空间遥感器中大口径SiC主镜的轻量化设计

考虑到反射镜质量、尺寸对载荷敏感度、加工困难程度和总成本的影响,阐述了对空间遥感器大口径主镜进行轻量化设计与优化的必要性。叙述了主镜轻量化技术的一般规律,对几种轻量化方式进行了比较并给出了网格筋大小的确定公式。结合具体工程的主镜设计,针对SiC材料的空间反射镜提出了一种背部半封闭、三角形孔的轻量化形式,用迭代方法完成了轻量化设计,并制作了660 mm轻量化SiC反射镜。提出的设计方式解决了单种轻量化方式存在的不足,使单镜满足了质量小、刚度大的要求,为今后大口径SiC主镜的轻量化技术提供了借鉴和参考。

全自动金丝球焊机X-Y工作台的误差分析

全自动金丝球焊机是微电子封装设备中的核心设备,它是集精密机械、自动控制、图像识别、计算机应用、光学、超声波焊接等多领域于一体的现代高技术微电子生产设备.工作原理是通过X-Y高精度工作台和焊头的三维运动控制,采用超声波压焊方法,牵引直径只有20～50 μm的金丝,实现从芯片表面焊点到引脚框架的电气联接.X-Y工作台要求实现精度达5 μm,以便保证各焊点的精确位置.文章针对工作台的高精度要求,通过对其结构的具体分析,系统并详尽地对所设计的二维工作台的各种误差源进行了分析计算,得出了二维工作台定位精度的工程计算公式,同时介绍了二维工作台定位精度的测量方法,对理论结果与实测结果进行了分析比较,验证了误差分析结果的正确性,为高精度二维工作台的设计提供参考.

空间相机主镜展开机构设计方案分析

简述了近年来各种空间相机主镜分块方式与主镜展开机构的概念设计方案,对两个典型设计实例中展开机构的设计进行了分析对比,重点探讨了空间相机可展开系统设计中机械结构设计部分的一些方法与特点,对当前可展开机构设计的研究现状进行了总结,并给出了4m口径可展开光学系统主镜的设计要点与部分技术手段。

100nm步进扫描投影光刻机工件台、掩模台的发展

阐述了100nm步进扫描投影光刻机工件台、掩模台的功能与构成,并通过对国内外100nm步进扫描投影光刻机工件台、掩模台的技术现状的分析,总结出了100nm步进扫描投影光刻机工件台、掩模台所包含的各项关键技术,为100nm步进扫描投影光刻机工件台、掩模台的研制奠定了基础。

圆盘气足的工程计算方法

气足是气体静压止推轴承的一种， 是气浮导轨中最常见的部件。气足根据其形状又分为矩形气足与圆盘气足。圆盘气足广泛应用于三坐标测量机中。本文利用线性气源假设， 将气膜中的气体二维流动化为一维流动，使雷诺方程得到简单的解析解，推导出了圆盘气足承载能力的工程计算方法， 从而为气浮导轨中圆盘气足的设计找到了一条有效、快捷的途径。

空间相机大口径主镜支撑结构设计

空间相机大口径主镜的支撑技术一直是空间相机研制的关键技术。本文介绍了一种相机大口径主镜球铰支撑结构在研制过程中出现的镜面面形随着外界装配条件及温度的变化出现像散的问题,并通过对球铰支撑结构的分析与研究,找出球铰支撑结构的弱点,提出一种新型的柔性支撑结构,通过工程分析及优化确定了柔性支撑结构,利用各种环境试验,证明该支撑结构一阶模态可以达到近200Hz,具有较高的动态刚度;同时,该支撑结构对装配应力与热应力具有较大的适应能力,既能够在较大温度范围内保证镜面面形不变化,又能够保证主镜面形在重力载荷变化时达到指标RMS值为0.02λ(λ=632.8nm)的要求,为空间相机大口径主镜支撑技术打下了坚实的基础。

大孔径光学反射镜球铰支撑设计与分析

大孔径光学反射镜的支撑技术作为高分辨力相机的关键技术,既要兼顾反射镜的支撑刚度同时又要具有一定的柔性,能够适应温度变化对镜面的影响。大孔径光学反射镜采用球铰支撑可以极大地提高大孔径反射镜工作的可靠性,增强了反射镜的适应能力。本文通过几种反射镜支撑方式的比较,对大孔径光学反射镜球铰支撑的结构设计进行了论述,同时为了验证设计的可行性采用了非线性分析方法,对实际模型进行解算,确定了球铰支撑预紧力的选取范围为5～1500N。通过模拟件试验验证了采用球铰支撑的反射镜能够满足倾斜量<5″的设计要求,使反射镜在一定的工作环境中能够稳定地工作,满足系统成像的需要。本文可为大孔径光学反射镜支撑技术提供一定的参考和借鉴。

精密和超精密加工机床的现状及发展对策

精密和超精密加工技术的发展直接影响尖端技术和国防工业的发展。精密和超精密加工机床是精密和超精密加工技术的基础,本文在论述目前国内外超精密加工机床的现状的同时,介绍了国内外有代表性的几种超精密加工机床,并通过对比说明提出了我国应重视超精密加工机床的研究、加大投入的观点,对精密和超精密加工机床的发展对策给出了几条建议。

短路环激光切割机的研制

液晶屏短路环激光切割机是对液晶屏周边的短路环连线进行激光切割的一种先进的光电子设备,是激光技术和电子工业的结合产品,集光学、精密机械、计算机控制、电子线路设计等多种技术于一体,是典型的光机电一体化设备.本文详细介绍了短路环激光切割机的工作原理和构成,并在文章中总结了设备的特点.

