面向航天快速發(fā)射的光學(xué)載荷設(shè)計與制造

徐思華，于新辰

（西昌衛(wèi)星發(fā)射中心，四川 西昌 615000）

1 引 言

隨著小衛(wèi)星、運載火箭等技術(shù)的不斷發(fā)展，航天快發(fā)技術(shù)日趨成熟，并成為了戰(zhàn)爭制勝的關(guān)鍵技術(shù)之一［1-2］?；鸺鳛檫\輸工具，其作用是將衛(wèi)星載荷送入預(yù)定軌道，因此衛(wèi)星載荷與快速發(fā)射的技術(shù)特征必須相適應(yīng)。光學(xué)衛(wèi)星作為重要的探測工具，在國民經(jīng)濟和軍事應(yīng)用方面發(fā)揮了重要作用，并在航天快速發(fā)射領(lǐng)域擁有巨大市場。光學(xué)載荷作為光學(xué)衛(wèi)星的核心部件，其設(shè)計和制造也應(yīng)與航天快發(fā)技術(shù)相契合。航天快速發(fā)射彌補了傳統(tǒng)航天任務(wù)準(zhǔn)備周期長的不足，這便要求光學(xué)載荷應(yīng)具有研制周期短的特點；而航天快速發(fā)射所用火箭大都是中小型火箭，其運載能力受限，這就迫使衛(wèi)星載荷應(yīng)具有體積小、質(zhì)量輕的特點。然而，為了達到使用要求，光學(xué)載荷必須滿足一定的性能指標(biāo)，同時還要有效控制成本。上述幾點存在著相互制約的關(guān)系，本文通過系統(tǒng)研究找到它們之間的平衡點，以提高航天快發(fā)技術(shù)水平。

2 光學(xué)系統(tǒng)與光機結(jié)構(gòu)設(shè)計

2.1 光學(xué)系統(tǒng)設(shè)計

光學(xué)載荷的研制首先要根據(jù)使用要求進行光學(xué)系統(tǒng)設(shè)計，得到光學(xué)系統(tǒng)的初步構(gòu)型。面向航天快發(fā)技術(shù)的光學(xué)載荷受到性能和運載工具的限制，大都應(yīng)用于低軌道，于是從探測需求和航天快發(fā)技術(shù)特征出發(fā)，對高度為500 km 的近地軌道微納星載相機進行設(shè)計。它應(yīng)在可見光波段成像，且在軌道高度處對地的極限分辨率優(yōu)于3.5 m，成像幅寬不小于6.5 km×8.5 km，并且擁有較小的體積和較輕的質(zhì)量以及較短的研制周期，以滿足快發(fā)需求。

經(jīng)過初步的光學(xué)設(shè)計，得到如圖1所示的折反式光學(xué)系統(tǒng)，其基本參數(shù)如表1 所示。光學(xué)系統(tǒng)的主、次鏡結(jié)構(gòu)是典型的卡塞格林系統(tǒng)，采用雙曲面反射鏡折疊光路，有利于減小鏡筒長度，使光機結(jié)構(gòu)更加緊湊，從而降低整機質(zhì)量，回轉(zhuǎn)對稱結(jié)構(gòu)有利于加工和裝調(diào)。同時為進一步提升系統(tǒng)性能，在經(jīng)典卡氏系統(tǒng)之后增加了一個兩鏡校正系統(tǒng)，采用兩塊球面透鏡（K9玻璃），能夠校正系統(tǒng)像差并擴大視場。

