天問一號(hào)高分相機(jī)星載接口分析與設(shè)計(jì)

李曉波，李威，孫天宇，李楊，孟慶宇，王嚴(yán)*

天問一號(hào)高分相機(jī)星載接口分析與設(shè)計(jì)

李曉波1，2，李威1，孫天宇1，李楊1，孟慶宇1，王嚴(yán)1*

（1.中國科學(xué)院 長春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所，吉林 長春 130033；2.中國科學(xué)院 空間光學(xué)系統(tǒng)在軌制造與集成重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，吉林 長春 130033）

為了提高天問一號(hào)高分相機(jī)的星載接口力熱性能，以相機(jī)基頻和星載溫度差為輸入開展結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。首先，介紹了常見的光學(xué)遙感器星載接口的支撐方式，分析了火星探測高分相機(jī)對(duì)星載接口支撐方式的需求。其次，建立遙感器光學(xué)性能與星載支撐接口的對(duì)應(yīng)關(guān)系，通過蒙特卡洛分析方法確定接口空間位置相對(duì)變化對(duì)反射鏡的影響，識(shí)別出影響整機(jī)剛度和熱穩(wěn)定性的接口設(shè)計(jì)參數(shù)。然后建立不同接口方案的分析模型，確定了接口設(shè)計(jì)的最優(yōu)方案。最后，通過試驗(yàn)測試獲得了該星載接口方案下的整機(jī)基頻和熱穩(wěn)定性。試驗(yàn)結(jié)果表明：采用運(yùn)動(dòng)學(xué)接口方案，整機(jī)一階基頻達(dá)到58 Hz，遠(yuǎn)大于衛(wèi)星的基頻，振動(dòng)試驗(yàn)前后的傳遞函數(shù)分別為0.196和0.187；同時(shí)，在星載接口存在20 ℃溫度差時(shí)，相機(jī)調(diào)焦前后的傳遞函數(shù)分別達(dá)到0.173和0.223?；诮y(tǒng)計(jì)分析的星載接口分析與設(shè)計(jì)方法能夠有效確定接口設(shè)計(jì)輸入，運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐解決了天問一號(hào)相機(jī)接口的設(shè)計(jì)難題，設(shè)計(jì)思路和試驗(yàn)結(jié)果對(duì)相同類型的載荷接口設(shè)計(jì)有較強(qiáng)的指導(dǎo)意義。

星載接口；統(tǒng)計(jì)分析；蒙特卡洛、反射鏡

1 引　言

空間光學(xué)遙感器與衛(wèi)星的連接方式一般有三種：對(duì)接式、嵌入式以及星載一體化融合式［1］。對(duì)接式安裝的如中國的“海洋”衛(wèi)星系列、“風(fēng)云”系列、法國的SPOT系列以及正在開展研制的巡天光學(xué)望遠(yuǎn)鏡，嵌入式包括美國的QuickBird-2、韓國的KONPSAT-5等，星載一體化融合式包括美國的HST、以色列的GeoEye-2、中國的吉林一號(hào)等。不管哪種連接方式，雙方之間的接口設(shè)計(jì)都是影響載荷成像質(zhì)量的重要環(huán)節(jié)。為了保證載荷的功能和性能滿足指標(biāo)要求，接口的設(shè)計(jì)一方面應(yīng)該保證光學(xué)載荷自由度完全約束，具有一定的剛度，能夠抵抗發(fā)射環(huán)境產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)應(yīng)力和加速度，不與整星發(fā)生共振；另一方面載荷在軌運(yùn)行過程中，必須保證載荷能夠指向穩(wěn)定，盡量避免衛(wèi)星的熱變形和微振動(dòng)影響傳遞到載荷上，導(dǎo)致光學(xué)元件表面的變形和相對(duì)位移［2］。

在國內(nèi)，空間相機(jī)與衛(wèi)星平臺(tái)通常是不同單位各自獨(dú)立設(shè)計(jì)，衛(wèi)星平臺(tái)負(fù)責(zé)能源供給、姿態(tài)控制、數(shù)據(jù)傳輸?shù)裙ぷ?，空間相機(jī)負(fù)責(zé)光學(xué)成像、測繪、勘察等，“尖兵”、“天宮”、“嫦娥”等衛(wèi)星及其搭載的光學(xué)載荷均是采用此種管理模式。由于實(shí)現(xiàn)功能的差異，導(dǎo)致空間相機(jī)與衛(wèi)星平臺(tái)在力熱環(huán)境適應(yīng)性上的設(shè)計(jì)要求差別較大，星載接口組件作為連接衛(wèi)星平臺(tái)與光學(xué)載荷的橋梁，其穩(wěn)定性、可靠性、適應(yīng)性對(duì)環(huán)境敏感性極高的光學(xué)載荷尤為重要。國內(nèi)外研究人員針對(duì)星載接口的設(shè)計(jì)開展了一系列的研究工作，取得了一定的成果。

