JP2021517993A

JP2021517993A - 軽量高精度炭化ケイ素ミラーアセンブリを製造する方法

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Inventors: キャリガン，キース
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Publication date: 2021-07-29
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Abstract

航空宇宙ミラーは、反応結合された（RB）炭化ケイ素（SiC）ミラー基板と、航空宇宙ミラーの前側に光学表面を形成するRBSiCミラー基板上のSiCクラッドと、を有する。航空宇宙ミラーを製造する方法は、多孔質カーボン、炭化ケイ素、またはその両方を有するグリーンミラープリフォームを得るステップであって、前記グリーンミラープリフォームは、航空宇宙ミラーの前側および後ろ側を定める、ステップと、前記グリーンミラープリフォームから材料を除去して、前記後ろ側に支持リブを形成するステップと、グリーンミラープリフォームにケイ素を浸透させ、反応結合されたSiCミラー基板を形成するステップと、RBSiCミラー基板から、航空宇宙ミラーの前記後ろ側に、取り付けインターフェース表面を形成するステップと、航空宇宙ミラーの前記前側に、RBSiCミラー基板の反射器表面を形成するステップと、を有する。

Description

本願は、軽量高精度炭化ケイ素ミラーアセンブリを製造する方法に関する。

（例えば、衛星においてよく見られる望遠鏡における）宇宙ベースの結像システムは、しばしば、反射器タイプの結像システムとして構成される。そのような結像システムには、所望の解像度および／または信号対ノイズ比（SNR）を達成するため、大きな開口を有する大型の一次ミラー（すなわち、〜0.5mよりも大きなミラー直径）が要求される。宇宙ベースの結像システムは、環境（例えば温度）変動に晒され、画質の低下が生じ得る。従って、そのような結像システムに使用されるミラーは、環境変動に対する感受性を抑制するように設計される。また、ミラーの光学表面の表面歪み、または「形状エラー（figure error）」は、通常、極めて狭い幅の誤差内に維持される（例えば、1インチの百万分の1の割合）。

ミラーが大きくなると、歪みを回避して、誤差要求に合致させることがより難しくなる。

高精度で宇宙ベースの光学的利用向けの材料および構成では、設計仕様に合致させるため、低熱膨張係数（CTE）、軽量、および高剛性が必要となる。ある典型的なミラー構成では、システムにおける光学機器（例えば、超低膨張（ULE）ガラスミラー）に対して、ニアゼロCTE材料が利用される。また、炭化ケイ素（SiC）は、高精度光学機器に使用される新しい材料である。

本発明の特徴および利点は、添付図面とともに利用される詳細な説明から、明らかとなる。これらは相互に、一例としての本発明の特徴を示す。

本開示の一例による航空宇宙ミラーの正面図である。本開示の一例による図1Aの航空宇宙ミラーの背面図である。本開示の一例による線A−Aに沿った図1Aの航空宇宙ミラーの詳細な断面図である。本開示の一例による線B−Bに沿った図1Aの航空宇宙ミラーの取り付けインターフェース表面を示す詳細な断面図である。本開示の一例による航空宇宙ミラーを製造する方法を示した図である。本開示の一例による航空宇宙ミラーの光学表面を調製する方法を示した図である。本開示の一例による航空宇宙ミラー製造アセンブリの正面図である。本開示の一例による図6の航空宇宙ミラー製造アセンブリの側面図である。本開示の一例による図6の航空宇宙ミラー製造アセンブリの背面図である。本開示の一例による線C−Cに沿った図6の航空宇宙ミラー製造アセンブリの詳細図である。

以下、示された一実施例を参照する。特定の用語は、同じものを示すために使用される。ただし、本発明の範囲が限定されることを意図するものではないことが理解される。

本願において、「実質的に」と言う用語は、動作、特徴、特性、状態、構造、項目もしくは結果が、完全な、またはほぼ完全な範囲もしくは程度であることを意味する。例えば、「実質的に」包囲された物は、完全に包囲され、またはほぼ完全に包囲された物を意味する。ある場合、絶対的な完遂からのずれの正確な許容可能な度合いは、特定の内容に依存する。ただし、一般に、完全の近さは、絶対のおよび全体の完遂が得られる場合と同じ全体の結果が得られるようにされる。「実質的に」の使用は、否定的な意味合いで使用される場合、動作、特性、特徴、状態、構造、項目、または結果の完全な、またはほぼ完全な欠如を指す場合にも、等しく適用される。