圖1 折反式光學(xué)系統(tǒng)原理圖Fig. 1 Principle diagram of catadioptric optical system

表1 折反式光學(xué)系統(tǒng)參數(shù)Tab.1 Parameters of catadioptric optical system

考慮到材料性能參數(shù)、加工以及裝調(diào)的誤差對光學(xué)載荷的影響，需對光學(xué)系統(tǒng)進行公差分析，并通過公差分配降低載荷研制的難度和成本，縮短研制周期［3-4］。本文采用靈敏度和蒙特卡羅法相結(jié)合，并以RMS 點列圖作為標(biāo)準(zhǔn)，對本系統(tǒng)進行公差分析。將所有表面的曲率半徑、傾斜（X/Y）、偏心（X/Y）以及厚度的公差分別設(shè)定為±5 μm，±0.05°，±5 μm，±5 μm，同時將除主鏡外的其余元件的傾斜（X/Y）、偏心（X/Y）公差設(shè)定為±0.04°和±5 μm，而主鏡的傾斜（X/Y）、偏心（X/Y）公差則設(shè)定為±0.03°與±3 μm，并將兩透鏡材料的阿貝數(shù)和折射率公差分別設(shè)定為±0.3%與±0.001，將系統(tǒng)后截距作為補償，各元件的澤尼克表面不規(guī)則度公差均為0.01。

在上述公差設(shè)定下，主鏡的傾斜（X/Y）引起系統(tǒng)的RMS 點列圖尺寸惡化最為嚴重，惡化量為0.83 μm，惡化后的RMS 點列圖尺寸為2.70 μm，但仍小于所用探測器的像元尺寸（3.60 μm），而后截距的補償量在±0.18 mm 之間。同時，100 組數(shù)據(jù)的蒙特卡羅分析結(jié)果表明，上述公差造成的RMS 點列圖尺寸在90%的可能性范圍內(nèi)均小于3.39 μm，驗證了公差設(shè)置的合理性。

對光學(xué)元件表面的公差控制可通過各光學(xué)加工方法的合理組合來實現(xiàn)，元件的裝配公差則主要由定位面的加工和裝調(diào)來保證，高精度的安裝定位面可大大降低裝調(diào)難度并縮短裝調(diào)時間。本光學(xué)系統(tǒng)的元件表面公差可通過現(xiàn)有加工方法來控制，同時金屬元件的傾斜和偏心公差通過現(xiàn)有單點金剛石車削技術(shù)可一次性修正，因此本系統(tǒng)的裝調(diào)難度在于定位安裝面的高精度加工，即把克服所有元件誤差的集合帶來的較大裝調(diào)難度轉(zhuǎn)換為單個零件加工過程中少數(shù)誤差的控制，從而實現(xiàn)誤差之間的解耦，最終降低裝調(diào)難度直至達到只裝不調(diào)的效果。同時，高精度零件可實現(xiàn)互換，有利于同類型相機的大批量生產(chǎn)。

2.2 光機結(jié)構(gòu)設(shè)計

該折反式光學(xué)系統(tǒng)為同軸回轉(zhuǎn)對稱光學(xué)系統(tǒng)，體積較小，可采用薄壁筒作為主、次鏡之間的連接方式，并選擇三翼直臂結(jié)構(gòu)作為次鏡的支撐形式，將主鏡光學(xué)面及其支撐結(jié)構(gòu)以及透鏡鏡筒一體化設(shè)計，這樣可大大減少零件數(shù)量和裝配環(huán)節(jié)，以提高整機精度并縮短研制周期。初步設(shè)計結(jié)果和光機結(jié)構(gòu)的基本構(gòu)成如圖2 所示。

圖2 折反式光學(xué)系統(tǒng)的光機結(jié)構(gòu)Fig. 2 Opto-mechanical structure of catadioptric optical system

一體化主鏡作為重要元件，其鏡體厚度和支撐耳數(shù)量需進行精確計算。圓形反射鏡的徑厚比k=D/t有如下關(guān)系［5］：

同時以自重導(dǎo)致的變形作為目標(biāo)解［6］，又可得到：

式中：δ為鏡體變形量，N為反射鏡支撐耳數(shù)，ρ為 鏡 體 材 料 密 度 ，r為 反 射 鏡 半 徑 ，g為 重 力加速度，E為鏡體材料的彈性模量，D為鏡體直徑，t為鏡體厚度。針對上述光學(xué)系統(tǒng)中的反射鏡，其口徑為150 mm，要求其自重變形應(yīng)小于λ/50（λ=632.8 nm），代入 AL6061 合金的物理性能參數(shù)，計算出主鏡鏡體厚度應(yīng)不小于13.5 mm，N= 2.4，但為保證一定的安全系數(shù)，向上取整，最終確定該反射鏡支撐耳數(shù)量為3。

