趙鑫 于婷婷 趙亨 何東科 張寧

一種空間用大口徑掃描裝置鎖緊機構設計

趙鑫 于婷婷 趙亨 何東科 張寧

（北京空間機電研究所，北京 100094）

由于紅外探測器尺寸限制，大多數(shù)光學遙感器仍采用掃描裝置來擴大探測視場，隨著相機口徑及探測視場的增大，掃描裝置中掃描鏡口徑越來越大，對掃描鏡支撐元件的承載能力要求也隨之提高。文章為了確保某項目掃描裝置中的掃描鏡支撐元件不被過載破壞，根據(jù)掃描鏡口徑及過載條件，提出一種高承載能力、高剛度、可重復使用，且能夠滿足支撐元件過載受力要求的鎖緊機構；闡述了鎖緊機構的組成和工作原理，針對過載要求分析了鎖緊機構核心部組件的承載能力及鎖緊力，并根據(jù)過載條件進行了力學仿真分析；最后開展了振動試驗，結果表明該鎖緊機構可對掃描裝置中掃描鏡支撐元件安全鎖緊。

紅外遙感相機 掃描裝置 鎖緊機構 航天遙感

0 引言

掃描式空間光學遙感器利用光學反射原理，將入射光通過掃描裝置引入到主光學系統(tǒng)來擴大觀測視場，在今后相當一段時間仍然具有廣闊的發(fā)展空間[1-2]。掃描裝置一般由掃描鏡、驅動電機、反饋元件、支撐元件及基座等結構件組成，線陣探測器、小視場光學系統(tǒng)配合掃描裝置的擺掃運動并與衛(wèi)星運動相結合，實現(xiàn)對目標的成像[3-4]。隨著探測視場需求的提升，掃描裝置中掃描鏡口徑由原來直徑400mm增大到直徑800mm及以上，對掃描鏡支撐元件的承載能力要求也隨之增大。掃描鏡支撐元件的承載能力和性能直接影響掃描裝置的壽命和運轉精度，而其承載能力受發(fā)射過程中的過載影響較大，因此，對掃描鏡可靠鎖緊已成為保證掃描裝置在軌良好運轉的關鍵。

遙感器掃描裝置鎖緊機構屬于空間重復鎖緊技術領域，要保證在鎖緊和解鎖時均安全可靠。早期的鎖緊釋放方法主要是火工技術，但是火工產(chǎn)品爆炸產(chǎn)生的沖擊會對精密儀器設備造成損壞。由于火工技術的局限性，使得低沖擊、零污染、可重復使用的新型重復鎖緊釋放技術在近幾十年得以快速發(fā)展[5-6]。鎖緊釋放裝置按照重復鎖緊機構的類型，可分為機械式、記憶合金式、電磁式等[7-10]。機械式鎖緊釋放裝置是利用電機驅動鎖鉤/卡爪或螺栓螺母達到重復鎖緊的目的，電磁式鎖緊釋放裝置是利用電磁鐵產(chǎn)生的電磁吸力實現(xiàn)重復鎖緊[11]，記憶合金式鎖緊釋放裝置是利用形狀記憶合金（SMA）作為驅動元件實現(xiàn)鎖緊釋放的目的[12-13]。當掃描鏡支撐元件的承載能力大于發(fā)射過載力時，目前大多數(shù)掃描裝置采用可重復使用的電磁式或螺栓螺母式鎖緊機構，這兩種鎖緊方式僅限制掃描鏡轉動，確保發(fā)射過程中支撐元件承受額定靜載，優(yōu)點是鎖緊機構簡單，缺點是無法對支撐元件起到保護作用，支撐元件尺寸隨著掃描鏡口徑的增大而增大，導致整個掃描裝置的體積、質量及功耗增大。當掃描鏡支撐元件的承載能力小于發(fā)射過載力時，個別掃描裝置犧牲地面測試環(huán)節(jié)，采用火工品或記憶合金式鎖緊裝置將掃描鏡鎖緊，優(yōu)點是鎖緊后可保護掃描鏡支撐元件免受過載破壞，缺點是不可重復使用，導致掃描裝置乃至整個光學遙感器地面測試覆蓋性不足[14-16]。