空间相机电子设备热控系统设计

为了解决大功率空间相机电子设备的散热问题，对某空间相机电子设备的热控系统进行了设计。针对需要散热的电子元器件、印制板以及设备机箱采取了加导热片、表面发黑处理、填充导热填料等高可靠性的导热和辐射方式进行散热。然后，以某个器件为例建立了散热通道简化模型，进行了散热效果的估算。最后，根据电子设备的空间环境、结构特点以及采取的热控措施，应用TMG软件建立了热分析模型，对其热控系统进行了仿真分析，同时进行了电子元器件的结温计算。结果显示，电子设备印制板的温度为35．6～45℃，电子元器件的结温温度为45．4～88．5℃，均低于降额热控温度指标，散热效果明显。表明热控系统设计合理，所采取的热控措施能够满足设计要求。

空间遥感器大口径反射镜的复合支撑结构

针对空间遥感器反射镜对支撑功能的需求,设计了一种应用于空间领域的大口径反射镜复合支撑结构。该复合支撑结构包括A框加切向拉杆的周边支撑和3组whiffletree结构组成的背部支撑。研究了复合支撑的支撑原理和工程实现。基于功能分配和指标分配的理念设计了复合支撑结构。采用有限元分析的手段对设计结果进行了静力学和动力学仿真验证,然后对实际的支撑系统进行了相关的试验测试。试验结果表明,采用复合支撑的反射镜组件在工作状态下的面形精度优于λ/50(λ=632.8nm),镜体刚体位移小于0.01mm,镜体转角小于2″,质量小于50kg。整个组件模态分布合理,基频为161Hz,远高于设计要求的120Hz。各项仿真和测试结果均表明该复合支撑效果良好,满足空间遥感器对可靠性和稳定性的需求。

空间相机大功率CCD器件的热设计与热试验

对空间相机大功率CCD器件进行了热设计以解决其散热问题,为了验证热设计的合理性进行了CCD焦面组件的热试验。首先,介绍了以传导为主要散热措施的CCD器件热设计方案,CCD器件的热量主要通过热管传递到冷源;然后,针对整个焦面组件进行了试验规划,特别对模拟冷板进行了专门设计;最后,在真空环境下进行了综合试验。试验结果显示,功耗为10W的CCD器件连续工作70min,在12℃冷源的情况下,能够控制焦平面器件的温度<35℃。该试验验证了CCD焦面组件热设计的合理性,并为焦面组件热分析计算模型修正提供了依据。

空间遥感器反射镜组件结构设计方法

针对空间遥感器反射镜组件的结构复杂性和高性能需求,对空间遥感器反射镜组件的设计方法进行了研究。提出了一种经验设计、拓扑优化与尺寸参数优化相结合的设计方法,该方法可使设计结果快速收敛,获得最优化的设计结构。采用该方法完成了某空间遥感器反射镜组件的结构设计,通过有限元分析的手段得到了表征反射镜成像质量的RMS值,同时对整个反射镜组件进行了动力学分析计算,最后利用环境试验对有限元分析结果的正确性和设计的合理性进行了验证。结果表明:在重力载荷、温度载荷、镜面加工残差和装配误差的综合影响下,反射镜组件面形误差RMS值满足使用要求;整个结构有一个好的动态刚度和合理的模态分布,反射镜组件动态性能优良,满足使用要求。针对反射镜组件的设计,该设计方法是一种有效的、可靠的设计方法。

主三镜一体化离轴三反光学系统设计

离轴三反光学系统具有成像质量高、可实现大视场、无遮拦等优点,但其装调难度大,镜面支撑结构质量大。为解决这些问题,基于三级像差理论,研究一种主镜、三镜可集成一体化的大视场离轴三反光学系统,并以焦距为1 200 mm,F数为12,视场为10°×1°的光学系统为例进行了验证设计。结果表明:调制传递函数接近衍射极限,视场内平均波像差RMS值为λ/55,最大波像差RMS值为λ/22。设计结果显示,光学系统装调自由度由12个减少到6个,可使光机系统可得到简化,实现了主三镜一体化设计。