對上述光機系統(tǒng)而言，回轉(zhuǎn)對稱的結(jié)構(gòu)使得它無需限制光學(xué)元件之間繞光軸旋轉(zhuǎn)的自由度，因此每個光學(xué)元件只需要約束剩余的5 個自由度即可。按照ZEMAX 光學(xué)設(shè)計軟件的坐標(biāo)系規(guī)則建立光機系統(tǒng)坐標(biāo)系，如圖3 所示。

圖3 光機結(jié)構(gòu)坐標(biāo)系Fig. 3 Coordinate system of opto-mechanical structure

其中z軸與系統(tǒng)光軸平行。對主鏡、次鏡、透鏡 1 和透鏡 2，需限制它們沿x，y，z軸 3 個方向的平移自由度，以及沿x，y軸的旋轉(zhuǎn)自由度，從而保證光學(xué)元件表面的相對位置關(guān)系與光學(xué)設(shè)計一致。

圖4 各元件定位面Fig. 4 Positioning surfaces of optical components

各光學(xué)元件的定位基準(zhǔn)面以及與之對應(yīng)的結(jié)構(gòu)件定位面如圖4 所示，其中數(shù)字相同的定位面會通過相互配合限制各光學(xué)元件的自由度，具體情況如表2 所示。表中數(shù)字1 代表該定位面對相應(yīng)零件起到自由度的限制作用，0 則表示無限制或不起主要限制作用?？梢园l(fā)現(xiàn)，各光學(xué)元件的自由度可完全通過零件之間的配合來限制，從而達到只裝不調(diào)的效果，因此只要保證零件的加工精度，該光學(xué)載荷便可在極短的時間內(nèi)完成裝配工作。

表2 各定位面自由度限制情況Tab.2 Limitations of freedom of each positioning surface

3 光機結(jié)構(gòu)力學(xué)分析

在光機結(jié)構(gòu)設(shè)計完成后，應(yīng)建立系統(tǒng)的有限元模型，校驗設(shè)計結(jié)果［7］，并根據(jù)分析結(jié)果對光機結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化，同時模擬光學(xué)載荷在實際工況下的力學(xué)性能，確保其結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定。

3.1 靜力學(xué)分析

上述光機結(jié)構(gòu)的靜力學(xué)特征主要由自身重力造成，因此主要考察整機在重力作用下各光學(xué)元件的變形情況，以此校驗初始光機結(jié)構(gòu)設(shè)計的合理性。

重力導(dǎo)致的變形會影響相機的面形和定位精度?？紤]到本相機為實驗樣機，主要用于地面測試，在其加工、檢測和使用過程中重力主要作用于相機的徑向，即x和y方向，因此本文著重校核光機結(jié)構(gòu)沿x，y方向的重力變形。按照ANSYS Workbench 軟件分析的一般步驟，選擇AL6061 合金作為零件材料，將鏡筒兩端環(huán)形面作為整機連接面分別進行兩個方向的約束并添加重力載荷，經(jīng)過仿真計算后便可查看結(jié)構(gòu)元件在各方向的重力變形情況。圖5 為-x方向的重力載荷作用下主鏡和整機的變形云圖。

圖5 -x 向重力載荷作用下主鏡和整機的重力變形Fig. 5 Deformation of primary mirror and opto-mechanical structure under -x directional gravity load