本願に記載の「隣接」と言う用語は、2つの構造または素子の接近性をあらわす。特に、「隣接する」と定められた2つの素子は、境界を接していても、接続されていてもよい。また、そのような素子は、相互に必ずしも接触する必要はなく、相互に近くにあってもよい。ある場合、近接性の正確な度合いは、特定の内容に依存する。

以下、新たな概念の最初の概観が提供され、次に、さらに詳細な特定の例が示される。この最初のサマリは、読者が実施例をより迅速に理解することを意図するものであり、実施例の重要な特徴または本質的な特徴を定めることを意図するものではなく、特許請求の範囲を限定するものでもない。

大きなULEガラスミラーは、高精度、宇宙ベース光学用途に有効に利用されるが、これらのミラーは、重く、製造が難しい。低い剛性対重量比のULEガラス材料は、大きなULEガラスミラー（例えば、反射器望遠鏡システムにおける一次ミラー）の自重たわみにつながり、位置合わせを難しくするとともに、グラウンドに対する試験を難しくする。一方、SiCは、優れた機械的特性を有するが、必要な表面仕上げ状態に研磨することは難しい。従って、SiCミラーでは、最終ミラーの許容可能な表面仕上げを提供するため、アモルファス元素シリコンのような、クラッド材料が必要となる。また、SiCミラーに広く利用される、焼結SiCのようなSiCの一部の形態では、製造過程で収縮が生じ（例えば35%超）、従って、オーバープロセスが必要となり、製造できるミラーの寸法が制限される。高精度、宇宙ベース光学システムの要求に合致する、現在使用される材料は、製造が高コストで、製造に長いリードタイムが必要になる。重量、熱膨張、および剛性の間のトレードオフは、しばしば、コストおよびスケジュールの制限を満たす必要がある。

従って、宇宙航空ミラーおよび関連の製造方法では、優れた光学特性を有する、軽量、高剛性、および低熱膨張ミラーを提供することが開示される。これは、従来の材料に比べて、低コストおよび短いスケジュールで製造することができる。航空宇宙ミラーは、反応結合（RB）SiCミラー基板、および航空宇宙ミラーの前側に光学表面を形成する、RBSiCミラー基板上のSiCクラッドを含み得る。

航空宇宙ミラーを製造する方法は、多孔質カーボン、SiCまたはその両方を含むグリーンミラープリフォームを得るステップを有し得る。グリーンミラープリフォームは、航空宇宙ミラーの前側、および航空宇宙ミラーの前側とは反対の後ろ側を定める。また、当該方法は、グリーンミラープリフォームから材料を除去し、後ろ側に支持リブを形成するステップを有し得る。当該方法は、さらに、グリーンミラープリフォームにケイ素を浸透させ、グリーンミラープリフォームからRBSiCミラー基板を形成するステップを有し得る。当該方法は、さらに、RBSiCミラー基板から、航空宇宙ミラーの後ろ側に、取り付けインターフェース表面を形成するステップ、および航空宇宙ミラーの前側に、RBSiC基板の反射器表面を形成するステップを有し得る。また、当該方法は、RBSiCミラー基板の反射器表面をSiCでクラッド化し、航空宇宙ミラーの光学表面を形成するステップを有し得る。

また、航空宇宙ミラーの光学表面を調製する方法が開示される。当該方法は、前側に光学表面を有し、後ろ側に取り付けインターフェース表面を有する航空宇宙ミラーを得るステップを有し、取り付けインターフェース表面は、最終装着において、最終装着取り付け構造との結合により、外部支持基板に航空宇宙ミラーを取り付け、またはこの取り付けを容易にするよう作動する。また、当該方法は、試験取り付け構造を取り付けインターフェース表面に結合することにより、航空宇宙ミラーを試験支持ベースに組み立てるステップを有し、試験取り付け構造は、最終装着取り付け構造と同じであり、またはこれと等価であり、またはこれに対応する。当該方法は、さらに、光学表面を測定するステップ（すなわち、試験取り付け構造に取り付けたまま）を有し得る。また、当該方法は、光学表面を機械加工するステップを有し得る。

また、航空宇宙ミラー製造アセンブリが開示される。当該アセンブリは、試験支持ベースを有し得る。また、当該アセンブリは、試験支持構造を有し得る。また、当該アセンブリは、試験取り付け構造を介して試験支持ベースに取り付けられた、航空宇宙ミラーを有し得る。当該航空宇宙ミラーは、前側に光学表面を有し、後ろ側に、試験取り付け構造に結合された取り付けインターフェース表面を有し得る。取り付けインターフェース表面は、最終装着取り付け構造と結合することにより、最終装着において、外部支持構造に航空宇宙ミラーを取り付けるように作動し得る。試験取り付け構造は、最終装着取り付け構造と同じであり、これと等価であり、またはこれに対応し得る。