本文針對某項目掃描裝置鎖緊剛度、精度及重復鎖緊解鎖要求，提出一種可重復鎖緊解鎖的高剛度、高精度鎖緊機構，給出了鎖緊機構的組成和工作原理，分析了鎖緊機構中關鍵部組件的承載能力，驅動電機的鎖緊力、鎖緊精度及鎖緊剛度，并開展了試驗驗證。

1 方案選擇

本項目掃描裝置中的掃描鏡質量為10kg，要求可承受30n過載。掃描鏡由2個樞軸支撐于基座上，樞軸過載安全系數(shù)要求大于1.5。所選樞軸徑向承載能力為251.77N，軸向承載能力為1 000.85N，徑向剛度為3 853N/mm，軸向剛度為6 480N/mm。掃描鏡承受30n過載時所受過載力為2 940N，單個樞軸徑向過載力為1 470N、軸向過載力為2 940N，遠超過樞軸徑向和軸向的承載能力。因此，要求增加鎖緊機構對掃描鏡進行鎖緊，鎖緊后過載力由鎖緊機構承受，起到保護樞軸的作用，當過載結束后，鎖緊機構可靠解鎖，掃描鏡處于正常工作狀態(tài)。同時還要求鎖緊機構可重復使用，鎖緊/解鎖狀態(tài)可監(jiān)測，鎖緊/解鎖過程中不能產(chǎn)生多余物質。

根據(jù)上述要求可知，需要對支撐掃描鏡的2個樞軸同時進行鎖緊。鎖緊機構在鎖緊/解鎖過程中不允許對樞軸施加額外載荷，鎖緊支撐剛度要遠大于樞軸的剛度，故鎖緊機構需要具備高承載能力、高支撐剛度、高運行精度、長壽命等特點。選用具備高承載能力、高支撐剛度、高運行精度的直線滾珠導軌、滾珠絲杠和大接觸角軸承作為鎖緊機構主要部組件，采用具備大保持力矩且控制簡單的步進電機作為驅動部件，采用減速齒輪副提高鎖緊機構運行精度及鎖緊保持力，采用LVDT直線位移傳感器實現(xiàn)高重復鎖緊精度。本文所設計的鎖緊機構主要由直線滾珠導軌、滾珠絲杠、大接觸角軸承、步進電機、減速齒輪副、鎖緊銷、鎖緊動盤、鎖緊盤及其他結構件組成。決定鎖緊力的主要因素是步進電機的單項加電保持力矩、滾珠絲杠導程及減速齒輪副的減速比；決定鎖緊剛度的主要因素是直線滾珠導軌、滾珠絲杠及軸承的剛度。鎖緊機構結構組成如圖1所示。

圖1 鎖緊機構結構組成

鎖緊機構的工作過程主要包括：1）鎖緊過程。當需要對掃描裝置進行鎖緊時，步進電機逆時針轉動（面向電機轉軸定義轉向）驅動鎖緊盤沿導軌運動，當達到LVDT標定的鎖緊位置時步進電機停止轉動，此時鎖緊盤中的鎖緊銷正好插入鎖緊動盤銷孔中，實現(xiàn)鎖緊。2）鎖緊保持過程。當需要進行力學試驗或發(fā)射前，鎖緊到位后步進電機保持單向加電，提供足夠的鎖緊保持力。3）解鎖過程。當需要對掃描裝置進行解鎖時，步進電機順時針轉動（面向電機轉軸定義轉向）驅動鎖緊機構中的鎖緊盤沿導軌運動，當達到LVDT標定的解鎖位置時步進電機停止轉動并斷電，此時鎖緊盤中的鎖緊銷脫離鎖緊動盤銷孔，實現(xiàn)解鎖。

將上述兩套鎖緊機構分別安裝于掃描裝置掃描鏡兩側（圖2中+和－側），兩套鎖緊機構同時運動，實現(xiàn)對掃描裝置中掃描鏡的鎖緊和解鎖，鎖緊機構在掃描裝置中的具體安裝形式如圖2所示，圖中向為相機光軸方向（垂直紙面向內(nèi)），向為掃描鏡轉動軸線方向（水平向右），向為發(fā)射方向（豎直向上）。