圖5 中，主鏡最大變形量出現(xiàn)在-x方向，但其最大變形只有0.006 298 μm，約λ/100，優(yōu)于設(shè)計目標(biāo)λ/50，滿足主鏡設(shè)計要求。同時，在-x方向的重力載荷作用下次鏡遮光罩的變形位移量最大，為 0.227 37 μm，也遠小于次鏡±5 μm 的加工和裝配公差，并且可以斷定次鏡光學(xué)面由整機結(jié)構(gòu)變形引起的位移必定小于該值，因此滿足設(shè)計要求。在-x，-y向重力載荷作用下主鏡變形和次鏡位移情況如表3 所示。

表3 重力載荷作用下主鏡的變形和次鏡的位移量Tab.3 Deformation of primary mirror and displacement of secondary mirror under gravity load

3.2 動力學(xué)分析

光機結(jié)構(gòu)的動力學(xué)分析主要研究結(jié)構(gòu)的振動特性，包括結(jié)構(gòu)的自振頻率以及受沖擊和經(jīng)交變載荷、隨機載荷時的狀態(tài)模擬［8］。其中，模態(tài)分析可以計算出光機結(jié)構(gòu)的固有頻率和振型，避免與箭體和工作環(huán)境產(chǎn)生共振［9-10］，影響成像質(zhì)量甚至造成結(jié)構(gòu)件的損壞，同時也可以幫助設(shè)計人員預(yù)測光機結(jié)構(gòu)在不同外界載荷作用下的振動形式，發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)最薄弱的環(huán)節(jié)，并以此作為結(jié)構(gòu)優(yōu)化的依據(jù)。

考慮到火箭發(fā)射階段復(fù)雜的振動環(huán)境，必須使光機結(jié)構(gòu)的固有頻率遠離發(fā)射階段的振動頻率，而該頻率主要發(fā)生在20 Hz 左右。將鏡筒兩端圓環(huán)面作為本相機的安裝面，對它進行固定約束后開展光機結(jié)構(gòu)模態(tài)分析。同樣按照ANSYS Workbench 軟件分析的一般過程進行相關(guān)設(shè)置后計算得到的前2 階模態(tài)如圖6 所示。

圖6 整機模態(tài)仿真結(jié)果Fig. 6 Modal simulation results of opto-mechanical structure

從圖6 可以看出，整機的一階自振頻率為702.78 Hz，遠高于火箭發(fā)射的主振頻率20 Hz，因此該結(jié)構(gòu)可以避免在發(fā)射過程中與火箭產(chǎn)生共振。表4 列出了整機1～6 階的自振頻率及相應(yīng)振型。通過仿真驗證了光機結(jié)構(gòu)設(shè)計的合理性，保證了該光學(xué)載荷在測試、發(fā)射以及工作過程中的力學(xué)穩(wěn)定性。

表4 整機的自振頻率與振型Tab.4 Natural frequency and vibration shape of opto-mechanical structure

4 元件的加工、測量及裝配

光學(xué)相機元件的加工、測量以及裝配工作占據(jù)了相機研制的大部分時間，因此為了適應(yīng)航天快發(fā)技術(shù)對時間的嚴格要求，必須制定出快速高效的加工、測量及裝配路徑。而通過單點金剛石車削、磁流變修形以及計算機控制光學(xué)表面成形（Computer Controlled Optical Surfacing，CCOS）工藝可快速完成高精度鋁鏡的加工，同時一體化設(shè)計和合理的定位面選取能夠大大簡化測量和裝配過程，進一步縮短研制周期。

4.1 主、次鏡的單點金剛石車削

對于上述折反式光學(xué)系統(tǒng)的一體化主鏡，首先通過銑削完成外形以及輕量化結(jié)構(gòu)的加工，在加工完鏡胚并進行消應(yīng)力處理后，采用單點金剛石車削技術(shù)實現(xiàn)鋁合金反射鏡的快速制造［11-12］。為防止加工應(yīng)力和加工過程中不可控因素對光學(xué)表面精度的影響，反射鏡的鏡面往往在各定位面加工完成后才進行加工。

