空间光学相机范文

空间光学相机范文（精选10篇）

空间光学相机 第1篇

在红外天文望远镜、对地观测等应用中,红外相机为了发挥背景限探测器的作用。提高仪器探测灵敏度,需要降低光学系统的温度,特别是在远红外波段,必须使用低温光学系统。像方扫描系统作为低温光学系统中的重要组成部分也要求工作在低温环境下。与此同时,为了达到较高的成像质量,还要求扫描系统具有较高的扫描性能,能够满足大幅度、高精度、高重复性等扫描要求。这就需要发展出一套能够工作在低温下,并具有较高扫描性能的扫描系统。

目前,国外已经有成功应用的低温扫描器,如SPIRIT III、WISE上的扫描器等[1,2]。它们均使用低温电机作为扫描的驱动部件。然而由于低温电机具有较大摩擦、发热等固有的缺陷,已经越来越不满足低温光学高精度扫描的需要。本文使用压电双晶片驱动器作为像方扫描的驱动部件,它具有无摩擦,不发热等优点,并且可以工作在低温环境下。此前也有学者研究过基于压电双晶叠堆的低温扫描器[3],但他们设计的扫描机构具有扫描镜轴不固定等缺陷,并且也没有进行高精度扫描的研究。本文根据压电双晶片驱动器的运动特点,设计了与之相匹配的扫描机构,测试了低温下的高精度扫描性能,实验结果表明,该扫描系统在低温下具有较高的性能,能够满足空间红外相机低温光学系统中像方扫描的需求。

1 低温光学系统辐射特性

为了明确低温光学系统的温度要求,这里对探测目标和光学系统的辐射特性进行分析。

假设探测目标是一表面温度为300 K的灰体点源,发射率为0.5;光学系统口径400 mm,透射比0.55;光学系统对探测器相当于一面源灰体,发射率0.05;探测波段为6～11 μm。则计算得到的探测目标和光学系统到达探测器的辐射功率如图1所示。可以看到,随着温度的下降,光学系统热辐射到达探测器的功率大幅度下降,可见降低光学系统温度对减少光学系统热辐射产生的背景噪声是很有效果的,温度越低,背景噪声越小,探测灵敏度越高。当温度下降到120 K以下时,探测目标信号功率大于背景噪声功率,信号便不会淹没在背景之中。若能使光学系统的温度更低,则能够进一步提高信杂比,有利于探测到更为弱小的目标。

2 扫描系统及实验设计

2.1 扫描系统设计

扫描器结构如图2所示。压电双晶片驱动器的下端面和扫描机构外框固定在一起;压电双晶片驱动器的输出端面通过一个连杆机构与固定轴扫描镜相连,使压电双晶片驱动器的输出运动与固定轴扫描镜端面的圆周运动相互匹配;固定轴扫描镜轴端通过轴承与扫描机构外框连接。由于压电双晶片驱动器会输出水平和垂直两个方向的运动,通过连杆机构可以消除它对扫描镜的横向作用力,不至于产生挤压变形。图3为扫描机构运动示意图。

为了在低温下获得良好的性能,扫描机构中的部件都采用适合低温下工作的器件。如金属部件采用殷钢等热膨胀系数小的材料,扫描镜采用微晶玻璃等材料,轴承采用自润滑的氧化锆陶瓷轴承等。

扫描器的驱动电源采用自行研制的电流控制型开环驱动电源。输出电压幅度范围-100 V～100 V,电压纹波在mV量级,可以产生任意的电压波形对压电双晶片扫描器进行驱动和控制。

2.2 实验设计

为了测试压电双晶片扫描器在低温下的性能,我们搭建了低温实验平台并进行了大量实验。

低温实验装置如图4所示[4],压电双晶片扫描器安装在低温真空罐内,并用铜带连接热沉,热沉通液氮进行冷却,扫描器上贴有加热片控制温度,温度控制范围110 K～350 K。动态测角装置基于PSD位置传感器,激光打在扫描镜上反射后由PSD接收,当压电双晶片驱动扫描镜发生偏转后PSD上光点位置发生变化,测量这一变化位移即可计算出扫描镜的角度偏转。PSD位置传感器的分辨率为1.5 μm,角度测量范围为4°,测量精度可以达到3 μrad。由于PSD的响应很快,可以实时测量光点位移,因此可以动态测量扫描镜的偏转角度。

