CN102879980A - 温度自适应空间遥感相机机身结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种温度自适应空间遥感相机机身结构，该结构包括主镜、次镜、三镜、前框架、承力筒和后框架；承力筒由n段不同热线胀系数的碳纤维复合材料构成。通过改变承力筒的整体等效热线胀系数，合理设计主镜、次镜、前框架、承力筒、后框架的热线胀系数可以使得无论温度如何变化，主镜与次镜之间的位置变化量始终为0。本发明有效地解决了空间热环境下空间遥感相机尺寸稳定性的问题，使得相机具有更大的温度适应范围，降低了对热控的相关要求,提高了遥感相机系统的可靠性。

Description

温度自适应空间遥感相机机身结构

技术领域：

本发明属于光学精密机械技术领域，涉及一种空间遥感相机，特别涉及一种温度自适应空间遥感相机机身结构。

背景技术：

随着空间遥感技术的发展，人类对星球观测的需求越来越高，航天遥感相机的体积和质量随着分辨率不断增长，为了保证成像质量，结构的尺寸稳定性显得尤为重要。航天遥感相机机身主要由前框架、承力筒、后框架、主镜、次镜、三镜等几部分组成。由于遥感相机需要在空间热环境下工作，如果热控措施不当必然导致相机光学系统结构发生变化，造成光学元件相对位置漂移和光学成像镜面畸变。目前常用的提高遥感相机热性能的方法是通过研究相机光学系统的温度场分布、热弹性变形及其对成像质量的影响，提出相机正常工作所需要的温度指标、温差及周围环境的要求。但是该方法需要较为严格的温度控制，并且依然存在光学元件位置变化超差的可能性。

发明内容：

本发明要解决的技术问题是提供一种具有大的温度适应范围，热控要求低，空间热环境下尺寸稳定性好的温度自适应空间遥感相机机身结构。

为了解决上述技术问题，本发明的温度自适应空间遥感相机机身结构包括主镜、次镜、三镜、前框架、承力筒、后框架，其特征在于所述承力筒由n段不同热线胀系数的碳纤维复合材料构成。

所述相机机身结构各部分长度及热线胀系数满足下式：

（l_主镜×α_主镜+l_次镜×α_次镜+l_前框架×α_前框架+l_后框架×α_后框架-L×α_{承力筒（等效）}）×ΔT =0

其中l_主镜为主镜的长度，α_主镜为主镜的热线胀系数，l_次镜为次镜的长度，α_次镜为次镜的热线胀系数，l_前框架为前框架的长度，α_前框架为前框架的热线胀系数，l_后框架为后框架的长度，α_后框架为后框架的热线胀系数，L为承力筒长度，α_{承力筒（等效）}为承力筒的等效热线胀系数， 

， L_i为第i段承力筒的长度，并且满足

，α_i为第i段承力筒的热线胀系数；ΔT 为温度变化量。

碳纤维复合材料主要是由碳元素组成的一种特种纤维，具有一般碳素材料的特性，如耐高温、耐摩擦、导电、导热及耐腐蚀等，但与一般碳素材料不同的是，其热线胀系数有显著的各向异性。改变碳纤维复合材料铺层结构形式（即改变各层碳纤维的纤维轴方向）即可改变碳纤维复合材料的热线胀系数（黄龙男，王新波，张东兴.面内二维零膨胀混杂复合材料层合板设计，哈尔滨工业大学学报，2009，41（10）：91-94）。本发明承力筒材料采用高刚度、高强度、低密度和热线胀系数可设计的碳纤维复合材料，并将承力筒分为不同热线胀系数的n段，热线胀系数沿光轴方向可以进行调整。承力筒的整体等效热线胀系数为α_{承力筒（等效）}；

  （1）

当温度发生变化后，主镜与次镜之间的位置变化量Δl为：

Δl=（l_主镜×α_主镜+l_次镜×α_次镜+l_前框架×α_前框架+l_后框架×α_后框架-L×α_{承力筒（等效）}）×ΔT    （2）

从式（2）可以看出，如果合理设计主镜、次镜、前框架、承力筒、后框架的热线胀系数可以使得无论ΔT如何变化，Δl都能尽可能地小，甚至为0。由于碳纤维的铺层结构决定了热线胀系数的大小，前框架和后框架光轴方向尺寸较小，因此在光轴方向的热线胀系数变化空间不大，设计中可以令其为正值，并且尽量保持三个方向的铺层同性，通过改变承力筒的整体等效热线胀系数就可以使得无论ΔT如何变化，Δl始终为0。

本发明从碳纤维材料热线胀系数可设计的特点出发，提出一种温度自适应设计方法，使得在一定温度范围内，遥感相机反射镜间位置几乎不发生变化。为了保证前框架、后框架与承力筒接触处变形量一致，减少不必要应力产生，提出了一种变热线胀系数相机碳纤维承力筒结构。本发明有效地解决了空间热环境下空间遥感相机尺寸稳定性的问题，使得相机具有更大的温度适应范围，降低了对热控的相关要求,提高了遥感相机系统的可靠性。