以下、本技術をさらに記載するため、図面を参照して一実施例を提供する。図1Aおよび図1Bを参照すると、航空宇宙ミラー100の一実施例において、それぞれ、相互に対向するミラー100の前側（図1A）および後ろ側（図1B）を示す全面図および背面図が概略的に示されている。図2および図3には、ミラー100の詳細な断面図が示されている。ある実施形態では、ミラー100は、反射ミラーシステムにおける一次ミラーとして構成され、これは、光学望遠鏡（例えば高解像結像システム）および赤外線センサに使用されてもよい。

通常、ミラー100は、ミラー基板と、該基板に配置され、または該基板により支持された、ミラー100の前側の反射性表面または光学表面とを有し得る。例えば、図2における断面に示すように、ミラー基板110は、ミラー100の前側101aに、反射器表面111を有し得る。光学表面112は、基板110の反射器表面111に形成され得る。反射器表面111は、ミラーの光学表面112用の基本構造を提供し得る。これは、後に詳しく示すように、反射器表面111に配置された、材料の薄い層またはクラッド113で形成され得る。ある実施形態では、反射器表面111は、ミラー基板110のフェースシート114の片側を形成し得る。

ミラー基板110は、いかなる好適な構成を有してもよい。ある態様では、ミラー基板110は、ミラー100の後ろ側101bにおける支持リブ115のような、重量低減構造特徴物を有するように構成され得る（例えば、「オープンバック」構造）。これは、ミラー100の反射器表面111および光学表面112用の支持を提供し得る。例えば、図2に示すように、リブ115は、フェースシート114から延伸し、反射器表面111、およびミラーの光学的または反射性表面112の構造的支援が提供され得る。リブ115は、ミラー100の適切な構造的支持を提供する、いかなる好適な配置または構成であってもよい。図1Bに示すように、リブ115は、三角形アイソグリッドパターンに配置され、これにより、ミラーの光学的または反射性表面112用の軽量および剛性基板構造が提供され得る。しかしながら、別のリブパターンが利用され、本願に想定されてもよい。

また、ミラー100は、ミラー100の後ろ側101bに、1または2以上の取り付けインターフェース表面（例えばボンドパッド）を有し、ミラー100が、（例えば、ストラット（図示されていない）のような取り付け構造を介して）衛星のようなミラー100用の外部支持構造に取り付けられてもよい。ある態様では、取り付けインターフェース表面は、ミラー基板110に形成され得る。図3に示した実施例では、取り付けインターフェース表面116（例えば、ボンドパッド）は、例えば、基板110のリブ115bに形成され、アタッチメント固定具との接合が容易となる。そのような取り付けインターフェース表面およびリブ構造の例は、米国特許出願第2017／0055731号に記載されている。この文献は、本願の参照として取り入れられている。リブ115は、任意の好適なプロファイル117a〜cを有し、これは、取り付け固定具（すなわち取り付け構造）との結合を容易化し、および／または取り付け固定具との結合による変形を抑制するように構成される。別の実施例では、取り付けインターフェース表面116は、ミラーの後ろ側101bにおける支持リブ115との交点に、円筒状の孔（図示されていない）を定め得る。円筒状の孔は、外部支持基板への取り付けのため、金属インサートもしくは固定具とミラー100との接合またはネジ留めに使用され得る。

ある態様では、ミラー基板110は、反応結合（RB）炭化ケイ素（SiC）材料を有し得る。別の態様では、光学表面112は、RBSiCミラー基板110上のSiCクラッド113から形成される。特に、SiCクラッド113は、化学気相成膜（CVD）SiC材料を有し得る。ある態様では、ミラー100は、図2に示すように、光学表面112上に光学コーティング118（例えば高反射率、薄膜コーティング）を有し得る。

図4には、光学表面112のSiCクラッド113およびRBSiC基板110で構成されたミラー100のような、航空宇宙ミラーを製造する方法202が概略的に示されている。通常、当該方法は、グリーンミラープリフォームを得るステップ220と、グリーンミラープリフォームから材料を除去するステップ221と、グリーンミラープリフォームにケイ素を浸透させ、グリーンミラープリフォームからRBSiCミラー基板を形成するステップ222と、材料を選択的に除去して、RBSiCミラー基板に精密特徴物を形成するステップ223と、RBSiCミラー基板をSiCでクラッド化して、光学表面を形成するステップ224とを有する。

