大型三反離軸相機熱控設(shè)計及在軌飛行驗證

陳維春　王海星

摘要： 遙感相機在軌運行過程中要面臨復(fù)雜的空間熱環(huán)境，為了保證相機的成像質(zhì)量，必須對其進行有效的熱設(shè)計。介紹了遙感相機熱控設(shè)計的主要理論，分析了某大型三反離軸相機的特殊性對熱設(shè)計的影響及對策。總結(jié)了相機的在軌溫度情況，并采用熱模型仿真的方法獲取了無溫度遙測位置的溫度結(jié)果。在軌分析結(jié)果表明，相機關(guān)鍵部位的溫度均在20 ℃±2 ℃的溫度指標(biāo)范圍內(nèi)，證明了相機熱控設(shè)計的正確性。

關(guān)鍵詞： 熱設(shè)計； 在軌； 驗證； 三反離軸相機

中圖分類號： V 445.8文獻標(biāo)志碼： Adoi： 10.3969/j.issn.10055630.2015.02.006

Verification of thermal design and inorbit flight for

large offaxis triplemirror anastigmatic camera

CHEN Weichun1， WANG Haixing2

（1.China Academy of Space Technology， Beijing 100094， China；

2.Beijing Institute of Spaceflight Dynamic， Beijing 100076， China）

Abstract： Remote camera is confronted with complex space temperature environment during flying. The effective thermal design is performed for ensuring imaging qualities. Primary theories of thermal design for remote camera are introduced， and the influence and countermeasure on characteristic of the large offaxis triplemirror anastigmatic camera for thermal design are analyzed. Finally inorbit temperature is summarized. Based on the simulation method of thermal model， the temperature results of position without telemetry temperature are obtained. Inorbit analysis result shows that all temperature of primary parts for camera is in the range of 20 ℃±2 ℃. The validity of thermal design for camera is proved.

Keywords： thermal design； inorbit； verification； offaxis three mirror anastigmatic camera

引言航天遙感相機作為衛(wèi)星的重要有效載荷，主要用于對地觀測以獲取地面圖像信息，在國民經(jīng)濟建設(shè)、國家社會發(fā)展等方面獲得了廣泛應(yīng)用。遙感相機在軌道上運行時要面臨復(fù)雜的空間熱環(huán)境，主要為4 K的冷黑空間與復(fù)雜多變的空間外熱流，即不僅要受到太陽輻射、地球反射和地球紅外輻射的影響，還要受到進出陰影區(qū)冷熱交變的影響[12]。復(fù)雜的熱環(huán)境容易使相機光學(xué)鏡頭產(chǎn)生較大變形，從而引起系統(tǒng)的成像質(zhì)量下降[36]。同時，相機焦面CCD器件作為相機的關(guān)鍵部件，對工作溫度的要求非常嚴格，過高或過低的溫度都會降低其光電轉(zhuǎn)換能力，增加暗電流和熱噪聲，導(dǎo)致信噪比下降，影響圖像質(zhì)量[78]。合理的熱控設(shè)計則是保證遙感相機圖像質(zhì)量的關(guān)鍵。隨著當(dāng)前空間光學(xué)遙感技術(shù)的發(fā)展，對遙感相機的成像質(zhì)量和地面分辨率等的要求越來越高。提高遙感性能的有效途徑之一就是采取增長焦距、增大口徑等措施，但隨之而來的是尺寸和重量的大幅度增加，結(jié)構(gòu)也更加復(fù)雜化，對溫度的敏感性也越來越高[9]。由此帶來的相機的大型化、結(jié)構(gòu)形式的特殊性及結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性等使得相機熱設(shè)計的難度也越來越大。目前三反離軸相機是國際上空間光學(xué)系統(tǒng)的主要發(fā)展方向之一，其具有如下優(yōu)點：不存在色差和二級光譜，適合寬譜段范圍的成像，設(shè)計靈活，既可以利用折轉(zhuǎn)反射鏡折疊光路縮短體積，又可以使用非球面鏡來獲得長焦距、大視場、大孔徑的組合[1011]。因此，三反離軸相機廣泛應(yīng)用于對地目標(biāo)觀測、多光譜熱成像、立體測繪等領(lǐng)域。本文分析了某典型三反離軸相機的特殊性對熱設(shè)計的影響，給出了相應(yīng)對策。在此基礎(chǔ)上，分析了相機的在軌溫度情況，從而驗證了相機熱控設(shè)計的正確性。光學(xué)儀器第37卷