圖2 鎖緊機構在掃描裝置中的安裝形式

2 部件選型及校核

根據(jù)圖2可知，掃描裝置中鎖緊機構實施鎖緊后，掃描鏡徑向過載力（圖2中向和向過載）主要由鎖緊機構中直線滾珠導軌承受，掃描鏡軸向過載力（圖2中向過載）主要由鎖緊機構中滾珠絲杠和軸承承受，軸向鎖緊力由步進電機單項加電保持力矩提供。故在選擇直線滾珠導軌、滾珠絲杠、軸承時主要考慮各自的承載能力及支撐剛度，在各部件不被過載破壞的前提下確保鎖緊機構的支撐剛度。在設計減速齒輪副減速比及選擇步進電機時，主要考慮步進電機單項加電保持力矩能否提供足夠的軸向鎖緊力。

（1）直線滾珠導軌選型校核

掃描裝置徑向過載主要依靠掃描鏡兩側鎖緊機構中的直線滾珠導軌承受，要求直線滾珠導軌的承載能力、支撐剛度及運行精度高，本文選定型號為HSR15R1QZSSC0M直線滾珠導軌，其基本額定靜載荷01為15.7kN、基本額定動載荷1為10.9kN。掃描鏡徑向過載力同時由+側和－側兩套鎖緊機構承受，單套鎖緊機構所承受的徑向過載力為1 470N，由一對導軌承受，故單個導軌需要承受的徑向力r為735N。

導軌靜態(tài)過載安全系數(shù)1計算公式為

式中H為硬度系數(shù)，導軌硬度為58～64HRC之間，取1；T為溫度系數(shù)，使用環(huán)境溫度小于100℃，取1；C為解除系數(shù)，均為單滑塊，取1。

（2）滾珠絲杠和軸承選型校核

掃描裝置軸向過載主要依靠掃描鏡兩側鎖緊機構中的滾珠絲杠及支撐軸承承受，選用JGS083滾珠絲杠，導程h為2mm，公稱直徑16mm，有效行程8mm，其軸向基本額定靜載荷02為17 900N、基本額定動載荷2為6 100N。為了提高軸向支撐剛度，選用高軸向剛度的大接觸角軸承，軸承型號為7300B，其軸向基本額定靜載荷03為8 950N、基本額定動載荷3為4 150N。掃描鏡軸向過載力分別由+側和－側單套鎖緊機構承受，單套鎖緊機構所承受的軸向過載力為2 940N，同時由滾珠絲杠和軸承承受，故滾珠絲杠和軸承需要承受的軸向力a為2 940N。

滾珠絲杠靜態(tài)過載安全系數(shù)2和軸承靜態(tài)過載安全系數(shù)3計算如下：

（3）步進電機的選型校核

選用具有在軌應用經(jīng)歷的J55BYG450感應子式步進電機，單項加電保持力矩b為0.392N?m。則鎖緊機構可提供的最大軸向鎖緊力a′為

鎖緊機構軸向鎖緊安全系數(shù)4為

本文所選步進電機步距角為0.9°，滾珠絲杠導程h為2mm，齒輪副減速比為4.105，則鎖緊機構運行精度為

通過上述計算分析可知，直線滾珠導軌、滾珠絲杠、軸承等關鍵部件的過載安全系數(shù)均大于1.5，步進電機軸向鎖緊安全系數(shù)大于1.5，因此，掃描裝置在經(jīng)歷30n過載時，鎖緊機構中關鍵部件不會發(fā)生過載破壞。鎖緊機構運行精度0.001 2mm，鎖緊過程中不會對掃描鏡支撐元件施加額外載荷。

3 過載仿真分析

將鎖緊機構安裝至掃描裝置軸系兩側，鎖緊銷與鎖緊盤采用固定連接，鎖緊銷與鎖緊動盤之間的約束沿、方向平移，繞、、轉動，其他結構件之間固連，固定掃描裝置安裝螺栓孔，對鎖緊后的掃描裝置在、、三個方向分別施加30n過載進行仿真分析，分析結果如圖3所示。

掃描鏡樞軸孔過載位移減去基座樞軸孔過載位移為鎖緊后樞軸過載位移量，向、向過載位移量與樞軸徑向剛度之積為樞軸向、向徑向過載力，向過載位移量與樞軸軸向剛度之積為樞軸軸向過載力，樞軸三個方向過載受力如表1所示。