ステップ220で得られるグリーンミラープリフォームは、ケイ素の浸透による反応結合に適した、任意の材料または材料の組み合わせ（例えば多孔質カーボン、SiC、可塑剤、フィラー等）を有し、RBSiC材料が形成される（例えば、SiC比70%、Si充填率30%。ただし他の反応組成も想定される）。グリーンミラープリフォームは、任意の好適な技術または従来のプロセスを用いて製作され得る（例えば乾燥SiCと炭素スラリーで構成される）。RBSiCは、高比剛性で、低熱膨張係数の材料であり、航空宇宙ミラー用の優れた機械的特性を有する。グリーンミラープリフォームは、任意の好適な形状または構造を有し、従来の任意の好適なプロセスにより構成され得る。通常、グリーンミラープリフォームは、最終ミラー基板の外側境界形状に対応する形状を有する。従って、グリーンミラープリフォームは、ミラーの概略的な形状、ならびにミラーの前側および後ろ側を定め得る。グリーンミラープリフォームは、おおまかな誤差、およびミラー基板の最終寸法を超えるサイズで製造され、グリーン状態における材料の除去、ケイ素浸透およびRBSiCの形成による収縮、ならびに「硬化された」RBSiC状態における選択的な材料除去が可能となり、精密な特徴物が形成される。RBSiC材料の一つの利点は、焼結SiCのような、他の種類のSiCと比べて、グリーン状態からの収縮が少ないことである。

ステップ221では、材料がグリーンミラープリフォームから除去され、ミラー基板110の各種特徴物が形成され得る。例えば、グリーンミラープリフォームから材料が除去され、ミラー100の後ろ側101bに、支持リブ115が形成され（例えばアイソグリッドまたは他のパターン）、フェースシート114の後ろ側が形成され、これにより、ミラー100の重量および地域密度が低減され得る。ある態様では、材料は、グリーンミラープリフォームの前側101aから除去され、ミラー基板110の反射器表面111が形成される。別の実施形態では、グリーンミラープリフォームに、基板110の反射器表面111に対応する表面が提供され、グリーン状態において、事前の材料除去を行わずに、RBSiCに形成され得る。材料は、任意の好適な技術またはプロセスを用いて、グリーンミラープリフォームから除去され得る。RBSiC用のグリーン状態の材料の一つの利点は、それが機械加工される速度および容易性である。すなわち、通常、材料は、機械加工（例えばミル処理）により、グリーンミラープリフォームから除去される。ある実施形態では、高速機械加工が利用できる。グリーン状態の材料を迅速に機械加工する機能は、最終寸法に成形するような他の用法により、SiCから大きな軽量ミラーブランクを製造するコストおよびスケジュールを有意に低減できる。

一旦ステップ221において、グリーンミラープリフォームから材料が除去されると、ステップ222において、グリーンミラープリフォームにケイ素が浸透され、グリーンミラープリフォームからRBSiCミラー基板110が形成される。炭素またはグラファイトと、気体状および／または溶融ケイ素の間の化学反応により、反応結合炭化ケイ素が構成される。反応結合SiCを形成するケイ素の浸透は、気体状および／または溶融状態のケイ素による浸透のような、従来の任意の好適な技術またはプロセスにより実施され得る。ケイ素は、炭素と反応して、炭化ケイ素を形成する（一部がプリフォームに存在する場合、追加のSiC）。反応生成物は、炭化ケイ素粒子を結合する。いかなる余剰のケイ素も、本体における残留ポアに充填され、緻密なSiC-Si複合体が製造される。ケイ素の残留トレースのため、反応結合された炭化ケイ素は、しばしば、シリコン処理炭化ケイ素と称される。

