碳纖維復合材料在航天領域的應用

李 威，郭權鋒

（中國科學院長春光學精密機械與物理研究所，吉林長春130033）

碳纖維復合材料在航天領域的應用

李 威，郭權鋒

（中國科學院長春光學精密機械與物理研究所，吉林長春130033）

綜述了碳纖維復合材料的應用現狀和發展前景。首先，概述了碳纖維的分類和力學性能以及碳纖維復合材料的特性；重點介紹了碳纖維復合材料在國內外航天領域，特別是在衛星結構、運載火箭、精密支撐構件以及空間鏡體等方面的應用情況。指出了目前碳纖維復合材料的主要問題是濕熱效應。最后，結合我國國情，對碳纖維復合材料需要解決的問題提出了一些建設性的措施。

碳纖維復合材料；空間相機；濕熱效應

1 引 言

隨著科技的發展和進步以及各國對空間光學遙感器的進一步需求，空間遙感器必然向高分辨率、長焦距、大口徑、大視場、大體積而質量更輕的方向發展［1］，然而，發展質量更輕的空間光學遙感器，必須采用性能優異的輕質結構材料，碳纖維復合材料（CFRP）的應用是實現這一要求的最好途徑之一。

CFRP是以樹脂為基體，碳纖維為增強體的復合材料［2］。碳纖維具有碳材料的固有本征特性，又有紡織纖維的柔軟可加工性，是新一代軍民兩用的增強纖維。它優異的綜合性能是任何單一材料無法與其比擬的，現在已經成為先進復合材料的主要增強纖維之一。

CFRP是20世紀60年代中期崛起的一種新型結構材料，一經問世就顯示了強大的生命力［3，4］。當今，在眾多的先進復合材料中，CFRP在技術成熟度與應用范圍方面的表現尤為突出，它所具有的高比強度和比模量、性能可設計和易于整體成形等諸多優點，可以滿足航天結構高結構效率的要求，易于得到尺寸穩定的結構。自從CFRP被廣泛應用于軍事、民用各個領域，尤其是航空航天領域后，其所展現出的優異特性使它已經成為一種不可或缺，同時又不可多得的多功能的特種工程材料。現在，CFRP已經與鋁合金、鈦合金、合金鋼一起成為航空、航天領域的四大結構材料［5］。

2 碳纖維的分類和力學性能

按照原絲種類，碳纖維的原絲主要有PAN原絲、瀝青纖維和粘膠絲。由這三大類原絲生產出的碳纖維分別叫做PAN基碳纖維、瀝青基碳纖維和粘膠基碳纖維。其中，PAN基碳纖維占據主流地位，產量占碳纖維總量的90％以上，粘膠基碳纖維還不足1％。

航天用碳纖維的應用以高強、中模為主，高模也有少量應用。在各大碳纖維生產廠中，日本東麗公司［6］的品種較多，性能較好。表1為其產品的力學性能。

3 CFRP的特性

CFRP屬于各向異性材料，與金屬材料相比，材料本身及其結構上都有其獨特的特點：

（1）密度小［7］。CFRP的密度與鎂和鈹基本相當，是其他幾種金屬材料密度的0.20～0.57倍（按碳纖維M40JB計算），一般來講，采用CFRP作為結構件材料可使結構質量減輕30％～40％。

（2）比強度、比模量高［8］。用比強度（材料的拉伸強度與密度之比）和比模量（彈性模量與密度之比）的比較，很好地說明了CFRP在輕質高強方面的優越性。CFRP的輕質高強性能最為顯著，其比強度比鋼高5倍，比鋁合金高4倍；比模量則是其它結構材料的1.3～12.3倍。若將這種性能優越的材料用在空間遙感器的結構構件中，必然會有助于解決許多傳統材料無法解決的難題。

（3）設計上的先進性［9］。碳纖維增強復合材料是一種各向異性材料，表現出顯著的各向異性，在沿纖維軸方向和垂直于纖維軸方向的電、磁、導熱、比熱、熱膨脹系數以及力學性能等，都有明顯的差別。CFRP的各向異性給設計帶來較多的可選擇性。CFRP的鋪層取向可以在很寬的范圍進行調整，由于鋪層的各向異性特征，可通過選擇合適的鋪層方向和層數來滿足強度、剛度和各種特殊要求，以獲得滿足使用要求、具有最佳性能質量比的復合材料結構，這為結構的優化設計開闊了巨大的發展空間，是各向同性材料所無法比擬的。