在國內(nèi)，長春光機(jī)所的馮強(qiáng)等人針對(duì)某高分辨率空間相機(jī)星載接口開展了4點(diǎn)柔性連接設(shè)計(jì)，并通過螺旋理論和地面試驗(yàn)進(jìn)行了驗(yàn)證［3］；孔德成等基于解決相機(jī)整體基頻偏低的問題，提出了將相機(jī)的星載接口位置調(diào)整到整機(jī)Z向中心和Z向質(zhì)心兩種方案，并通過分析確定了最優(yōu)方案［4］。沙巍等提出采用柔性連接、剛性連接和可解鎖連接配合的方式，相機(jī)基頻可高達(dá)120 Hz，并能夠適應(yīng)平臺(tái)15 ℃的溫差要求［5］。張軍強(qiáng)等在空間成像光譜儀的星載接口設(shè)計(jì)中提出了一種單點(diǎn)欠約束、多點(diǎn)耦合完全約束的支撐方式，使得相機(jī)主體基頻達(dá)到95 Hz，并能夠承受10 ℃溫變和自重耦合工況的反射鏡面形變化要求［6］。李林等為了滿足空間相機(jī)支撐結(jié)構(gòu)的減振要求，設(shè)計(jì)了一種倒圓角直梁復(fù)合組成的雙腳架柔性減振支撐結(jié)構(gòu)，使得隨機(jī)響應(yīng)最大放大倍率僅為0.93［7］。

在國外，光學(xué)望遠(yuǎn)鏡也面臨同樣的設(shè)計(jì)難題。NASA的氣球試驗(yàn)紅外干涉望遠(yuǎn)鏡（BETTII）工作于37 km的高空，望遠(yuǎn)鏡從地面上升過程中溫度變化73 ℃，設(shè)計(jì)了一組柔性支撐降低支撐框架和載荷之間材料熱脹系數(shù)不匹配帶來的影響［8］。歐空局的哨兵5號(hào)衛(wèi)星上安裝的光譜儀為了解決發(fā)射振動(dòng)與極端低溫環(huán)境適應(yīng)性問題，開展了膠合、柔性、彈簧、混合支撐等不同方式的光學(xué)載荷安裝試驗(yàn)［9］。美國大型空間望遠(yuǎn)鏡如HST、JWST等采用星載一體化融合的設(shè)計(jì)思路，但為了解決后端科學(xué)儀器與主光機(jī)之間振動(dòng)力學(xué)與熱接口匹配性問題，普遍采用運(yùn)動(dòng)學(xué)安裝的接口結(jié)構(gòu)［10-11］。

從國內(nèi)外研究成果可以看出，隨著光學(xué)載荷性能要求的提升，星載接口發(fā)射振動(dòng)與熱匹配性之間的設(shè)計(jì)矛盾將會(huì)越來越突出，亟需創(chuàng)新的、定量化的設(shè)計(jì)方法和手段。以往的星載接口設(shè)計(jì)主要基于經(jīng)驗(yàn)或參考前人的設(shè)計(jì)理念開展初步設(shè)計(jì)，進(jìn)而通過對(duì)設(shè)計(jì)完成的結(jié)構(gòu)開展優(yōu)化分析或試驗(yàn)來確定設(shè)計(jì)結(jié)果的滿足度，對(duì)不同位置的連接在不同自由度上對(duì)光學(xué)指標(biāo)敏感度的影響研究較少，設(shè)計(jì)輸入比較模糊。本文結(jié)合天問一號(hào)高分辨率相機(jī)的星載接口設(shè)計(jì)任務(wù)，提出采用統(tǒng)計(jì)分析的方法對(duì)三個(gè)安裝接口在不同自由度對(duì)主、次、三鏡的面形影響程度開展分析，確定不同自由度位移對(duì)反射鏡面形和剛體位移的影響，并結(jié)合光機(jī)結(jié)構(gòu)的特點(diǎn)，確定三個(gè)安裝支撐的具體結(jié)構(gòu)形式，為空間光學(xué)載荷的星載接口設(shè)計(jì)提供了一種新思路。