ミラー基板110がRBSiCで構成されると、材料が選択的に除去され、ステップ223において、寸法、形態、および／または表面仕上げ要求に合致する、小さな精密特徴物および／または臨界特徴物がミラー基板110に形成され得る。例えば、RBSiCミラー基板110から、ミラー100の後ろ側101bに、1または2以上の取り付けインターフェース表面116（例えば、小さなボンドパッド）が形成され得る。また、ミラー100の前側101aに、RBSiCミラー基板110の反射器表面111が形成され得る。これは、その光学的画質の影響により、精密および／または臨界特徴物であってもよい。機械加工（例えばミル処理、ラップ処理、研削等）のような、任意の好適な技術またはプロセスを用いて、RBSiCミラー基板110から材料が除去され得る。RBSiCは、機械加工が難しく時間がかかる硬質材料であるため、硬質SiCの機械加工は、高精度特徴物に限定され得る（例えば、取り付けインターフェースおよび光学関連表面）。これは、以降のグリーン状態での機械加工、およびその後の炭化ケイ素の反応結合による変形（例えば、最小限ではあるものの、収縮）により、高精度に形成されない可能性がある。そのような硬質SiC材料の微細機械加工の間に除去される材料の量は、グリーンミラープリフォームの設計および／または配置により、あるいはRBSiCを形成する前のグリーンミラープリフォームから除去される材料の量により、最小限に抑制され得る。グリーン状態および硬化されたSiC状態での材料の戦略的な除去により、硬質SiCに対する高精度の機械加工時間を最小限に抑制したまま、低い地域密度を有する軽量ミラーが提供され得る。

一旦RBSiCミラー基板の反射器表面が許容可能な状態になると、ステップ224において、ミラー基板は、SiCとクラッド化され、ミラー100の光学表面112が形成され得る。ある実施形態では、SiCクラッド113は、化学気相成膜（CVD）プロセス（例えば、約0.005インチ厚さ）、炭素およびケイ素を含む揮発性の化合物が、水素の存在する高温で反応するプロセスにより、設置または形成される。RBSiCミラー基板110をCVDのSiCとクラッド化することにより、光学表面112の形成が容易となる。なぜなら、CVDのSiC材料は、RBSiC材料よりも研磨が容易であるからである。CVDのSiCは、RBSiCに近い熱膨張係数を有し、ミラー基板110の反射器表面111にのみ設置された場合、作動温度範囲にわたって、光学形態を保持することが可能となる。産業上標準的な光学表面のクラッドとして、アモルファスの元素ケイ素と比較すると、CVDのSiCでは、より良好な表面品質が提供され、短い時間で研磨することが可能となる。光学表面112におけるRBSiCミラー基板110およびCVDのSiCクラッド113の組み合わせでは、比較的低コスト、高品質のミラーが提供できる。

ある実施形態では、SiC光学表面112は、研削（例えば緩い研磨剤研削）および／または研磨（粗いおよび／または微細な研磨）の作業に晒され、所望の表面品質が得られる。次に、通常の従来の高精度光学機器として、光学表面112に、光学コーティング（例えば、高反射率薄膜コーティング）が設置またはコーティングされ得る。

（例えば、最終寸法、形態および／または表面仕上げを得るための）航空宇宙ミラーの光学表面を調製する方法303は、図5に概略的に示されている。通常、ミラー100（例えば、本願に記載のCVDのSiCクラッド113を有するRBSiC基板110）は、光学表面112と、1または2以上の取り付けインターフェース表面116とを有し、最終装着取り付け構造（例えば、フライトマウントまたは取り付けストラッド）と結合されることにより、最終装着において、外部支持構造（例えば、衛星の計測構造）に、ミラー100を取り付けるように機能する。方法303は、ステップ330において、最終装着取り付け構造と同じ、またはこれと等価な、あるいはこれに対応する試験取り付け構造を用いて、試験支持ベースに航空宇宙ミラー100を組み立てるステップと、ステップ331において、（例えば、誤差、表面粗さ、表面品質等を形成するため）光学表面112を測定するステップと、ステップ332において、光学表面112を機械加工（例えばミル処理、研削、および／または研磨）するステップと、を有する。光学表面112を測定するステップ331、および光学表面112を機械加工するステップ332は、光学表面112が所与の誤差内になるまで、繰り返され得る。

航空宇宙ミラー400の光学表面412を調製するために使用され得る、航空宇宙ミラー製造アセンブリ404の態様は、図6乃至図9に示されている。特に、図6乃至図8には、それぞれ、ミラー製造アセンブリ404の正面図、側面図、および背面図が概略的に示されている。また、図9には、取り付け構造に結合されたミラー400の詳細図が示されている。