（4）良好的抗疲勞特性。疲勞破壞是指材料在大小和方向隨時間發生周期性變化的載荷（即交變載荷）作用下，產生裂紋和斷裂的現象。在CFRP中存在著許許多多的碳纖維和樹脂基體界面，這些大量的界面能夠阻止裂紋的擴展，延遲疲勞破壞的發生。復合材料比金屬材料的耐疲勞性能高很多。通常情況下金屬材料疲勞強度極限為拉伸強度的40％～50％，而碳纖維增強聚合物基復合材料的疲勞極限可以達到拉伸強度的70％～80％，說明在長期交變載荷條件下工作時復合材料構件的壽命高于傳統材料構件。

（5）抗振性能好。受力結構的固有頻率除和結構幾何形狀和尺寸有關外，還和材料的比模量平方根成正比。根據特點（2）中對于比模量的分析可知，CFRP具有較高的固有頻率，同時復合材料基體纖維界面有較大的吸收振動能量的能力，因而材料的阻尼較高，這些特性都有利于提高復合材料結構的抗振性能。

（6）高溫性能好。鋁合金在溫度400℃時，其彈性模量幾乎下降到零，強度也顯著下降。碳纖維-鋁合金復合材料在400℃高溫下，強度和彈性模量基本無變化。有的CFRP具有很好的燒蝕性能。彈頭和再入飛船可借助表面燒蝕材料保護自身并保持其內部溫度正常。

（7）破損安全性高。從力學的角度來看，CFRP內部存在著的大量界面以及碳纖維本身承載的特點，使其成為典型的超靜定體系。研究表明復合材料的破壞需經歷基體損傷、開裂、界面脫粘、纖維斷裂等一系列過程，使用過程中，碳纖維復合材料構件即使過載而造成少量纖維斷裂，其載荷也會通過基體的傳遞分散到其它完好的纖維上去，使整個構件不會在短時期內喪失承載能力，表現出較高的結構破損安全性。

（8）易于大面積整體成形。由于CFRP的樹脂基體是高分子材料，雖然在CFRP的成形過程中，對其進行理論分析和機理預測比較困難，但是對于批量生產而言，當工藝流程文件確定后，CFRP構件的制作比較簡單。許多方法可被用于CFRP構件的成形，其中包括整體共固化成形，這種成形技術大大減少了零件和緊固件的數量，簡化了生產工序，縮短了生產周期。例如，美國洛克希德·馬丁公司試制的JSF戰斗機的復合材料垂直安定面，復合材料的零件數目減少到1個，原先眾多的鈑金鉚接件被取代，取消了1 000多個機械緊固件，既簡化了工序，又節省了工時，使裝配協調問題更簡單，制造成本減少了60％。此外，樹脂基復合材料構件可采用拉拔、注射、纏繞、鋪放技術進行，并容易實現成形自動化。

減輕結構重量對空間光學遙感器等航天儀器具有特殊重要的意義［10，11］。CFRP所具有的上述優異特性，若應用于航天結構，可比常規的金屬結構減重30％左右，對減輕質量和可設計性而言是最具發展和應用潛力的先進材料。目前，CFRP已經被廣泛應用在國內外航天領域中［12］。人們甚至將CFRP在航天結構上應用的規模視為衡量航天結構先進性的重要標志之一。

4 CFRP在國外航天領域的應用

CFRP在國外航天領域的應用主要體現在衛星結構、運載火箭、精密支撐結構件及光學鏡體4大方面。

4.1 在衛星結構上的應用

（1）衛星本體結構

由于CFRP具有較高的比強度、較大的比剛度和良好的抗疲勞性能等特性，適于用來制造衛星本體的結構。CFRP在衛星本體上的應用主要包括衛星外殼、中心承力筒和各種儀器安裝結構板等。

在法國電信一號通信衛星［9］本體結構中，帶有4條環形加強筋的中心承力筒是由CFRP制成的，它通過螺接連接在由CFRP制成的儀器平臺上。衛星的蒙皮是由 T300 CFRP制成。由于CFRP的比模量高，在日本JERS-1地球資源衛星殼體內部的φ500 mm的推力筒、儀器支架、8根支撐桿和分隔環都使用了M40JB CFRP，此外，衛星的外殼、一些儀器的安裝板均采用了碳纖維/環氧蜂窩夾層結構。

