基于碳纖維復合材料的月基極紫外相機照準架結構設計

王 智

(中國科學院長春光學精密機械與物理研究所，吉林長春130033)

1 引言

對地球周圍等離子體層結構和輻射特性的研究是“嫦娥三號”工程任務的一個重要科學目標，月基極紫外相機就是針對這一科學目標而研制的光學有效載荷。極紫外相機安裝在月球著陸器的頂部，隨月球著陸器經歷衛星發射、地月變軌，最后著陸在月球表面北緯44°虹灣地區，對地球等離子體層的結構和輻射特性進行觀測研究。為了實現在月球表面對地球等離子體層的探測，極紫外相機的光學系統需具有小尺寸、大視場，并設計為正入射結構和多層膜單反射鏡和球面光子探測器的結構形式［1］。為了實現對地球的尋找，極紫外相機的跟蹤機構采用俯仰-方位模式，而照準架是實現俯仰、方位轉動的關鍵支撐部件。照準架的剛度、強度以及熱尺寸穩定性直接影響到整機的剛度及轉動性能，因極紫外相機需要承受月表著陸過程的大量級振動沖擊以及月表晝夜高達300℃的溫差，而極紫外相機沒有主動溫控資源，僅有保溫措施，這種情況下，照準架的環境適應性對相機能否實現對地球的捕獲起到關鍵作用。

為了滿足嫦娥三號對極紫外相機提出的質量盡量輕的要求，照準架的材料必須采用性能優異的輕質結構材料，碳纖維復合材料(CFRP)是目前實現這一要求的最佳選擇。CFRP是20世紀60年代崛起的一種新型結構材料［2-4］，CFRP以其比強度高、比模量高、密度小、高溫性能好、性能可設計，熱穩定性好等優點，與鋁合金、鈦合金、合金鋼一起成為航空航天領域四大結構材料。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幾個方面:如美國應用技術衛星(ATS-F)上的天線支撐桁架，日本M-5火箭發動機的殼體，美國哈勃望遠鏡的主支撐結構，以及歐洲空間局采用高模量碳纖維/環氧復合材料制造成功的鏡面。

我國在航天領域對CFRP的研究始于20世紀70年代，該材料在我國衛星的結構件、大型運載火箭及空間相機上有著廣泛應用，如:我國自行研制衛星的主體骨架結構、外殼結構、太陽能電池板組件、天線結構等，另外在運載火箭的承力結構件上，如衛星接口支架、梁、有效載荷支架等均有應用。在空間遙感器領域，CFRP主要被應用在遮光罩、遙感器支架、光闌板等強度要求較高的結構件中。

CFRP在有較高剛度要求，尤其是在大量級力學環境、超大溫差環境下應用在二維轉動機構的照準架上尚屬少見，因為月表環境條件對照準架的剛度、熱穩定性要求非常高，照準架的剛度以及熱穩定性決定著俯仰轉動機構的成敗。月基極紫外相機的鏡頭安裝在俯仰轉動機構中，因此，照準架剛度和熱穩定性更關系著相機探測任務的成敗，CFRP在月基極紫外相機照準架上的成功應用，是CFRP在空間遙感器領域的又一個重要的里程碑。本文從實際應用出發，設計并研制了基于CFRP的月基極紫外相機照準架，利用有限元分析的方法對不同材料的照準架進行分析對比。驗證試驗表明，基于CFRP的照準架的剛度、熱穩定性能夠滿足極紫外相機的環境適應性要求，且質量小于其它金屬材料。

2 設 計［5-6］

2.1 極紫外相機照準架設計原則

照準架是連接極紫外相機方位軸系、支撐俯仰軸系的結構件，其剛度和熱尺寸穩定性是影響相機跟蹤性能的關鍵。因此，為了確保極紫外相機在月表復雜的空間環境以及惡劣的溫度條件下能正常工作，要求照準架具有足夠的剛度、強度以及良好的熱尺寸穩定性;保證相機鏡頭繞俯仰軸轉動0～90°;同時要求結構的質量盡量輕(見圖1)。

圖1 極紫外相機光機結構模型Fig.1 Model of optical-mechanical structure for EUV camera

2.2 極紫外相機照準架結構設計方案

根據照準架設計原則，采用了金屬材料和碳纖維復合材料兩種結構形式，并對它們進行了工程分析比較。

(1)采用金屬材料的照準架結構設計

采用金屬材料的照準架結構設計如圖2所示。為方便俯仰軸系的反復安裝拆卸，照準架為分體式設計，由螺釘和銷釘聯接，俯仰軸系兩端有鈦合金(TC4)鑲嵌件用以安裝軸承。由于照準架的主要受力區在左右兩側的根部位置，所以根部設計成斜面，采用米字筋的加強方式增加其根部強度。考慮極紫外相機俯仰、方位軸系的工作溫度為－50～+70℃，照準架的質量盡可能小，采用了7A09和MB25兩種金屬材料。