如圖7（a）所示，采用單點金剛石車削工藝對主鏡進行加工。主鏡加工完成后通過計算機全息片（Computer Generated Holography，CGH）作為補償元件的干涉補償面形檢測方法對主鏡的光學(xué)表面進行檢測，檢測過程和檢測結(jié)果如圖7（b）及 7（c）所示。

圖7 主鏡加工、測量過程及測量結(jié)果Fig. 7 Processing，measurement process and measurement results of primary mirror

利用同樣的工藝對次鏡進行加工，而后采用立式干涉儀進行面形精度檢測，以評判加工結(jié)果并為后續(xù)加工提供依據(jù)。次鏡的測量過程和測量結(jié)果如圖8 所示。

從圖8（b）可以看出，次鏡經(jīng)過單點金剛石車削加工后其光學(xué)表面呈現(xiàn)明顯的環(huán)狀分布，這主要是因為次鏡直徑較小且刀具需加工次鏡中心造成的。同樣地，鏡筒以及隔圈等鋁合金元件的定位面均采用單點金剛石車削工藝進行加工，使其形位公差達到微米級。但經(jīng)過單點金剛石車削工藝加工后的主、次鏡面形精度仍不滿足設(shè)計要求。

圖8 次鏡測量過程及測量結(jié)果Fig. 8 Measurement process and results of secondary mirror

4.2 主、次鏡的磁流變修形

經(jīng)過單點金剛石車削加工后的主、次鏡由于面形誤差較大，依然無法滿足光學(xué)系統(tǒng)的使用要求，可選取磁流變修形來進一步提高主、次鏡的面形精度。以次鏡為例，其磁流變修形過程和面形測量結(jié)果如圖 9（a）和 9（b）所示。

圖9 次鏡修形過程及面形測量結(jié)果Fig. 9 Modification and surface measurement result of secondary mirror

雖然磁流變修形可以快速提高鋁合金反射鏡的面形精度，但磁流變液對鋁鏡表面具有氧化作用，該氧化現(xiàn)象在次鏡上尤為明顯。如圖9（c）所示，磁流變修形后次鏡表面呈現(xiàn)明顯的環(huán)狀氧化帶，并與圖8（b）所示的次鏡環(huán)狀面形特征相對應(yīng)。其原因在于面形凸起處拋光輪停留時間較長，導(dǎo)致磁流變液與該處接觸時間較長，致使氧化現(xiàn)象更為明顯。而氧化層會大大降低鋁合金反射鏡的反射率，所以磁流變修形后的反射鏡還需進行氧化層去除處理。

4.3 主、次鏡的CCOS 工藝

選擇CCOS 工藝去除主鏡和次鏡的氧化層，同樣以次鏡為例，其光順過程及光順結(jié)果如圖10所示。

圖10 次鏡CCOS 光順過程及光順結(jié)果Fig. 10 CCOS smoothing process and surface shape of secondary mirror

根據(jù)Preston 方程，材料的表面去除量Δ正比于拋光表面的壓力P、加工速度v以及拋光時間t，即有：

式中K為常數(shù)。因此，控制好上述參數(shù)對于提升鋁鏡光順后的表面質(zhì)量尤為重要。經(jīng)過單點金剛石車削、磁流變修形、CCOS 光順等工序后，加工出了有效口徑為144 mm，面形精度RMS 值達0.024λ的鋁合金主鏡，以及有效口徑為34 mm，面形精度RMS 值達0.050λ的鋁合金次鏡。主、次鏡在加工過程中的面形精度變化情況如表5所示。

4.4 元件加工及裝配結(jié)果

將加工好的主、次鏡以及透鏡進行鍍膜處理，至此該折反式光機系統(tǒng)的所有元件均加工完畢，其零件匯總?cè)鐖D11（a）所示。由于該光機系統(tǒng)元件之間的定位關(guān)系均由高精度的定位面直接保證，經(jīng)過快速裝配得到微納星載光學(xué)相機，如圖 11（b）所示。

表5 主、次鏡面形精度變化情況Tab.5 Changes in surface shape accuracy of primary and secondary mirrors