第2期陳維春，等：大型三反離軸相機熱控設(shè)計及在軌飛行驗證

1遙感相機簡介相機的光學(xué)系統(tǒng)為三反離軸結(jié)構(gòu)，整機外形為一箱體結(jié)構(gòu)。相機結(jié)構(gòu)由前、后框架和桁架支桿組成，前、后框架由桁架支桿連接。次鏡組件、光電成像焦面組件、調(diào)焦機構(gòu)等安置于前框架上。主鏡組件和三鏡組件安置于后框架上。相機質(zhì)量約為400 kg，外形尺寸約為2 000 mm×1 000 mm×1 300 mm。圖1給出了相機構(gòu)型示意圖。圖1相機構(gòu)型示意圖

Fig.1Schematic diagram of camera structure相機在衛(wèi)星上安裝時，采用臥式安裝，通過相機底部若干支撐件同衛(wèi)星提供的底板連接，通過側(cè)面解鎖機構(gòu)同衛(wèi)星艙板連接，入軌后，側(cè)面解鎖機構(gòu)通過解鎖螺栓與衛(wèi)星脫離連接關(guān)系。安裝時，相機的+Z面（前端面）和+X面大部分區(qū)域暴露在空間環(huán)境，其它面均由衛(wèi)星艙板包圍。相機運行的軌道為近地太陽同步軌道，并能夠隨任務(wù)的需要進行變軌與姿態(tài)機動。相機光學(xué)鏡頭對熱設(shè)計的溫度指標(biāo)要求為20 ℃±2 ℃，焦面CCD器件的溫度指標(biāo)要求為10～25 ℃。2遙感相機的特殊性對熱設(shè)計的影響分析及對策本文在簡要介紹航天遙感相機熱控設(shè)計基本原理的基礎(chǔ)上，深入分析了三反離軸相機的特殊性對熱設(shè)計的影響，并根據(jù)其特點制定了相應(yīng)的對策。確定對策時仍遵循“被動熱控措施為主，主動熱控措施為輔，合理安排散熱及傳熱通路”的基本原則[12]。相機的特殊性對熱控設(shè)計的影響主要體現(xiàn)在以下幾個方面：相機的整機構(gòu)型特點、相機結(jié)構(gòu)復(fù)雜性及熱環(huán)境影響、相機的大尺寸與大重量問題以及焦面時間延遲積分（TDI）CCD器件散熱等。

2.1相機熱控設(shè)計基本原理（1）熱平衡方程同其它航天器一樣，航天遙感相機的在軌溫度由能量守恒方程即熱平衡方程決定，再輔以相應(yīng)的傳熱關(guān)系式，構(gòu)成了方程求解的封閉性。由于航天遙感相機所處的空間環(huán)境為真空環(huán)境，所以影響熱設(shè)計的關(guān)鍵因素是熱傳導(dǎo)和熱輻射，而對流換熱對其無影響。對相機任意節(jié)點，存在熱平衡關(guān)系Q1+Q2+Q3+Q4+Q5=Q6+Q7（1）式中：Q1為相機某一節(jié)點吸收的空間外熱流（主要包括太陽直接輻射、地球反照以及地球紅外輻射）；Q2為相機某一節(jié)點的內(nèi)熱源（主要包括電子器件工作時產(chǎn)生的熱量）；Q3為某一節(jié)點主動控溫加熱時產(chǎn)生的熱量；Q4為相機某一節(jié)點吸收其他節(jié)點發(fā)射的熱量；Q5為相機某一節(jié)點與其他節(jié)點的導(dǎo)熱換熱量；Q6為相機某一節(jié)點向相機其他節(jié)點及宇宙空間輻射的熱量；Q7為相機某一節(jié)點內(nèi)能的變化。本文重點對導(dǎo)熱方程、兩表面構(gòu)成封閉體的輻射換熱方程以及內(nèi)能變化方程作簡要介紹。（2）基本傳熱關(guān)系式根據(jù)傅里葉導(dǎo)熱定律，有Q=ΔT/R=λAΔT/δ（2）式中：Q為導(dǎo)熱量；ΔT為溫度差；R為熱阻；λ為目標(biāo)的導(dǎo)熱系數(shù)；A為導(dǎo)熱橫截面積；δ為導(dǎo)熱距離。在進行相機隔熱設(shè)計時，就是盡可能增加物體在傳熱方向上的熱阻來降低導(dǎo)熱量，而在加強導(dǎo)熱時需要盡量減小物體在傳熱方向上的熱阻。對于兩表面構(gòu)成的封閉體，根據(jù)Gebhart輻射傳熱公式并整理，可得Q12=A1σε1ε2（T14-T24）/[ε2+ε1（1-ε2）A1/A2]（3）式中：Q12為表面1與表面2的輻射換熱量；A1為表面1的面積；σ為斯特藩玻耳茲曼常數(shù)；ε1為表面1的發(fā)射率；T1為表面1的溫度；下標(biāo)“2”表示的物理量為表面2對應(yīng)的相關(guān)參數(shù)。當(dāng)發(fā)生非穩(wěn)態(tài)換熱時，物體吸收的熱量即內(nèi)能變化為E=cmΔT（4）式中：c為物體的比熱容；m為物體的質(zhì)量。相機熱控設(shè)計時在無法減小相機某部位吸收熱量的情況下，根據(jù)式（4），通過盡可能增加目標(biāo)區(qū)域或毗鄰目標(biāo)區(qū)域的熱容來降低目標(biāo)溫度波動。

