星载光学遥感器调焦机构设计与有限元分析

郭冠群，颜昌翔，田海英

（中国科学院长春光学精密机械与物理研究所，长春 130033）

星载光学遥感器的任务是获取高质量的遥感图像，但受到运载与发射过程中冲击、过载、振动、在空间环境中的重力释放与温度变化等影响，其光学系统的焦平面位置极易发生改变使其成像质量降低［1，2］。作为星载光学遥感器的重要组成部件，调焦机构能够补偿上述条件下引入的光学系统离焦量，从而提高光学遥感器的像质。

本文设计了一种应用于星载光谱相机上的调焦机构，根据使用环境使用要求确定调焦的实现方式，采用谐波减速器配合滚珠丝杠、直线导轨的传动方式，分析了该机构的理论灵敏度与调焦精度，并且建立调焦组件有限元模型进行了仿真验证。

1 调焦方案设计

1.1 调焦方式的选择

调焦方式主要有三种即透镜调焦，反射镜调焦，及移动焦面调焦［3-5］。通常由丝杠螺母副、蜗轮蜗杆减速器或凸轮机构将电机的回转运动转换为直线运动，实现精确调焦。蜗轮蜗杆减速器一般体积较大，传动效率不高，输入轴和输出轴不在同一平面上；凸轮机构的结构比较简单，抗冲击能力强，但加工要求较高，空间要求也较大［6，7］；丝杠螺母副的抗冲击能力相对较差，但具有结构简单、运动灵活的优点。

谐波齿轮减速器是一种依靠波发生器使柔性齿轮产生可控的弹性变形波，实现运动和动力传动的减速机构。目前在航空航天的活动机构中已有应用，同等指标下，谐波齿轮减速器的体积和质量只有常规减速器的30%左右甚至更低，对空间光学遥感器的整机轻量化十分有利［8］。

根据本文光学遥感器的结构特点，本文选择焦面移动的方式，通过步进电机、谐波减速器配合滚珠丝杠直线导轨，将电机的旋转运动转化为焦面的直线运动，以直线拉杆电位计作为位置反馈传感器来实现调焦的功能。

1.2 调焦机构的设计

据星载光学遥感器的使用要求，所设计的调焦组件结构如图1所示，焦面电箱安装在转接架上，转接架两侧与直线导轨副的滑块固定，上端与滚珠丝杠螺母副的螺母固定，直线导轨安装在电机固定座上。步进电机通过谐波减速器带动滚珠丝杠旋转，进而带动螺母及转接架移动，将电机的旋转运动转化为焦面电箱沿光轴方向的直线运动，实现调焦功能。在满足各项设计指标和使用要求的情况下，尽量提高其轻量化程度。对调焦机构进行了轻量化设计后，调焦机构总质量为3.5kg。

图1 调焦组件结构

调焦机构的焦面电箱的重心位置位于滚珠丝杠螺母副传动轴线上，同时直线导轨滑块副对称分布在焦面电箱两侧，丝杠螺母副的传动轴与直线导轨的导向轴线共面，消除了偏心负载和传动导向不共面引入的传动误差，降低了装调难度，同时提高了机构可靠性。安装之后需要对该机构进行一定时间的反复跑合试验，对相应的传动机构进行磨合，从而保证使用中机构运动的顺畅性和稳定性。

1.3 电机的选用

n代表电动机轴的转速，Tz为工作机轴上的阻转矩，则阻转矩的计算公式为：

式中，Fz为工作机构直线作用力；vz为直线运动物体的速度；ηc为传动机构总效率。

电机负载各部件质量如表1所示：

表1 电机负载各部件材料和质量

由上表可知Mz=0.7+0.06+0.49+0.39=1.64kg，电机负载重力为：

本文将工作时为电机提供的脉冲频率设计为f=250Hz，则电机负载部分的的移动速度为

推出

根据计算本文选择了电机保持转矩为17Ncm；四相八拍方式工作，步距角为1.8°，电机性能满足调焦负载需求。

2 调焦灵敏度与精度分析

2.1 调焦灵敏度分析

已知谐波减速器的减速比为i=70∶1，丝杠选择直径d=8mm，导程s=2mm的滚珠丝杠，有效调焦范围为±5mm，电机的步距角α=1.8°，则电机每走一个步距角，调焦机构行走的直线位移灵敏度为：

