空間望遠(yuǎn)鏡可展開(kāi)次鏡支撐桁架綜述

李志來(lái) 楊利偉 徐宏 董得義 曹乃亮 袁野

（中國(guó)科學(xué)院長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所，長(zhǎng)春 130033）

空間望遠(yuǎn)鏡可展開(kāi)次鏡支撐桁架綜述

李志來(lái) 楊利偉 徐宏 董得義 曹乃亮 袁野

（中國(guó)科學(xué)院長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所，長(zhǎng)春 130033）

為了獲取更高的分辨率，空間望遠(yuǎn)鏡系統(tǒng)的尺寸變得越來(lái)越大，以至于這些光學(xué)儀器無(wú)法裝入現(xiàn)存運(yùn)載器的內(nèi)包絡(luò)。采用可展開(kāi)結(jié)構(gòu)或分瓣式光學(xué)元件是克服內(nèi)包絡(luò)限制的一種有效手段，目前，國(guó)際上許多航天型號(hào)任務(wù)正積極采用這樣的設(shè)計(jì)方案。與傳統(tǒng)光學(xué)系統(tǒng)不同的是，可展開(kāi)光學(xué)系統(tǒng)將依賴于展開(kāi)機(jī)構(gòu)的重復(fù)性和可靠性，以及多光學(xué)元件的主動(dòng)共相來(lái)滿足光學(xué)系統(tǒng)的成像需求。可展開(kāi)次鏡支撐桁架是可展開(kāi)光學(xué)系統(tǒng)的重要組成部分，其展開(kāi)精度直接影響光學(xué)系統(tǒng)的性能。為了了解該類(lèi)展開(kāi)機(jī)構(gòu)的發(fā)展現(xiàn)狀，文章對(duì)可展開(kāi)望遠(yuǎn)鏡系統(tǒng)進(jìn)行了充分的調(diào)研與分析，從結(jié)構(gòu)形式、展開(kāi)機(jī)構(gòu)、驅(qū)動(dòng)方式等角度討論了幾種典型的可展開(kāi)次鏡支撐桁架的特點(diǎn)，并對(duì)其中的關(guān)鍵技術(shù)，如鉸鏈的非線性特性抑制技術(shù)、高重復(fù)性和穩(wěn)定性在軌展開(kāi)鎖定技術(shù)及地面重力卸載技術(shù)等進(jìn)行了分析與總結(jié)。最后歸納了可展開(kāi)次鏡支撐桁架的一些設(shè)計(jì)原則。

可展開(kāi)次鏡支撐桁架 關(guān)鍵技術(shù) 設(shè)計(jì)原則 空間望遠(yuǎn)鏡 航天遙感

Key wordsDeployable secondary mirror support truss; Key technology; Design principles; Space telescope; Space remote sensing

0 引言

為實(shí)現(xiàn)高分辨率成像，空間望遠(yuǎn)鏡需要極大的口徑與極長(zhǎng)的焦距，例如NASA在研項(xiàng)目詹姆斯·韋伯空間望遠(yuǎn)鏡（James Web Space Telescope，JWST），其有效口徑就達(dá)到了6.5m。未來(lái)的空間望遠(yuǎn)鏡項(xiàng)目需要更大的口徑與更長(zhǎng)的焦距，這對(duì)于火箭的運(yùn)載能力（包括尺寸、質(zhì)量等）來(lái)說(shuō)將是一個(gè)極大的挑戰(zhàn)。雖然各國(guó)正在設(shè)計(jì)更大的運(yùn)載器整流罩，將放寬一些對(duì)光學(xué)系統(tǒng)口徑的限制，但是在許多方面仍然無(wú)法滿足空間任務(wù)的需求。而空間可展開(kāi)光學(xué)系統(tǒng)可以有效解決日益增長(zhǎng)的望遠(yuǎn)鏡口徑與焦距同運(yùn)載火箭外包絡(luò)尺寸的矛盾，使研制更大口徑（大于3m）、更高空間分辨能力的光學(xué)望遠(yuǎn)系統(tǒng)成為可能[1-2]。