2.2相機的整機構(gòu)型特點相機的整機構(gòu)型為三反離軸光學(xué)系統(tǒng)的箱體結(jié)構(gòu)。此類三反離軸光學(xué)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)與常見的三反同軸結(jié)構(gòu)的熱特性有著明顯的不同，因其存在通光孔徑無遮攔、遮光罩長度過短等問題，會導(dǎo)致相機內(nèi)部通過前部的巨大開口向空間熱沉的輻射漏熱。此外，相機前、后框架的薄壁、多筋結(jié)構(gòu)以及主鏡組件和三鏡組件基于背部減輕孔的輕量化結(jié)構(gòu)特點決定了設(shè)計主動加熱回路具有一定難度。根據(jù)上述特點采取的熱控措施如下：（1）為保證相機各部位的溫度水平和溫度均勻性等要求，根據(jù)相機各部位接受空間外熱流的不同以及相機內(nèi)部熱環(huán)境的不同，采用精細化分區(qū)布局設(shè)計主動加熱回路，并采用高精度的相機熱控儀進行精密控溫。（2）為提高相機前、后框架以及主鏡組件和三鏡組件的溫度控制精度，采用了基于輻射的溫度控制策略，即采用蒙皮結(jié)構(gòu)熱輻射的方法（即在相機箱型結(jié)構(gòu)的外表面附上一層薄蒙皮，并在蒙皮的合適位置處布置功率大小適當(dāng)?shù)募訜峄芈罚ㄟ^控制前、后框架以及主鏡組件和三鏡組件的外部環(huán)境溫度，保證了桁架式結(jié)構(gòu)和光學(xué)鏡片的高溫度均勻性，解決了桁架式結(jié)構(gòu)和無鏡框條件下光學(xué)鏡片的精密熱控設(shè)計問題。

2.3結(jié)構(gòu)復(fù)雜性及熱環(huán)境影響相機的整機構(gòu)型特點及在衛(wèi)星上的安裝布局導(dǎo)致了相機結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，主要體現(xiàn)在相機的前框架上，其具有如下特點：（1）由于大部分零部件（次鏡、電子學(xué)焦面組件、調(diào)焦機構(gòu)、散熱面、解鎖機構(gòu)、電纜支架等多達十幾處）都安裝在前框架上，導(dǎo)致前框架與其上的各零部件的耦合關(guān)系異常復(fù)雜。（2）相機前框架無衛(wèi)星艙板遮擋，直接暴露于空間冷環(huán)境下，其上的多層隔熱主架等表面存在向空間熱沉的輻射漏熱；安裝在前框架上的多達十幾處的零部件溫度都處于較低的水平，這會大大降低前框架的溫度。（3）根據(jù)相機結(jié)構(gòu)布局特點，相機熱控電纜及焦面主件電纜均需要安裝布置在前框架上，電纜數(shù)量非常多且均暴露于空間冷環(huán)境下，其對前框架的熱控具有明顯的影響。針對前框架的上述特點，采取的主要對策如下：（1）加強對眾多漏熱環(huán)節(jié)的有效識別與分析，強化隔熱措施的有效性，如隔熱墊采用凸臺結(jié)構(gòu)與離散結(jié)構(gòu)等方式，在保證連接的基礎(chǔ)上盡量減小螺釘?shù)某叽缗c數(shù)量等。（2）以往衛(wèi)星或相機的熱模型中通常不包括電纜的熱模型，本文通過建立電纜的熱分析模型，分析其對前框架熱控性能的影響。