（2）衛星能源系統—太陽電池陣結構

衛星在太空中工作所需要的電能是由太陽電池陣提供的，用電量較大。衛星發射時，大型太陽電池陣通常都是折疊的，在空中進行展開，面積較大，不能采用金屬件制成。由于CFRP具有質量輕、比強度高、比剛度大以及線膨脹系數小的特點，因此，大型太陽電池陣通常采用CFRP。由德國MBB公司研制出并已應用于軌道試驗衛星的一種剛性太陽電池陣是由CFRP面板、薄壁方形梁和鋁蜂窩膠結而成，面積為11.4 m2。應用在國際通信衛星Ⅴ號［13］上的太陽能電池帆板的面積為18.12 m2，也采用了CFRP，每個帆板的長為7 m，寬為1.7 m。德國MBB公司研制的另外一種太陽電池陣是半剛性的，其上面的方管形桁架采用了CFRP。

（3）衛星通信系統—天線結構

天線是任何衛星都不可缺少的星載設備，它一般均安裝于衛星外表面，當觀察一顆衛星時，天線往往是最容易看到的部分，不同用途的衛星通常需要不同用途的天線，即便同一顆衛星，為了完成不同的功能要求，往往需要多種天線，如美國ACTS［14］衛星（如圖1所示）上包含著各種用途的反射天線、接收天線、遙控天線和C波段全向天線等。

圖1 美國ACTS衛星Fig.1 Advanced communication technology satellite

衛星上安裝的大型拋物面天線等強方向天線要求在溫度急劇變化的空間環境中仍然能夠保持穩定的外形，這就需要采用線膨脹系數極小的材料，即具有較好的熱穩定性。由于CFRP的可設計性，可以通過選擇碳纖維的單層鋪設角、鋪層比和鋪層順序來獲得拋物面天線所要求的剛度、強度以及極小的線膨脹系數。大型拋物面天線一般采用高強度和高剛度的CFRP蜂窩夾層結構，能承受主動段的靜、動力載荷，以及良好的微波反射特性等。

圖2 ATS衛星Fig.2 Applications technology Satellite

國外在衛星結構中較早應用CFRP的是應用技術衛星（ATS-F）（如圖2所示）上的天線支撐桁架。為了使天線支撐桁架具有較高的結構剛度和較低的線膨脹系數，采用了8根CFRP制成的φ 66.3 mm，長度為4.4 m的圓柱形支撐桿組成桁架結構。用CFRP制成的桁架在滿足使用要求的前提下，比相同結構的鋁臺金桁架質量減輕約50％［9］。國外用CFRP制成的衛星天線見表2。

表2 國外其它衛星天線應用CFRP的情況Tab.2 Application of CFRP in foreign satellite antennas

日本東麗公司近年來連續推出的T800和T1000等高強度纖維和 M40J、M50J、M55J及M60J等高模量碳纖維，使CFRP在衛星上的應用正大量從次承力結構件轉入主承力結構件。

4.2 在運載火箭方面的應用

在運載火箭方面，由于CFRP具有耐高溫、比強度高和比模量高等力學特性，常被應用在火箭的排氣錐體、發動機的蓋、殼體、燃燒室、發動機噴管、喉襯、擴散段以及整流罩等部位。目前，運載火箭上所采用的CFRP件在質量上比鋁合金構件節省約10％～25％。

美國空軍實驗室1997年在國家導彈防御系統試驗項目（BMDO CEP）支持下，成功設計并制造了以CFRP為加強筋的AGS整流罩［15］（如圖3所示），重量僅 37 kg，同類型鋁合金防護罩重97 kg，運用纖維纏繞技術實現了自動化生產，工藝周期縮短88％，比同類型蜂窩夾層結構制造復合材料整流罩減重40％，成本降低20％。

美國、日本、法國的固體發動機殼體主要采用CFRP，如美國三叉戟-2導彈［13］、戰斧式巡航導彈、大力神-4火箭、法國的阿里安娜2型火箭（如圖4所示）、日本的M-5火箭等發動機殼體，其中使用量最大的是美國赫克里斯公司生產的抗拉強度為5.3 GPa的IM-7碳纖維，性能最高的是日本東麗公司生產的 T800碳纖維，抗拉強度為5.65 GPa，楊氏模量為300 GPa。