次鏡是光學(xué)系統(tǒng)的關(guān)鍵部件，其面形及位置精度直接影響光學(xué)系統(tǒng)的成像質(zhì)量。而可展開(kāi)次鏡支撐桁架是光機(jī)結(jié)構(gòu)中的關(guān)鍵部件，其尺寸精度及穩(wěn)定性直接影響次鏡的位置精度。超大空間望遠(yuǎn)鏡焦距一般比較長(zhǎng)，與運(yùn)載器長(zhǎng)度方向的包絡(luò)尺寸相比，主次鏡間隔過(guò)大，無(wú)法滿足運(yùn)載條件的要求，需對(duì)其進(jìn)行三維空間內(nèi)的立體折疊和展開(kāi)。如何選擇合理的折疊機(jī)構(gòu)，并保證折疊組合體空間展開(kāi)后的位置精度及穩(wěn)定性，是超大口徑空間望遠(yuǎn)鏡研制的關(guān)鍵技術(shù)。

本文對(duì)可展開(kāi)次鏡支撐桁架的發(fā)展?fàn)顟B(tài)進(jìn)行了概述，從不同角度討論幾種典型的可展開(kāi)次鏡支撐桁架的特點(diǎn)，分析與總結(jié)了其中的關(guān)鍵技術(shù)，并給出了一些設(shè)計(jì)原則。

1 空間望遠(yuǎn)鏡可展開(kāi)次鏡支撐桁架概況

次鏡支撐桁架按照結(jié)構(gòu)形式分類(lèi)，可分為三角架、六角架、次鏡塔等；按照展開(kāi)機(jī)構(gòu)的形式分類(lèi)，可分為連桿式、套筒式、機(jī)械臂式等；按照驅(qū)動(dòng)方式分類(lèi)，又可分為電機(jī)驅(qū)動(dòng)，應(yīng)變能驅(qū)動(dòng)、混合驅(qū)動(dòng)等。不同的結(jié)構(gòu)形式具有不同的力學(xué)特性，而不同的展開(kāi)機(jī)構(gòu)又具有不同的運(yùn)動(dòng)學(xué)特性，其各自的優(yōu)缺點(diǎn)也不盡相同。

1.1 JWST可展開(kāi)次鏡

JWST是 NASA主導(dǎo)的新一代空間望遠(yuǎn)鏡系統(tǒng)。它的次鏡支撐結(jié)構(gòu)（Secondary Mirror Support Structure，SMSS）被設(shè)計(jì)成一個(gè)可展開(kāi)的三腳支架形式，如圖1所示。由于該支撐結(jié)構(gòu)屬于靜定結(jié)構(gòu)，因此具有優(yōu)越的動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性和較輕的質(zhì)量。整個(gè)展開(kāi)系統(tǒng)是通過(guò)步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動(dòng)四連桿機(jī)構(gòu)來(lái)實(shí)現(xiàn)的。次鏡支撐結(jié)構(gòu)使用了極低熱膨脹系數(shù)的復(fù)合材料，以避免次鏡離焦導(dǎo)致的波前誤差。發(fā)射時(shí)，次鏡支撐桁架折疊起來(lái)，固定在光學(xué)基座上；入軌后，鎖定機(jī)構(gòu)解鎖，電機(jī)驅(qū)動(dòng)整個(gè)支架展開(kāi)；完全展開(kāi)后，中間鉸鏈鎖定，形成一個(gè)剛性桿；整個(gè)展開(kāi)過(guò)程如圖2所示。為了保證可展開(kāi)次鏡支撐桁架在鎖定狀態(tài)下不會(huì)出現(xiàn)失穩(wěn)現(xiàn)象，研制人員設(shè)計(jì)和加工了一套鉸鏈和鎖定機(jī)構(gòu)，并用高分辨率距離測(cè)試設(shè)備對(duì)其進(jìn)行了測(cè)試。測(cè)試結(jié)果表明：被測(cè)件在承受了300倍的預(yù)期運(yùn)行載荷后，并沒(méi)有出現(xiàn)失穩(wěn)現(xiàn)象[3-6]。

與之類(lèi)似的一個(gè)設(shè)計(jì)方案是 ATLAST-9.2m空間望遠(yuǎn)鏡的可展開(kāi)次鏡支撐桁架。該望遠(yuǎn)鏡由美國(guó)空間望遠(yuǎn)鏡科學(xué)研究所（Space Telescope Science Institute）提出，用于觀測(cè)紫外線、可見(jiàn)光和近紅外。它的次鏡組件可展開(kāi)結(jié)構(gòu)的形式與JWST幾乎完全一致。其折疊和展開(kāi)狀態(tài)如圖3所示[7-8]。