空间光学遥感器主反射镜轻量化及支撑设计

为了得到某空间光学遥感器主反射镜合理的结构及支撑方式,检验新型光学材料S iC的光学性能,尤其是应用于空间光学系统的可行性,通过建立该空间光学遥感器主反射镜组件的虚拟样机,采用有限元仿真的方法,分析主反射镜在背部采取不同形式轻量化情况下的质量及质心位置。建立几种主反射镜的有限元模型,采用合理的M PC约束边界条件,用有限元方法分析主反射镜在加工、测试状态下自身重力作用对反射面面形精度的影响。经过仿真比较及轻量化优化设计,得到一种主反射镜及支撑的合理化结构,轻量化率达到75.6%,反射镜面RM S值为12.53 nm,P v值为54.52 nm。最后的分析结果表明:质量、刚度及反射镜面精度均满足工程要求。

用于深空探测的宽谱段大视场小型光学系统设计

设计了一种宽谱段、大视场、轻小型成像光学系统.系统焦距为35mm,相对孔径为1∶7.5,工作谱段为0.4~0.9μm,全视场为2ω=60°,采用复杂化双高斯结构,透镜面形均采用球面设计,实现系统总长115mm,在70lp/mm处,最低光学传递函数大于0.45.利用负畸变法、像差渐晕法改善广角系统像面照度均匀性,使像面边缘视场照度达到中心视场的80%.像面照度不均匀性为8%,系统热光学性能良好,在0~40℃范围内均有较好的像质,满足深空探测需求.

空间遥感器反射镜背部支撑结构设计

鉴于空间遥感器反射镜组件需要具有高面形精度、高可靠性和高稳定性支撑的性能,设计了一种应用于天基反射镜的三点背部支撑结构,该支撑结构包括锥套、柔节和修研垫。对三点背部支撑的支撑原理以及工程实现开展了深入研究。对引起三点背部支撑反射镜组件面形误差变化的误差源进行了归纳总结,研究了各个误差源引起面形变化的作用机理,对支撑结构开展相应的设计来缓解各个误差源导致的反射镜的面形精度的变化。首先采用有限元仿真的方法对设计结果开展静、动力学仿真,然后对加工装配完成的反射镜组件开展了试验测试。测试结果表明,在工作状态下采用该三点支撑结构的镜组件的面形误差优于λ/60(λ=632.8 nm),镜体刚体位移小于0.01 mm,镜体转角小于2″,质量小于4.5 kg。整个组件具有合理的模态分布,基频是254 Hz,大大高于设计要求值120 Hz。镜组件在正弦振动和随机振动下的最大放大倍率为1.73倍,在正弦振动和随机振动下的最大应力为369 MPa,远低于选用材料的屈服极限。

空间遥感器线阵与面阵探测器共基板焦面组件设计

空间遥感器的焦面组件是空间遥感器的一个关键部组件,完成光信号到电信号的转变功能,要求其具有高拼接精度、高稳定性和高度轻量化的性能。针对某深空探测遥感器兼具推扫成像和凝视成像的功能需求,设计了一种线阵面阵探测器共基板的焦面组件,主要包括焦面基板、CCD组件、CMOS组件和视频处理电路板等。通过合理的布局,在一块焦面基板上完成了三片CCD芯片和两片CMOS芯片的布局设计,结构紧凑,散热效果好,同时利用铜片分割和电箱结构覆盖的手段提升了焦面组件的电测兼容性能。完成焦面组件的拼接,CCD探测器的搭接误差优于±2μm,各个探测器的共线和平行度误差优于±2μm,共面度误差优于±2.5μm。最终,对焦面组件开展了力、热环境试验,探测器的共线、平行度和共面度误差均无变化,表明焦面组件具有足够高的拼接精度和稳定性,焦面组件的基频为135 Hz,具有足够高的动态刚度,同时,还对整机进行了电磁兼容试验,性能良好。

火星探测可见光遥感相机的发展现状与趋势

介绍了近些年来国际上几个主要的火星探测遥感相机,包括美国的火星观测相机(Mars Observer Camera,MOC)、高分辨率科学成相试验相机(High Resolution Science Imaging Experiment,HiRISE),以及欧空局的High Resolution Stereo Camera(HRSC)的发展概况、主要技术指标和技术特点,指出遥感器应具备近红外成像和三维立体成像功能,开展亚米级分辨率精细观测是今后火星遥感探测的主要发展趋势。本文还探讨了不同目标观测对成像分辨率的要求。通过对发展现状的调研和科学需求的分析,为我国今后开展火星可见光遥感观测提供了指标选择和设计的依据。

结构优化型颜色传递融合方法

提出一种红外和可见光图像的快速彩色图像融合算法:结构优化型颜色传递融合方法.算法直接用灰度融合图像和源多波段图像的差异信号构成源YCBCR分量,然后在YCBCR空间运用统计颜色传递技术形成一幅具有与目标图像相似色彩效果的彩色融合图像.文中从数学上证明了YUV等符合通用YCBCR空间模型的颜色空间也可用于本文算法,所产生的融合结果与用YCBCR空间得到的结果相同.算法不仅限于融合红外和可见光图像,还可以用于融合其他谱段的双波段图像.实验结果表明,提出的彩色图像融合算法能够有效地生成一幅具有自然日光色彩效果的融合图像,算法中即使采用像素平均法进行灰度融合同样可以获得令人满意的融合效果.