所述承力筒与前框架连接处的热线胀系数与前框架相匹配（即α₁=α_前框架）。

所述承力筒与后框架连接处的热线胀系数与后框架相匹配（即α_n=α_后框架）。

所述承力筒热线胀系数不同的部分采取平滑过渡。

所述主镜和次镜采用碳化硅材料。

所述前框架和后框架采用碳纤维复合材料。

所述前框架和后框架分别与承力筒采用胶螺连接，构成整体的碳纤维机身结构。

设计中为了保证承力筒与前框架和后框架连接后不会因为温度变化而产生额外的应力，可以令承力筒与前框架连接处的热线胀系数与前框架相匹配（即α₁=α_前框架），承力筒与后框架连接处的热线胀系数与后框架相匹配（即α_n=α_后框架），而中间部分的热线胀系数特殊设计，热线胀系数不同的部分可以采取铺层纤维轴方向连续改变的方式平滑过渡，并且最终保证Δl始终为0即可。

附图说明:

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。

图1为本发明的温度自适应空间遥感相机机身结构示意图。

具体实施方式：

如图1所示，航天遥感相机机身主要由前框架3、承力筒4、后框架5、主镜1、次镜2、三镜6等几部分组成。所述主镜1、次镜2和三镜6材料可以根据实际需要灵活选择，采用碳化硅材料或者其他热稳定性较好的材料；前框架3、承力筒4和后框架5均采用M40J碳纤维复合材料或者其他型号的碳纤维复合材料。前框架3和后框架5分别与承力筒4采用胶螺连接，构成整体的碳纤维机身结构。前框架3和后框架5也可以根据实际需要采用其他材料。承力筒4由n段不同热线胀系数的碳纤维复合材料构成，承力筒4与前框架3连接处的热线胀系数与前框架3相匹配（即α₁=α_前框架），承力筒4与后框架5连接处的线胀系数与后框架5相匹配（即α_n=α_后框架）。

通过各个结构所用材料可以知道α_主镜和α_次镜均为正值，而α_前框架、α_后框架和α_承力筒正负皆可，因此如果合理设计前框架3、承力筒4和后框架5的热线胀系数可以使得无论ΔT如何变化，Δl始终为0。

以一光电传输型空间遥感相机为例，经过理论分析与优化计算最终设计得到的前框架的3个方向的热线胀系数均为2.98×10^-6K^-1，后框架的3个方向的热线胀系数为2.53×10^-6K^-1。令Δl=0，根据公式（1）可以得到所需要的承力筒等效热线胀系数为-0.86×10^-6K^-1，以此为依据设计承力筒。承力筒被分为9段，每一段的热线胀系数与长度如表1所示。

	长度（mm）	热线胀系数（K-1）
			L1	200	2.98×10-6
L 2	200	1.34×10-6
			L 3	200	0.52×10-6
L 4	500	-0.83×10-6
			L 5	550	-1.85×10-6
L 6	550	-0.93×10-6
			L 7	300	0.51×10-6
L 8	280	1.12×10-6
			L 9	200	2.53×10-6

本发明不限于上述具体实施方式，主镜、次镜、前框架、后框架还可以采用其他热稳定性好的材料。承力筒不限于分为9段，n可以是任意的自然数，而各段的长度和热线胀系数是可根据式（1）、（2）设计的。因而凡是在本发明权利要求1技术方案基础上作出的任何简单变形，都在本发明意图保护范围之内。

Claims (8)

1.一种温度自适应空间遥感相机机身结构，包括主镜、次镜、三镜、前框架、承力筒、后框架，其特征在于所述承力筒由n段不同热线胀系数的碳纤维复合材料构成。

2.根据权利要求1所述的温度自适应空间遥感相机机身结构，其特征在于所述相机机身结构各部分长度及热线胀系数满足下式：

（l_主镜×α_主镜+l_次镜×α_次镜+l_前框架×α_前框架+l_后框架×α_后框架-L×α_{承力筒（等效）}）×ΔT =0

其中l_主镜为主镜的长度，α_主镜为主镜的热线胀系数，l_次镜为次镜的长度，α_次镜为次镜的热线胀系数，l_前框架为前框架的长度，α_前框架为前框架的热线胀系数，l_后框架为后框架的长度，α_后框架为后框架的热线胀系数， L为承力筒长度，α_{承力筒（等效）}为承力筒的等效热线胀系数， 

 ，L_i为第i段承力筒的长度，并且满足

，α_i为第i段承力筒的热线胀系数；ΔT 为温度变化量。

3.根据权利要求1所述的温度自适应空间遥感相机机身结构，其特征在于所述承力筒与前框架连接处的热线胀系数与前框架相匹配。

4.根据权利要求1所述的温度自适应空间遥感相机机身结构，其特征在于所述承力筒与后框架连接处的热线胀系数与后框架相匹配。

5.根据权利要求1~4任意一项权利要求所述的温度自适应空间遥感相机机身结构，其特征在于所述承力筒热线胀系数不同的部分采取平滑过渡。

6.根据权利要求1所述的温度自适应空间遥感相机机身结构，其特征在于所述主镜和次镜采用碳化硅材料。

7.根据权利要求1所述的温度自适应空间遥感相机机身结构，其特征在于所述前框架和后框架采用碳纤维复合材料。

8.根据权利要求1所述的温度自适应空间遥感相机机身结构，其特征在于所述前框架和后框架分别与承力筒采用胶螺连接。

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