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红外望远镜系统的并行工程
时间:2017-08-06 22:56来源:讯技光电作者: 技术部点击:打印
文章来源:Geis J, Lang J, Peterson L, et al. Concurrent engineering of an infrared telescope system[C]//Optical Modeling and Performance Predictions V. 2011, 8127.
 
摘要:

我们提出了一种用于设计和分析天基电光(EO)传感器的并行工程方法。红外望远镜有效载荷的详尽设计由机械、结构、热和光学工程师的跨学科团队使用模拟驱动工程(SDE)软件环境开发。望远镜有效载荷设计还包括有效载荷任务的太空段的概念设计。我们还描述了并发设计过程的流程,并提供设计输出。
 
简介:
 
我们的整个目标是提供一个可靠的产品,以满足其性能要求,并在预算和计划人力范围内实现这一目标。这种类型的项目通常具有三个特点。这项工作通常需要共同拥有解决产品设计和交付所有领域所需的经验和技术知识的不同项目的专家(SMEs)共同努力。第二个特点是每个学科领域的工作通常是在CAD或CAE计算机工具的协助下进行。最后,复杂产品的设计和生产经过一系列设计周期或产品设计的迭代更改来演变,这对于产品开发、解决问题和矛盾等是所必需的。
 
并行工程通过更有效地整合SME参与者的努力,来处理复杂产品设计和交付的总体目标。通过减少不同学科领域之间的信息交换的延迟和增加信息交换的频率,设计周期可以得到显着改善。减少收敛到满意结果所需的设计周期数需要通过在整个设计过程中及早和经常地深入了解设计问题和矛盾。这能够使我们尽早发现问题,并减少进行返修的工作量。
 
航空航天公司的概念设计中心(CDC)提供了这样一个环境,其空间系统可以由跨学科工程师团队在各种级别的保真度要求下设计。本文提供了一个示例,说明这种集成设计环境如何用于天基红外望远镜系统的端到端设计和分析。首先从望远镜光学设计的开发开始。然后我们展示如何为有效载荷开发初始CAD设计和结构模型,以及如何集成这两个,允许CAD工程师改进CAD设计,以获得满足发射负载环境要求的最小质量解决方案。接下来,我们展示了如何使用有效载荷设计作为太空段设计研究的输入,其中开发了包含IR望远镜有效载荷任务的空基部分所有方面的顶层设计。研究表明,有效载荷可以由运载火箭容纳,并提供研发有效载荷热设计所需的基本参数(轨道、太阳能阵列大小和位置)。然后开发有效载荷的初始热设计,以及对在轨热环境对望远镜图像质量影响的预测。
 
这里提供的说明材料代表了通过整个IR望远镜系统的设计的初始,其为每个技术学科区域提供了坚实的设计起点,以及对系统的不同部件之间的相互作用的物理洞察。现在可以迭代相同的集成模型以纠正每个技术学科领域中的设计问题,同时评估这些设计变化对系统性能的所有方面的影响。
 
航空公司的协同EO传感器设计环境
 
本文的工作报告由CDC的两个并行设计团队-电光有效负载团队(EOPT)和太空段团队(SST)完成。EOPT是一个小型、跨学科(机械、结构、热、光学和控制)的工程师团队,旨在EO传感器有效载荷的详细设计。通过使用由Comet Solutions, Inc (http: //www.cometsolutions.com)开发的比较新的模拟驱动工程(SDE)软件实现并行工作方式,跨学科边界集成工作。该SDE软件具有以下特性:
 
1. 在公共软件环境中存储和查看所有工程数据(材料属性、边界条件、网格划分参数等)和CAD/CAE仿真结果,而无需知道如何运行每个工程学科的基本CAD / CAE工具。
2. 项目数据以树形结构组成,获取设计历史记录并确保版本控制。
3. 从详细设计中提取顶级摘要数据(质量、图像质量度量、关键参数值),并显示在“控制面板”区域,供工程、系统工程和管理人员查看。
4. 复杂的跨学科分析的专业能力可以由学科工程师开发,经过捕捉,在仿真过程重复使用,大大减少了设计和重复这些分析所需的设计周期。
5. SDE软件通过适配器与其他商业现货软件(COTS)工程软件协同工作,允许学科工程师使用他们已经用于日常工作的相同CAD/CAE工具进行详细工作。
 
详细的工程设计和分析工作是通过SDE接口访问学科工程熟悉的COTS软件。在航空航天公司的设计环境中,机械CAD设计可以使用Pro/Engineer(http://www.ptc.com)或SolidWorks(http://www.solidworks.com)来完成,结构工作使用MSC Nastran (http://www.mscsoftware.com)或Abaqus(http://www.simulia.com),
热工程利用Thermal Desktop(http://www.crtech.com),
光学设计使用Code V(http://www.opticalres.com),
控制工作使用Matlab/Simulink(http://www.mathworks.com)。另一个COTS软件工具SigFit (http://www.sigmadyne.com)用于将热变化和结构变形转换为可输入到Code V中的形式,以评估其光学性能影响。参考文献[1]中给出了Comet SDE软件环境及其并行工程原理的更多详细介绍。此SDE软件环境对飞行载荷中关键透镜子组件的集成结构/热/光(STOP)分析的优先研究请参考文献[2]。
 