圖2 金屬材料照準架結構設計圖Fig.2 Collimation frame structure based on metal material

(2)基于CFRP的照準架結構設計

圖3 基于CFRP照準架結構設計圖Fig.3 Collimation frame structure based on CFRP

圖4 鑲嵌件的連接方式Fig.4 Joint mode of inserts

基于CFRP的照準架結構設計如圖3所示，該CFRP照準架也采用分體式設計?？紤]CFRP的工藝可實施性，照準架兩側的減重方式采用方形孔的形式。俯仰軸系兩端、俯仰減速箱固定處、與方位軸系連接處均采用鈦合金(TC4)鑲嵌的方式，主要受力區域采用粘接和螺釘固定的方式(見圖4，序號7，12，14 為TC4 鑲嵌件，序號11，13為螺釘)，以保證其可靠性。照準架底部的減重方式同圖2，這里只考慮CFRP的工藝可實施性，加大了減重孔的尺寸。另外，為了增加照準架整體的剛度，照準架的兩側設計有蒙皮。

3 工程分析

通過有限元分析方法對采用金屬材料和CFRP材料的照準架進行了分析比較，主要比較了模態、重量以及整機的模態，選取了一種最優的設計方案。

金屬材料照準架的分析結果分別如圖5和表1所示。

圖5 金屬材料照準架模態圖Fig.5 Modals of metal material collimation frame

表1 質量及模態Tab.1 Weight and modal

CFRP照準架的分析結果如圖6和表1所示。

圖6 CFRP照準架模態圖Fig.6 Modals of CFRP collimation frame

表2 線膨脹系數Tab.2 Linear expansibility

從以上分析結果可以看出，CFRP照準架相對于金屬材料照準架無論是在自身的剛度還是對整機的剛度貢獻，都有很明顯的優勢，且質量與鎂合金(MB25)相當，比鋁合金(7A09)輕了40%。在影響照準架溫度適應性的線膨脹系數方面，從表2可以看出CFRP有絕對優勢。因此，極紫外相機采用基于CFRP的照準架結構設計方案。

4 驗證試驗

驗證基于CFRP的照準架的結構設計，分析其是否合理，并考察CFRP照準架的環境適應性，主要是由溫度載荷試驗和力學振動試驗來進行，在試驗前、試驗中和試驗后，對極紫外相機上電，通過檢查俯仰、方位轉動機構是否能正常運轉來判斷。

4.1 溫度載荷試驗

溫度載荷試驗主要是通過高低溫存儲試驗來考察CFRP照準架結構溫度適應性。按照試驗條件要求，俯仰機構的存儲溫度為 －110～+110℃，高、低溫存儲試驗各4個循環，每個循環存儲12 h，如圖7所示。

圖7 高低溫存儲試驗Fig.7 Storage test of high and low temperatures

在高低溫存儲試驗過程中，在各測試溫度點給極紫外相機上電，俯仰、方位轉動機構運轉流暢，無卡滯現象，驗證了CFRP照準架的溫度適應性良好，滿足相機指標要求。

4.2 力學振動試驗

通過對相機整機進行正弦、隨機振動試驗來考察CFRP照準架力學適應性。通過試驗工裝將整機固定在振動臺上，按照表3的試驗條件進行正弦、隨機振動試驗。圖8為在振動臺上進行極紫外相機力學振動試驗的照片。

表3 力學試驗條件Tab.3 Mechanical test conditions

圖8 極紫外相機振動試驗照片Fig.8 Mechanical test photo of EUV camera

在力學振動試驗前后，給極紫外相機上電，俯仰、方位轉動機構運轉流暢，無卡滯現象，驗證了CFRP照準架的力學適應性良好，滿足相機指標要求。

5 結論

嫦娥三號著陸器的月表著陸對極紫外相機的環境(溫度、力學)適應性提出了苛刻的要求，極紫外相機中照準架結構設計及其環境適應性是影響相機轉動機構的關鍵因素?？紤]相機質量盡量輕的要求，設計了基于CFRP的照準架結構，與金屬材料的照準架進行有限元分析對比表明，其無論從剛度、強度、環境適應性以及重量方面均有明顯優勢。驗證試驗(溫度、力學)前后，相機俯仰、方位轉動機構運轉自如，無卡滯現象，滿足相機指標要求，證明了基于CFRP的照準架結構設計滿足極紫外相機的環境適應性要求。

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