圖3 CEP火箭有效載荷整流罩Fig.3 Payload fairing of CEP launch rocket

圖4 法國的阿麗亞娜火箭Fig.4 Ariane rocket from French

4.3 在精密支撐構件上的應用

隨著空間技術的發展和對輕質復合材料的牽引，CFRP作為結構件逐步應用于空間光學遙感儀器結構中，尤其應用在支撐各光學元件的精密結構件中，且有逐步增長的趨勢。

美國NASA的哈勃空間望遠鏡中有一臺叫作FOC（FAINT OBJECT CAMERA）［16］的相機（如圖5所示）。這是一臺包括濾光鏡、折疊鏡、光屏以及檢測器等多個通道的復雜光學系統的微弱目標相機。這些光學元件都安裝在由高模量碳纖維/環氧復合材料制成的光學平臺上。這個光學平臺的縱向線膨脹系數為0±0.2×10-6/℃ ，橫向線膨脹系數為-0.3×10-6/℃，在復雜的空間環境條件下都具有非常好的尺寸穩定性，可以觀測到27等星。

圖5 美國的FOC相機Fig.5 American faint object camera

圖6 哈勃望遠鏡碳纖維桁架式支撐結構Fig.6 CFRP truss structure on Hubble space telescope

圖7 國際紫外線探測衛星Fig.7 International UV explorer satellite

美國哈勃空間望遠鏡的主支撐結構采用了CFRP制成的精密桁架結構（如圖6所示）。采用桁架設計是為了使主鏡和次鏡能夠達到間隔漂移3 μm，偏心10 μm，傾斜2＂的對準精度［17］。該桁架結構由3個直徑為2.4 m、橫截面為“工”字形的支撐環和48根2.13 m長的支撐桿構成，這些構件都有嚴格的線膨脹系數要求，48根支撐桿的線膨脹系數為0.025±0.035×10-6/F，3個支撐環的線膨脹系數為0.25±0.15×10-6/F。每根支撐桿的結構都是由兩種碳纖維組成的多層復合材料，T50纖維（2層）平行于支撐桿的縱軸放置，而T300纖維（1層）與該軸呈±59°放置。3個支撐環設計成網狀結構，由3層T300/934纖維組成，每一層厚0.33 mm。支撐環的蓋是多層復合材料，由2層0°鋪層的T50纖維和1層±40°鋪層的T300纖維構成。通過分析和測試證明，該CFRP桁架結構可以達到工作環境下高穩定性的要求。

在“國際紫外線探測衛星”（如圖7所示）上，為了保證衛星的探測效果，經過詳細的計算，要求衛星本體的軸向膨脹＜2 μm。常用的一些金屬材料不能達到這個指標要求，因此，通過鋪層設計采用了16根由碳纖維/環氧復合材料制成的桁架結構來支撐光學元件，不受空間溫度變化的影響。

4.4 在空間光學鏡體上的應用

為了滿足空間光學遙感器中光學系統的高分辨率、小體積、輕質量的要求，CFRP不僅大量應用在精密支撐構件上，而且正在向精度和穩定性很高的空間光學鏡體上發展。

美國復合材料光學制造公司（Composite Optics，Inc.，cot）從20世紀80年代開始研究發展CFRP鏡面成型技術［18］。1995～1996年間，研制出了5種小型的鏡面，有平面型和球面型的，制造精度在1～2 μm RMS之間［19］。

20世紀80年代，歐洲空間局開展了XMM研究，采用了高模量碳纖維/環氧復合材料制造鏡面，并獲得了初期成功［20］。20世紀90年代后期，為了降低空間天文望遠鏡的質量，提高望遠鏡的動力學特性，NASA戈達德宇航中心采用M55J/EX1515碳/氰酸酯復合材料，應用離子束拋光等技術獲得了φ 420 mm、表面粗糙度＜1 nm、面密度＜2 000 g/m2的鏡面［21～23］，對空間天文望遠鏡有極為重要的意義。

目前，采用CFRP所制造的鏡面精度已能達到紅外的精度，具有可見光精度的光學鏡體還沒有研制出來，相信隨著未來碳纖維和樹脂基體的進一步開發，采用特殊的光學加工技術，大口徑、高精度的可見光甚至是紫外的空間光學鏡體會研制成功，并且應用于空間光學遙感器中。

