为更好实现可穿戴柔性电子的初期设计和试验验证, 提出了一种基于“切割和粘贴”的柔性电子快速制备方法。首先, 通过对比光刻工艺与喷墨打印工艺, 提出了一种基于激光切割的微纳图案化工艺; 接着, 利用调节聚二甲基硅氧烷(PDMS)基体的黏附力来控制能量释放率, 将带图案的薄膜结构转印到弹性基底; 然后, 为保证金属电极与柔性基体间紧密贴合, 采用PDMS对整体结构进行了封装; 最后, 搭建了多通道生理信号采集系统, 对所加工柔性电极进行电生理测试与医疗探索。实验结果表明: 与传统柔性电子加工工艺相比, 文章提出的工艺效率较高, 成本较低, 可在10 min内完成整套工艺, 同时制备的电子传感器件可以与皮肤保形接触且输出稳定信号, 可为柔性电子的初期设计及后续产业化应用打下基础。

为了解除4 m轻量化反射镜支撑系统间存在的相互耦合作用, 提出了采用广义最小二乘法进行主动光学的模式定标计算。首先, 介绍了4 m轻量化反射镜的支撑系统, 推导出液压Whiffletree支撑系统工作下主动光学校正力组满足解耦条件的等式约束方程, 将节点面积加权因子修正后的Zernike多项式面形拟合过程作为有限元分析前处理, 建立主动光学的响应矩阵。其次, 采用广义最小二乘法求解同时满足等式和不等式约束下的最佳校正力组。最后, 将提出的方法应用于重力印透效应产生的镜面变形主动力解算, 分析不同阻尼因子对解算结果的影响。结果表明: 阻尼因子取7.4e-9时, 达到了满足约束条件的最佳校正效果, 镜面面形均方根由最初的271.5 nm通过校正后变为8.3 nm。验证了广义最小二乘法应用于4 m轻量化反射镜主动光学校正力组解算的可行性。

为了解决光机系统动力学分析与面形优化过程中由于光机接口程序后处理方式所引起的计算数据量大或接口处理失效的问题, 提出将光机接口处理过程移到有限元前处理中, 并进行了光机系统的集成分析与优化。首先, 为了解决标准Zernike多项式在环形离散点域内的非正交性, 引入了节点面积加权因子和环域Zernike多项式。提出了通过对镜面施加均匀压强求节点支反力的方式求取节点面积加权因子的计算方法。然后采用最小二乘法推导出镜面刚体位移和拟合镜面变形的Zernike多项式系数与镜面各节点变形量之间的线性关系式。最后, 编写接口程序将这些线性表达式以多点约束(MPC)的方式导入到有限元模型中, 在前处理过程中完成系统的光机接口处理过程。通过对非稳态风载引起的某1.2m地基望远镜视轴抖动和液压whiffletree支撑下的主镜镜面高阶变形量进行结构动力学随机响应分析, 验证了光机前处理方法对解决光机系统动力学问题的有效性。此外, 还以镜面面形为优化目标对1.2 m轻量化主镜的镜体结构和尺寸进行敏感度分析, 证明了光机前处理方法可以有效地简化镜面面形的优化分析过程。

为了获得φ620 mm口径地基反射镜组件的最优设计方案, 建立了反射镜及其支撑系统的参数化模型, 并基于该模型对镜体厚度、支撑点位置和柔性支撑结构的设计参数进行多目标优化设计。首先, 阐述了φ620 mm口径地基主反射镜支撑系统的运动学约束设计原理。然后, 从理论角度推导出柔性支撑的柔度矩阵和结构热变形的等效力, 建立了便于优化迭代的反射镜组件参数化模型, 对比了参数化模型与体单元组成的详尽有限元模型在多种静力学工况下的RMS值和系统的前6阶模态值, 计算结果误差在10%以内, 验证了参数化模型的有效性。最后, 基于径向基函数的近似模型理论, 在Isight环境下对参数化模型进行多目标优化处理。得到了多目标优化的Pareto front前沿, 目标值权衡处理后得到系统的最优的设计方案。提出的优化设计方法具有较好的工程适用性, 可为同类型的反射镜组件优化设计提供参考。

为了满足星载一体化光学小卫星对主承力板的刚度和重量要求, 降低主承力板上各单机的动力学响应, 对工程常用的蜂窝夹层板等效理论和动力学分析方法进行研究。首先, 介绍了六边形蜂窝芯子的等效理论和考虑胶层的面板等效理论。建立了某星载一体化光学小卫星-Y向主承力板的有限元模型, 以重量和动态刚度为目标, 对蜂窝芯子参数进行优化分析。通过分析比较不同芯子蜂窝板的重量和刚度, 最终选择壁厚为0.03 mm, 边长为5 mm的蜂窝芯子。然后, 在模态分析的基础上, 对蜂窝主承力板进行正弦振动和随机振动分析。最后, 进行相应的正弦振动和随机振动试验。分析与试验结果表明: 一阶自然频率误差为1.9%; 正弦加速度响应误差为4.5%; 随机均方根加速度响应误差为3.7%。表明分析模型建立准确, 参数等效合理, 动力学响应分析准确, 并且能满足卫星结构总体和各个星上单机对主承力板的动力学响应要求。

