复合材料在长焦距空间光学遥感器上的应用

（北京空间机电研究所，北京 100094）

1 引言

近年来，小质量、高刚度和高强度的复合材料，因优异的性能及关键制备技术的研究深入，已广泛应用于航天器本体结构、天线结构和太阳翼等，对各类航天器结构质量的减小和性能的改善发挥了显著作用，产生了巨大的效益。

在空间遥感领域，遥感卫星的空间分辨率要求不断提高［1］，需要加长光学系统的焦距［2］，这势必扩大空间光学遥感器的总体结构尺寸，对控制遥感器的质量增长提出更高的要求。同时，保证整机及其组件在动力学环境中能够正常工作，不产生残余变形并保持遥感器良好的光学性能，要求遥感器各光学组件结构具有足够高的强度和刚度。另外，空间光学遥感器在轨运行时所处的热环境与地面热环境差异很大，使用环境温度变化会使其产生一定程度的热变形，最终对遥感器的光学性能产生不利影响，这就要求遥感器结构具有较好的温度适应性［3］。而对于长焦距空间光学遥感器，传统金属材料越发不能满足遥感器系统的轻量化、抗力学环境性能和热稳定性等技术要求。因此，要寻找适合于长焦距空间光学遥感器应用的新材料。本文通过对应用几种复合材料和传统金属材料时的性能比较，证明了在长焦距空间光学遥感器上应用复合材料的优势，可为复合材料在长焦距空间光学遥感器的应用提供参考。

2 复合材料在空间光学遥感器上的应用情况

碳纤维增强聚合材料（CFRP）具有密度小、比模量和比强度高、热膨胀系数低、可设计性好等特点。目前，以CFRP为代表的先进复合材料在航空航天工业的用量占全部复合材料用量的80%［4］。国外已将CFRP广泛应用于地基、天基的光学仪器中。美国高分辨率科学试验成像仪（High Resolution Imaging Science Experiment，HIRISE）的 口 径 为500mm，焦距为12m，直径为700mm，总长1.4m，其安装板、桁架支撑结构、遮光罩均采用CFRP，光机结构总质量仅为65kg［5］。德国阿斯特里姆（Astrium）公司研制的全碳纤维空间光学遥感器，采用卡式光学系统，外形尺寸Φ775 mm×1267 mm，总质量85kg，其中碳纤维结构主体质量仅为35.4kg［6］。在国内，CFRP目前多应用于对力学稳定性、热稳定性和安装精度要求不高的遮光罩、蒙皮等遥感器结构中。同时，国内正在积极开展CFRP 用于遥感器主支撑结构的研究。

碳化硅颗粒增强铝基（SiCp／Al）复合材料结合了碳化硅陶瓷和金属铝的不同优势，具有高导热性，与芯片相匹配的热膨胀系数，小密度和小质量，以及高硬度和高抗弯强度。美国先进复合材料有限公司（ACMC）与亚利桑那大学光学研究中心合作，采用SiCp／Al制成了超轻空间望远镜的主镜和次镜，在230～340K 之间进行320次热循环后，镍反射层仍能保持1／10可见光波长的平面度。由于结构的改进，SiCp／Al反射镜比传统玻璃类反射镜的质量小50%以上。主镜直径为0.3 m，整个望远镜质量仅为4.54kg［7］。在国内，北京航空材料研究院采用无压浸渗方法研制的中高体份铝基碳化硅（约55%SiCp／Al）材料，已成功应用于某空间光学遥感器的反射镜背板结构件［8］。目前，中高体份SiCp／Al作为支撑结构和框架材料，已有相关的研究应用，并得到一定的工程验证，而在大口径反射镜中的应用，仍在研究试验中［9］。

3 在长焦距空间光学遥感器主支撑结构上的应用分析

对于长焦距空间光学遥感器，主支撑结构是承载光学元件和其他部组件的基础，是提供热控实施的基础和热传导的基本路径之一。主支撑结构的材料选用，既要照顾到整体刚度，又要使主支撑结构具有良好的加工性能，同时还要保证热性能的可靠。

空间光学遥感器可选的主支撑结构材料性能参数如表1所示［10］。其中：铝合金加工性能优良，成型效率和热传导率高，但热膨胀系数过大，一般不能满足热稳定性要求；殷钢的热膨胀系数最小，但密度较大，一般不能满足长焦距空间光学遥感器主支撑结构对质量方面的要求。因此，从材料特性看，对于长焦距空间光学遥感器，钛合金、CFRP 和SiCp／Al较为合适。

