（北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）

1 引言

近年來(lái)，小質(zhì)量、高剛度和高強(qiáng)度的復(fù)合材料，因優(yōu)異的性能及關(guān)鍵制備技術(shù)的研究深入，已廣泛應(yīng)用于航天器本體結(jié)構(gòu)、天線結(jié)構(gòu)和太陽(yáng)翼等，對(duì)各類航天器結(jié)構(gòu)質(zhì)量的減小和性能的改善發(fā)揮了顯著作用，產(chǎn)生了巨大的效益。

在空間遙感領(lǐng)域，遙感衛(wèi)星的空間分辨率要求不斷提高［1］，需要加長(zhǎng)光學(xué)系統(tǒng)的焦距［2］，這勢(shì)必?cái)U(kuò)大空間光學(xué)遙感器的總體結(jié)構(gòu)尺寸，對(duì)控制遙感器的質(zhì)量增長(zhǎng)提出更高的要求。同時(shí)，保證整機(jī)及其組件在動(dòng)力學(xué)環(huán)境中能夠正常工作，不產(chǎn)生殘余變形并保持遙感器良好的光學(xué)性能，要求遙感器各光學(xué)組件結(jié)構(gòu)具有足夠高的強(qiáng)度和剛度。另外，空間光學(xué)遙感器在軌運(yùn)行時(shí)所處的熱環(huán)境與地面熱環(huán)境差異很大，使用環(huán)境溫度變化會(huì)使其產(chǎn)生一定程度的熱變形，最終對(duì)遙感器的光學(xué)性能產(chǎn)生不利影響，這就要求遙感器結(jié)構(gòu)具有較好的溫度適應(yīng)性［3］。而對(duì)于長(zhǎng)焦距空間光學(xué)遙感器，傳統(tǒng)金屬材料越發(fā)不能滿足遙感器系統(tǒng)的輕量化、抗力學(xué)環(huán)境性能和熱穩(wěn)定性等技術(shù)要求。因此，要尋找適合于長(zhǎng)焦距空間光學(xué)遙感器應(yīng)用的新材料。本文通過(guò)對(duì)應(yīng)用幾種復(fù)合材料和傳統(tǒng)金屬材料時(shí)的性能比較，證明了在長(zhǎng)焦距空間光學(xué)遙感器上應(yīng)用復(fù)合材料的優(yōu)勢(shì)，可為復(fù)合材料在長(zhǎng)焦距空間光學(xué)遙感器的應(yīng)用提供參考。

2 復(fù)合材料在空間光學(xué)遙感器上的應(yīng)用情況

碳纖維增強(qiáng)聚合材料（CFRP）具有密度小、比模量和比強(qiáng)度高、熱膨脹系數(shù)低、可設(shè)計(jì)性好等特點(diǎn)。目前，以CFRP為代表的先進(jìn)復(fù)合材料在航空航天工業(yè)的用量占全部復(fù)合材料用量的80%［4］。國(guó)外已將CFRP廣泛應(yīng)用于地基、天基的光學(xué)儀器中。美國(guó)高分辨率科學(xué)試驗(yàn)成像儀（High Resolution Imaging Science Experiment，HIRISE）的 口 徑 為500mm，焦距為12m，直徑為700mm，總長(zhǎng)1.4m，其安裝板、桁架支撐結(jié)構(gòu)、遮光罩均采用CFRP，光機(jī)結(jié)構(gòu)總質(zhì)量?jī)H為65kg［5］。德國(guó)阿斯特里姆（Astrium）公司研制的全碳纖維空間光學(xué)遙感器，采用卡式光學(xué)系統(tǒng)，外形尺寸Φ775 mm×1267 mm，總質(zhì)量85kg，其中碳纖維結(jié)構(gòu)主體質(zhì)量?jī)H為35.4kg［6］。在國(guó)內(nèi)，CFRP目前多應(yīng)用于對(duì)力學(xué)穩(wěn)定性、熱穩(wěn)定性和安裝精度要求不高的遮光罩、蒙皮等遙感器結(jié)構(gòu)中。同時(shí)，國(guó)內(nèi)正在積極開(kāi)展CFRP 用于遙感器主支撐結(jié)構(gòu)的研究。

