空间相机反射镜支撑结构的设计与分析

　　随着空间科学技术的迅猛发展，用户对空间相机的观测分辨力和成像质量提出了越来越高的要求。在反射式空间相机中，反射镜是必不可少的关键部件之一，其在轨工作状态下的面形精度直接决定了系统的最终成像质量，因此在设计过程中改进反射镜支撑结构柔性环节的参数尺寸，使面型误差达到设计要求具有重要的实际意义。

　　由于空间光学仪器的特殊要求和特定任务，决定了光学仪器必须在恶劣的空间环境下具有可靠的光学性能，这些严酷的空间环境体现在运载阶段的动力学环境以及空间轨道热环境，在发射阶段要经历过载冲击的作用，在入轨后，处于空间微重力环境领域的特殊工作环境，引起应力释放，这些都将引起反射镜发生面形变化[1 4]。本文利用有限元仿真分析方法，对完成初步设计的某空间可见光相机反射镜组件支撑结构进行柔性设计，并对三种尺寸的柔性结构进行面形误差分析，从而取得了满足面形精度的较佳尺寸，然后通过模态分析、频率响应分析和准静态分析验证了它同样符合刚度和强度要求。

　　1 初步模型的建立与分析

　　反射镜组件包括反射镜、锥套、支撑件和背板，建模的原则是在尽量保证仿真计算结果正确的前提下，忽略或简化一些对整个结构应力分布影响较小的细微特征，使模型尽可能的简单，以简化建模工作。整个组件是通过背板上的 12 个安装孔来实现与相机机身的连接，因此分析时对这 12 个安装孔进行六自由度全约束，整个结构均采用手工划分为五面体和六面体单元，从而大大减小模型，减少了计算量。有限元模型如图 1 所示，反射镜的光轴方向为坐标 向，飞行方向为坐标 向， 向按右手原则确定。

　　利用有限元分析软件来实现虚拟样机仿真，在产品设计过程中通过仿真得到其工作性能及各种指标，从而可以部分甚至全部取代耗时、昂贵的物理样机研制过程，达到减少研发时间、降低研发成本的目标。空间光学系统反射镜组件在工作期间主要受到惯性载荷和热载荷作用，其中惯性载荷主要是系统被发射到太空后由于重力释放产生的大小约为9.8m/s2的加速度载荷，热载荷主要是组件温度的均匀变化。由于热控措施的保证，反射镜组件的温度可以保证在 xx±15℃以内。经过初步计算，反射镜在正 方向重力和正 15℃均匀温升时面形变化最大，因此下面的计算分析均以这种载荷进行。

　　对图 1 的模型定义了单元属性、载荷和约束之后进行静力分析，求解后得到反射镜的变形如图 2所示，图中的线框模型表示未发生变形的反射镜组件轮廓，实体模型为变形后的反射镜。