2 火星高分相機(jī)星載接口分析

2.1　相機(jī)常見星載支撐結(jié)構(gòu)分析

按照支撐結(jié)構(gòu)與相機(jī)的位置關(guān)系，可分為立式支撐和臥式支撐，如圖1所示。立式支撐是支撐面與相機(jī)光軸基本垂直的安裝方式，相機(jī)重心偏高，整機(jī)基頻較低。臥式安裝是支撐面與相機(jī)光軸平行的安裝方式，這種安裝方式能夠有效降低相機(jī)重心，較容易滿足運(yùn)載發(fā)射要求。

按照載荷與衛(wèi)星安裝的剛度不同可分為三類：剛性支撐、柔性支撐、運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐。

圖1　星載接口的立臥支撐

剛性支撐方式的主要優(yōu)點(diǎn)是相機(jī)結(jié)構(gòu)剛度較高，相機(jī)基頻能夠遠(yuǎn)高于衛(wèi)星頻率，避免與衛(wèi)星平臺(tái)發(fā)生振動(dòng)耦合；缺點(diǎn)是衛(wèi)星與相機(jī)安裝界面的熱變形可直接傳遞到光機(jī)結(jié)構(gòu)上，引起光軸偏轉(zhuǎn)、成像質(zhì)量下降等現(xiàn)象，此外，剛性連接的相機(jī)一般減振效果較差，動(dòng)力學(xué)響應(yīng)較大。

柔性支撐與反射鏡柔性支撐原理類似，主要優(yōu)點(diǎn)是相機(jī)能夠較好地適應(yīng)衛(wèi)星熱變形的影響，柔性結(jié)構(gòu)的剛度可根據(jù)實(shí)際熱環(huán)境與力學(xué)環(huán)境進(jìn)行設(shè)計(jì)，在軌工作時(shí)柔性支撐能夠?qū)πl(wèi)星及相機(jī)熱變形和高頻微振動(dòng)環(huán)境進(jìn)行隔離；缺點(diǎn)是由于柔性環(huán)節(jié)的存在使得相機(jī)發(fā)射基頻較低，對(duì)于小載荷采用柔性安裝的方式能夠直接滿足發(fā)射基頻要求，但是對(duì)于質(zhì)量較大的載荷為了提高發(fā)射階段的結(jié)構(gòu)剛度往往需要增加鎖緊裝置。如圖2所示為英國TopSat衛(wèi)星的主載荷RALCam1，約30 kg，采用一個(gè)固定安裝支腳結(jié)合兩個(gè)柔性安裝支腳的形式。其中固定安裝支腳位于三鏡附近用于相機(jī)定位，主次鏡位置處各安裝一個(gè)片體柔性支腳，可釋放衛(wèi)星平臺(tái)變形對(duì)成像性能影響，且結(jié)構(gòu)頻率可達(dá)到70 Hz［12］。

圖2　Topsat衛(wèi)星載荷的星載接口結(jié)構(gòu)

運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐方式的原理是完全約束理論，使被約束相機(jī)的空間六自由度定位且不產(chǎn)生過約束，其主要優(yōu)點(diǎn)是能夠完全適應(yīng)衛(wèi)星熱變形影響，消除內(nèi)應(yīng)力對(duì)光學(xué)結(jié)構(gòu)的影響，常見的運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐方式如“3-2-1”、“2-2-2”、“steward”，如圖3所示。運(yùn)動(dòng)學(xué)安裝方式存在一定風(fēng)險(xiǎn)，如間隙、運(yùn)動(dòng)副變形等，且對(duì)加工和裝配精度要求較高，需要對(duì)相機(jī)的變形深入理解。目前運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐形式獲得了很多的改進(jìn)，如將球鉸、滑軌等用柔性鉸鏈代替，出現(xiàn)“類運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐”。運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐在哈勃科學(xué)儀器、JWST后端模塊、MMT望遠(yuǎn)鏡中廣泛應(yīng)用［13-14］。