使用IR望远镜有效载荷的太空段任务的初步概念设计是由SST开发,他们使用了与太空段设计相关的每个技术学科领域主题专家(SME)开发的电子表格工具。系统模块捕获摘要信息,并为每个学科领域开发的模型之间的冲突进行集成和解决提供了一个平台。可用于姿态确定和控制(定向和稳定模式)、天体动力学(轨道参数)、航天器的命令和数据处理、收集和处理数据所需的地面部分配置、有效载荷和地面之间的通信、有效载荷功率和数据处理要求、推进、软件、总体结构要求、遥测和追踪、热控制系统的尺寸和成本。还产生用于支持有效载荷所需的航天器、总线和其他子系统(太阳能阵列等)的概念级CAD设计。SST通常开发一个太空段设计基线,在考虑许多感兴趣的变体之前满足总体任务要求,例如插入新技术或轨道参数的改变。对航空航天公司的CDC和各种利用它并行设计团队的更详细的描述在参考文献[3]和[4]中提供。
 
IR望远镜光学设计
 
望远镜的光学设计如图1所示,其一阶属性在表1中给出。波前误差在整个视场上3.2微米波长处达到衍射极限。选择孔径(60cm)是因为与成本较低的市售运载火箭兼容,例如Minotaur-1或Falcon。带有出瞳的无焦输出适合用作具有多个可互换的MWIR仪器(偏振仪、光谱仪或照相机)的冷光阑。满足我们设计要求的是一个卡塞格伦望远镜,后面是一个空气隙双胶合透镜。增加了调整双胶合透镜的焦点位置的机理,以便在有效载荷的热偏移上保持输出光束准直。基于空间飞行经验和成本选择材料。在光学设计阶段进行的权衡表明,硼硅酸盐反射镜结合钛金属结构,将会提供非常轻的、坚硬的望远镜而且可以同时使玻璃反射镜和金属结构之间的热膨胀系数失配最小。


图1:IR望远镜光学设计
 
表1:IR望远镜一阶属性

IR望远镜CAD和结构模型开发
 
望远镜的CAD设计开始于将光学元件的STEP文件从光学设计软件(Code V)导入CAD软件(SolidWorks)。光线轨迹还被作为STEP文件输出,它的曲线穿过CAD,可以防止CAD设计开发时基座和测量结构产生光束渐晕。Hub安装方法(图2)和使用准直双透镜作为聚焦结构使次镜处的悬臂质量最小,并提供能够承受发射振动的轻质、坚硬的望远镜的预期。
 
图2:望远镜CAD设计
 
然后再从初始望远镜CAD中使用 SDE软件网格划分生成有限元模型(FEM)结构网格。网格尺寸和质量针对每个组件(主镜、次镜、透镜等)进行了优化,然后这些单独的网格被组合成一个统一的网格。1-G重力负载应用于统一化的网格,以确保所有子组件在所产生的统一FEM模型内正确连接。得到的网格如图3所示。
 
然后在SDE软件内创建了将结构分析与CAD设计绑定的仿真过程,以帮助精炼CAD,确保望远镜与所选择的发射环境兼容。该过程包括两个分析任务。第一个是Nastran任务,用于分析望远镜的频率响应,假定边界条件刚性界面在双脚架双脚之间用于将望远镜附接到宇宙飞船。该分析的品质因数是结构的第一基本振动模式的频率,其必须高于25Hz以满足总线发射要求。第二个任务评估望远镜结构中的Von Mises应力水平,此时它暴露了三个主要横向方向中的每一个的准静态载荷。我们使用的负载大小(20 G)源自Minotaur I用户指南中提供的曲线图,该曲线提供了作为有效载荷质量的函数的G的预期净重心中心(CG)加速度响应。如果我们的结构模型计算的最大Von Mises应力水平对20G载荷的响应低于钛的极限强度(220Mpa,安全系数为2X)和钛的屈服强度(140Mpa,安全系数为1.6X),两者均具有至少20%的安全裕度,我们的望远镜结构认为足够坚固可以承受发射载荷。
 
 
图3:望远镜结构网格
 
图4显示了通过SDE软件界面用于此结构分析任务的一些显示功能。捕获刚刚描述的结构网格和分析任务的模拟过程与CAD模型视图、结构网格和望远镜的基本振动模式一起显示在显示器的上半部分中。显示器下部的控制板捕获设计的品质因数,例如质心、转动惯量、基模频率和最大Von Mises应力水平。一旦该仿真过程由CAD和结构工程师设置,CAD工程师可以重新使用它来微调CAD设计,而不需要CAD和结构专家之间的进一步切换。例如,CAD工程师能够改变支撑第二反射镜的三个叶片的厚度参数,通过对于不同的厚度值重新运行模拟过程并且在他对CAD设计进行期望的改变时评估所得到的品质因数的变化,可以在不到半天内找到仍满足运载火箭的振动模式和材料强度要求的最小质量设计。
 
图4:IR望远镜对发射负载响应的结构分析
 
IR望远镜空间部分的概念设计
 
SST设计作为发射任务合并到了IR望远镜CAD设计。图5示出了IR望远镜有效载荷与航天器和期望的运载火箭的集成。针对空间段任务的所有方面开发了顶层设计,包括增长25%的偏差的质量和功率估计,表明设计符合航天器设计和运载火箭的能力。在这里,对于我们的工作特别重要的是,为有效载荷开发的热设计-轨道、有效载荷几何形状和太阳能阵列尺寸-是SST研究的产物。
 
图5:集成航天器和运载火箭的有效载荷
 
IR望远镜有效载荷的初始热设计
 
用于热分析的航天器、太阳能阵列和IR望远镜有效载荷是由CAD有限元网格设计的。热网格在光学元件中融入了更多的细节,而航天器结构中的细节较少,以便减少模型运行时间,同时在需要时保持足够多细节。通过SDE软件界面将材料性质和表面处理应用于几何形状。 通过使用SDE软件接口定义的热接触器,实现了各种望远镜部件的电导耦合。根据典型的热界面指南将部件固定在一起的螺钉数量计算接触器数值(参考文献[5])。
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