2.4大尺寸、大重量問題大尺寸相機熱控設(shè)計的主要難點在于對相機的橫向溫度均勻性和軸向溫度均勻性提出了相當(dāng)高的要求，解決的主要措施是采用等溫化的設(shè)計思路。對于前框架和桁架支桿的前半部分，由于處于極端的空間冷環(huán)境和交替的外熱流變化環(huán)境，主要采取合理布置加熱回路以及包覆多層的方法。對于后框架（包括主鏡組件和三鏡組件）和桁架支桿的后半部分，主要采取周圍環(huán)境輻射控溫的方法。這樣解決了跨越相機前后兩端的長尺寸（約1.3 m）碳纖維支桿的溫度均勻性問題，最大限度地簡化了熱控設(shè)計，并節(jié)省了熱控功耗。大重量相機對熱控設(shè)計的有利之處是可充分利用其自身大的熱慣性來減小內(nèi)外部劇烈變化的熱流對相機溫度場的影響。

2.5焦面TDICCD器件焦面CCD器件的體積小，熱耗密度大，單片可達2 W/cm2以上，需要散熱的CCD器件總熱耗達20 W以上。同時其他焦平面電子器件的發(fā)熱量在60 W以上，會導(dǎo)致較大的熱量通過導(dǎo)熱方式以及輻射方式附加在TDICCD器件上。這些因素大大增加了TDICCD器件散熱的困難。針對焦面CCD器件和焦面電路發(fā)熱量大以及焦面安裝空間狹小等特點，熱控設(shè)計時充分體現(xiàn)了結(jié)構(gòu)/熱耦合設(shè)計的思路，主要對策有以下幾點：一是充分利用CCD器件與拼接基板等焦面結(jié)構(gòu)的連接熱容來緩沖CCD器件工作時的溫升，在此基礎(chǔ)上，采用熱管—柔性銅片—熱管—散熱面的方式，將CCD器件工作時產(chǎn)生的熱量輻射到空間熱沉；二是通過集熱鋁板收集焦面電路產(chǎn)生的熱量以降低電路板的溫度，減小附加在TDICCD器件上的熱量。通過上述方法解決了大功率密度高指標(biāo)的TDICCD器件的散熱問題，同時提高了每片TDICCD器件之間的溫度均勻性。熱管散熱方式的具體連接如下：在每排CCD器件背面安裝兩根外徑Φ3的新型高效微熱管，Φ3熱管引出端與柔性銅片一圖2CCD器件熱管散熱結(jié)構(gòu)示意圖

Fig.2Schematic diagram of heat dissipation

using heat pipe for CCD elements端連接，柔性銅片的另一端與Φ10熱管一端連接，Φ10熱管另一端安裝在散熱面上。柔性銅片的兩個作用：一是與CCD器件連接的熱管以及與散熱面連接的熱管不在一個平面內(nèi)，通過柔性銅片能夠?qū)崿F(xiàn)它們之間的熱連接；二是考慮了CCD器件的抗力學(xué)環(huán)境設(shè)計，緩沖了相機發(fā)射時CCD器件受到的外力作用。圖2為CCD器件熱管散熱結(jié)構(gòu)示意圖。3在軌溫度數(shù)據(jù)分析

3.1在軌溫度數(shù)據(jù)該相機隨衛(wèi)星于2012年發(fā)射入軌，表1顯示了衛(wèi)星從發(fā)射至今大約一年半時間內(nèi)相機在軌的最低溫度和最高溫度統(tǒng)計情況。溫度遙測數(shù)據(jù)主要獲得方法為：采用高精度的MF61型熱敏電阻作為溫度傳感器，由星上高精度熱控下位機負責(zé)溫度數(shù)據(jù)的采集與控制，其在0～30 ℃范圍內(nèi)的測溫精度可優(yōu)于0.1 ℃。熱控下位機采集熱敏電阻阻值對應(yīng)的電壓值，傳回地面數(shù)據(jù)處理中心，再由地面計算機根據(jù)電壓與阻值以及阻值與溫度的數(shù)學(xué)關(guān)系式獲得采集點的溫度數(shù)據(jù)。