碳化硅顆粒增強(qiáng)鋁基（SiCp／Al）復(fù)合材料結(jié)合了碳化硅陶瓷和金屬鋁的不同優(yōu)勢(shì)，具有高導(dǎo)熱性，與芯片相匹配的熱膨脹系數(shù)，小密度和小質(zhì)量，以及高硬度和高抗彎強(qiáng)度。美國(guó)先進(jìn)復(fù)合材料有限公司（ACMC）與亞利桑那大學(xué)光學(xué)研究中心合作，采用SiCp／Al制成了超輕空間望遠(yuǎn)鏡的主鏡和次鏡，在230～340K 之間進(jìn)行320次熱循環(huán)后，鎳反射層仍能保持1／10可見(jiàn)光波長(zhǎng)的平面度。由于結(jié)構(gòu)的改進(jìn)，SiCp／Al反射鏡比傳統(tǒng)玻璃類反射鏡的質(zhì)量小50%以上。主鏡直徑為0.3 m，整個(gè)望遠(yuǎn)鏡質(zhì)量?jī)H為4.54kg［7］。在國(guó)內(nèi)，北京航空材料研究院采用無(wú)壓浸滲方法研制的中高體份鋁基碳化硅（約55%SiCp／Al）材料，已成功應(yīng)用于某空間光學(xué)遙感器的反射鏡背板結(jié)構(gòu)件［8］。目前，中高體份SiCp／Al作為支撐結(jié)構(gòu)和框架材料，已有相關(guān)的研究應(yīng)用，并得到一定的工程驗(yàn)證，而在大口徑反射鏡中的應(yīng)用，仍在研究試驗(yàn)中［9］。

3 在長(zhǎng)焦距空間光學(xué)遙感器主支撐結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用分析

對(duì)于長(zhǎng)焦距空間光學(xué)遙感器，主支撐結(jié)構(gòu)是承載光學(xué)元件和其他部組件的基礎(chǔ)，是提供熱控實(shí)施的基礎(chǔ)和熱傳導(dǎo)的基本路徑之一。主支撐結(jié)構(gòu)的材料選用，既要照顧到整體剛度，又要使主支撐結(jié)構(gòu)具有良好的加工性能，同時(shí)還要保證熱性能的可靠。

空間光學(xué)遙感器可選的主支撐結(jié)構(gòu)材料性能參數(shù)如表1所示［10］。其中：鋁合金加工性能優(yōu)良，成型效率和熱傳導(dǎo)率高，但熱膨脹系數(shù)過(guò)大，一般不能滿足熱穩(wěn)定性要求；殷鋼的熱膨脹系數(shù)最小，但密度較大，一般不能滿足長(zhǎng)焦距空間光學(xué)遙感器主支撐結(jié)構(gòu)對(duì)質(zhì)量方面的要求。因此，從材料特性看，對(duì)于長(zhǎng)焦距空間光學(xué)遙感器，鈦合金、CFRP 和SiCp／Al較為合適。

表1 幾種支撐結(jié)構(gòu)材料特性Table 1 Several material properties of supporting structure

本文以某長(zhǎng)焦距空間光學(xué)遙感器為例，對(duì)鈦合金材料和復(fù)合材料（桁架采用CFRP，前后基板采用SiCp／Al）分別作為遙感器主支撐結(jié)構(gòu)材料時(shí)的主支撐結(jié)構(gòu)質(zhì)量、振動(dòng)模態(tài)與熱變形進(jìn)行分析。該遙感器采用三反離軸光學(xué)系統(tǒng)，外包絡(luò)尺寸為2550mm×1550mm×900mm，主鏡一側(cè)的基板與衛(wèi)星平臺(tái)進(jìn)行固定連接。通過(guò)對(duì)模型簡(jiǎn)化，用質(zhì)量點(diǎn)（紫色圈表示）替代光學(xué)元件和焦面，用多點(diǎn)約束（Multi-point Constraint，MPC）桿（紫色線表示）連接質(zhì)量點(diǎn)與模型，得到有限元模型（見(jiàn)圖1）。其中，有限元模型的坐標(biāo)系定義為：Z軸為衛(wèi)星對(duì)地觀測(cè)時(shí)的天頂方向；Y軸為衛(wèi)星飛行方向的反方向；X軸方向由右手坐標(biāo)系確定。

圖1 主支撐結(jié)構(gòu)的有限元模型Fig.1 FEA model of main supporting structure

3.1 質(zhì)量估算

采用鈦合金材料和復(fù)合材料時(shí)，遙感器主支撐結(jié)構(gòu)的質(zhì)量分別為673kg和278kg?？梢?jiàn)，采用復(fù)合材料后，遙感器主支撐結(jié)構(gòu)質(zhì)量相比采用鈦合金材料時(shí)減少了395kg，減小了58.7%。

3.2 模態(tài)分析

通過(guò)有限元軟件計(jì)算，得到采用不同材料時(shí)遙感器主支撐結(jié)構(gòu)的固有頻率和一階振型，結(jié)果如表2和圖2所示。

空間光學(xué)遙感器結(jié)構(gòu)的一階固有頻率一般要求大于90～100 Hz（具體指標(biāo)根據(jù)設(shè)計(jì)要求而定）。通過(guò)表2可以看出，采用復(fù)合材料時(shí)的前三階固有頻率分別比采用鈦合金材料時(shí)提高了57%、47%和36%。同時(shí)，采用鈦合金材料時(shí)的結(jié)構(gòu)一階固有頻率為99.27 Hz，存在一定的風(fēng)險(xiǎn)，須要繼續(xù)對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)，提高結(jié)構(gòu)剛度。采用復(fù)合材料時(shí)的結(jié)構(gòu)一階固有頻率為156.09Hz，能夠滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)，且具有較大的裕度。

