无损检测技术在空间遥感器复合材料结构检测中的应用

空间遥感器作为重要的对地观察飞行器,其复合材料结构件在生产、成型过程中易产生分层、夹杂、气孔等缺陷,针对不同的复合材料结构件的特点,结合超声波检测技术、敲击检测技术、X射线检测技术、目视检测技术等各项无损检测技术的特点及检测原理,在保证检测过程质量控制基础上,确定最优检测方案,从而有效检出不同类型的缺陷,为产品交付提供依据,保证空间遥感器在轨运行的可靠性。

PSR-SQUARES:基于程序空间约简器的SQL逆向合成系统

针对SQUARES程序空间增长过快,导致程序合成效率偏低的问题,在SQUARES的基础上,增加了以深度神经网络为核心的程序空间约简器,将给定的<被查询表,查询结果>示例表示成二维张量,作为深度神经网络的输入,网络的输出是关于目标SQL语句合成规则的相关性标记向量。约简器根据神经网络的输出结果,采用末N位淘汰策略,删除与目标SQL语句相关性弱的合成规则,以减少候选SQL语句的生成和验证,提升系统合成效率。对约简器中深度神经网络的结构设计、训练样本集的生成方法和网络训练过程进行了详细描述。同时将PSR-SQUARES与当前有代表性SQL逆向合成系统进行实验对比,实验结果表明,PSR-SQUARES的综合性能不同程度地优于其他合成系统,平均合成时间由SQUARES的251 s降低至130 s,目标程序合成成功率由80%提升至89%。

大口径空间光学遥感器辐射散热器的设计及应用

为满足大口径空间光学遥感器高效率、低密度散热的需求,提出一种基于高导热石墨膜的空间辐射散热器。对高导热石墨膜的基础物理性能、结构成分、力学性能、热性能、空间环境适应性等进行较全面的测试分析。将高导热石墨膜与热管、蜂窝板等结合起来解决高导热石墨膜应用中常见的厚度方向导热系数低、力学强度低、硬度低、厚度薄、单块尺寸小的难题。对散热器和2种传统空间辐射散热器进行对比仿真分析,仿真分析结果表明:同等散热能力下,高导热石墨辐射散热器的质量仅为传统铝合金板散热器的约1/3,仅为传统铝蜂窝板辐射散热器的约1/2。通过热平衡实验和在轨飞行应用对散热器的散热性能进行验证,验证结果表明:仿真值与在轨值具有良好的一致性,散热器具有优异的力、热性能及显著的减重优势,可广泛应用于各种航天器的散热及均温。

空间光学遥感器反射镜柔性支撑的设计

为降低光学遥感器反射镜在复杂且恶劣的空间环境下的面形误差,设计了一种柔性支撑结构,使反射镜在具有良好的热尺寸稳定性的同时结构刚度满足力学要求。针对某长圆形光学反射镜组件,通过设置柔性铰链的厚度、最薄处厚度和柔性铰链圆弧半径3个特征参数,对柔性铰链进行合理的结构设计。采用有限元法对反射镜组件在力热耦合状态下的面形精度和结构强度及结构的动态刚度进行仿真分析,结果表明,反射镜面形PV值由350.08nm降至59.03nm,RMS值由102.67nm降至9.11nm,柔性结构保证了反射镜的热尺寸稳定性,同时满足力学要求。最后,对反射镜组件的力热模拟件进行力学试验,得到的结果显示其3个方向的基频分别达到264Hz,290Hz和320Hz。这些结果表明,该柔性支撑结构设计方案是合理可行的。

SiC和SiC/Al在TMA空间遥感器中的应用

简述了空间遥感器的空间应用环境和三反射镜消像散(TMA)轻型遥感器的特点,介绍了遥感器设计中材料选择的重要性及影响,在TMA轻型遥感器研制中选用了具有高导热性和高比刚度的SiC和SiC/Al复合材料。对SiC和SiC/Al复合材料与常用光机材料的空间应用综合品质因子进行了比较,SiC材料的综合品质因子为8072.92,是常用光学材料的3～8倍,高体分SiC/Al复合材料的综合品质因子为1687.50,为常用机械材料的5～9倍。对遥感器的主框架进行了模态分析和试验,验证了分析计算模型的正确性;对遥感器进行了空间环境下光机热的集成计算,得出了在空间环境下遥感器的光学传递函数。计算及实验证明,这些材料的应用提高了遥感器的机械性能和热性能,提高了TMA轻型空间遥感器的空间适应能力。

