针对空间引力波望远镜皮米量级的极高光程稳定性需求, 对系统中主镜组件进行了优化设计。采用微晶玻璃(Zerodur)作为反射镜材料, 支撑结构材料为铟钢(4J36)。首先, 通过对反射镜参数的优化, 使其在保证面形精度的同时镜体轻量化率达到了72%。然后, 设计了一种双轴联杆型Bipod柔性反射镜支撑结构, 并采用了侧面三点支撑的形式。以保证有效的支撑刚度及卸载效果为目的, 建立了柔性铰链的数学模型, 并基于Matlab对其尺寸参数进行了优化。最后, 对优化设计后主镜组件进行了模态分析及振动试验, 并完成了在轨分析与波前质量计算。结果显示, 主镜组件的一阶固有频率为373 Hz, 与试验结果的相对误差为3.5％; 在轨环境下主镜面形精度达到8.9 nm(RMS); 波前精度为?姿/5(?姿=1 064 nm)。表明该反射镜组件满足设计指标要求。

A monocular vision-based pose measurement system is provided for real-time measurement of a three-degree-of-freedom (3-DOF) air-bearing test-bed. Firstly, a circular plane cooperative target is designed. An image of a target fixed on the test-bed is then acquired. Blob analysis-based image processing is used to detect the object circles on the target. A fast algorithm (FCCSP) based on pixel statistics is proposed to extract the centers of object circles. Finally, pose measurements can be obtained when combined with the centers and the coordinate transformation relation. Experiments show that the proposed method is fast, accurate, and robust enough to satisfy the requirement of the pose measurement.

为了通过视觉测量的方法实现小型空间机器人协同位姿的求解, 设计了基于单目视觉的协同位姿测量系统。针对复杂的太空工作条件, 设计了作用范围广、精度高且稳健性强的合作靶标; 设计了利用图像梯度法提取单像素边缘的算法, 并通过中心匹配等约束完成了靶标识别; 推导了特征点距离与位姿测量精度的关系, 在此基础上提出了基于分区处理的特征点提取策略, 实现了复杂条件下特征点的分区提取和准确编号, 并扩展了工作距离, 改善了位姿求解精度。实验结果表明, 针对640 pixel×480 pixel图片, 在Matlab环境下处理速度约为84.3 ms/frame, 在2.2 m距离范围内位姿测量误差在5 mm、1°以内。设计的单目视觉位姿测量系统满足小型空间机器人协同工作的任务需求。

为了实现气浮实验台位姿的实时确定, 提出了一种基于单目视觉的位姿测量方法。首先, 设计了一种具有旋转、平移、缩放不变性且易于探测的圆形合作靶标; 其次, 结合靶标尺寸、形状以及安装位置, 基于Blob分析快速识别合作靶标, 保证了定位点提取的准确性; 然后, 提出一种在待识别区域内进行“行、列”扫描统计的靶标圆心测量算法, 实现靶标圆心的快速、鲁棒提取; 最后, 结合计算机坐标系下的圆心位置以及视觉测量系统中坐标变换关系, 解算气浮实验台的实际位姿。实验结果表明: 该方法测量位姿精度较高, 抗噪能力强, 在处理1 600 pixel×1 600 pixel图片的情况下, 平均测量周期为53.086 ms(约19帧/s), 能够实现对气浮实验台位姿实时、精确、鲁棒的测量。

为了提高空间望远镜次镜支撑结构的动力学性能, 利用主动约束阻尼层对次镜支撑结构进行了设计, 主动约束阻尼层在柔性结构表面覆盖阻尼材料和压电陶瓷材料, 是对柔性结构进行振动抑制的有效手段。首先建立了主动约束阻尼层的有限元模型, 采用比例微分控制算法对压电陶瓷进行闭环控制, 分析了阻尼材料厚度和控制增益对支撑结构阻尼特性的影响, 结果表明增大阻尼层厚度或增大控制增益能够提高结构阻尼特性, 但增大阻尼层厚度同时也会降低压电陶瓷的驱动性能。对空间望远镜整体结构的分析结果显示, 覆盖主动约束阻尼层后支撑结构的固有频率会略微降低, 但是次镜位置的频率响应明显下降, 次镜的面型精度也有提高。

空间相机遮光罩的温度波动直接影响附近光学元件的温度波动, 而光学元件的热变形将导致光学成像质量的下降。针对一种高分辨率空间相机的遮光罩, 提出了几种不同的热控方案并进行了比对分析。首先, 介绍了空间相机遮光罩的一般热控措施及效果并分析了影响空间相机遮光罩温度波动的外热流及传导热阻; 然后通过仿真分析得到了三种不同热控方案下的温度数据及主动加热功耗数据, 经过比对分析后选用了主动加热功耗少、温度波动范围小的热设计方案。最后, 通过热平衡试验及在轨数据验证了选用方案的有效性。空间相机遮光罩的在轨温度范围为4.8~9.2 ℃, 次镜温度范围为17.8~17.9 ℃, 与仿真分析结果一致性良好, 热设计合理有效, 满足任务需求。

为明确星敏感器支架受空间环境影响产生的变形对星敏感器定姿精度的影响，对星敏感器支架的结构/热稳定性进行了研究。通过有限元法对星敏感器支架进行刚度分析，将热分析获得的在轨极端工况下的温度数据映射至结构模型上计算得到热变形，利用最小二乘法得到各星敏感器光轴矢量，最后进行试验验证。结果表明：星敏感器组件的结构基频为429 Hz，与分析结果相差不超过2%，试验前后星敏感器光轴与基准坐标系各轴夹角最大变化不超过5″；在轨期间星敏感器支架最大温度波动小于2 ℃，星敏感器光轴变化最大为4″~5″，与分析结果一致。星敏感器支架的结构/热稳定性良好，能够满足星敏感器定姿精度要求。

为了提供准确的空间相机外热流数据，提出一种在地磁坐标系下进行频繁姿态变换的空间相机瞬态外热流计算方法。首先，确定了在J2000坐标系下太阳—地球的相对位置及太阳辐照强度；其次，计算相机不同位置的地磁纬度，并采用二分法得到相机在轨运行时进出高磁纬地区(L≥60°)的轨道时间；然后，依据其地磁纬度，确定相机不同时刻下的在轨姿态。最后，采用蒙特卡洛法(MCM)计算相机的各环境映射面的轨道视角系数，进而得出整轨周期内各环境映射面接受的瞬时外热流。此方法与IDEAS/TMG软件的外热流结果能够较好的吻合。与姿态稳定的相机相比，空间相机姿态频繁变化会导致外热流数值的明显波动。尤其是入光口所在的+Z面，其波动范围为0~1 245.4 W/m2。

分析航空相机光学窗口的热光学特性，选定熔石英作为窗口玻璃的材料，将热流密度加权分配到窗口外表面各个区域，并考虑整个窗口玻璃的辐射来计算其在一个工作循环内的温度分布。高空高速飞行时，气动热使窗口外表面的温度急剧上升，由于熔石英的导热率很小，窗口产生很大的轴向温差，分别取轴向温差55 ℃，70 ℃和90 ℃时的工况计算窗口热变形；光学窗口内、外表面的变形规律为近似球面，计算了其近似曲率半径，计算由面形变化和折射率变化引起的光程差并转化为Zernike多项式；将Zernike多项式系数带入Code V中考核窗口玻璃的光学性能，得到波像差变化量，其像面离焦量为-0.114 mm，调制传递函数的下降最大值小于0.01。结果表明，光学窗口满足光学性能的要求。