连接，热补偿板(32)的上端面与连接板(31)的下端面连接，连接板(31)上端面与外部反射镜组件支撑结构(1)连接；

当主承力结构(2)线膨胀系数大于外部反射镜组件支撑结构(1)的反射镜线膨胀系数时，热补偿板(32)材料为铝合金或钛合金，连接板(31)材料为铟钢；

当主承力结构(2)线膨胀系数小于外部反射镜组件支撑结构(1)的反射镜线膨胀系数时，热补偿板(32)材料为铟钢，连接板(31)材料为铝合金或钛合金。

在轨工作时，当主承力结构(2)受热膨胀时，热补偿板(32)与主承力结构(2)的热变形方向相反，连接板(31)与主承力结构(2)热变形方向相同，当环境温度发生变化时，利用主承力结构(2)、热补偿板(32)、连接板(31)热变形方向不同的特点，通过设计热补偿板(32)及连接板(31)的尺寸实现连接板(31)自由端相对于主承力结构(2)基准端的综合热变形量为目标热变形量值，目标热变形量既为反射镜安装位置到反射镜轴线的变形量。

如图1所示，根据上述热变形量可设计支撑结构原理可得到下式：

α₁L₁+α₃L₃-α₂L₂＝α_mL_m (1)

L₂＝L₃ (2)

式中：

L₁——主承力结构径向尺寸；

L₂——热补偿板径向尺寸；

L₃——连接板径向尺寸；

L_m——反射镜安装位置到反射镜轴线尺寸；

α₁——主承力结构线膨胀系数；

α₂——热补偿板线膨胀系数；

α₃——连接板线膨胀系数。

α_m——反射镜线膨胀系数。

根据式(1)、(2)及实际情况下反射镜、主承力结构(2)所用材料的物理参数可得到反射镜安装位置到反射镜轴线尺寸自由膨胀所需的热补偿板(32)及连接板(31)的径向尺寸。

优选方案为：对于口径的反射镜组件，当主承力结构材料为钛合金、反射镜材料为SiC、热偿板材料为铝合金、连接板材料为殷钢时，L₁根据反射镜组件支撑结构优选范围为1.9m～2.1m、Lm根据反射镜的结构形式优化设计得到，根据经验公式优选为1.5m～1.6m。取L₁＝2m、L_m＝1.6m则根据公式(1)、(2)得到L₂＝L₃＝0.645m。

根据上述结果，在优选20℃±5℃温度变化范围内，反射镜的面型精度RMS为1/38λ(λ＝632.8nm)，相比于没有热变形量可设计大口径反射镜组件承力结构条件下的反射镜面型精度RMS＝1/5.2λ(λ＝632.8nm)性能提高了7.3倍，结果表明热变形量可设计的大口径反射镜组件承力结构能够消除热应力对面型精度的影响，使口径以上的光学元件在较大的温度变化范围内具有良好的面型精度，解决了高分辨率大口径光学遥感卫星在轨成像过程中热应力对面型精度影响的关键技术。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。