从吉林一号卫星某空间相机的实际应用角度出发,提出采用基于碳纤维复合材料的高精密薄壁筒和桁架杆作为主、次反射镜间的支撑结构,并完成相关设计和工程分析。深入开展相关振动、静力和温度稳定性试验,分析和试验结果表明,所提的支撑结构具有较好的结构稳定性和抗视轴抖动性能,碳纤维桁架的质量仅为2.11 kg,当基频达到186 Hz时,在重力和4 ℃温升条件下的稳定性优于1″。对在轨获取的全色遥感影像进行动态传函(MTF)分析,结果表明空间相机在轨动态MTF值为0.08,进一步证明CFRP桁架结构支撑技术的可靠性和有效性。

针对多光谱相机的整机设计秉承集成化、小型化和超轻质的设计理念,提出一种结合最小尺寸约束的变密度拓扑优化与多目标集成优化的设计方法,并借助此途径完成空间离轴微晶反射镜及背部支撑结构(消热芯轴、柔节和背板)的优化设计。对于尺寸为218 mm×166 mm的反射镜,质量为0.917 kg,轻量化率为71.3%,并对加工装配好的反射镜组件开展工程环境试验和面形干涉检测。试验结果表明,环境试验前后的反射镜镜面面形的方均根值均优于1/50λ,检测波长λ=632.8 nm,基频为397.8 Hz,满足光学系统的设计要求以及卫星平台对光学载荷的要求,验证所提方法的可行性和正确性。

针对微型遥感载荷超轻反射镜柔性支撑问题，提出了一种折臂梁式柔性支撑结构.根据反射镜结构特点，建立柔性支撑结构的参数化模型.采用第二代非支配排序遗传算法建立了多约束多目标的参数优化模型，对柔性结构关键参数进行了优化，最小尺寸仅为1.30 mm.对反射镜与柔性结构粘接面积的强度进行了校核，安全裕度为3.6.并对反射镜组件进行了工程分析和力学试验，所设计的柔性结构能够在1g重力和温度4℃变化时保证超轻反射镜具备优于3 nm的面形精度，仿真分析与力学试验相对误差均在10%以内.最后，对反射镜组件进行了镜面的面形检测，力学振动试验前后，镜面的表面误差RMS均为0.020λ，表明该反射镜组件稳定性良好.本文提出的折臂梁式柔性支撑结构设计方法是可行的，结构性能是可靠的.

为了消除面阵CMOS航空相机高速成像时帘幕快门效应对成像质量的影响, 分析了CMOS成像原理, 开展了基于高速中心式机械快门与面阵CMOS图像传感器协同工作的全局曝光成像模式研究.建立了该成像模式下的航空高分辨率成像系统的信噪比模型与前向像移模型, 并基于信噪比模型与前向像移模型论证存在合理的曝光时间参数.设计了体积小、质量轻、电驱动、曝光时间可准确控制的高速中心式机械快门, 最短曝光时间可达1/2 000 s, 快门效率最高达80%.对采用自主研发的国产CMOS图像传感器的航空摄影相机参数进行验证计算, 并进行直升机载人带飞拍摄实验.影像结果表明: 该成像模式曝光时间参数论证正确, 影像无拉伸、扭曲及拖尾现象, 相机动态传递函数为0.21(奈奎斯特截止频率处), 能够满足实际应用需求.

为抑制杂散光对空间相机成像性能的影响,满足其严苛的质量和稳定性的要求,提出了一种主遮光罩的优化设计方法。基于图形法分析了遮光罩挡光环的位置分布,以结构柔顺度和质量最小为目标,以基频为约束,建立了遮光罩的多目标优化模型,并对遮光罩进行了尺寸优化设计。最终,遮光罩质量为0.24 kg,轻量化率达到38.6%。另外,进行了遮光罩的振动实验和整机的杂散光分析。结果显示:遮光罩的杂散光抑制性能良好,有限元分析结果与实验数据相对误差低于15%,表明设计的遮光罩的性能参数满足要求,验证了所采用优化方法的可行性。