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。

空间遥感器支撑桁架的模态计算与试验

为保证空间遥感器成功发射,采用有限元法计算了主要承受动力学载荷支撑桁架的模态特性,用锤击法对支撑桁架实物进行了模态测试。对计算结果与试验结果的模态频率进行了对比,用视觉比较、模态置信准则等方法进行了模态振型相关性分析。结果表明,桁架结构的一阶频率为154 Hz,满足了一阶频率>140 Hz的设计要求;桁架结构的有限元模型平均频率计算误差<10%,局部存在与试验结果相关性<0.5的振型,需要进一步的修正,才能满足后续工程的应用要求。

空间遥感器中窗口的热光学特性研究

光学窗口是空间光学遥感器应用系统中的重要组成部分 ,其热光学特性是其热控设计的指南。拟定某种温度边界条件后利用有限元法计算其稳态温度场分布 ,再将温度载荷和其它有关广义力载荷作为载荷 ,计算光学玻璃的变形。将变形值拟合为 Zemike多项式 ,输入到光学设计程序 Zmax TM中 ,计算出光学玻璃的变形所引入的波差。

超大口径空间光学遥感器的应用和发展

针对空间遥感技术的迅速发展及其对空间探测精度需求的提高,对研制更可行有效的超大口径空间光学遥感器的技术路线开展了研究。介绍了该领域已发射和计划发射的超大口径光学遥感器涉及的发展历史和结构特点,以及它们的研究现状和应用领域,主要包括整体式成像系统、分块可展开成像系统、光学干涉合成孔径成像系统和衍射成像系统等。分析对比了各种传感器的性能特点及现阶段的应用情况。最后,考虑我国高分辨率、高成像质量空间光学遥感器的应用需求,结合当前技术条件以及相关技术的发展趋势,分别针对2~4m大口径系统,4~10m超大口径系统和更大口径系统的成像需求提出了最佳解决方案。

石墨纤维增强铝基复合材料在空间遥感器镜筒结构中的应用

为了设计和制造出性能更加优越的空间遥感器,对一种新型航天材料—石墨纤维增强铝基复合材料(Gr/Al com-posite)进行了研究。突破了石墨纤维与铝合金的界面反应控制、纤维铺层和缠绕设计等关键技术,成功制备了石墨纤维增强铝基复合材料,材料的密度为2.12×103kg/m3,弹性模量为129 GPa,线膨胀系数为5.0×10-6K-1。针对这种复合材料,摸索出一套完整的加工和后处理工艺,并首次把这种复合材料应用在空间红外遥感器镜筒结构设计中,设计的镜筒较之钛合金镜筒减重31.8%。最后,完成了镜筒组件的加工装配、透镜的装校和随机振动试验。实验结果表明,镜筒组件的一阶谐振频率为284 Hz,高于100 Hz的设计要求,振动试验后光机系统没有发生变化。上述工作表明,石墨纤维增强铝基复合材料在航天遥感领域具有较高的应用价值。

离轴空间遥感器主支撑结构设计

长焦距离轴三反(TMA)空间光学遥感器各光学元件的位置精度和动态稳定性与其主支撑结构相关,因此,本文研究了遥感器主支撑结构设计方案。对比分析了主支撑结构的常用形式,确定了桁架结构方案,并对其进行了材料选择和连接工艺分析。推导了三杆结构(桁架基本单元)的一阶频率解析式,并确定了其最佳形式。在初始设计的基础上,利用灵敏度分析和参数优化设计方法得到了一种24杆式主支撑结构。作为验证,对该支撑结构进行了静态翻转和动力学试验。试验结果表明,主支撑由竖直状态翻转到水平状态后,前端倾角变化小于10″,一阶固有频率为55Hz,振动试验中支杆最大应力为135MPa,满足各项设计指标要求。

空间遥感器用环路热管瞬态数值模拟与在轨验证

为满足空间遥感器环路热管(LHP)在轨应用需求,建立了高分九号卫星电荷耦合器件(CCD)用LHP瞬态数值模型。模型采用了节点-网络法和流动与传热关系式耦合的方法,考虑了蒸发器与储液器之间的传热传质过程。通过仿真与在轨数据的对比,发现LHP内部组件温度偏差为0.2~0.4℃,冷凝器测点温度偏差为0.5~2.0℃;预热器通过干度的变化调节了冷凝器外热流和热源工作模式的影响;热源的工作模式对蒸发器向储液器漏热、回路流阻及两相段长度均有影响。所提模型可用于不同轨道外热流及热源工作模式下,研究LHP内部各参数的变化规律,预测LHP系统的瞬态工作特性,并指导后续产品的设计与研发。