3 扫描性能

3.1 扫描幅度

在120 K至290 K范围内几个温度点下驱动压电双晶片扫描器,扫描驱动电压为-100 V～100 V,扫描幅度随温度变化的曲线如图5所示。虽然压电双晶片驱动器在低温下仍然能够工作,但随着温度的下降,压电双晶片的逆压电效应大幅度下降,造成扫描器扫描幅度的大幅度下降。当温度下降到120 K时,扫描幅度下降到1.2°,相比于290 K时的8.1°下降了约85%。

3.2 扫描抖动误差

在低温120 K下测试压电扫描器的扫描精度,用一阶跃电压驱动压电扫描器,待扫描器状态稳定后测得抖动误差如图6所示。可以看到,120 K下扫描器的抖动误差小于15 μrad,说明扫描器具有较高的精度。造成这一抖动误差的原因有很多,可能是由于驱动电压的不稳定,存在一定的纹波造成的;也可能是因为压电双晶片驱动器本身逆压电效应的不稳定造成的。

3.3 扫描线性度

为了测试压电扫描器低温下的扫描线性,用频率为0.1 Hz的三角波驱动扫描器,驱动电压-100 V～+100 V。由于压电陶瓷固有的迟滞和蠕变特性,扫描波形存在明显的非线性,如图7(a)所示。采用电压补偿的方法对驱动波形进行校正,得到线性度较好的扫描波形,如图7(b)所示。

对扫描波形扫描段进行线性拟合,得到拟合直线如图8(a)所示,拟合残差如图8(b)所示。可以看到,最大非线性误差小于80 μrad,线性度约为0.4%。

3.4 扫描重复性

在像方扫描工作中,扫描器不断进行来回往复的扫描运动,为了达到较高的成像质量,避免失真,要求扫描器具有较好的扫描重复性。

在扫描运动稳定的情况下,取10个连续的扫描波形并截取它们的扫描段进行比较,如图9(a)所示,计算它们的最大重复误差如图9(b)所示。可以看到,扫描波形具有良好的重复性,最大重复误差小于50 μrad。

3.5 频率特性

为了保证压电双晶片扫描器在其工作频率能够稳定的工作,需要分析其频率特性。压电双晶片扫描器的幅频特性和相频特性如图10所示。由于压电双晶片驱动器使用的是悬臂梁结构,而本身的厚度较薄,因此其谐振频率较低,约为7 Hz,3 dB截止频率约为0.5 Hz。为使扫描器能够稳定地工作,扫描器的工作频率应低于0.5 Hz。

4 扫描性能及应用分析

综合以上结果,压电双晶片扫描器在低温下具有较高的性能,分析如下:

(1) 空间红外相机低温光学的像方扫描视场为2°2°,其中一维由TDI探测器实现,另一维由像方扫描实现,压电扫描器安装在低温光学系统的像方光路中,因此要求压电双晶片扫描器具有大于1°的扫描幅度。本文研究的压电双晶片扫描器在低温120 K下扫描幅度仍然可以达到1.2°,能够满足低温光学系统中像方扫描的要求。

(2) 分析压电双晶片扫描器的扫描抖动误差、扫描线性度和扫描重复性,它的整体扫描精度可以达到80 μrad。在对地观测应用中,目前高轨的地球静止轨道红外扫描相机的扫描精度要求约为10 μrad (～2arcsec),很明显目前研制的压电双晶片扫描器无法满足这样的应用要求。但低轨的太阳同步轨道红外扫描相机的扫描精度要求约为90 μrad,因此使用压电双晶片扫描器基本可以满足应用要求。

综合上述分析,本文研究的低温压电扫描器可以应用在空间红外扫描相机的低温光学系统中,用于TDI时间延迟积分长线列探测器的像方扫描成像。此外,还可以应用于其他机载或地面的低温光学系统中,以及地面低温环境和宇宙深冷空间环境中的扫描运动控制当中。

5 结论

在进行大量低温实验后,我们可以看到,本文研制的压电双晶片扫描器在低温120 K下仍然具有较高的性能。扫描幅度达到1.2°,扫描精度达到80urad,能够满足低轨卫星红外扫描相机低温光学高精度像方扫描的应用要求。