表2 采用不同材料時(shí)主支撐結(jié)構(gòu)的前三階固有頻率Table 2 1st～3rd natural frequencies of main supporting structure with different materials Hz

圖2 采用鈦合金材料和復(fù)合材料的主支撐結(jié)構(gòu)一階振型Fig.2 First order vibration model of main supporting structure adopting Titanium alloy materials and composite materials

3.3 熱變形分析

熱光學(xué)誤差產(chǎn)生的機(jī)理有以下3點(diǎn)：①環(huán)境溫度的變化使光學(xué)元件的折射率發(fā)生變化，因溫度梯度的存在形成折射率的梯度變化；②光學(xué)元件因熱應(yīng)力導(dǎo)致面型變化；③結(jié)構(gòu)熱變形導(dǎo)致光學(xué)元件剛體位移。光機(jī)結(jié)構(gòu)因溫度變化導(dǎo)致的熱脹冷縮，影響光學(xué)系統(tǒng)的鏡間距，從而因?yàn)榻Y(jié)構(gòu)熱變形而導(dǎo)致光學(xué)元件剛體位移［10］。因此，對(duì)于長(zhǎng)焦距空間光學(xué)遙感器主支撐結(jié)構(gòu)，應(yīng)關(guān)注上述熱光學(xué)誤差產(chǎn)生的第3個(gè)機(jī)理。

空間光學(xué)遙感器在地面的室溫環(huán)境一般為＋20℃，這里將＋20 ℃作為分析的初始溫度，在有限元分析軟件MSC.Patran里分析遙感器溫度均勻上升4 ℃時(shí)，遙感器結(jié)構(gòu)的熱變形情況，采用鈦合金材料和復(fù)合材料時(shí)的熱變形云圖如圖3所示。

由圖3可以看出：當(dāng)長(zhǎng)焦距空間光學(xué)遙感器采用鈦合金材料作為主支撐結(jié)構(gòu)材料時(shí)，最大熱變形發(fā)生在次鏡處，為76.5μm；采用復(fù)合材料時(shí)，遙感器主支撐結(jié)構(gòu)最大熱變形發(fā)生在平面反射鏡附近，為30.8μm。也就是說(shuō)，采用復(fù)合材料時(shí)，最大熱變形減小了59.74%。

圖3 采用鈦合金材料和復(fù)合材料時(shí)主支撐結(jié)構(gòu)的熱變形云圖Fig.3 Thermal deformation of main supporting structure adopting Titanium alloy materials and composite materials

各個(gè)光學(xué)元件的熱位移情況如表3所示。通過(guò)表3可以看出：采用復(fù)合材料，可以有效控制結(jié)構(gòu)熱變形引起的光學(xué)元件剛體位移，從而提高成像品質(zhì)。

表3 光學(xué)元件的熱位移Table 3 Thermal displacement of optical elements μm

4 結(jié)束語(yǔ)

本文介紹了CFRP 和SiCp／Al兩種復(fù)合材料在國(guó)內(nèi)外空間光學(xué)遙感器上的應(yīng)用情況。對(duì)鈦合金材料和復(fù)合材料作為主支撐結(jié)構(gòu)材料時(shí)某長(zhǎng)焦距空間光學(xué)遙感器的質(zhì)量、振動(dòng)模態(tài)和熱性能的分析表明，在該長(zhǎng)焦距空間光學(xué)遙感器上應(yīng)用復(fù)合材料比鈦合金材料，質(zhì)量減小58.7%，一階固有頻率提高57%，整體框架的最大熱變形減小59.74%。由此看出，與金屬材料相比，復(fù)合材料作為長(zhǎng)焦距空間光學(xué)遙感器主支撐結(jié)構(gòu)材料，能夠較大地提高遙感器的力學(xué)性能和熱性能，實(shí)現(xiàn)輕量化，優(yōu)勢(shì)非常明顯。當(dāng)前，CFRP和SiCp／Al在國(guó)內(nèi)作為空間光學(xué)遙感器主支撐結(jié)構(gòu)材料才剛開(kāi)始應(yīng)用，還不夠成熟，但因其優(yōu)異的材料性能，預(yù)計(jì)將在長(zhǎng)焦距空間光學(xué)遙感器上具有廣泛的應(yīng)用前景。

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