表1 樞軸過載分析

由表1可知，掃描裝置安裝鎖緊機構并實施鎖緊后，在30n的過載加速度下，樞軸在、、三個方向的過載安全系數(shù)均大于1.5，滿足過載要求，鎖緊可靠。

4 試驗驗證

為了檢驗鎖緊機構的鎖緊能力，按照項目要求，對安裝了鎖緊機構的掃描裝置開展了正弦振動試驗，振動試驗分三個方向開展，正弦振動輸入條件如表2所示。

表2 正弦振動試驗輸入條件

試驗過程中，在掃描裝置鎖緊機構安裝位置和掃描鏡樞軸安裝位置均安裝測點，通過對比鎖緊機構安裝位置和掃描鏡樞軸安裝位置測點的振動響應，判斷鎖緊機構的鎖緊力和鎖緊剛度是否滿足要求。測點布設情況如下：1）在樞軸安裝位置掃描鏡+側的、、方向分別設置測點Ch5、Ch7、Ch6，掃描鏡－側、、方向分別布設測點Ch8、Ch10、Ch9；2）在鎖緊機構安裝位置掃描鏡+側的、、方向分別設置測點Ch13、Ch11、Ch12，掃描鏡–側的、、方向分別布設測點Ch16、Ch14、Ch15。各測點的正弦振動響應曲線如圖4所示。

圖4 正弦振動響應曲線

由圖4可知，正弦振動試驗過程中，掃描鏡樞軸安裝處與鎖緊機構安裝處正弦振動響應基本一致，說明掃描裝置通過鎖緊機構實施鎖緊后，正弦振動響應無明顯放大，鎖緊機構的鎖緊力和鎖緊剛度得到檢驗。

為了判斷鎖緊機構在正弦振動試驗過程中是否發(fā)生結構變形或剛度變化，在每個方向振動試驗前和試驗后均進行一次掃頻試驗，掃頻試驗輸入條件為：頻率范圍10～1 000Hz；加速度0.2n；掃描方向為、、向；振動臺掃描頻率4倍頻程/min。

試驗結束后，分別對比掃描鏡+側樞軸安裝位置在正弦振動試驗前后的掃頻曲線，結果如圖5所示。

由圖5可知，掃描裝置正弦振動試驗前后的掃頻曲線基本重合，表明試驗過程中掃描裝置及鎖緊機構的剛度沒有發(fā)生明顯變化，掃描裝置及鎖緊機構無結構變形。

圖5 振動前后掃頻曲線對比

試驗后鎖緊機構可靠解鎖，對鎖緊機構鎖緊位置精度進行復測發(fā)現(xiàn)，試驗前后鎖緊位置變化在要求的0.002mm以內(nèi)，且試驗后檢測掃描裝置的功能、性能及掃描鏡面形均無明顯變化，表明所研制的鎖緊機構在振動試驗過程中對掃描裝置起到了有效保護作用，鎖緊機構的鎖緊能力得到了檢驗。

5 結束語

針對某項目掃描裝置要求，設計了一種高承載能力、高剛度、可重復使用的鎖緊機構，根據(jù)過載要求和樞軸承載能力，對鎖緊機構主要部組件的強度和鎖緊力進行校核，最大鎖緊力可達5 052.3N；對鎖緊后掃描裝置進行過載仿真分析，樞軸過載安全系數(shù)均大于1.5，滿足過載要求；通過力學試驗驗證可知，掃描鏡樞軸安裝處與掃描裝置鎖緊機構安裝處正弦振動響應基本一致，振動試驗過程中鎖緊機構對掃描裝置起到了有效保護作用。

另外，在振動試驗過程中發(fā)現(xiàn)掃描鏡長軸兩端振動響應較大，當掃描鏡口徑進一步增大或過載要求進一步增大時，只在掃描鏡兩側鎖緊無法做到對掃描鏡的剛性鎖緊，存在樞軸過載力超過其承載能力的風險。故需優(yōu)化鎖緊機構承載能力和鎖緊剛度，在掃描鏡轉軸兩側和長軸兩端均安裝一套鎖緊機構，進一步提升鎖緊剛度，減小樞軸過載力。

[1] 范東棟, 李志, 曲廣吉, 等. 星間紅外探測與測量系統(tǒng)[J]. 航天返回與遙感, 2005, 26(3): 22-27.