1.2 國(guó)際X射線觀測(cè)站（International X-ray Observatory，IXO)可展開(kāi)次鏡

IXO是歐空局2015—2025計(jì)劃中規(guī)劃的一個(gè)超大口徑望遠(yuǎn)鏡項(xiàng)目，并與美國(guó)NASA和日本JAXA（Japan Aerospace Exploration Agency）進(jìn)行合作研制開(kāi)發(fā)，該望遠(yuǎn)鏡需要將主結(jié)構(gòu)長(zhǎng)度方向從8m展開(kāi)到至少20m。2010年左右，可展開(kāi)次鏡支撐桁架有兩種傾向性設(shè)計(jì)方案，一種為三機(jī)械臂展開(kāi)機(jī)構(gòu)，由三組相互獨(dú)立的機(jī)械臂組成，如圖4（a）所示。發(fā)射時(shí)，機(jī)械臂成折疊狀態(tài)，入軌后，三組機(jī)械臂在電機(jī)的驅(qū)動(dòng)下各自展開(kāi)；另一種為張拉整體展開(kāi)結(jié)構(gòu)（也稱張拉整體伸展臂，根據(jù)連續(xù)張拉，不連續(xù)受壓的原理研制而成），主要由兩個(gè)伸縮套筒和若干條張緊線組成，如圖4（b）所示；在伸縮套筒展開(kāi)過(guò)程中，張緊線不對(duì)伸縮套筒施加載荷，一旦伸縮套筒完全展開(kāi)并鎖定，張緊線在促動(dòng)器的作用下張緊，使整個(gè)結(jié)構(gòu)成為一個(gè)堅(jiān)固、穩(wěn)定的整體[9-12]。

1.3 可展開(kāi)光學(xué)望遠(yuǎn)鏡（Deployable Optical Telescope，DOT）次鏡

DOT系統(tǒng)是美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室（Air Force Research Laboratory，AFRL）于2000年左右主導(dǎo)的空間望遠(yuǎn)鏡系統(tǒng)，它的可展開(kāi)次鏡支撐桁架采用的是套筒式次鏡塔結(jié)構(gòu)。該結(jié)構(gòu)被粘接在總體結(jié)構(gòu)的中心，它的折疊狀態(tài)長(zhǎng)度為2.25m，展開(kāi)狀態(tài)長(zhǎng)度為3.74m，有效折疊長(zhǎng)度約為1.5m。次鏡組件安裝了六自由度平臺(tái)，用于實(shí)現(xiàn)次鏡塔展開(kāi)后的次鏡定位。整個(gè)次鏡塔結(jié)構(gòu)如圖5所示。其展開(kāi)機(jī)構(gòu)包括固定套筒、滑動(dòng)套筒、驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)、鎖定機(jī)構(gòu)，滑動(dòng)套筒的展開(kāi)依靠驅(qū)動(dòng)電機(jī)、繩索、滑套來(lái)實(shí)現(xiàn)[13-14]。

1.4 類(lèi)地行星發(fā)現(xiàn)者（Terrestrial Planet Finder，TPF）可展開(kāi)次鏡

TPF是NASA于2003年至2011年間主導(dǎo)的一個(gè)望遠(yuǎn)鏡系統(tǒng)，用于探測(cè)地外行星。其概念設(shè)計(jì)如圖6所示。該望遠(yuǎn)鏡采用了離軸式光學(xué)系統(tǒng)，主次鏡間隔為10m量級(jí)，主鏡位于飛行器設(shè)備支撐面板上，次鏡安裝在可展開(kāi)次鏡塔的頂端?？烧归_(kāi)次鏡塔采用的是機(jī)械臂式展開(kāi)機(jī)構(gòu)，有三個(gè)折疊鉸鏈，鉸鏈軸線彼此正交，可實(shí)現(xiàn)次鏡塔的三維折疊，其折疊與展開(kāi)狀態(tài)如圖7所示。次鏡擁有一個(gè)六自由度調(diào)整機(jī)構(gòu)，用于實(shí)現(xiàn)展開(kāi)后的次鏡位置調(diào)整[15-18]。