5 CFRP在國內航天領域的應用

我國在航天領域對CFRP結構的研究始于70年代，自從1984年我國東方紅1號衛星上首次使用碳纖維/環氧復合材料以后，CFRP在我國衛星的結構件、大型運載火箭以及空間相機上獲得了廣泛的應用。

5.1 在國產衛星上的應用

目前，在我國自行研制的衛星結構中，大量采用CFRP結構。因為衛星結構純屬有效載荷，減重的經濟效益很大，又因其空間環境惡劣，要求衛星結構的尺寸和性能穩定、變形一致，所以在衛星的主體骨架結構、外殼結構、太陽能電池板組件、桁架結構、天線結構、儀器安裝板和支架結構等都在不斷擴大使用CFRP。CFRP在國內衛星的應用情況見表3。

表3 國內衛星應用CFRP的結構件Tab.3 Application of CFRP to satellite at home

5.2 在大型運載火箭上的應用

近10多年來，我國已經在多種型號的大型運載火箭，特別是上面級結構中廣泛采用CFRP，有效地減輕了上面級結構質量，對提高運載火箭發射有效載荷的能力具有十分明顯的效果。CFRP在大型運載火箭的應用大致經歷了由70年代的簡單零部件，次承力件轉化到80年代以來大型部段復雜結構，主承力結構件。CFRP在運載火箭中的具體應用實例見表4。

表4 CFRP在我國運載火箭上的應用Tab.4 Application of CFRP to carrier rocket at home

5.3 在空間相機結構件上的應用

圖8 空間相機遮光罩Fig.8 Lens hood of space camera

圖9 空間相機支架Fig.9 Bracket of space camera

CFRP應用在我國自行研制的空間相機上始于20世紀末21世紀初，最初只是應用在對強度要求較高的結構件中，如空間相機遮光罩（如圖8所示）、光闌板、空間相機支架（如圖9所示）等，所用的 CFRP的型號為 T300或 T700。基于CFRP的可設計性，自 2003年以來，高模量的CFRP逐步應用于空間相機的精密支撐結構件中，尤其是在對剛度要求較高、線膨脹系數要求極為嚴格的連接在光學元件之間的精密支撐結構件的應用越來越廣泛，且有逐步增長的趨勢。如在某空間相機中連接在各光學元件之間的“零”膨脹系數支撐桿（如圖10所示），所用的CFRP型號為M40JB。我國在近年發射的某衛星中搭載的高分辨率空間相機，構成該相機光學系統的主鏡、次鏡、第三反射鏡及折疊鏡都安置在由 M40JB CFRP制成的相機框架（如圖11所示）上，該相機框架具有較高的尺寸穩定性，能夠保證相機在軌獲得清晰的圖像，這是我國首次在航天領域使用CFRP作為高精度光學元件的精密支撐結構件并獲得成功。

圖10 “零”膨脹系數支撐桿Fig.10 Pole with“0”thermal expansion coefficient

圖11 空間相機精密框架Fig.11 Precision frame of space camera

5.4 在空間光學鏡體上的研究進展

文獻［20］指出，2001年，天文光學技術研究所正與南京航空航天大學協作，共同開展CFRP用于光學鏡面的課題研究，預計不遠的將來可以研制出用CFRP制成的光學鏡面。

6 CFRP的濕熱效應

CFRP在大氣中存儲和使用時，水分與溫度的作用會使CFRP的力學性能明顯下降。CFRP的基體是樹脂，樹脂吸濕后會引起體積膨脹，不僅會產生濕熱變形與應力，同時還會降低材料本身的剛度和強度［24］。吸濕后的 CFRP在真空中一段時間后會產生放氣現象，引起材料本身尺寸和質量的變化。

為了驗證CFRP在濕熱條件下的尺寸穩定性，作者對由M40JB碳纖維/環氧體系制成的某空間相機主次鏡間精密支撐連接筒做了嚴酷的濕熱試驗。為了更加全面地了解CFRP連接筒對濕熱環境的適應性，將濕熱試驗分為兩個階段，即按地面機載電子設備的濕熱條件和按航天設備的濕熱條件分別進行，先按照地面、機載電子設備的試驗條件進行5個循環的濕熱試驗（1個循環為24 h），然后按照航天設備的濕熱條件進行10個循環的濕熱試驗（1個循環為12 h）。圖12為CFRP連接筒在濕熱箱中準備做試驗的照片。