航空宇宙ミラー400に加えて、アセンブリ404は、試験支持ベース440と、試験取り付け構造441（例えば取り付けストラッド）とを含み得る。ミラー400は、光学表面412の最終研磨の前に、試験取り付け構造441を介して、試験支持ベース440に取り付けられ得る。試験取り付け構造441は、最終装着取り付け構造と同じ、またはこれと等価であり、あるいはこれに対応する。換言すれば、ミラー400は、試験取り付け構造441に取り付けられ、これは、最終取り付け構造と類似し、または同様であり、ミラー400は、製造の最終段階の間、同じまたは同様の変形の種類および／または変形量に晒される。これは、その使用の際の最終取り付け構造に晒される。通常、その最終（すなわちフライト）取り付け構造（例えば衛星上）におけるミラーの取り付けは、ミラーの光学表面の変形により、大きな波面誤差を生じさせる。これは、ハードウェアをミラーに結合する結果生じる、取り付けハードウェアのずれ、および／または結合誤差によるものである。最終取り付け構造と同じまたは同様である、セットアップ時のミラーの取り付けでは、製造中に、この変形が生じる（例えば最終研磨前）。その結果、最終材料除去プロセス（例えば、最終研磨）が、組立変形の原因となり得る。換言すれば、製造の最終段階の間、ミラーは、その最終組立後の構成となり、この構成において導入される任意の変形が、後続の材料除去プロセスにより除去され得る。従って、製造される最終ミラーは、衛星のようなその最終（すなわちフライト）構成に実際に取り付けられた際に、誤差内となる。従って、この方法では、全体的な組立誤差の積み重ねにおいて、少ない誤差が導入され、取り付けおよび結合の誤差が最終光学表面に残ることが抑制される。

試験取り付け構造441は、任意の好適な構成を有し得る。ある実施形態では、試験取り付け構造441は、1または2以上のストラット442a乃至fを有し得る。そのようなストラットの例は、前述の米国特許出願公開第2017／0055731号に記載されている。試験取り付け構造441の構成では、ストラット442の数、ミラー400（例えばリブ415）に対するストラット442の角度／配向、ストラット442の長さ等は、最終取り付け構造と同じであっても、ミラー400に対して最終取り付け構造と等価な影響を及ぼすように構成されてもよい。ある実施形態では、1または2以上のストラットは、軸445（図9）に沿って、調整可能な長さを有し、ミラー400の位置調節が容易化され得る。ある実施形態では、1または2以上のストラット442は、負の熱膨張係数（CTE）を有し得る。そのようなストラットの例は、「マルチ材料ミラーシステム」という名称の2017年11月30日に出願された米国特許出願第15／828223号記載されており、これは、本願の参照として完全に取り入れられている。

特定の実施例では、図7に示すように、ストラット442a乃至fは、ミラー400の支持リブ415に結合され得る。図に示すように、ストラット442a乃至fは、リブ415に整列され、これらは、ミラー400と試験支持ベース440の間に、効率的に負荷を移動するように取り付けられる。この場合、3つのセットまたは組（例えばバイポッド）に、6つのストラット442a乃至fが配置され、これらがリブ415、または3方向に配向されたリブ平面443a乃至cと整列される。ストラット442a乃至fに加えて、試験取り付け構造441は、取り付け固定具444（例えばU字型金具、図9参照）を有し得る。取り付け固定具444は、（例えば構造的接着剤により）リブ415に結合され、あるいはリブ415に直接取り付けられ、ストラット442a乃至fが整列される。従って、ミラー400は、試験取り付け構造441に結合された取り付けインターフェース表面416（例えばボンドパッド）を有し得る。

リブ415またはリブ平面443a乃至cとともに、ストラット442a乃至fが一列に並ぶと、面外負荷が最小化され、またはリブ415への伝達が抑制される。そのような構成では、ストラットマウントからミラー400への、極めて効率的な負荷移動経路が得られ、特に、取り付け構造に低いCTE材料が使用される場合（例えば、Invar（登録商標）取り付け固定具444）、作動温度変化による影響が最小化された、ミラーの光学形態が可能となる。このストラットの構成は、例えば衛星に装着された際の、ミラーの最終取り付け構造と等しく、または運動学的に等価であり得る。ミラー400の硬いRBSiC材料、およびその軽量設計は、ストラット442a乃至fのような、軽量運動学的マウントの使用を容易化し、ミラー400の熱感受性および自重変形が最小限に抑制される。

ある態様では、試験取り付け構造441にミラー400を取り付ける際に使用されるハードウェアは、装着の際の最終取り付け構造において、ミラー400の取り付けに使用されるハードウェアと同じであってもよい。また、例えば、アセンブリ404におけるミラー400の取り付けに使用されるストラット442a乃至fは、その最終フライト取り付け構造におけるミラー400の取り付けに使用され得る。また、ミラー400に結合され得るアタッチメント固定具444は、最終フライト取り付けハードウェアに異なるストラットが使用された場合であっても、ミラー400に恒久的に取り付けられた状態であってもよい。