表1 几种支撑结构材料特性Table 1 Several material properties of supporting structure

本文以某长焦距空间光学遥感器为例，对钛合金材料和复合材料（桁架采用CFRP，前后基板采用SiCp／Al）分别作为遥感器主支撑结构材料时的主支撑结构质量、振动模态与热变形进行分析。该遥感器采用三反离轴光学系统，外包络尺寸为2550mm×1550mm×900mm，主镜一侧的基板与卫星平台进行固定连接。通过对模型简化，用质量点（紫色圈表示）替代光学元件和焦面，用多点约束（Multi-point Constraint，MPC）杆（紫色线表示）连接质量点与模型，得到有限元模型（见图1）。其中，有限元模型的坐标系定义为：Z轴为卫星对地观测时的天顶方向；Y轴为卫星飞行方向的反方向；X轴方向由右手坐标系确定。

图1 主支撑结构的有限元模型Fig.1 FEA model of main supporting structure

3.1 质量估算

采用钛合金材料和复合材料时，遥感器主支撑结构的质量分别为673kg和278kg。可见，采用复合材料后，遥感器主支撑结构质量相比采用钛合金材料时减少了395kg，减小了58.7%。

3.2 模态分析

通过有限元软件计算，得到采用不同材料时遥感器主支撑结构的固有频率和一阶振型，结果如表2和图2所示。

空间光学遥感器结构的一阶固有频率一般要求大于90～100 Hz（具体指标根据设计要求而定）。通过表2可以看出，采用复合材料时的前三阶固有频率分别比采用钛合金材料时提高了57%、47%和36%。同时，采用钛合金材料时的结构一阶固有频率为99.27 Hz，存在一定的风险，须要继续对结构进行改进，提高结构刚度。采用复合材料时的结构一阶固有频率为156.09Hz，能够满足设计指标，且具有较大的裕度。

表2 采用不同材料时主支撑结构的前三阶固有频率Table 2 1st～3rd natural frequencies of main supporting structure with different materials Hz

图2 采用钛合金材料和复合材料的主支撑结构一阶振型Fig.2 First order vibration model of main supporting structure adopting Titanium alloy materials and composite materials

3.3 热变形分析

热光学误差产生的机理有以下3点：①环境温度的变化使光学元件的折射率发生变化，因温度梯度的存在形成折射率的梯度变化；②光学元件因热应力导致面型变化；③结构热变形导致光学元件刚体位移。光机结构因温度变化导致的热胀冷缩，影响光学系统的镜间距，从而因为结构热变形而导致光学元件刚体位移［10］。因此，对于长焦距空间光学遥感器主支撑结构，应关注上述热光学误差产生的第3个机理。

空间光学遥感器在地面的室温环境一般为＋20℃，这里将＋20 ℃作为分析的初始温度，在有限元分析软件MSC.Patran里分析遥感器温度均匀上升4 ℃时，遥感器结构的热变形情况，采用钛合金材料和复合材料时的热变形云图如图3所示。

由图3可以看出：当长焦距空间光学遥感器采用钛合金材料作为主支撑结构材料时，最大热变形发生在次镜处，为76.5μm；采用复合材料时，遥感器主支撑结构最大热变形发生在平面反射镜附近，为30.8μm。也就是说，采用复合材料时，最大热变形减小了59.74%。

图3 采用钛合金材料和复合材料时主支撑结构的热变形云图Fig.3 Thermal deformation of main supporting structure adopting Titanium alloy materials and composite materials

各个光学元件的热位移情况如表3所示。通过表3可以看出：采用复合材料，可以有效控制结构热变形引起的光学元件刚体位移，从而提高成像品质。

表3 光学元件的热位移Table 3 Thermal displacement of optical elements μm

4 结束语

本文介绍了CFRP 和SiCp／Al两种复合材料在国内外空间光学遥感器上的应用情况。对钛合金材料和复合材料作为主支撑结构材料时某长焦距空间光学遥感器的质量、振动模态和热性能的分析表明，在该长焦距空间光学遥感器上应用复合材料比钛合金材料，质量减小58.7%，一阶固有频率提高57%，整体框架的最大热变形减小59.74%。由此看出，与金属材料相比，复合材料作为长焦距空间光学遥感器主支撑结构材料，能够较大地提高遥感器的力学性能和热性能，实现轻量化，优势非常明显。当前，CFRP和SiCp／Al在国内作为空间光学遥感器主支撑结构材料才刚开始应用，还不够成熟，但因其优异的材料性能，预计将在长焦距空间光学遥感器上具有广泛的应用前景。

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