参考文献

[1] Bartschi B Y,Morse D E,Woolston T L.The spatial infrared ima-ging telescope III.Johns Hopkins APL Technical Digest,1996;17(2):215—225

[2] Schwalm M,Barry M,Perron G,et al.Cryogenic telescope,scan-ner,and imaging optics for the wide-field infrared survey explorer(WISE).cryogenic optical systems and instrument XI.Proceedingsof SPIE Vol.59040K,2005

[3]舒晓武,刘承,赵为党,等.大角度低温光学扫描器.光子学报,1998;27(3):259—265

一种空间相机调焦机构的设计研究 第2篇

随着现代光学捕获技术的不断发展,捕获目标的日趋复杂化,对空间相机的.要求也越来越高,为了保证光学系统具有更强的适应性,获得最佳图像,设计了一种调焦机构.调焦机构由直线电机、直线导轨、光栅尺等组成,针对航空光学系统对调焦机构的要求,对该调焦机构的试验过程进行了设计,针对控制精度、晃动和高低温进行了试验,并分析了影响调焦机构精度的主要因素.试验证明该调焦机构可以满足使用要求.

作 者：高飞 张葆 刘大禹 GAO Fei ZHANG Bao LIU Day 作者单位：高飞,GAO Fei(中国科学院,长春光学精密机械与物理研究所,长春,130033;中国科学院,研究生院,北京,100039)

张葆,ZHANG Bao(中国科学院,长春光学精密机械与物理研究所,长春,130033)

刘大禹,LIU Day(长春奥普光电技术股份有限公司,长春,130033)

空间相机反射镜镜面面形处理 第3篇

关键词： 镜面面形误差； 球面拟合； 法方程法； 牛顿法； 高斯-牛顿法

中图分类号： TH 706文献标识码： Adoi： 10.3969/j.issn.10055630.2012.06.002

引言

在空间相机反射镜及其支撑结构设计过程中，结构设计人员根据光学设计给定的反射镜镜面面形和刚体位移等的公差，借助CAE软件对所设计的反射镜及其支撑结构进行反复验证和优化。但是一般通用的CAE软件（Nastran、ANSYS等）只能计算出在各种载荷作用下反射镜镜面有限元模型中各节点的位移，该位移包含镜面刚体位移和镜面畸变（通过镜面面形误差来评价）。为判断镜面畸变是否满足光学设计要求，需对有限元分析结果进行处理，去除镜面刚体位移，得到镜面面形误差。目前，常用的镜面面形处理方法有Zernike多项式拟合法、坐标变换法和曲面方程拟合法等[14]。Zernike多项式是描述波前像差的常用方法，与Seidel像差系数存在对应关系，但Zernike多项式法不能直接处理非圆形镜面。坐标变换法比较简单，但忽略了镜面曲率半径变化的影响。而曲面方程拟合法与工程实际中用干涉法检测镜面面形类似，曲面拟合的过程就相当于干涉检验时光路的调整过程[3]，容易理解。文献[5]和文献[6]采用球面拟合法，分别应用一维搜索法和下山法来计算球面反射镜的镜面面形，但迭代次数较多，收敛慢。

现以球面反射镜为例，介绍几种计算效率较高的采用曲面拟合方式进行面形计算的方法，并通过计算实例对这几种方法进行验证及比较。

1镜面面形处理

下面介绍的镜面面形处理方法是对受载变形后球面镜镜面各节点进行球面拟合，然后，各节点到拟合球面距离的均方根值和峰谷值即为镜面面形误差的均方根值（root mean square，RMS）和峰谷值（peak to valley，PV）。该面形误差计算方法的核心内容就是球面拟合，下面将根据两种不同的球面拟合函数，分别采用线性最小二乘法和非线性最小二乘法进行面形计算[7]。

1.1线性最小二乘法

球面方程的一般形式为：

空间光学相机 第4篇

1 空间光学相机应用碳纤维复合材料的需求分析

空间光学相机作为高精密的光学仪器,需保证苛刻条件下各光学元件高精度、高稳定性的位置关系,因此其选用的材料需具备机械稳定性好、热稳定性高、机械加工性能好等特点[2]。通常空间光学相机中主要采用的结构材料见表1,其中铟钢具有线胀系数可设计的特点,是不同材质反射镜支撑结构的首选材料。铝合金、钛合金、镁合金中,钛合金的线胀系数最小,是空间光学相机结构的首选材料;镁合金密度最小,主要用于空间光学相机的电箱结构;铝合金主要用于对热稳定性要求不高、对轻量化要求较高的空间光学相机中。