1.5 細(xì)孔徑光線收集器（Thin Aperture Light Collector，TALC）可展開(kāi)次鏡

TALC是一個(gè)法國(guó)和英國(guó)于2014年主導(dǎo)的20m口徑的空間觀測(cè)站項(xiàng)目。該項(xiàng)目試圖探索一些非常規(guī)的光學(xué)望遠(yuǎn)鏡解決方案。它的主鏡采用堆棧式折疊方案（如圖8所示），而次鏡和焦平面組件作為一個(gè)模塊安裝在可展開(kāi)主軸的頂端。該主軸包含兩種展開(kāi)機(jī)構(gòu)：一種是伸縮套筒機(jī)構(gòu)，另一種是機(jī)械臂機(jī)構(gòu)，如圖9所示[19-20]。

1.6 其他設(shè)計(jì)方案

2004 年左右，美國(guó)約翰斯?霍普金斯大學(xué)的 Bradley G. Boone等人研究了一種能應(yīng)用于大口徑（m級(jí)）望遠(yuǎn)鏡（Large Aperture (meter-class) Optical Telescopes，LAOT）的可展開(kāi)次鏡支撐桁架。與其他采用電機(jī)驅(qū)動(dòng)的展開(kāi)結(jié)構(gòu)不同，該展開(kāi)結(jié)構(gòu)利用了材料的應(yīng)變能進(jìn)行驅(qū)動(dòng)。研究團(tuán)隊(duì)設(shè)計(jì)了基于施密特-卡塞格林系統(tǒng)的望遠(yuǎn)鏡樣機(jī)結(jié)構(gòu)并進(jìn)行試驗(yàn)，主鏡口徑355.6mm，主次鏡間隔654mm，次鏡通過(guò)四根帶狀彈簧連接，每根帶狀彈簧長(zhǎng)635mm、寬22.7mm、厚0.2mm，結(jié)構(gòu)如圖10所示。試驗(yàn)時(shí)，利用布置在主鏡周?chē)乃膫€(gè)激光器射出的光束測(cè)量主次鏡間的對(duì)準(zhǔn)情況，并利用促動(dòng)器進(jìn)行準(zhǔn)靜態(tài)偏移校正和動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償[21]。

2010 年左右，NASA與圣何塞州立大學(xué)、美國(guó)黑人工程師協(xié)會(huì)等幾家研究機(jī)構(gòu)開(kāi)展了一個(gè)名為可折疊多布森空間望遠(yuǎn)鏡（Collapsible Dobson Space Telescope，CDST）的研究計(jì)劃，該計(jì)劃的目的是確定一個(gè)直徑為150～200mm、用于地球觀測(cè)的空間望遠(yuǎn)鏡的可行性。該望遠(yuǎn)鏡位于一個(gè)質(zhì)量只有10kg的微小衛(wèi)星平臺(tái)上，發(fā)射時(shí)處于折疊狀態(tài)，入軌后展開(kāi)。通過(guò)對(duì)幾種展開(kāi)結(jié)構(gòu)進(jìn)行對(duì)比，一種應(yīng)變能展開(kāi)方案最終被研究人員采納，其結(jié)構(gòu)形式如圖11所示，這種結(jié)構(gòu)形式的展開(kāi)/折疊比可達(dá)6.76。次鏡處設(shè)有微位移調(diào)整裝置，可以補(bǔ)償由于展開(kāi)誤差及熱變形引起的次鏡失調(diào)量[22]。

2004年左右，意大利那不勒斯第二大學(xué)的 Roberto Gardi等人基于MITAR（Micro Telescope，High Resolution）項(xiàng)目，研究了一種能夠應(yīng)用在微小衛(wèi)星平臺(tái)上，并能在400km高度獲得1 m分辨率的新型可展開(kāi)望遠(yuǎn)鏡。研究人員提出了一種可展開(kāi)八邊形桁架結(jié)構(gòu)，可實(shí)現(xiàn)次鏡的展開(kāi)。該結(jié)構(gòu)主要由多個(gè)八邊形剛體單元組成，剛體單元之間串聯(lián)，相鄰的剛體單元由八根帶狀彈簧進(jìn)行連接，每根帶狀彈簧由兩根相同的彈簧利用粘彈性聚合物膠粘而成。另外為了克服帶狀彈簧邊緣與八邊形剛體單元之間初始摩擦力以實(shí)現(xiàn)自行展開(kāi)，結(jié)構(gòu)中引入了扭轉(zhuǎn)彈簧。圖12所示為展開(kāi)結(jié)構(gòu)的原理樣機(jī)[23]。

