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VT望远镜系统选择Ritchey Chretien加校正镜的光学结构,由主反射镜(Primary mirror)、次反射镜(Secondary mirror)、校正镜(Corrective lens)和分光棱镜(Dispersion prism)组成,如图1所示。光束通过主次镜校正球差和彗差,通过校正镜校正其他轴外像差,最后通过分光棱镜分别汇聚到红波段和蓝波段焦面上。光学系统采用小F数的主反射镜设计,有效压缩了望远镜系统规模。
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空间相机反射镜面形误差不仅要满足光学设计要求,还要求质量足够轻。基于对空间恶劣环境的考虑,轻量化反射镜的镜体材料应具备以下特点:比刚度大、热膨胀系数小、尺寸稳定性好、抗辐照性好、易进行光学加工、易镀膜、热性能及力学性能具有各向同性、成本尽可能低等。制造空间光学反射镜片常用的轻质材料有铍、微晶玻璃、熔石英及碳化硅等,表1归纳了几种常用空间反射镜材料的性能参数。
Be Zerodur ULE Fused
silicaRB SiC Density/g·cm−3 1.85 2.53 2.21 2.19 3.1 Modulus/GPa 303 92 73 72 391 Poisson’s ration 0.043 0.24 0.17 0.17 0.25 Thermal conductivity/W·m−1·K−1 216 1.46 1.4 0.5 120-170 Expansion coefficient/K×10−6 11.4 0.05 0.03 2.9 2.5 Table 1. Commonly-used space mirror material property
从表1中不难看出,Zerodur、ULE和Fused silica等玻璃材料虽然线胀系数较小,但比刚度低,Be的综合性能较高,但铍粉末毒性大,不利于光学加工。
SiC材料的比刚度大,相比玻璃材料能够达到更高的减重比,具有良好的热传导性能,热变形系数较小,具有优异的制备性能,加工工艺成熟,能够实现形状相当复杂的镜坯成型。SiC材料以其优异的物理性能和良好的工艺性能,正逐渐成为最具发展前途的新型轻量化反射镜材料[2]。综合考虑材料的性能和加工工艺,选择SiC材料制造VT的主反射镜。
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主反射镜组件研制流程如图2所示,首先确定主镜组件的整体结构方案,如图3所示,综合考虑SiC材料加工工艺特性、自重形变、光学加工形变等要求进行反射镜高轻量化结构设计;然后选择适当的支撑方式并对柔性支撑进行参数优化设计,采用与支撑热膨胀系数接近的铝基碳化硅高刚性材料设计高轻量化背板,对主反射镜组件进行有限元分析,自重和热变形满足设计要求后进行微应力装配;最后利用干涉仪对主反射镜组件进行面形检测验证设计结果。
1.1. 光学系统设计
1.2. 主镜材料选择
1.3. 主反射镜组件研制流程
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高度的轻量化提高了反射镜的比刚度,却使其结构绝对刚度下降,因此镜面对重力和热应力的敏感度也迅速增大,由此合理地设计反射镜支撑结构是空间相机轻量化反射镜组件设计的难点。
空间相机轻量化反射镜常采用中心支撑、周边支撑和背部支撑等方式[6-7]。VT相机碳化硅主反射镜口径中等大小,由于采用了边缘轻量化结构,采用周边支撑不会增大反射镜组件的径向尺寸,且周边支撑具有装配简单、定位精度高等优点。因此主反射镜采用侧面三点支撑方式,既约束了所有的自由度又不会过定位,支撑结构中采用的柔性环节减小了反射镜装配应力以及反射镜与支撑结构之间的热膨胀系数不匹配造成的热应力。支撑结构材料选用钛合金,能够保证柔性结构的加工稳定性,同时其高屈服极限能够保证柔性结构在发射环境下的安全性[8-11]。
考虑反射镜力学环境以及两脚架设计参数-柔性节长度l,宽度d,厚度t,两脚架最小距离w和两脚架角度φ,如图6所示,对反射镜面形影响的敏感度,如图7所示,对以上参数进行了综合优化,如表2所示,最终优化结果为l=10 mm,d=8 mm,t=1.5 mm,w=21 mm,两脚架角度φ=56°。
Figure 7. Effection of the variation of bipod flexure dimension parameters on surface error of the primary mirror
Parameters Ranges Steps Optimization results L/mm 5-20 0.2 10 w/mm 5-15 0.2 8 t/mm 1-2 0.1 1.5 d/mm 10-25 0.5 21 φ/(°) 40-120 2 56 Table 2. Optimization results of flexure support parameters
主镜背板是VT的关键组件。它同时也是整个相机(包括主镜组件,承力筒组件,后光学系统组件等)的支撑部件。为保证相机的性能,背板必须具备强度高、刚度高、热膨胀系数小和稳定性好等特点,同时还需要满足相机整体质量的限制。因此背板选用铝基碳化硅材料,密度较钛合金低三分之一,弹性模量接近钛合金的两倍,通过螺钉连接主镜柔性支撑,支撑板设计为不等厚背部开孔轻量化形式,如图8所示。
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柔性支撑与镜体通过加工及装调工艺保证0.2 mm胶粘间隙,采用3M 2216环氧结构胶粘接。支撑与主镜粘接面积约为2 000 mm2,结构胶剪切强度约为6 MPa,主镜质量为7 kg,以安全因子取4计算,可经受428 g加速度,具有很高的安全裕度。
如图9所示,在结构设计上保证两脚架中心与反射镜质心水平面重合,使支点出现在反射镜中性面上,避免力矩耦合到反射镜上[12-14],根据有限元分析,此时泽尼克系数Z5为0,因重力造成的面形误差引起的像散最小。装配完成后的主镜组件如图10所示。
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对主镜组件与铝基碳化硅背板进行一体化分析,验证整体设计结果。将背板与桁架安装点固支,背板与柔性支撑通过螺钉连接约束,支撑与反射镜间胶层厚度0.2 mm,采用面与面黏结约束。对主镜组件分别施加1 g垂直于反射镜光轴的重力载荷和2℃整体温度变化,有限元分析结果如图11所示。
Figure 11. Finite element analysis results of the primary mirror assembly. (a) Optical surface deformation due to 1 g gravity; (b) Optical surface deformation due to 2 ℃ temperature
在1 g重力载荷作用下,主镜面形变化PV值为23.4 nm,RMS值3.8 nm,最大刚性位移1.4 μm;在2 ℃整体温度变化载荷作用下,主镜面形变化PV值为26.5 nm,RMS值为4.5 nm,最大刚性位移1.3 μm,曲率变化0.05 mm。均远优于光学设计要求。主反射镜组件的一阶频率340.6 Hz,满足卫星及载荷的设计要求。