为了研究高分辨率光学卫星星上飞轮的微振动对卫星成像质量的影响，分别建立了飞轮扰动模型和整星结构动力学模型。 首先，对飞轮组件系统进行了地面扰动测试，对实测扰动数据的分析表明，飞轮组件在与转速相关的一阶频率50 Hz处产生一次谐波，在190 Hz与280 Hz左右存在与转速无关的一系列峰值。然后，对整星进行了单位正弦激励，获得了光轴角位移响应，并对其与飞轮实测扰动数据进行了集成分析。分析结果表明: 整星在50~80 Hz和230~280 Hz的角位移响应有较多的谐振响应频率成分，沿光轴方向和垂直光轴方向整星光轴的角位移最大谐振响应幅值分别为2.718″、2.739″，在245 Hz左右存在较多幅值为0.5″量级的谐波。分析显示飞轮组件微振动对高分辨率光学卫星成像质量影响较大，得到的结果可为整星系统的优化设计和隔振补偿措施提供参考依据。

针对基于星载一体化理念设计的某微小卫星星载天线与S飞轮支撑结构随机振动响应不满足总体设计指标的问题, 将星载天线与飞轮进行共支撑结构设计, 提出以随机振动加速度响应为目标的优化设计方法。以支撑结构敏感点随机响应RMS值为优化目标, 体积分数和基频为约束条件, 建立数学模型, 对结构进行优化设计; 对优化后的支撑结构工程分析, 基频达到200 Hz以上, 质量由1.9 kg减少到0.65 kg, 降低65.6%; 开展了力学环境试验对支撑结构性能进行验证, 支撑结构基频210 Hz, 加速度响应RMS值最大相对放大率为0.54, 满足总体基频大于185 Hz和相对放大率小于等于0.6的要求。结果表明, 该优化方法有效可行, 支撑结构动力学参数较好地满足了微小卫星总体设计要求。

介绍了非稳定风载的功率谱，采用最小二乘法建立了光学元件的刚体位移与其镜面节点关系的线性表达式，并基于小位移假设线性化处理的方法推导出表征光学系统各光学元件刚体位移所引起像点偏移量的光学敏感度矩阵。进一步将这些线性关系式作为前处理导入望远镜结构有限元模型中，进行了频率响应分析。以不同风速和俯仰角组合共20种工况下非稳态风载的功率谱密度作为输入，得到了像点相对成像面横向偏移量的随机响应曲线。考虑主轴伺服控制系统和成像器件积分时间对像点偏移量的影响，对像点横向位移的随机响应曲线进行了修正，得出了像点随机偏移量引起的线扩散函数（LSF）和调制传递函数（MTF）衰减曲线，并计算得到20种工况下长曝光与短曝光成像时系统的斯特列尔比。结果表明，5等级风速下任意俯仰角和6、7等级风速下接近0°俯仰角的情况下光学系统的斯特列尔比大于0.8，望远镜系统可以正常工作；8等级风速任意俯仰角情况下系统的斯特列尔比都小于0.8，望远镜成像质量受到严重的影响，系统无法正常工作。

根据高分辨率空间相机性能要求, 设计了一种倒圆角直梁复合组成的双脚架柔性减振支撑结构。首先, 根据某卫星结构要求初步设计了相机底部支撑结构, 建立了以随机响应为目标的优化设计模型。利用尺寸优化设计了双脚架结构支腿的柔性环节, 得到柔性环节最小厚度为2.5 mm。然后, 对相机底部支撑结构进行了工程分析。分析结果表明, 设计的支撑结构组件重量1.26 kg, 基频达到1 624 Hz。最后, 对空间相机底部支撑结构组件进行了随机振动试验, 试验结果显示: 与相机结构连接处的最大响应RMS值为21.4 grms, 随机响应最大相对放大率为0.93, 满足空间相机支撑结构的减振要求。得到的结果验证了设计和分析的可靠性, 对同类卫星相机底部支撑结构的设计具有一定的指导意义。

针对卫星结构中星敏感器支架在随机激励下加速度响应均方根(RMS)值过大的问题，提出了星敏感器支架优化设计方法。简述了星敏感器安装点随机响应的基本理论，对卫星结构进行了模态和加速度响应灵敏度分析。以星敏感器安装点RMS值最小为目标，以基频和体积分数为约束，建立了星敏感器支架随机响应优化模型，并对支架进行了拓扑优化设计。最后，利用MSC.PATRAN&NASTRAN对优化处理后的支架模型进行了工程分析。结果显示: 星敏感器安装点随机响应RMS值降低了20%以上，支架结构轻量化率达到了50%。另外，利用振动试验台对支架进行了振动试验。实验显示: 有限元分析结果与试验数据相对误差低于15%，表明设计的支架的性能参数满足设计指标，验证了所采用优化方法的可行性。