2 方案對(duì)比

從結(jié)構(gòu)復(fù)雜性、收攏率、展開(kāi)精度、展開(kāi)剛度、承載能力、可靠性等方面對(duì)各種方案的優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行了討論，結(jié)果見(jiàn)表1。通過(guò)對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，JWST的三角架結(jié)構(gòu)+四連桿展開(kāi)機(jī)構(gòu)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、展開(kāi)精度高、可靠性高等優(yōu)點(diǎn)，是比較理想的方案。

表1 幾種可展開(kāi)次鏡支撐桁架方案對(duì)比Tab.1 Comparison among a few types of deployable secondary mirror support trusses

3 關(guān)鍵技術(shù)分析

傳統(tǒng)的空間望遠(yuǎn)鏡結(jié)構(gòu)屬于光機(jī)結(jié)構(gòu)的范疇，涉及到靜力學(xué)、運(yùn)動(dòng)學(xué)、熱學(xué)、材料學(xué)等學(xué)科，需根據(jù)光機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則對(duì)光學(xué)元件的運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐結(jié)構(gòu)及定位裝置進(jìn)行設(shè)計(jì)?？臻g可展開(kāi)機(jī)構(gòu)屬于空間機(jī)構(gòu)的范疇，涉及到運(yùn)動(dòng)學(xué)、摩擦學(xué)、材料學(xué)、電子學(xué)等學(xué)科，需根據(jù)空間機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則對(duì)定位精度要求不高的展開(kāi)機(jī)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)。而空間望遠(yuǎn)鏡可展開(kāi)機(jī)構(gòu)既屬于光機(jī)結(jié)構(gòu)的范疇，又屬于空間機(jī)構(gòu)的范疇，因此在進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，需同時(shí)考慮光機(jī)結(jié)構(gòu)及空間機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。兩大應(yīng)用領(lǐng)域的結(jié)合給可展開(kāi)望遠(yuǎn)鏡的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)帶來(lái)了諸多困難，需突破一些關(guān)鍵技術(shù)，才能使空間望遠(yuǎn)鏡可展開(kāi)機(jī)構(gòu)既滿足空間可展開(kāi)機(jī)構(gòu)的要求，又滿足光學(xué)系統(tǒng)的要求[24]?？烧归_(kāi)望遠(yuǎn)鏡結(jié)構(gòu)包括可展開(kāi)主鏡、可展開(kāi)次鏡支撐桁架等。本文對(duì)可展開(kāi)次鏡支撐桁架的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了歸納總結(jié)，主要體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面：

3.1 鉸鏈的非線性特性抑制技術(shù)

傳統(tǒng)的鉸鏈會(huì)呈現(xiàn)出一定的非線性特性，例如空行程、變剛度及滯后性等[25-27]。這些非線性特性的存在，不僅給航天器機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)帶來(lái)許多不確定度，而且會(huì)使運(yùn)動(dòng)精度及定位精度降低。當(dāng)這些鉸鏈用于定位精度要求很高的望遠(yuǎn)鏡展開(kāi)機(jī)構(gòu)時(shí)，這些非線性特性帶來(lái)的負(fù)面影響更加明顯。而這種非線性特性是很難用仿真分析軟件進(jìn)行分析的。因此，在次鏡展開(kāi)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)中，需采取適當(dāng)?shù)拇胧种七@些非線性特性，提高展開(kāi)機(jī)構(gòu)的定位精度。

3.2 高重復(fù)性和穩(wěn)定性在軌展開(kāi)鎖定技術(shù)