FAN Dongdong, LI Zhi, QU Guangji, et al. The Application of Staring Infrared Imaging System in Inter-satellite Measurement[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2005, 26(3): 22-27. (in Chinese)

[2] 陳世平. 空間相機設計與試驗[M]. 北京: 中國宇航出版社, 2003: 165-231. CHEN Shiping. Space Camera Design and Experiment[M]. Beijing: China Aerospace Press, 2003: 165-231. (in Chinese)

[3] 高衛(wèi)軍, 袁立. CBERS1衛(wèi)星紅外多光譜掃描儀掃描子系統(tǒng)[J]. 航天返回與遙感, 2001, 22(3): 31-33.

GAO Weijun, YUAN Li. The Scanning Subsystem of Infrared Multi-spectral Scanner for CBERS-1 Satellite[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2001, 22(3): 31-33. (in Chinese)

[4] 袁立. 空間遙感器大口徑輕量化掃描鏡材料發(fā)展與制作方法探討[J]. 航天返回與遙感, 2002, 23(1): 18-20.

YUAN Li. Discuss on Materials and Manufacture of the Big Lightened Scan Mirrors[J]. 2002, 23(1): 18-20. (in Chinese)

[5] 楊澤川, 羅汝斌, 廖鶴, 等. 空間重復鎖緊技術綜述[J]. 航天返回與遙感, 2019, 40(4): 10-21.

YANG Zechuan, LUO Rubin, LIAO He, et al. Overview of Reusable Locking Technology in Space[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2019, 40(4): 10-21. (in Chinese)

[6] 韓邦成, 劉強. 基于自鎖原理的磁懸浮飛輪電磁鎖緊機構[J]. 光學精密工程, 2009, 17(10): 2456-2464.

HAN Bangcheng, LIU Qiang. Electromagnetic Locking Device Based on Self-locking for Magnetic Suspended Flywheel[J]. Optics and Precision Engineering, 2009, 17(10): 2456-2464. (in Chinese)

[7] 閆曉軍, 蘇寧, 張小勇, 等. 采用形狀記憶合金驅動的空間壓緊釋放裝置研究進展[C]//第二屆中國航天空天動力聯(lián)合會議, 大連, 2017.

YAN Xiaojun, SU Ning, ZHANG Xiaoyong, et al. Research Progress of Space Compression Release Device Driven by Shape Memory Alloy[C]//The 2nd JCAP. Dalian: [s.n.], 2017. (in Chinese)

[8] 劉曉東, 余立輝. 磁懸浮飛輪自動鎖緊系統(tǒng)的研制[J]. 機械與電子, 2007(3): 33-36.

LIU Xiaodong, YU Lihui. Development of Automatic Locking System for Magnetic Bearing Flywheel[J]. Machinery and Electronics, 2007(3): 33-36. (in Chinese)

[9] 閆曉軍, 張小勇. 形狀記憶合金智能結構[M]. 北京: 科學出版社, 2015: 34-38.

YAN Xiaojun, ZHANG Xiaoyong. Shape Memory Alloy Intelligent Structure[M]. Beijing: Science Press, 2015: 34-38. (in Chinese)

[10] 曹乃亮, 董得義, 李志來. 基于形狀記憶合金的空間分離裝置研究進展[J]. 航天返回與遙感, 2014, 35(5): 9-18.

CAO Nailiang, DONG Deyi, LI Zhilai. Non-pyrotechnic Separation Devices Research Based on Shape Memory Alloy[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2014, 35(5): 9-18. (in Chinese)

[11] 劉強, 房建成, 韓邦成, 等. 磁懸浮飛輪用可重復電磁鎖緊裝置的設計與試驗[J]. 機械工程學報, 2012, 48(8): 12-20.

LIU Qiang, FANG Jiancheng, HAN Bangcheng, et al. Design and Experiment of Repeated Electromagnetic Locking Device for Magnetic Bearing Flywheel[J]. Journal of Mechanical Engineering, 2012, 48(8): 12-20. (in Chinese)

[12] 趙寒星, 蘭鑫, 冷勁松. 形狀記憶聚合物材料及其在航天器新型鎖緊釋放機構中的應用[J]. 材料科學與工藝, 2020, 28(3): 157-166.

ZHAO Hanxing, LAN Xin, LENG Jinsong. Shape Memory Polymer Materials and Their Applications in Releasing Devices of Spacecraft[J]. Materials Science and Technology, 2020, 28(3): 157-166. (in Chinese)

[13] 李相宇. 基于形狀記憶復合材料的鎖緊釋放機構設計與試驗研究[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學, 2017.