圖11 微納星載光學(xué)相機零件及實物圖Fig. 11 Parts and physical images of micro-nano satellite optical camera

最終，裝配好的相機總長度為272 mm，直徑為194 mm，總質(zhì)量為3.2 kg。相較于傳統(tǒng)的折射式光學(xué)載荷，反射式光學(xué)載荷因采用鋁合金等金屬材料可以實現(xiàn)一體化設(shè)計，而單點金剛石車削等加工手段可以快速完成金屬件光學(xué)面和定位面的高精度加工，這大大縮短了光學(xué)載荷的研制周期，并且鋁合金材料相較于玻璃等材料在質(zhì)量和同質(zhì)材料一體化熱性能上也具有明顯優(yōu)勢。因此，該光學(xué)載荷在研制時間、載荷體積與質(zhì)量、自身結(jié)構(gòu)性能及成本上都較符合航天快速發(fā)射的技術(shù)特征。

5 整機性能測試

5.1 焦距及分辨率測量

光學(xué)系統(tǒng)的焦距測量能夠檢驗光機結(jié)構(gòu)的加工及裝配精度，而分辨率測量則直接定量地顯示了整機的成像質(zhì)量，因此通過上述兩種測試便可得知整機的成像性能。焦距和分辨率測量都在光具座上進行，其測量過程和結(jié)果如圖12 所示。

分辨率測量結(jié)果表明，該相機能夠看清四號分辨率板的第25 組圖案，查閱換算表后得知其對應(yīng)的角分辨率為1.29″。經(jīng)過系統(tǒng)焦距測量，得到該光學(xué)相機的實際有效焦距為968 mm，而其設(shè)計焦距為1 000 mm，因此焦距誤差為3.2%，略大于1%的一般允差范圍。這主要由反復(fù)拆裝導(dǎo)致的元件塑性變形引起的，但也可驗證上述設(shè)計和加工方法在短時間內(nèi)研制快發(fā)光學(xué)載荷的可行性。將測量出的角分辨率轉(zhuǎn)換成500 km 的地面極限分辨率為3.1 m，優(yōu)于設(shè)計要求的3.5 m。

圖12 整機焦距及分辨率測量結(jié)果Fig. 12 Focal length and resolution measurement of whole machine

5.2 相機實際成像

圖13 為相機拍攝4.2 km 外的銘誠國際樓體，被攝墻體的文字清晰可見。良好的實際成像效果一方面印證了焦距和分辨率測量結(jié)果，同時也檢驗了本文所述的面向航天快發(fā)技術(shù)的微納衛(wèi)星光學(xué)載荷設(shè)計與制造各環(huán)節(jié)的有效性。

圖13 光學(xué)載荷拍攝過程及拍攝結(jié)果Fig. 13 Shooting process and results of optical load

6 結(jié) 論

短研制周期、高性能、低質(zhì)量、小體積以及低成本是面向航天快發(fā)技術(shù)的微納衛(wèi)星光學(xué)載荷所必備的特征。本文以折反射式光學(xué)相機為例，通過單點金剛石車削、磁流變修形、CCOS 光順等工藝加工出了有效口徑為144 mm，面形精度RMS 達 0.024λ的鋁合金主鏡，以及有效口徑為38 mm，面形精度 RMS 值達 0.050λ的鋁合金次鏡。采用光機一體化設(shè)計，通過選取合理的定位方式，并將相機裝調(diào)難度轉(zhuǎn)化為定位安裝面的高精度加工，達到了相機只裝不調(diào)的效果，大大縮短了研制周期。其1.29″的角分辨率測量結(jié)果與實際成像效果進一步證明了本文所述的面向航天快發(fā)技術(shù)的微納衛(wèi)星光學(xué)載荷設(shè)計與制造各環(huán)節(jié)的可行性。這種研制方法為研制同類型相機以及進一步提高航天快發(fā)技術(shù)提供了參考。