為滿足光學(xué)系統(tǒng)對(duì)反射鏡位置精度提出的要求，傳統(tǒng)望遠(yuǎn)鏡與可展開(kāi)望遠(yuǎn)鏡采用的是不同的解決方案。前者依靠低密度、高模量的材料設(shè)計(jì)出高比剛度反射鏡及支撐結(jié)構(gòu)來(lái)滿足光學(xué)系統(tǒng)提出的要求，而后者依靠的是展開(kāi)鎖定機(jī)構(gòu)的重復(fù)性和穩(wěn)定性，以及多光學(xué)表面的共相。例如，某些光學(xué)元件重復(fù)定位精度必須在1mm范圍內(nèi)，而在望遠(yuǎn)鏡長(zhǎng)期的運(yùn)行過(guò)程中，光學(xué)元件的位置精度必須穩(wěn)定在20nm以內(nèi)[28-29]。這些重復(fù)定位精度及穩(wěn)定性要求對(duì)展開(kāi)機(jī)構(gòu)的在軌展開(kāi)鎖定提出了更高的要求。傳統(tǒng)的展開(kāi)鎖定方案主要有兩種：被動(dòng)式鎖定機(jī)構(gòu)和主動(dòng)式鎖定機(jī)構(gòu)。被動(dòng)式鎖定機(jī)構(gòu)是指利用彈簧等具有應(yīng)變能的元件實(shí)現(xiàn)壓緊鎖定的機(jī)構(gòu)，它具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可靠性高等優(yōu)點(diǎn)，但重復(fù)性及穩(wěn)定性略低。主動(dòng)式鎖定機(jī)構(gòu)是指利用電機(jī)驅(qū)動(dòng)實(shí)現(xiàn)壓緊鎖定的機(jī)構(gòu)，具有重復(fù)性及穩(wěn)定性高的優(yōu)點(diǎn)，但結(jié)構(gòu)復(fù)雜，可靠性比被動(dòng)式略低。如何在保證展開(kāi)鎖定機(jī)構(gòu)高重復(fù)性和穩(wěn)定性的同時(shí)，又能實(shí)現(xiàn)高可靠性，是可展開(kāi)次鏡支撐桁架研究中的難點(diǎn)和重點(diǎn)所在。

3.3 地面重力卸載技術(shù)

空間可展開(kāi)結(jié)構(gòu)通常剛度較低，有時(shí)甚至無(wú)法支撐它們的自重，在地面進(jìn)行折疊與展開(kāi)實(shí)驗(yàn)的過(guò)程中，需要采取相應(yīng)的重力卸載措施。重力卸載技術(shù)是一個(gè)長(zhǎng)期困擾人們的難題。傳統(tǒng)的解決方案有兩種：氦氣球卸載方法和機(jī)械式配重卸載方法。例如，配重卸載方法是將一個(gè)可以在水平面內(nèi)移動(dòng)的小車(chē)放置在載荷的上方，通過(guò)繩索與載荷連接，當(dāng)載荷展開(kāi)時(shí)，小車(chē)用來(lái)卸載載荷的重量。很多情況下，是載荷拉著小車(chē)前進(jìn)，而不是載荷與小車(chē)同時(shí)前進(jìn)。這種方法不僅人為地限制了垂直方向的自由度，而且會(huì)對(duì)載荷施加側(cè)向的拉力[30]。當(dāng)展開(kāi)結(jié)構(gòu)為望遠(yuǎn)鏡光機(jī)結(jié)構(gòu)時(shí)，光學(xué)系統(tǒng)對(duì)展開(kāi)精度的嚴(yán)格要求又是對(duì)傳統(tǒng)重力卸載方案的一個(gè)挑戰(zhàn)。因此，如何開(kāi)展重力卸載試驗(yàn)，既能使望遠(yuǎn)鏡可展開(kāi)結(jié)構(gòu)的重力得到完全的卸載，又能使重復(fù)定位精度滿足設(shè)計(jì)要求，是可展開(kāi)次鏡支撐桁架研制過(guò)程中的關(guān)鍵技術(shù)之一。

4 可展開(kāi)次鏡支撐桁架設(shè)計(jì)原則

通過(guò)對(duì)目前國(guó)外可展開(kāi)次鏡支撐桁架發(fā)展現(xiàn)狀的討論，結(jié)合對(duì)其關(guān)鍵技術(shù)的分析，可展開(kāi)次鏡支撐桁架設(shè)計(jì)原則主要體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面[24,27,31-32]：

1）首先應(yīng)判斷展開(kāi)運(yùn)動(dòng)的可行性，在保證可行性的前提下，盡可能采用簡(jiǎn)單的運(yùn)動(dòng)形式實(shí)現(xiàn)展開(kāi)，并進(jìn)行模擬仿真進(jìn)行驗(yàn)證；

2）保證驅(qū)動(dòng)力的裕度。一般情況下，驅(qū)動(dòng)力與展開(kāi)阻力之比不小于200%，在質(zhì)量和體積允許的情況下，應(yīng)考慮設(shè)置驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的備份；