表1在軌溫度數(shù)據(jù)統(tǒng)計表

Tab.1Statistics of inorbit temperature

溫度遙測點序號溫度遙測點位置最低溫度/℃最高溫度/℃1前蒙皮上部20.120.22前蒙皮下部19.820.13次鏡框20.120.24前端框支腳19.119.25后端框支腳19.919.96前端框周向蒙皮19.819.97前端框+Y側(cè)19.621.18前端框-Y側(cè)18.721.49后蓋20.220.310桁架支桿819.719.811蒙皮+X側(cè)20.020.312蒙皮+Y側(cè)19.820.413蒙皮-Y側(cè)19.920.314蒙皮-X側(cè)20.120.215桁架支桿119.819.916桁架支桿219.820.017桁架支桿319.719.918桁架支桿419.719.819桁架支桿519.620.120桁架支桿619.620.021桁架支桿719.719.822CCD（+Z）12.4

（成像前）14.7

（成像后）23CCD（-Z）12.2

（成像前）14.0

（成像后）24濾波盒15.816.4注：上述溫度遙測點位置同時是加熱回路的布置區(qū)域，即溫度遙測點同時是控溫點；濾波盒為非承力結(jié)構(gòu)，故不屬于光機結(jié)構(gòu)部分。

3.2在軌數(shù)據(jù)分析（1）相機光機結(jié)構(gòu)相機前框架的溫度主要由前蒙皮和前端框周向蒙皮來保證，整體溫度比較均勻，但前端框+Y側(cè)和前端框-Y側(cè)的溫度波動略大。前端框+Y側(cè)的溫度范圍為19.6～21.1 ℃，前端框-Y側(cè)的溫度范圍為18.7～21.4 ℃，這主要是因為上述位置處于相機口位置，直接暴露于空間冷環(huán)境中，每軌受空間外熱流的影響比較大，同時相機隨衛(wèi)星進出陰影區(qū)時還會受到太陽直射的影響。因此，上述位置溫度變化相對較大。后蓋和蒙皮部分主要是為了保證相機后框架以及位于后框架的主鏡組件和三鏡組件的溫度。上述位置靠近整個相機的后部，受空間冷環(huán)境和空間外熱流波動的影響相對較小，溫度為19.8～20.4 ℃，溫度波動不超過0.6 ℃。相機桁架支桿前半部分主要通過主動加熱以及包覆多層的熱控措施有效抑制了空間冷環(huán)境和每軌空間外熱流波動的影響，桁架支桿后半部分則主要通過后蓋和蒙皮的輻射控溫保證了溫度均勻性和溫度波動性。相機桁架支桿的溫度為19.6～20.1 ℃，其溫度穩(wěn)定性與一致性都比較好。綜合以上分析，相機的光機結(jié)構(gòu)的溫度均在20 ℃±2 ℃的范圍內(nèi)，其中大部分的溫度處于20 ℃±1 ℃的范圍內(nèi)。因此，相機的熱控設(shè)計能夠確保相機光機結(jié)構(gòu)保持很好的溫度水平以及溫度均勻性和溫度穩(wěn)定性，且能夠滿足相機光學(xué)成像對光機結(jié)構(gòu)尺圖3相機熱分析模型

Fig.3Thermal analysis model for

the camera寸穩(wěn)定性的要求。（2）相機光學(xué)鏡片次鏡的溫度靠次鏡框的主動加熱及前框架的輻射加熱來保證，溫度穩(wěn)定在20.1～20.2 ℃之間。前面述及，主鏡組件和三鏡組件位于相機后部，由后蓋和蒙皮部分的輻射加熱來保證。但由于主鏡組件和三鏡組件沒有直接布置溫度遙測點，因此，主要采取了根據(jù)周圍結(jié)構(gòu)件的溫度進行間接判斷的方法。通過建立相機的有限元熱分析模型，如圖3所示，根據(jù)實際在軌的相機溫度場遙測數(shù)據(jù)作為邊界條件，仿真得到相機主鏡和三鏡的溫度結(jié)果，如圖4、圖5以及表2所示。

圖4主鏡和三鏡溫度仿真曲線圖（低溫工況）

Fig.4Temperature of primary mirror and the third mirror（low temperature）

圖5主鏡和三鏡溫度仿真曲線圖（高溫工況）

Fig.5Temperature of primary mirror and the third mirror（high temperature）

表2主鏡和三鏡溫度仿真數(shù)據(jù)