アセンブリ404における最終フライト取り付け構造として取り付けられ、またはこれと等価なミラー400では、光学表面412は、光学表面412の光学評価（例えば、形態誤差を確認するための光学測定法）により、測定され得る。任意の好適光学評価または測定技術が利用され得る。ある実施形態では、回転剪断光学測定技術が用いられ得る。回転剪断では、フライト取り付け構造における重力の影響を抑制した状態で、ミラーの表面形態を定める際に高い精度が提供される。ただし、低コスト水平光学試験の使用も可能である。従って、ミラー400の光学測定は、重力の影響を除去するため、ミラー400がアセンブリ404に取り付けられた状態で、回転剪断技術を用いて行われ得る。

ミラー400がアセンブリ404にある間、または換言すれば、取り付けハードウェアがミラー400に取り付けられ（例えば、アタッチメント固定具444がボンドパッド416に接合され、ストラット442a乃至fのような構造的支持に結合される）、ミラー400が試験支持ベース440に取り付けられた後、光学表面412が微細または仕上げ機械加工される。光学表面412は、研磨、研削、ラップのような、任意の好適な方法または技術を用いて、機械加工仕上げされ得る。ある態様では、組み立てられたミラー400は、回転剪断技術を用いて研磨され、構造的支持に取り付けられている間の、重力の影響が排除され得る。これは、光学形態に対する、構造的支持の任意の機械的な影響の原因となり得る。換言すれば、光学形態に及ぼす取り付け構造441の任意の機械的な影響は、製造プロセスにおける主要因となる可能性があるが、最終機械加工プロセス（例えば研磨処理）中に除去され得る。従って、製造および光学試験の間のフライトまたはフライト状マウントの使用により、潜在的な光学形態の誤差源から、少なくとも一つの因子が排除できる。

ある態様では、CVDのSiCクラッド材料は、光学表面の研磨を容易にし得る。例えば、光学表面412を形成するCVDのSiCクラッドでは、図1A、図1B、図2、および図3のミラー基板110を形成するRBSiC材料よりも研磨が容易となる。CVDのSiCクラッド113では、RMS表面粗さの5オングストロームよりも良好に、光学表面412を研磨することが可能となり、光学表面412の優れた光学形態および制御が得られる。

一旦光学表面412が許容可能な状態になると、次に、光学表面412は、従来の好適な光学コーティング（例えば高反射性薄膜コーティング）で被覆される。

図面に記載された例が参照され、同一物を記載するため、特定の用語が使用される。ただし、これにより、技術の範囲のいかなる限定も意図されないことが理解される。示された特徴の変更および別の修正、ならびに記載された例の追加の用途は、記載の範囲内であることが考慮される。

本願に記載のある実施形態または特徴が、他の実施形態または特徴と組み合わされてもよいことが明確に記載されていなくても、本開示には、当業者に実施可能な、そのような任意の組み合わせが記載されていると理解する必要がある。本開示における「または」のユーザは、非排他的であり、すなわち、他に記載がない場合、「および／または」を意味するものと理解される必要がある。

また、1または2以上の例において、記載された特徴、構造、または特性は、いかなる好適な方法で組み合わされてもよい。前述の記載において、各種構成例のような、多くの具体的な細部が提供され、記載された技術の例の十分な理解が提供される。しかしながら、技術は、1または2以上の特定の細部を含まないで、または他の方法、部材、装置等を用いて、実施されてもよいことが理解される。別の例では、技術の態様が不明瞭になることを避けるため、良く知られた構造または動作は、詳しく記載されていない。

構造的特徴および／または動作に対する特定の説明において、主題が記載されているが、添付の特許請求の範囲に定められた主題は、前述の特定の特徴および動作に必ずしも限定されないことが理解される。むしろ、前述の特定の特徴および動作は、請求項を実施する一形態として記載される。記載された技術の思想および範囲から逸脱しないで、多くの変更および代替配置が見出され得る。