LI Xiangyu. Design and Experimental Study of Lock/release Structure Based on Shape Memory Composites[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2017. (in Chinese)

[14] 秦曉宇, 張小勇, 閆曉軍, 等. 自鎖式形狀記憶合金饋源鎖緊機構[J]. 宇航學報, 2016, 37(3): 357-363.

QIN Xiaoyu, ZHANG Xiaoyong, YAN Xiaojun, et al. An SMA-Actuated Locking Device for Feed Source Structure Based on Self-Locking Principle[J]. Journal of Astronautics, 2016, 37(3): 357-363. (in Chinese)

[15] 張家齊, 王愛華, 鄧寧. 星載激光通信端機形狀記憶合金鎖緊機構研究[J]. 長春理工大學學報(自然科學版), 2017, 40(6): 1-5.

ZHANG Jiaqi, WANG Aihua, DENG Ning. Research on the Shape Memory Alloy Locking Mechanism of the Satellite Based on the Laser Communication Terminal[J]. Journal of Changchun University of Science and Technology (Natural Science Edition), 2017, 40(6): 1-5. (in Chinese)

[16] RAZOV A I, CHERNIAVSKY A G. Applications of Shape Memory Alloys in Space Engineering: Past and Future[J]. European Space Agency, 1999, 20(4): 24-27.

[17] YOO Y I, JEONG J W, LIM J H, et al. Development of a Non-explosive Release Actuator Using Shape Memory Alloy Wire[J]. Review of Scientific Instruments, 2013, 84(1): 17-22.

[18] LUCIANO G, GALET G. Space Mechanism Actuated by a Shape Memory Alloy Component[C]//Sixth European Space Mechanisms and Tribology Symposium. Zürich, Switzerland: [s.n.], 1995: 221.

[19] YAN X, HUANG D, ZHANG X. A One-stage, High-load Capacity Separation Actuator Using Anti-friction Rollers and Redundant Shape Memory Alloy Wires[J]. Review of Scientific Instruments, 2015, 86(12): 153-11.

[20] GILMORE A, EVERNDEN B, ESTES L, et al. Space Shuttle Orbiter Structures & Mechanisms[C]//AIAA SPACE 2011 Conference & Exposition. California, US: [s.n.], 2011: 20-24.

[21] ENDO E, MITSUMA H, TANIGUCHI Y, et al. Berthing and Docking Mechanisms for Future Japanese Space Structures[C]//Aerospace Sciences Meeting. Reno, US: [s.n.], 2006: 50-54.

Design of the Locking Mechanism for a Space Large Aperture Scanning Device in Space

ZHAO Xin YU Tingting ZHAO Heng HE Dongke ZHANG Ning

（Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

Due to the size limitation of infrared detectors, most infrared sensing cameras still use scanning devices to expand field of view. With the increase of camera aperture and detection field of view, the diameter of scanning mirror in the scanning device becomes larger and larger, and the bearing capacity of scanning mirror support elements also increases. According to the aperture and overload condition of the scanning mirror in a certain project, a locking mechanism with high bearing capacity, high stiffness, and repeatability is proposed, which can meet the overload force requirements of the supporting elements. The composition and working principle of the locking mechanism were described, and the bearing capacity and locking force of the locking mechanism were analyzed according to the overload requirements, and the mechanical simulation analysis was carried out according to the overload conditions. Finally, the vibration test was carried out, and the results show that the locking mechanism can safely lock the shafting of the scanning device.

infrared remote sensing camera; scanning device; locking mechanism; space remote sensing

V423.9

A

1009-8518(2023)01-0135-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2023.01.015

2022-04-07

趙鑫, 于婷婷, 趙亨, 等. 一種空間用大口徑掃描裝置鎖緊機構設計[J]. 航天返回與遙感, 2023, 44(1): 135-143.

ZHAO Xin, YU Tingting, ZHAO Heng, et al. Design of the Locking Mechanism for a Space Large Aperture Scanning Device in Space[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2023, 44(1): 135-143. (in Chinese)

趙鑫，男，1986年生，2010年7月獲太原理工大學機械工程專業(yè)碩士學位，高級工程師。主要研究方向為空間光學遙感器高精度伺服機構結構設計及測試技術。E-mail：zhaoxsany@163.com。

（編輯：夏淑密）