3）設(shè)置次鏡微位移調(diào)整機(jī)構(gòu)。由于展開(kāi)機(jī)構(gòu)的重復(fù)定位誤差及熱變形等原因，在軌展開(kāi)后，次鏡相對(duì)于主鏡的位置可能會(huì)發(fā)生變化，設(shè)置微位移調(diào)整機(jī)構(gòu)，可以補(bǔ)償由于上述原因?qū)е碌拇午R失調(diào)量；

4）展開(kāi)機(jī)構(gòu)在飛行階段應(yīng)可靠鎖緊，保證鎖緊剛度，同時(shí)應(yīng)處理好鎖緊與釋放的矛盾，確保在可靠鎖緊的情況下，能夠可靠釋放；

5）對(duì)鉸鏈中的軸承施加預(yù)載荷，以減小軸承間隙，提高軸承的支撐剛度及運(yùn)動(dòng)精度；

6）為了使滯后效應(yīng)及相關(guān)不穩(wěn)定性最小，可展開(kāi)次鏡支撐桁架應(yīng)盡可能采用靜定的支撐結(jié)構(gòu)；

7）次鏡桁架桿應(yīng)選用高模量、低線脹的空間結(jié)構(gòu)材料，以提高可展開(kāi)次鏡支撐桁架的整體剛度及尺寸穩(wěn)定性，減小外部振源擾動(dòng)及溫度變化對(duì)次鏡的影響。

5 結(jié)束語(yǔ)

未來(lái)的空間望遠(yuǎn)鏡系統(tǒng)必將向著更大口徑、更長(zhǎng)焦距的方向發(fā)展，來(lái)滿足空間科學(xué)與工程任務(wù)的需要。運(yùn)載火箭的整流罩尺寸限制了空間望遠(yuǎn)鏡系統(tǒng)發(fā)射時(shí)的尺寸，因此，需研究具有高展開(kāi)精度、高展開(kāi)剛度及高可靠性的可展開(kāi)機(jī)構(gòu)，以滿足未來(lái)更大口徑空間望遠(yuǎn)鏡的使用需求?？臻g望遠(yuǎn)鏡的展開(kāi)機(jī)構(gòu)既屬于光機(jī)結(jié)構(gòu)領(lǐng)域，又屬于空間機(jī)構(gòu)領(lǐng)域，兩大應(yīng)用領(lǐng)域的結(jié)合給可展開(kāi)望遠(yuǎn)鏡的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)帶來(lái)了諸多困難，需突破一些關(guān)鍵技術(shù)，才能使空間望遠(yuǎn)鏡可展開(kāi)機(jī)構(gòu)滿足使用要求，因此在進(jìn)行可展開(kāi)次鏡支撐桁架設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)同時(shí)考慮這兩個(gè)領(lǐng)域的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。

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Overview of Deployable Secondary Mirror Support Truss for Space Telescope

LI Zhilai YANG Liwei XU Hong DONG Deyi CAO Nailiang YUAN Ye
（Changchun Institute of Optics, Fine Mechanics and Physics, Chinese Academy of Sciences, Changchun 130033, China）

In the quest for higher resolution, the size of space telescope systems has increased to a point where these instruments no longer fit within the fairing of existing launch vehicles. Using deployable or segmented optics is one way to overcome these envelope limitations and such a design scheme is now adopted by a number of space missions across the world. Unlike conventional optical systems, deployable optical systems rely upon the repeatability and the reliability of the deployment mechanisms, as well as active phasing of various optical components to meet those requirements. Deployable secondary mirror support trusses are critical parts of optical system, whose precision define optical performance. For the purpose of understanding the development status of the deployable secondary mirror support trusses, an overall investigation and analysis for deployable optical telescope is done. Some typical deployable secondary mirror support trusses are discussed in terms of structure types, deployment mechanisms and driving methods, and key technologies among them are analyzed and summarized, such as suppression technology for nonlinear behavior of hinges, high-precision latch for in-orbit deployment and ground gravity-offloading technology. In the end, some design principles for deployable secondary mirror support trusses are summarized.

V447; V423.6

A

1009-8518(2017)03-0058-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2017.03.007

李志來(lái)，男，1965年生，1986年獲吉林工學(xué)院學(xué)士學(xué)位，研究員。研究方向?yàn)榭臻g光學(xué)遙感器結(jié)構(gòu)技術(shù)及精密機(jī)械研究。E-mail：lizl2004@sohu.com。

（編輯：龐冰）

2016-12-19

國(guó)家重點(diǎn)研發(fā)計(jì)劃（No. 2016YFB0500100）