圖3　運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐方式

2.2　火星高分相機(jī)星載接口要求分析

火星高分相機(jī)采用離軸三反光學(xué)系統(tǒng)，主三鏡組件和次鏡調(diào)焦鏡組件分別安裝于前后兩塊鋁基碳化硅框架上。相機(jī)屬于典型的臥式支撐結(jié)構(gòu)，如圖4所示為高分相機(jī)安裝接口，整機(jī)重量39 kg，其中Z向?yàn)楣廨S方向，向?yàn)橹魅R連線方向，方向?yàn)楦叻窒鄼C(jī)安裝面法線方向。載荷與衛(wèi)星安裝接口由三個(gè)安裝區(qū)域組成。深空探測相機(jī)從發(fā)射到進(jìn)入火星軌道需要經(jīng)歷漫長的周期，安裝接口結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)應(yīng)盡量簡單可靠［15］。

火星探測高分相機(jī)安裝于環(huán)繞器鎂合金衛(wèi)星艙板上，在發(fā)射階段相機(jī)需要承受高達(dá)12g的振動(dòng)環(huán)境，在到達(dá)火星軌道后環(huán)繞器與著陸器分離，相機(jī)需要承受1 100g的沖擊環(huán)境，在相機(jī)工作時(shí)衛(wèi)星艙板接口溫度變化范圍可達(dá)到0 ℃～30 ℃。在如此惡劣的外部環(huán)境下為保證相機(jī)具備良好穩(wěn)定的成像質(zhì)量，除了對(duì)相機(jī)本身進(jìn)行良好的抗力學(xué)設(shè)計(jì)和溫控設(shè)計(jì)之外，相機(jī)與衛(wèi)星之間的支撐結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)非常關(guān)鍵。

圖4　高分相機(jī)安裝接口

從相機(jī)溫度適應(yīng)性角度分析，相機(jī)工作時(shí)主光學(xué)部分的溫度保持在20 ℃，衛(wèi)星隔板的溫度變化范圍在0～30 ℃，相機(jī)與艙板的最大溫差可達(dá)到20 ℃。結(jié)合艙板材料，此溫差將使得艙板在主次鏡沿線方向（向）產(chǎn)生最大350 μm以上的變形，在主三鏡沿線方向（向）產(chǎn)生最大240 μm的變形，這些變形量不能直接傳遞到桁架結(jié)構(gòu)上，需要通過相機(jī)與衛(wèi)星接口進(jìn)行變形隔離。因此相機(jī)需要能夠適應(yīng)上述變形帶來的影響。

3 星載接口設(shè)計(jì)

3.1　星載接口位移誤差統(tǒng)計(jì)分析模型

3.2　星載接口統(tǒng)計(jì)分析

為了統(tǒng)計(jì)星載接口位移對(duì)各反射鏡面形和剛體位移的影響，結(jié)合高分相機(jī)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，在Patran軟件中建立了整機(jī)有限元模型，其中前后框架采用殼單元（QUAD4），桁架桿采用梁單元（BAR2），光學(xué)組件等其他結(jié)構(gòu)組件主要采用實(shí)體單元（HEX8），在星載接口位置處采用RBE2單元，有限元網(wǎng)格數(shù)量為28萬，如圖5所示。

圖5 高分相機(jī)有限元模型

本文中，單個(gè)星載接口的安裝支撐可能在、、方向發(fā)生的位移誤差由d、d、d表示，d、d、d方向的平動(dòng)數(shù)值可作為蒙特卡洛分析的變量，參數(shù)的取值在3.1節(jié)已進(jìn)行了介紹。將安裝支撐發(fā)生位移時(shí)三塊反射鏡表面的節(jié)點(diǎn)變形通過SigFit軟件進(jìn)行擬合得到面形和剛體位移作為響應(yīng)量，分析樣本取100 000次，可得到星載接口位移對(duì)主、次、三反射鏡的99.7%概率下的統(tǒng)計(jì)結(jié)果分別如表1～表3所示，表中所列面形數(shù)據(jù)的單位為波長（=632.8 nm）。