空间光学遥感器热试验外热流模拟及程控实现

以某太阳同步轨道空间光学遥感器为例,阐述了空间外热流分析计算、热平衡试验外热流模拟以及外热流程控加载的全过程。首先,总结了空间光学遥感器外热流模拟的完整流程。其次,简要介绍了太阳辐射、地球反照、地球红外辐射三种空间外热流的计算方法。然后,对该空间遥感器进行了空间综合吸收外热流计算,获得了阳照区及阴影区外热流平均值。最后,确定了热平衡试验外热流的模拟方法和策略,利用Lab VIEW语言编写了程控电源开环控制程序,实现了热试验外热流的准确加载。试验结果表明,外热流值加载偏差在±2.5%以内,满足热平衡试验要求。

空间光学遥感器精密调焦机构设计与试验

外界环境变化会引起空间光学遥感器产生离焦现象,导致遥感器成像质量下降,需要设计调焦机构来解决离焦问题。从保证遥感器成像质量和轻小型化的角度出发,详细介绍调焦机构的调焦方案、工作原理和系统组成,提出由双滑块机构实现调焦功能的新型调焦机构;对调焦机构的精度进行理论计算,得到该机构的定位精度和调焦镜的倾斜角度误差均满足设计指标要求。对环境试验前后的机构进行精度测试,试验结果表明,机构定位精度0.006 mm,调焦镜的最大倾斜角为16.5″,满足光学设计指标要求。理论分析和环境试验结果充分表明,该调焦机构具有结构稳定,定位精度高,环境适应性广泛等特性,在复杂多变的环境条件下能够满足空间光学遥感器精确调焦的目的。

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。

某空间光学遥感器的热分析和热设计

对某空间光学遥感器进行了热分析和热设计。分析其外热流,并根据其工作模式与热控要求,遵循"被动热控为主,主动热控为辅"的热控制策略,阐述了空间光学遥感器的热设计方法。通过热分析软件进行了计算机仿真,验证了热设计的正确性,其研究方法及结果对各类空间光学遥感器的热分析和热设计有一定的指导和借鉴作用。

离轴式空间光学遥感器的热设计与仿真

针对某离轴式空间光学遥感器光学系统和支撑结构的几何尺寸大、通光孔面积大、易产生较大的轴向和径向温度梯度特点,采用热隔离、热疏导及多分区温度补偿等手段对其进行了热控设计。通过建立遥感器结构的热分析有限元模型,利用I-DEAS/TMG软件进行了轨道外热流、高低温稳态工况及瞬态工况仿真分析。分析结果表明,热设计方案合理可行,满足设计要求,研究方法及结果对离轴式空间光学遥感器的热分析和热设计有一定的指导和借鉴作用。

低轨道轻质星载一体化空间光学遥感器的热设计

根据空间光学遥感器的轨道特点和任务需求,通过仿真分析对其进行了热设计。考虑近地空间环境的特殊性,选择防原子氧布作为多层隔热材料的面膜。为减小遥感器框架上安装的星上设备对遥感器温度的影响,设计了大热阻安装结构并使用了聚酰亚胺隔热垫。根据离轴三反光学遥感器及星载一体化卫星的结构特点,划分了主动加热区域,分配了加热功耗。由于遥感器对地观测频率低、工作功耗小、工作时间短,CCD焦面组件不设置散热面。根据遥感器的轨道参数和姿态,确定了3个典型工况并对其进行了仿真分析和热平衡试验。结果显示,遥感器本体温度为(18±4)℃、光学元件温度为(18±2)℃、CCD温度≤30℃,得到的仿真分析结果和试验数据验证了遥感器热设计的有效性。

空间遥感器高体份SiC/Al复合材料反射镜组件设计

为消除反射镜与支撑结构材料线胀系数差异产生的热变形对反射镜面形精度、系统成像质量的影响,采用高体份Si C/Al复合材料作为新型反射镜组件的材料。首先,通过合理的结构设计及有限元分析比较,确定了Ф600 mm口径反射镜结构参数,然后,对反射镜组件进行了静力学和动力学分析,在1 g重力载荷作用下,反射镜X、Y、Z方向去除刚体位移后的镜面变形RMS值分别为12.6,12.7,12.6 nm,达到了λ/50(λ=632.8 nm)。最后,为了验证高体份SiC/Al复合材料反射镜组件的结构性能及检验结构在振动条件下的抗干扰能力,对反射镜组件进行了力学试验,反射镜组件的一阶谐振频率为556.6 Hz。力学试验前后,反射镜镜面面形误差RMS分别为0.021λ、0.025λ,没有明显变化。实验结果表明:高体份SiC/Al复合材料反射镜达到了与SiC材料反射镜相同的设计指标要求,能够满足空间应用。