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1、第5卷第6期光学精密工程Vol.5,No.61997年12月OPTICSANDPRECISIONENGINEERINGDecember,1997航天相机主镜热特性研究赵鹏吴清文卢锷王家骐(中国科学院长春光学精密机械研究所长春130022)摘要研究了某航天相机的热特性,计算了该主镜在特定温度载荷下的温度分布,求解了该主镜的面型变化及达到热平衡的时间;同时对计算结果进行了分析;结合光学设计提出的要求,根据计算结果给出了主镜的温度水平和温度梯度变化范围指标,并提出了主镜热控设计的初步设想。关键词主镜温
2、度场热分析1引言航天器飞行于大气层之外的茫茫宇宙中,由于宇宙空间缺少了空气的对流,其工作的热环境主要由太阳、地球和其他天体的热辐射决定,其中由于太阳的热辐射能力最强,其热强度可2[1]达到1.35kWöm,所以接受到的太阳辐射的多少成为了航天器热环境的决定因素。在航天器全寿命的工作过程中,由于太阳和其他天体的遮挡情况不同,航相机的温度变化范围会从零下二百度到零上数百度。并且由于其工作姿态的不同,指向太阳的部分和处于太阳阴影中的部分会产生巨大的温度差。航天相机工作在航天器上,航天器环境温度的变化直
3、接影响到相机工作温度,此外,航天器内的其他仪器和相机内部热源所产生热扰动,都使相机的光学系统产生变化,从而大大地降低航天相机的光学特性。根据使用要求,航天相机一般要观察星际间的景物,要求其作用距离较远、分辨力较高,因此相机镜头的通光孔径较大、成像焦距较长,相应的光学零件的几何尺寸也较大,并且在航天相机设计要求中对相机的体积、重量提出了严格的限制,这就使航天相机的结构比刚度相对较小,因此由于热的影响而引起的变形相对比较显著,所以航天相机的热稳定性设计是航天相机设计成败的决定性因素之一,对相机的热响
4、应必须进行深入的研究,尤其是对相机成像质量影响最大的主镜热特性的研究,更是整机热分析的基础。本文所论述的正是应用有限元素分析的方法,对完成了光学设计的某新型航天相机主镜热特性的分析、研究。收稿日期:1997-09-28修改日期:1997-10-156期赵鹏等:航天相机主镜热特性研究652某航天相机主镜模型的建立根据设计指标要求,某航天相机的光学系统采用cassageran式光学系统,主镜为球面镜,球面半径为2000mm,通光孔径为530mm。分析该相机的使用特点认为:在所有的光学零件中,主镜体积
5、最大、比刚度较小,并且直接影响到相机的成像质量,在使用温度范围内,是对温度变化最敏感的光学零件,通过对主镜的热响应的深入研究,计算主镜的温度指标,并计算出主镜的温度变化范围,校核光学系统的离焦、离轴、光学零件的倾斜,可以把主镜的温度特性作为相机整机的热控指标。为了了解主镜的热特性应用了CADöCAE技术,对主镜的温度响应进行全面的分析。主镜的CADöCAE分析全过程在HP工作站上进行,几何模型、有限元模型的建立利用EDS公司的Unigraphics软件完成,有限元的分析计算则利用Unigraph
6、ics软件的GFEM模块和Patran软件完成。根据上述思想采取以下步骤:1.建立几何模型:根据实际主镜的设计参数,建立1:1的集合模型;(Fig.1)2.建立有限元模型:在几何模型的基础上,划分有限元网格。有限元划分时遵循如下原则:Fig.1Sketchofsupportingstructureofa3为保证主镜面型的拟合计算精度,主镜光学primarymirror表面上划分出大量的节点,该模型节点为径向10个,周向24组,共计240个节点。3主镜与主镜芯轴与主镜之间的胶合材料,只起到了固定作
7、用,对主镜的热特性影响不大,在有限元模型中不予考虑。3主镜背部与主镜基板的联接螺孔由于直径较小而忽略,只在螺孔中心处保留一个节点,并把这些节点作为全约束点进行变形计算。3主镜芯轴与主镜压圈材料相同,并且由螺纹联结,所以认为它们是一个构件,在划分网格时不予区分。Fig.2FEAmodel3为了便于赋予材料主镜芯轴与主镜的有限元模型分组建立。有限元模型建立完成(见Fig.2),共有节点1296个;单元712个。3.计算载荷的设定:为计算主镜热特性,设定如下载荷分步计算:3稳态温度场热计算:分别在主镜
8、的边缘或中心为高出基准温度的某一固定温度时,计算其达到稳态热平衡时的温度分布;3稳态温度场热变形:在主镜芯轴与主镜基板联接的六个螺孔节点上施加全约束,把上一步骤计算的稳态温度场的结果作为载荷,进行静力学求解得到各个节点的位移值;并分离出[2]光学表面的节点,利用标准球面拟合法求解RMS值和PV值。3瞬态温度计算:以基准温度为初始温度,以各个迭代步温度变化为0.001℃为收敛条件,求解达到某个工况下稳定温度的时间。66光学精密工程5卷4.材料属性的施加:查询航空材料手册得到主镜材料熔石英、主镜芯轴