表1星載接口位移誤差對(duì)主鏡的影響

Tab.1　Influence of onboard interface error to primary mirror

表2星載接口位移誤差對(duì)次鏡的影響

Tab.2　Influence of onboard interface error to secondary mirror

表3星載接口位移誤差對(duì)三鏡的影響

Tab.3　Influence of onboard interface error to tertiary mirror

表1為主鏡在裝星界面三個(gè)安裝支撐分別在方向產(chǎn)生不一致變形時(shí)的面形統(tǒng)計(jì)，可以看到影響程度排序?yàn)椋篸＞d＞d。通過進(jìn)一步分析產(chǎn)生面形的主要像差項(xiàng)，一階像散、一階三葉和一階彗差占據(jù)主鏡面形的主導(dǎo)。表2為次鏡在裝星界面三個(gè)安裝支撐分別在方向產(chǎn)生不一致變形時(shí)的面形統(tǒng)計(jì)，光軸方向z安裝支撐變形不一致對(duì)次鏡的影響較大，主要像差項(xiàng)為一階像散。表3為三鏡在上述工況下的面形統(tǒng)計(jì)，安裝支撐在三個(gè)方向產(chǎn)生的不一致變形對(duì)面形的影響程度基本相當(dāng)，其中像散和離焦在總像差中占主導(dǎo)。

星載接口的位移誤差對(duì)高分相機(jī)的影響主要體現(xiàn)在會(huì)影響各反射鏡的相對(duì)剛體位移，各反射鏡最大相對(duì)位移統(tǒng)計(jì)見表4。

表4星載接口位移誤差反射鏡相對(duì)位移的影響

Tab.4　Influence of onboard interface error to relative displacement of mirror

根據(jù)光學(xué)公差分配要求，主次鏡相對(duì)剛體位移應(yīng)控制在±10 μm以內(nèi)，角度應(yīng)控制在±6″以內(nèi)，主三鏡相對(duì)剛體位移應(yīng)控制在±20 μm以內(nèi)，角度應(yīng)控制在±10″以內(nèi)，才能滿足成像質(zhì)量需求。因此，星載安裝接口應(yīng)該能將衛(wèi)星艙板的位移釋放到16倍以上才能滿足要求。

3.3　星載接口的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

根據(jù)統(tǒng)計(jì)分析結(jié)果，為了消除衛(wèi)星平臺(tái)隔板熱變形對(duì)相機(jī)的影響，設(shè)計(jì)了兩種能夠適應(yīng)大變形的星載接口支撐形式，見圖6和圖7，均可以對(duì)衛(wèi)星艙板在X和Y方向的熱變形具有較好的釋放能力。

雙腳架式支撐的原理為利用雙向柔性支撐的柔槽變形來消除平臺(tái)溫差對(duì)相機(jī)造成的熱應(yīng)力，保證相機(jī)不受平臺(tái)溫度變化的影響，三組支撐采用相同的雙腳架結(jié)構(gòu)。

運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐形式采用一個(gè)固定支撐與兩個(gè)滑動(dòng)支撐的結(jié)構(gòu)組合形式，滑動(dòng)支撐采用分體式結(jié)構(gòu)形式，上部的燕尾和中部的滑槽均采用高強(qiáng)度的鈦合金材料，底座采用比剛度高、線膨脹系數(shù)小、隔熱好的碳纖維材料，固定支撐則采用上部鈦合金，下部碳纖維的材料構(gòu)型。

圖6　雙腳架支撐形式

圖7　運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐形式

為了比較兩種接口支撐形式對(duì)衛(wèi)星艙板溫度適應(yīng)性，本次分析將高分相機(jī)裝入衛(wèi)星隔板上，如圖8所示。兩種支撐方案的基頻設(shè)計(jì)為60 Hz，分析工況為相機(jī)工作在室溫下（20 ℃），衛(wèi)星隔板溫度從20℃降為0 ℃時(shí)各反射鏡的剛體位移如表5所示。

圖8　高分相機(jī)及衛(wèi)星艙板有限元模型

表5兩種接口支撐形式對(duì)衛(wèi)星艙板的熱適應(yīng)性分析結(jié)果

Tab.5　Analysis results of thermal adaptability of two interface support forms

從表中分析結(jié)果可以看出，在相同支撐剛度情況下，運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐相比于雙腳架支撐形式，能夠更好的釋放衛(wèi)星艙板變形帶來的影響。因此，火星高分相機(jī)的星載接口選擇運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐形式。

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

為了確認(rèn)運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐接口的性能，將其與高分相機(jī)主體連接后開展了振動(dòng)試驗(yàn)和熱光學(xué)試驗(yàn)。

4.1　振動(dòng)試驗(yàn)