碳纤维复合材料是20世纪60年代中期崛起的一种新型结构材料, 目前已广泛应用于建筑、航空航天等领域。常见的碳纤维复合材料的性能见表2。从表2中可以看出,碳纤维复合材料不仅各项性能指标均优于传统的金属材料,而且其材料性能也符合空间光学相机光、机、热一体化设计的发展方向,是空间光学相机材料的理想选择[2]。

1.1 碳纤维复合材料应用于空间光学相机的三大优点

碳纤维复合材料具备低密度、高比刚度、高强度、高阻尼、抗疲劳、零膨胀等诸多优点[3],但对于高精密的光学仪器来讲,最主要看重了碳纤维复合材料以下3个优点:比刚度高、可设计性强和成型工艺性好。

(1)比刚度高

碳纤维复合材料的密度一般为1.5～1.6g/cm3,弹性模量至少在200GPa以上,比刚度是钛合金的3倍以上 [3,4]。将碳纤维复合材料应用于空间光学相机中可有效解决相机大尺寸与轻质量之间的矛盾。

(2)可设计性强

碳纤维复合材料的性能具有可设计性。复合材料的性能除了取决于纤维和基体材料的性能外,还取决于纤维的含量和铺设方式。在空间光学相机设计中,可根据不同的载荷条件和结构形状,对产品的刚度和热胀系数等进行综合优化设计,既可以实现高刚度、零膨胀的要求,又可以满足相机高力学稳定性、高温度稳定性的要求[4,5]。

(3)成型工艺性好

碳纤维复合材料的成型工艺不同于传统金属材料,传统金属材料为切削成型,即在原有型材的基础上,通过机械加工的方法去掉多余的部分而形成所需要的形状。而碳纤维复合材料的成型则是累加成型的方法,即通过薄碳纤维预浸料铺敷成所需形状,然后进行固化成型,有利于复杂零件一次整体成型[3,5,6]。

1.2 碳纤维复合材料应用于空间光学相机的两大缺点

碳纤维复合材料虽然具有很多常规金属材料无法比拟的优点,但是也由于其复合材料的特殊工艺,带来了各向异性、成本高、韧性差等缺点,其中真空放气和表面精度低不利于其在空间光学相机中的应用。

(1)真空放气

碳纤维复合材料由碳纤维和树脂增强基体组成,其中碳纤维为主要部分,增强基体的作用为将一根根纤维丝和一层层纤维布粘接[7]。空间环境中具有较高的真空度,在真空条件下,由于压力差的作用引起胶层出现放气的现象[8]。这些气体遇到相对温度较低的表面时便会凝结,如果凝结在光学元件表面,则会造成污染,影响成像质量[2];同时由于放气后碳纤维复合材料的性能可能会发生微小的变化,引起光学元件之间的相对位置关系变化,同样影响成像质量。目前国内缺乏碳纤维复合材料在轨的相关试验和数据。因此,空间光学仪器中使用的碳纤维复合材料必须经过地面的真空出气处理。

(2)表面精度低

碳纤维复合材料的成型方法主要有缠绕成型、对模模压成型等[9],其成型后的结构件的表面精度较低,光学元件直接安装在碳纤维结构件上会存在应力,引起光学元件的面型不稳定。如果采用机械加工的方法则容易切断纤维,影响纤维的力学性能。因此通常需要在光学元件安装表面预埋金属件,并对金属件研磨以保证光学元件安装表面的高精度。

2 国内碳纤维复合材料在空间光学相机上的应用

我国在空间领域对碳纤维复合材料(CFRP)的研究始于20世纪60年代,70年代中期至80年代初,主要应用在地球同步通信卫星和气象卫星上,如蜂窝夹层结构太阳电池壳、仪器安装板、蜂窝夹层结构抛物面天线反射器、天线反射板、支撑结构件、支撑筒等对表面精度和稳定性要求不高的支撑结构上[3,10]。