针对某型号微纳遥感相机超轻质、低功耗、短周期和低成本的要求,设计了一种一体式超轻主支撑结构。从微纳遥感相机的任务需求出发,经过比较后选择钛合金作为主支撑结构的材料,并从质量和功耗两方面考虑选择了桁架式方案。建立了以基频为目标函数的拓扑优化数学模型,推导了目标函数的灵敏度,并通过采用改进的Heaviside密度滤波方法,得到了拓扑结果清晰的主支撑结构最优传力路径。以基频为目标函数建立尺寸的优化数学模型,得到了各部分的最佳设计尺寸,设计完成后的一体式主支撑结构质量为0.6 kg。有限元分析与实验结果表明:一体式主支撑结构能够满足光学系统的公差要求,且基频远高于卫星平台对光学载荷的要求,验证了拓扑优化设计方法和尺寸优化设计方法的正确性以及设计的合理性。

基于不同的边界条件,建立了针对带锥度盲孔的空间相机反射镜组件胶层厚度的计算模型,利用力学模型计算粘接处符合设计要求的胶层厚度范围。通过建立的有限元模型,计算并拟合得到相应的胶层厚度-应力曲线,得出最优的胶层厚度为0.055 mm。为了检验粘接结构的面形精度,进行了自重、温升条件下的反射镜组件镜面变化的模拟分析,采用温度载荷法模拟实际固化后胶层收缩对镜面的影响,并进行组件试验。仿真和试验结果表明,胶层厚度在0.055 mm时反射镜组件具有足够的抵抗外界温变、振动干扰的能力,满足设计要求。

空间遥感相机在轨运行时由于空间环境的变化，会产生不同程度的离焦。针对某高分辨率空间相机光学系统的特点以及焦深，设计了一套蜗轮蜗杆传动驱动偏心凸轮的调焦机构，详细分析了调焦机构的精度，分析结果表明：调焦机构的定位精度为 0.0042 mm，焦平面组件的倾斜量为 5.31.，满足光学系统的要求。最后，建立了工程分析模型，并对其进行了模态分析。结果表明：调焦机构的一阶模态为 176.56 Hz，高于相机的基频，满足设计要求。因此，所设计的调焦机构能够保证高分辨率空间光学遥感器在复杂工况下的成像质量。

研究了制冷型红外离轴三反光学系统成像原理和优化设计方法。给出了一个应用自由曲面的制冷型离轴三反射镜光学系统的设计。系统采用两个自由曲面反射镜和一个偶次非球面反射镜组成二次成像的结构形式, 将制冷型红外探测器的冷光阑作为系统的孔径光阑, 得到100%的冷光阑效率。第二和第三反射镜将孔径光阑成像在第一反射镜的位置, 显著减小第一反射镜的口径。通过调整每个反射镜的偏心与倾斜, 实现系统的无遮拦, 使用自由曲面增大视场、校正像差、保证系统的成像质量。该系统的工作波段为3~5 μm, 焦距为450 mm, F数为2, 视场为3.662°×2.931°, 各视场的调制传递函数在环境温度为-40~60 ℃的范围内均高于0.5, 实现系统的无热化, 并且结构紧凑。

空间相机调焦机构需具有一定的锁止能力，以应对火箭发射中的冲击与振动，因此，对机构的自锁特性进行评价是保证空间光学遥感器正常工作的关键。针对某型空间相机调焦机构，研究了螺纹接触面的滑移机理，建立了工程分析模型，详细分析了两种螺距(1 mm，1.5 mm)的螺纹的接触应力、切应力分布特征及其自锁性。结果表明：螺纹螺距为1 mm的调焦机构Mises应力值大于其自锁标定值，自锁失效；螺距为1.5 mm的调焦机构Mises应力值小于其自锁标定值，满足自锁要求。最后，对调焦机构进行了振动试验，结果显示：螺距为1 mm的调焦机构焦平面位移达2 753 μm，自锁失效；螺距为1.5 mm的调焦机构焦平面位移为6 μm，小于测量误差，机构自锁正常,验证了分析方法的可靠性。这种动力学环境下研究机构自锁性的新方法对工程应用具有重要的意义。