為了驗(yàn)證運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐的力學(xué)性能，高分相機(jī)進(jìn)行了正弦振動(dòng)和隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)，測試整機(jī)的動(dòng)態(tài)剛度，主鏡掃頻響應(yīng)曲線如圖9所示，力學(xué)試驗(yàn)掃頻曲線顯示高分相機(jī)基頻為58 Hz，為X方向的一階頻率，該值遠(yuǎn)高于指標(biāo)要求28 Hz，說明運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐具有較高的剛度，能夠滿足發(fā)射動(dòng)力學(xué)要求。

圖9　掃頻曲線

力學(xué)振動(dòng)試驗(yàn)前后測試了相機(jī)三片CCD傳遞函數(shù)，進(jìn)一步從光學(xué)系統(tǒng)穩(wěn)定性上驗(yàn)證運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐的性能，測試結(jié)果如表6所示。

表6振動(dòng)試驗(yàn)前后MTF對(duì)比

Tab.6　Comparison of MTF before and after vibration test

振動(dòng)試驗(yàn)前三個(gè)區(qū)域MTF平均值為0.196，力學(xué)試驗(yàn)后MTF的平均值為0.187，相機(jī)傳函下降數(shù)值5%以內(nèi)，說明運(yùn)動(dòng)學(xué)星載支撐結(jié)構(gòu)性能穩(wěn)定。

4.2　熱光學(xué)試驗(yàn)

為了驗(yàn)證運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐的熱穩(wěn)定性，開展了熱光學(xué)試驗(yàn)。將高分相機(jī)安裝于衛(wèi)星模擬艙板上，并在艙板上設(shè)置主動(dòng)控溫，將衛(wèi)星模擬艙板的溫度控制到0 ℃，將相機(jī)溫度控制到20 ℃，同時(shí)測試光學(xué)系統(tǒng)傳遞函數(shù)，測試圖像如圖10所示，可以看到測試圖像亮暗條紋非常清晰，說明艙板與相機(jī)即使存在20 ℃的溫差時(shí)，通過星載接口的熱變形釋放，也能保證相機(jī)成像質(zhì)量良好。

圖10　CCD MTF測試圖像

表7熱光學(xué)試驗(yàn)調(diào)焦前后MTF對(duì)比

Tab.7　Comparison of MTF before and after focusing in thermooptical test

熱光學(xué)試驗(yàn)數(shù)據(jù)結(jié)果如表7所示?？梢钥吹剑谂摪迮c相機(jī)存在20℃溫差情況下，高分相機(jī)相比于振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)傳遞函數(shù)下降到0.173，但通過調(diào)整焦面位置，高分相機(jī)全色譜段平均傳函可達(dá)到0.223，遠(yuǎn)高于指標(biāo)要求。

4.3　試驗(yàn)結(jié)果分析

本文中火星高分相機(jī)三點(diǎn)支撐的位置和角度與相機(jī)質(zhì)心高度匹配，可以比較均勻的分擔(dān)相機(jī)的重量，保證整機(jī)的結(jié)構(gòu)剛度。運(yùn)動(dòng)學(xué)星載接口支撐雖然在主次鏡方向（向）和主三鏡方向（向）進(jìn)行了自由度釋放，但是由于這兩個(gè)方向相機(jī)主體分別通過桁架桿和框架進(jìn)行支撐，并不會(huì)減弱整體的結(jié)構(gòu)剛度。從掃頻結(jié)果分析，58 Hz基頻對(duì)應(yīng)整機(jī)方向的一階頻率，為相機(jī)主體自身的剛度決定。

在主次鏡方向和主三鏡方向設(shè)置滑動(dòng)支撐，可以隔離大部分的平臺(tái)熱變形對(duì)光學(xué)系統(tǒng)的影響，使得相機(jī)在衛(wèi)星隔板和兩個(gè)熱變形較大的方向幾乎不受影響。但是隔板在降溫20 ℃過程中為整體收縮，會(huì)引入其他方向的耦合變形，如三個(gè)安裝支撐連線方向的變形，這種影響導(dǎo)致的像質(zhì)下降只能通過相機(jī)的調(diào)焦機(jī)構(gòu)進(jìn)行補(bǔ)償。

綜上，運(yùn)動(dòng)學(xué)星載接口通過合理布局可以同時(shí)兼具固定支撐和柔性支撐的優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)也能克服它們的不足，獲得和固定支撐相同的剛度特性，同時(shí)也能有效隔離大部分的衛(wèi)星平臺(tái)熱變形。