2.1 碳纤维复合材料在空间光学相机结构中的应用

碳纤维复合材料在空间光学相机结构中的应用主要有两类,一类为遮光罩、蒙皮,这类结构件对力学稳定性、热稳定性和安装精度等要求均不高,并且质量越轻越好,如图1所示。贾学志等[11]设计了一种采用碳纤维复合材料的外遮光罩,总长1200mm,直径Φ620mm,质量仅为4.4kg,如图2所示。另一类为作为相机主、次镜连接的高精度联接件。这类联接件的作用为保证主、次镜之间相对位置高度稳定性,因此对稳定性及安装精度要求都很高。李威等[12]设计的一种碳纤维连接筒,可用于保证主镜和次镜之间的相对位置关系,经试验验证主、次镜之间角度变化量小于10″,可以满足光学系统的要求,如图3所示[13]。

2.2 碳纤维复合材料在光学反射镜上的应用

空间光学相机中的反射镜是相机的核心,高稳定性、轻量化的反射镜也是相机轻量化中追求的目标,因此如何将高性能的碳纤维复合材料应用到反射镜的制造上是目前反射镜研制的一个重要方向。但由于树脂固化收缩和纤维与树脂不同的线胀系数, 温度变化时二者收缩、膨胀不同引起纤维印透现象[14],使得碳纤维复合材料的表面粗糙度较差,不能直接用来作反射镜的基底材料,因此目前国内的研究路线都是在碳纤维复合材料的基底上增加适合光学反射的材料。

上海硅酸盐研究所在其碳化硅大口径轻质材料反射镜制作基础上,选取陶瓷基底复合材料制作轻质反射镜。采用微晶玻璃薄层作为反射层,与碳纤维复合材料蜂窝粘合形成夹层结构的方法制作了Φ260mm口径的复合材料反射镜,面型精度达到1/4波长[15,16],如图4所示。

3 国外碳纤维复合材料在空间光学仪器中的应用情况

国外已经将碳纤维复合材料广泛应用于地基、天基的光学仪器中。碳纤维复合材料在空间光学相机的应用也相对比较成熟,目前已有很多在轨应用的典范,如哈勃望远镜等[6,16,17,18,19]。

美国的HiRISE(High resolution imaging science experiment)高分辨率相机,口径500mm,焦距12m,相机直径700mm,总长1.4m,其安装板、桁架支撑结构、遮光罩均采用碳纤维复合材料,光机结构总质量仅为65kg。图5为HiRISE高分辨率相机的全碳纤维主体结构[20]。

美国亚利桑那州的CMA公司(Composite mirror applications inc.)在复合材料的应用领域开展了很多卓有成效的工作,在碳纤维复合材料反射镜、碳纤维复合材料相机、碳纤维复合材料望远镜领域均取得了重要成果。图6为其研制的1.8m1m的碳纤维复合材料反射镜,图7为1m口径的碳纤维复合材料反射镜,其面型P-V值达到了1/4波长。图8为该公司研制的1m口径的全碳纤维复合材料光学相机主体结构[21,22]。

德国的Astrium公司也开展了全碳纤维空间光学相机的研制,其光学系统为卡式结构,口径0.7m,外形尺寸Φ775mm1267mm,总质量为85kg,其中碳纤维结构主体质量仅为35.4kg[23],如图9所示。

4 展望

碳纤维复合材料的应用解决了空间光学相机发展中遇到的质量轻与外形大的矛盾,已成为未来空间光学相机的首选材料。

目前碳纤维复合材料在国内空间光学相机中的应用水平还远低于国际水平,主要体现在以下方面:(1)无法生产高性能碳纤维复合材料原料,目前主要依赖于进口。(2)复合材料加工的工艺水平相对落后,尤其是复杂形状的产品还采用手工成型。(3)复合材料产品的性能检测缺乏一个系统定量的衡量标准,尤其在空间环境下的碳纤维复合材料的放气、热稳定性等方面缺少相关试验和数据。

其主要原因是我国在碳纤维复合材料的生产、加工及空间应用方面起步较晚;应用于空间光学相机或者空间高精密仪器中所需的碳纤维各方面性能要求较高且目前的需求量不大,因此在这方面的技术投入和设备投资等相对较少。