Claims

航空宇宙ミラーを製造する方法であって、
多孔質カーボン、炭化ケイ素（SiC），またはその両方を含む、グリーンミラープリフォームを得るステップであって、前記グリーンミラープリフォームは、前記航空宇宙ミラーの前側、および前記航空宇宙ミラーの前記前側とは反対の後ろ側を定める、ステップと、
前記グリーンミラープリフォームから材料を除去し、前記後ろ側に支持リブを形成するステップと、
前記グリーンミラープリフォームにケイ素を浸透させ、前記グリーンミラープリフォームから、反応結合（RB）されたSiCミラー基板を形成するステップと、
前記RBSiCミラー基板から、前記航空宇宙ミラーの後ろ側に、取り付けインターフェース表面を形成して、前記航空宇宙ミラーの前側に、前記RBSiCミラー基板の反射器表面を形成するステップと、
前記RBSiCミラー基板の前記反射器表面をSiCでクラッド化して、前記航空宇宙ミラーの光学表面を形成するステップと、
を有する、方法。
材料を除去するステップは、機械加工ステップを有する、請求項1に記載の方法。
前記グリーンミラープリフォームにケイ素を浸透させるステップは、前記グリーンミラープリフォームに溶融ケイ素を浸透させるステップを有する、請求項1に記載の方法。
前記取り付けインターフェース表面を形成するステップは、機械加工ステップを有する、請求項1に記載の方法。
前記反射器表面を形成するステップは、機械加工ステップを有する、請求項1に記載の方法。
機械加工ステップは、ミル処理ステップを有する、請求項5に記載の方法。
前記反射器表面をSiCでクラッド化するステップは、化学気相成膜（CVD）プロセスを用いてクラッド化するステップを有する、請求項1に記載の方法。
さらに、前記光学表面を研削するステップ、前記光学表面を研磨するステップ、またはその両方を有する、請求項1に記載の方法。
さらに、前記光学表面に光学コーティングを設置するステップを有する、請求項1に記載の方法。
航空宇宙ミラーの光学表面を調製する方法であって、
前側に光学表面、および後ろ側に取り付けインターフェース表面を有する航空宇宙ミラーを得るステップであって、前記取り付けインターフェース表面は、最終装着において、最終装着取り付け構造との結合により、外部支持構造への前記航空宇宙ミラーの取り付けを容易化する、ステップと、
前記取り付けインターフェース表面に試験取り付け構造を結合することにより、試験支持ベースに、前記航空宇宙ミラーを組み立てるステップであって、前記試験取り付け構造は、前記最終装着取り付け構造に対応する、ステップと、
前記光学表面を測定するステップと、
前記光学表面を機械加工するステップと、
を有する、方法。
前記光学表面を測定するステップ、および前記光学表面を機械加工するステップは、前記光学表面が許容誤差範囲内となるまで繰り返される、請求項10に記載の方法。
前記光学表面を測定するステップは、前記光学表面の光学試験を行うステップを有する、請求項10に記載の方法。
前記光学表面を機械加工するステップは、研磨処理、研削処理、ラップ処理、またはこれらの組み合わせを有する、請求項10に記載の方法。
前記試験取り付け構造は、調整可能な長さのストラット（strut）を有する、請求項10に記載の方法。
航空宇宙ミラーであって、
反応結合（RB）された炭化ケイ素（SiC）ミラー基板と、
当該航空宇宙ミラーの前側に光学表面を形成する、前記RBSiCミラー基板上のSiCクラッドと、
を有する、航空宇宙ミラー。
SiCクラッドは、化学気相成膜（CVD）SiCを有する、請求項15に記載の航空宇宙ミラー。
前記SiCミラー基板は、当該航空宇宙ミラーの前記前側とは反対の後ろ側に、複数のリブを有する、請求項15に記載の航空宇宙ミラー。
さらに、前記光学表面に光学コーティングを有する、請求項15に記載の航空宇宙ミラー。
航空宇宙ミラー製造アセンブリであって、
試験支持ベースと、
試験取り付け構造と、
前記試験取り付け構造を介して前記試験支持ベースに取り付けられた、航空宇宙ミラーであって、前側に光学表面を有し、前記試験取り付け構造に結合された後ろ側に取り付けインターフェース表面を有する、航空宇宙ミラーと、
を有し、
前記取り付けインターフェース表面は、最終装着取り付け構造により結合することにより、最終装着において、外部支持構造に、前記航空宇宙ミラーを取り付けるように作動可能であり、前記試験取り付け構造は、前記最終装着取り付け構造に対応する、航空宇宙ミラー製造アセンブリ。
前記試験取り付け構造は、調整可能な長さのストラットを有する、請求項19に記載の航空宇宙ミラー製造アセンブリ。
前記ストラットは、負の熱膨張係数（CTE）を有する、請求項20に記載の航空宇宙ミラー製造アセンブリ。
前記ストラットは、6つのストラットを有する、請求項20に記載の航空宇宙ミラー製造アセンブリ。