5 結(jié)　論

傳統(tǒng)的星載接口設(shè)計(jì)一般并沒有明確的設(shè)計(jì)輸入和設(shè)計(jì)要求，本文創(chuàng)新性的將蒙特卡洛統(tǒng)計(jì)分析方法用于接口設(shè)計(jì)問題上，將接口設(shè)計(jì)與反射鏡面形和剛體位移等光學(xué)指標(biāo)直接相關(guān)聯(lián)，將艙板溫度差轉(zhuǎn)化為支撐柔度設(shè)計(jì)問題，提出安裝支撐自身應(yīng)能達(dá)到變形釋放到1/16以上的指標(biāo)要求；結(jié)合相機(jī)本體在方向和方向剛度較高，隔板在和方向變形較大的特點(diǎn)，提出雙腳架支撐和運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐兩種設(shè)計(jì)方案，并通過仿真分析進(jìn)行方案擇優(yōu)，將運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐與相機(jī)本體特點(diǎn)結(jié)合，比較巧妙的設(shè)計(jì)運(yùn)動(dòng)學(xué)滑槽的方向，從而保證整體剛度和自由度釋放的雙重要求。

通過試驗(yàn)驗(yàn)證，證明了運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐結(jié)構(gòu)相機(jī)基頻可達(dá)到58 Hz，為方向的一階頻率，并沒有在自由度釋放的方向降低剛度，力學(xué)試驗(yàn)前后平均傳遞函數(shù)分別0.196和0.187，傳函下降量小于5%；熱光學(xué)試驗(yàn)表明，艙板與相機(jī)存在20 ℃溫差時(shí)，相機(jī)全色譜段平均傳函經(jīng)過調(diào)焦后可達(dá)到0.223，說明運(yùn)動(dòng)學(xué)支撐星載接口具有良好的熱力學(xué)性能。本文的設(shè)計(jì)方法和設(shè)計(jì)理念可以用于指導(dǎo)具有一定剛度且需要較大熱變形釋放要求的類似載荷上。

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Analysis and design of onboard interface of Tianwen-1 high-resolution camera

LI Xiaobo1，2，LI WEI1，SUN Tianyu1，LI Yang1，MENG Qingyu1，WANG Yan1*

（1，，，130033，；2，，130033，），：

To improve the mechanical and thermal performance of the onboard interface of Tianwen-1’s high-resolution camera， the structural design is determined by using inputs of the fundamental frequency of the camera and the satellite temperature. First， the onboard interface support requirements of a Mars high-resolution camera are analyzed， and common support methods for the onboard interface of an optical remote sensor are introduced. Second， the relationship between the optical performance of the remote sensor and the onboard interface is established. The sensitivity matrix of the spatial position change of the interface to the mirror surface shape is determined by performing a Monte Carlo analysis， and the interface design parameters affecting the stiffness and thermal stability of the entire machine are identified. Then， analysis models of the different interface schemes are established， and the optimal interface design scheme is determined. Finally， the fundamental frequency and stability of the entire machine under the selected onboard interface scheme are determined by conducting experimental tests. The test results show that with this interface scheme， the first-order fundamental frequency of the entire machine reaches 58 Hz， which is considerably higher than that of the satellite， and the MTF before and after the vibration are 0.196 and 0.187， respectively. Furthermore， when the temperature change in the onboard interface is 20 ℃， the MTF before and after camera focusing are 0.173 and 0.223， respectively. This spaceborne interface analysis and design method， based on statistical analysis， can effectively determine the interface design input， and the kinematics support solves the design problem of the interface of Tianwen-1’s astronomical camera. The design ideas and test results have considerable potential in guiding the design of this type of load interface.

onboard interface； statistic analysis； Monte Carlo； mirror

V447

A

10.37188/OPE.20223002.0227

李曉波（1987），男，陜西寶雞人，碩士，助理研究員，2011年、2014年于西北工業(yè)大學(xué)分別獲得學(xué)士、碩士學(xué)位，主要從事光機(jī)系統(tǒng)集成仿真與優(yōu)化方面的研究。E-mail： lixiaobo104@163.com

王嚴(yán)（1985），男，吉林長春人，碩士，助理研究員，2012年于北京航空航天大學(xué)獲得碩士學(xué)位，主要從事產(chǎn)品可靠性研究。E-mail：wangyan@ciomp.ac.cn

1004-924X（2022）02-0227-10

2021-09-03；

2021-11-09.

國家重點(diǎn)研發(fā)計(jì)劃項(xiàng)目（No.2016YFE0205000）