2.2 调焦精度分析

本文设计的调焦机构的调焦误差主要由机构传动误差、阿贝误差和反馈传感器的测量误差构成［9］。

机构的传动误差有步进电机、谐波减速器、滚珠丝杠螺母副的传动误差构成，步进电机的步距角为1.8°，谐波减速器的传动误差为3’，则传动误差为：

滚珠丝杠选用轴向间隙为0以下有预压的C0级丝杠，在300mm行程内的定位精度为σ2=3μm，反馈传感器选用WYDC-5D直线位移传感器，测量精度为σ3=5μm。

阿贝误差是由于机构的结构形式造成的，调焦过程中焦面产生一个转角θ，由于反馈传感器测量轴线与光轴不在一条直线上，产生阿贝误差，如图2所示两轴线之间的距离为L则阿贝误差为

图2 阿贝误差形成示意图

机构装调中需保证焦面转角误差θ≤10″，则阿贝误差σ4=4.8μm

综上，调焦机构总的调焦误差为：

调焦误差满足调焦精度为±0.01mm的要求。

3 有限元仿真分析

调焦机构作为空间光学精密仪器，不仅要在空间环境能够正常工作，而且要保证其在发射过程中不破坏、在装调环境下保证较小的变形量。因此，对其进行工程分析是验证方案可行性、指导设计必不可少的环节。因此本文在Patran/Nastran环境下建立调焦组件的有限元模型，如图3所示。

图3 调焦组件有限元模型

有限元建模按如下原则进行：按照设计的三维模型构造，以保证有限元模型与设计结构一致；为保证计算准确度，网格划分采取六面体单元为主，局部五面体单元过渡的方式；在关键的力的传递路径上，网格划分较密；非关键部位本着能量、刚度等效原则，进行适当简化，简化后构件能等效真实构件对整体结构的质量和刚度贡献，调焦组件有限元模型如图3所示，共划分单元128289个，节点175336个。

3.1 过载分析

过载载荷主要来源于发射时发动机推力使光学遥感器产生的一个近似于稳态的加速度，另外在发射过程中火箭发动机点火关机、级间分离产生的较小侧向加速度，表2表示了调焦组件承受的过载载荷，在此载荷作用下调焦组件的X、Y、Z三个方向的应力云图如图4所示。

表2 过载载荷

图4 调焦组件X，Y，Z向过载应力云图

表3 调焦组件过载载荷下应力响应

根据表3，结果表明调焦组件在过载载荷作用下具有较高的安全裕度，能够满足设计要求。

3.2 模态分析

为研究调焦组件的力学特性，必须对其进行模态分析，模态分析是光学遥感器研制工作的重要组成部分，这项工作对结构是否能满足设计要求，达到设计性能指标，以及最终能否在轨正常工作都具有非常重要的意义［10］。

本文对调焦组件底面固定螺钉孔约束，进行模态分析，提取前3阶模态，固有频率及振型如图5及表4所示。

图5 调焦组件一，二，三阶模态振型云图

表4 调焦组件前三阶模态频率及振型

从表4中可以看出，本文设计的调焦组件前三阶模态频率均高于100Hz，系统动态刚度满足设计要求。

4 结论

本文结合空间光学遥感器对调焦机构的实际需求，采用谐波减速器配合滚珠丝杠直线导轨的传动方式，对调焦机构进行了灵敏度分析、调焦误差分析和有限元工程分析。分析结果表明该调焦机构质量轻、结构动态刚度好、强度高、环境适应性强，满足设计要求，适合在空间光学遥感器中使用。

［1］张新洁，颜昌翔，谢涛.星载光学遥感器调焦机构的设计［J］.光学精密工程，2009，17（11）：2757-2761.

［2］贾学志，张雷，安源，等.空间光学遥感器调焦机构设计与试验［J］.机械工程学报，2016，52（13）：25-30.

［3］范洪杰，董吉洪，李威，等.一种空间相机调焦机构的设计与分析［J］.长春理工大学学报：自然科学版，2016，39（03）：1-4.

［4］许志涛，刘金国，龙科慧，等.高分辨率空间相机调焦机构精度分析［J］.光学学报，2013，33（07）：0728001-1-0728001-6

［5］浦前帅，翟岩，文大化，等.星载红外探测器调焦机构设计与分析［J］.长春理工大学学报：自然科学版，2015，38（02）：25-28.

［6］郭权峰，董吉洪，李威，等.长焦距空间相机调焦机构设计［J］.光机电信息，2010，27（11）：105-109.

［7］高飞，张葆，刘大禹.一种空间相机调焦机构的设计研究［J］.长春理工大学学报：自然科学版，2008，31（04）：74-76.

［8］李刚.太阳翼驱动机构中谐波齿轮减速器的可靠性优化设计［D］.成都：电子科技大学，2013.

［9］毛英泰.误差理论与精度分析［M］.北京：国防工业出版社，1982.

［10］王克军，董吉洪，李威，等.空间遥感器整机有限元分析［J］.光机电信息，2010，27（12）：81-87.