大口径反射镜轻量化结构比较及面形分析

　　0 引 言

　　随着空间技术的发展，为了提高空间探测器的地面分辨率，同时实现更高的成像质量，通常采用长焦距和大相对孔径的光学系统，因此光学零件的孔径越来越大，质量也越来越大，同时也带来了卫星质量的增大。目前，空间系统的发射费用大于 2 万美元每千克，光学系统减轻 100 kg 的重量，有效载荷就能够减少 250～300 kg，其结果不单节省了约数百万甚至上千万的发射费用，而且提高了空间探测器的飞行性能，特别是拦截器的飞行性能[1-3]。

　　由于光学系统是空间遥感仪器的重要有效载荷，其体积、质量的大小直接影响着系统的发射成本和工作性能，因此必须在保证动、静态刚度和强度的前提下对空间光学系统的结构进行最大程度的轻量化。其中反射镜的轻量化是整个系统轻量化中最基本最重要的环节[4]。为减少反射镜口径增大带来的重量增加、自重变形和温度变形等问题，人们提出了各种解决办法，如研制新材料、改进支撑方式等，而采用反射镜镜轻量化结构设计技术是最际、最有效的方法[5-7]。

　　本文将针对某空间光学系统主反射镜的实际特点，综合运用有限元的结构和热分析手段，分析比较不同的轻量结构形式下，主反射镜的力学变形和热血变形情况，从而确定该反射镜的最佳的轻量化结构形式。

　　1 镜体的初始结构参数

　　该主反射镜的结构形式如图1 所示，材料为 SiC 材料。主反射镜的参数为：孔径 D=515 mm;中心开孔直径 d=122 mm;镜面为凹双曲面(k=-1.010525);顶点曲率 R=-1 299.16 mm;镜体材料为 SiC(密度 ρ=3.05g/cm3，杨氏弹性模量 E=311 GPa，热膨胀系数 α=2.5×10-6/℃，热传导系数 λ=155 W/mK)。镜体采用平背式结构，相应的轻量化结构采用背部开口式。至于主反射镜的支撑方式，对于空间应用的光学系统，这里可以采用的有背部三点支撑(或多点支撑)和周边支撑两种。下文中将对这两种支撑方式下主反射镜的力学和温度变形进行分析。

　　2 镜体的轻量化结构设计分析

　　反射镜的轻量化孔结构主要有圆形、扇形、四边形、三角形和六边形。对于有中心孔的圆形反射镜一般不采用四边形轻量化孔结构(四边形孔与镜体边界——内环和外环的匹配性能不好，从而导致实际轻量化率相对较低);圆形轻量孔结构的刚度比较大，工艺性能也比较好，但是其轻量化率比较低，所以一般用在对轻量化率要求不高的小孔径反射镜体上(如次镜)，在大口径的主镜中应用得比较少。所以在下面的分析中主要分析比较了扇形、三角形、四边形和六边形几种轻量化孔结构。这里所要分析比较的各种轻量化结构的结构示意图如图 2 所示：(a) 三角形(方案 1)，(b) 六边形(方案2)，(c) 正方形(方案 3)，(d) 扇形-径向 3 格-周向 18-错位排列(方案 4)，(e) 扇形-径向 4 格-周向 18(方案 5)，(f) 扇形-径向 4 格-周向 18-错位排列(方案 6)，(g) 扇形-径向 3 格-周向 12-18-24(方案 7)，(h) 扇形-径向 3格-周向 18(方案 8);(i)为后面有限元分析时的有限元模型。