随着纤维材料制造工艺水平的提高和相关技术问题的突破,碳纤维复合材料在未来空间光学相机的研究比例会越来越大,碳纤维复合材料在空间光学相机中的全面、广泛应用必然推动空间探测成像领域的飞跃发展。

摘要：随着空间光学相机口径的增大,相机的质量也随之增加,要满足轻质量、高分辨的空间相机要求,碳纤维复合材料是一个很好的选择。根据空间光学相机的精度、稳定性要求,对比了空间相机中常用材料的性能,分析了碳纤维复合材料应用于空间光学相机的三大优势和两大劣势,介绍了国内外碳纤维复合材料在空间相机中的应用概况和水平,指出了碳纤维复合材料在空间光学相机中的广泛应用必然是未来空间光学相机的发展方向。

空间光学相机 第5篇

文章针对光学遥感器光电信号处理系统,描述了空间辐射效应研究的方法和途径.首先介绍了光学遥感器常用运行轨道的空间辐射环境,然后选择光学遥感器的光电信号处理系统作为分析模型,介绍了光电信号处理系统的电路组成和主要元器件,从器件级、电路级到系统级对空间辐射效应的危害性进行分析,并且结合元器件的抗辐射性能现状,归纳了辐射效应的`薄弱环节及主要元器件需要进行的辐照试验.最后对空间辐射效应研究的方法和步骤进行了总结.

作 者：董建婷 张旭辉 Dong Jianting Zhang Xuhui  作者单位：北京空间机电研究所,北京,100076 刊 名：航天返回与遥感 英文刊名：SPACECRAFT RECOVERY & REMOTE SENSING 年，卷(期)： 30(4) 分类号：V4 关键词：空间辐射效应   光学遥感器   光电信号处理系统   辐照试验  

空间光学相机 第6篇

自然界中凡是绝对温度大于零度的物体都会产生热辐射, 热辐射的一个重要特性就是大气、烟云等吸收可见光和近红外线, 但对2µm~2.6µm、3µm~5µm和8µm~14µm波段的热红外辐射透过率很高, 因此, 这三个波段可以称作热红外辐射的“大气窗口”。对于空间红外光学遥感器, 可以通过这三个大气窗口, 全天候获取地物目标对应波段的绝大多数辐射能量, 由于物体热辐射能量的大小和物体表面的温度及表面辐射率相关, 因此利用遥感器获取的辐射数据可以反演地物表面的温度和辐射率等信息。近年来, 基于空间红外光学遥感器的地球遥感技术由于其全天候的工作能力得到蓬勃发展, 在地球环境监测、气象预测、地质勘探、军事侦察等领域发挥重大作用。

辐射定标技术是空间红外光学遥感器的一项关键技术, 是实现遥感器对目标实现定量测量的前提, 是利用遥感信息来研究和建立各种地学模型的基础, 因此开展空间红外光学遥感器辐射定标技术深入研究至关重要。

2空间红外光学遥感器辐射定标技术

定标是定量地确定系统对已知的、可控制的输入信号响应的过程。空间红外光学遥感器的辐射定标是指建立遥感器的数字量化输出DN值与其入瞳处对应视场的辐射强度或辐亮度之间的对应关系, 进而将遥感器接收到的辐射强度或辐亮度变换为与地表辐射率、表面温度等物理量有关的处理过程。空间红外光学遥感器的辐射定标方法主要有以下四种:实验室定标、星上内定标、在轨场地定标和在轨交叉定标。

实验室定标

对于空间红外光学遥感器, 典型的实验室定标是将遥感器置于真空罐中, 真空罐用于模拟冷黑真空空间环境, 在遥感器入瞳前放置能够精确控温的均匀黑体, 且黑体的温度连续可调, 能够覆盖遥感器的全部视场和动态范围, 真空环境没有大气衰减, 将黑体的发射率 (理论值为1) 、绝对温度作为输入, 可测试出遥感器的输出DN值与入瞳处辐亮度的对应曲线。国外几个著名的宇航研究机构或公司, 例如美国宇航局 (NASA) 、美国空军阿诺德工程发展中心 (AEDC) 、美国Lockheed公司以及德国航天中心 (DLR) 等, 都建有大型地面辐射定标设备。我国依托气象卫星多通道扫描辐射计、资源卫星红外多光谱扫描仪等空间载荷项目研制了配套辐射定标设备, 但都受到型号的局限, 通用性不够。