Tab.2Temperature of primary mirror and third mirror

位置溫度/℃低溫工況高溫工況主鏡中心19.72～19.7319.86～19.87主鏡邊緣19.60～19.6619.77～19.83三鏡中心19.36～19.3919.46～19.47三鏡邊緣19.40～19.4619.57～19.63

根據(jù)數(shù)據(jù)分析可得，主鏡的溫度基本介于后蓋和蒙皮的溫度變化范圍之內(nèi)，三鏡的溫度則略低于蒙皮的溫度，并且主鏡和三鏡的溫度均勻性和波動性都非常好，溫度波動性優(yōu)于0.1 ℃，溫度均勻性在0.1 ℃左右。因此，相機光學(xué)鏡片的溫度完全滿足20 ℃±2 ℃的溫度指標(biāo)要求，并且有較大的溫度余量。（3）焦面CCD器件當(dāng)相機不工作時，相機焦面CCD器件的溫度基本穩(wěn)定在12 ℃附近，且基本處于溫度指標(biāo)的下限。當(dāng)相機工作時（通常每軌衛(wèi)星過境時的最長工作時間不超過10 min），相機焦面CCD器件的溫度有小幅度上升，溫度變化范圍在12～15 ℃之間。因此，CCD器件的溫度明顯優(yōu)于10～25 ℃的溫度指標(biāo)要求。綜上，相機焦面CCD器件的熱控措施有效保證了相機工作時CCD器件的散熱需求，明顯抑制了CCD器件溫度的快速上升和上升的幅度，從而為CCD器件提供了良好的溫度環(huán)境。4結(jié)論三反離軸相機具有很多優(yōu)點，因而成為目前空間光學(xué)系統(tǒng)的主要發(fā)展方向之一，其中，合理的熱控設(shè)計是保證相機圖像質(zhì)量的關(guān)鍵技術(shù)。本文深入分析了典型三反離軸相機的熱特性，給出了相應(yīng)的設(shè)計對策，在此基礎(chǔ)上，分析了相機的在軌溫度情況。在軌分析結(jié)果表明，相機關(guān)鍵部位的溫度均在20 ℃±2 ℃的溫度指標(biāo)范圍內(nèi)，從而驗證了相機熱控設(shè)計的正確性。

參考文獻：

[1]閔桂榮.衛(wèi)星熱控制技術(shù)[M].北京：中國宇航出版社，1991：1012.

[2]GILMORE D G.Spacecraft thermal control handbook：fundamental technologies[M].Galifornia：The Aerospace Press，2002：2136.

[3]陳榮利，馬臻，楊文剛，等.空間相機熱光學(xué)分析與試驗驗證[J].光子學(xué)報，2010，39（11）：20682072.

[4]趙立新.空間太陽望遠鏡的熱設(shè)計和熱光學(xué)分析[J].航天返回與遙感，2002，23（1）：712.

[5]王麗娟.一種空間相機次鏡熱控罩設(shè)計與分析[J].光學(xué)儀器，2012，34（4）：6770.

[6]STOECKEL G，CROMPTON D，PERRON G.Advancements in integrated structural/thermal/optical（STOP）analysis of optical systems[J].SPIE，2007，6675：66750D166750D14.

[7]JOHNSON G B.Thermal management for CCD performance on the advanced camera for surveys（ACS）[J].SPIE，1998，3356：284291.

[8]陳立恒，李延春，羅志濤，等.空間相機大功率CCD器件的熱設(shè)計與熱試驗[J].光學(xué) 精密工程，2011，19（19）：21172122.

[9]陳世平.空間相機設(shè)計與試驗[M].北京：中國宇航出版社，2003：4851.

[10]XIN H W，LI Z L.Structural design for lightweight offaxis TMA space telescope[C]∥2011 Second International Conference on Digital Manufacturing and Automation.Zhangjiajie：IEEE，2011：11251128.

[11]張科科，阮寧娟，傅丹膺.國外空間用三反離軸相機發(fā)展分析與思考[J].航天返回與遙感，2008，29（3）：6370.

[12]譚維熾，胡金剛.航天器系統(tǒng)工程[M].北京：中國科學(xué)技術(shù)出版社，2009：183187.

（編輯：劉鐵英）