圖12 CFRP連接筒濕熱試驗Fig.12 Moist heat experiment of CFRP connecting cylinder

濕熱試驗后采用光學測量方法來測量連接筒兩個端面的相對角度變化量。經過光學測試，濕熱試驗后連接筒兩個端面的角度變化量為18＂，超出了要求的10″的精度。通過嚴酷的濕熱試驗，證明了CFRP對濕熱有較大的敏感性。

1984年4月，NASA提供的長期暴露試驗裝置在近地軌道環境下暴露了5年零9個月。對搭載的CFRP試樣空間暴露后的力學性能分析表明，斷裂韌性明顯下降，對彈性模量的影響也很大，拉伸、彎曲和層剪強度都有不同程度的降低。表面分析表明，近地軌道暴露使環氧樹脂基體和碳增強纖維發生了侵蝕。空間暴露后試樣發生了明顯的質量損失，同時有析氣現象發生，使試樣的尺寸發生了很大變化［25～29］。

目前，國內外許多業內人士對CFRP的濕熱效應做了大量深入的研究，一些對濕熱不敏感的樹脂基體相繼涌現，使CFRP對空間復雜環境的適應性逐步增強，質量損失和尺寸變化越來越小，為CFRP更加廣泛地應用于高精密的航天儀器提供了有力保障。

7 建設性措施

（1）目前，我國國產的CFRP的性能、質量、價格以及供貨能力等方面還遠遠不能滿足國防、航空航天以及民用領域的需求［30～31］，尤其在航天領域大多使用國外進口的高性能纖維。為了改變我國在高性能CFRP方面長期依賴進口的局面，應該重點研制出滿足空間領域條件特殊需要的碳纖維。

（2）在研究CFRP力學性能的同時，對CFRP的濕熱效應做進一步的研究，使濕熱效應對復合材料結構件的力學性能影響降到最小。加強長時間空間環境對CFRP性能影響的研究工作。

（3）注意國外新發展的CFRP的新內容、新技術和新理論。選擇一些有條件、有基礎的單位，深入地進行研究。

（4）加強有關復合材料的教育工作，培養高水平人才，注意拓寬他們的學術知識面，因為復合材料的學術內涵是綜合性和多學科性的。

8 結束語

CFRP作為先進復合材料的首選已經廣泛應用于航空航天等領域，而且需求不斷增長，發展前景看好。CFRP應用的多少已成為衡量一個國家在航天領域發展水平的重要標志之一。隨著科學技術的不斷進步，碳纖維的產量將不斷增大，質量逐漸提高，生產成本穩步下降，各種性能優異的CFRP將會越來越多地出現在航天領域中。航天遙感儀器的先進性標志之一是結構的先進性，CFRP是實現結構先進性的重要物質基礎。我國在航天領域對CFRP的需求會不斷增大，卻面臨著國外技術的封鎖和我國技術儲備的不足。因此，必須堅持自主創新，在碳纖維復合材料的制造、設計、性能測試等方面有新的突破，為我國空間事業的發展做出更大的貢獻。

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Application of carbon fiber composites to cosmonautic fields

LI Wei，GUO Quan-feng

（Changchun Institute of Optics，Fine Mechanics and Physics，Chinese Academy of Sciences，Changchun 130033，China）

Applications and development of Carbon Fiber Composites（CFRPs）are overviewed in this paper.Firstly，the classification and mechanical properties of carbon fibers are described，and the characteristics of CFRPs are discussed.Then，the applications of CFRPs to cosmonautic fields at home and abroad are introduced，especially in satellite structures，carrier rockets，precision components and space mirrors.By taking some experiments for examples，it points out that the hydrothermal effect is main problem for CFRPs.Finally，some constructive ideas are put forward based on national conditions in the course of CFRP development.

carbon fiber composite materials；space camera；hydrothermal effect

國家自然科學基金資助項目（No.60507003）

V447；V25

A

1674-2915（2011）03-0201-12

2011-01-26；

2011-03-25

李 威（1970—），男，吉林長春人，博士，研究員，主要從事空間光學遙感器的總體設計、結構設計及分析等方

面的研究。E-mail：leew2006@ciomp.ac.cn

郭權鋒（1979—），男，河南禹州人，博士研究生，助理研究員，主要從事空間相機光機結構方面的研究。

E-mail：viking2000@sohu.com