星上内定标

空间红外光学遥感器发射过程中要经历过载、随机、冲击等振动环境, 会导致遥感器光学元件、探测器等部件之间产生相对微位移;遥感器入轨后所处空间环境与地面真空罐模拟状态不可能完全一致;遥感器在轨运行一段时间以后, 电子学元器件、光学元件膜系会发生老化, 因此星上内定标用来检验遥感器入轨后标定状态相对于发射前实验室定标是否发生变化, 其定标数据可以对实验室定标结果进行校正。星上内定标通常是利用星上装载的黑体源部件进行定标, 最直接的定标技术方案是在遥感器镜头的最前端设计有翻转运动部件, 黑体源部件置于运动部件上, 定标时, 驱动翻转机构, 将黑体源覆盖遥感器的整个入瞳, 然后精确控制黑体温度, 通过将黑体设置成不同温度, 实现星上内定标;遥感器转入常规观测模式时, 通过翻转机构驱动黑体源部件, 使其不遮挡遥感器视场, 该种定标方案属于全光路定标方案, 对于小口径空间红外光学遥感器较合适, 但对于大口径空间红外光学遥感器, 由于需要运动部件去驱动大尺寸黑体源部件, 会使得遥感器系统可靠性指标降低, 因此大口径空间红外光学遥感器一般将黑体源放置于红外光学系统的一次成像像面处, 这样可以缩小定标机构尺寸, 但该种定标方案属于半光路定标方案, 需要进行全光路修正。

在轨场地定标

空间红外光学遥感器在轨运行一段时间以后, 星上内定标用的黑体源也会发生老化, 这就使得星上内定标变成了一种相对定标, 定标结果为探测器不同像元之间的响应不一致性。因此遥感器随卫星入轨工作后, 需要使用一个经过严密鉴定的地面场 (可以是湖泊或沙漠等) 和大气模式对遥感器进行在轨场地定标, 通过严密鉴定的地面场和大气模式可以确定遥感器入瞳处的辐亮度, 进而标定遥感器入瞳辐亮度与探测器DN值输出之间的关系。在轨场地定标方法具有较好的定标精度, 但是需要配合大量的人力、物力和财力。因此, 无法实现高频次的实时定标, 不利于空间红外光学遥感器定标系数的持续更新。

在轨交叉定标

在轨交叉定标就是利用一台定标好的星载辐射计与被标定的空间红外光学遥感器在同一时间和相似的几何条件下进行测量, 然后应用通过星载辐射计测得的辐亮度标定空间红外光学遥感器的输出DN值与入瞳辐亮度的关系曲线, 但是这种定标方法的定标精度很大程度上依赖于参考辐射计自身的绝对辐射定标精度, 由于参考辐射计和被定标遥感器的通道设置、通道光谱响应度函数、过境时间、回访周期、空间分辨率、几何配准精度等仪器设计参数不可能完全一致, 因此在后期数据处理时, 要进行光谱匹配和空间匹配, 对标定结果进行修正。

除了上述主要的四种定标方法, 还有其他的一些定标方式, 例如对太阳定标、对月球定标、对水星定标等, 这些定标方式一般是通过运动部件上的漫反射板或漫透射板将定标源作为已知辐亮度源引入遥感器。还有一种辅助定标方式是利用卫星的在轨机动能力实现遥感器冷黑空间定标, 可以用来标定遥感器系统暗背景噪声。上述空间红外光学遥感器的几种定标方式是相互联系、相互补充的, 发射前的实验室定标主要是确定遥感器系统的响应线性度, 建立遥感器的输出与被探测物理量之间的关系, 是遥感器的初始定标, 精确度最高, 是随后各阶段定标的基础, 发射后在轨定标应在此初始数据上进行对比、修正;星上内定标装置可以确定或监测遥感器相对于发射前的实验室定标所发生的状态变化情况;遥感器在轨运行一段时间之后, 由于电子元器件、光学元件膜系老化, 都可能使定标系数发生改变, 因此需要进行在轨场地定标或用一个经过精确定标的辐射计作为参考, 进行遥感器间的交叉定标, 以确保遥感数据应用的可靠性与准确度。

结束语

空间红外光学遥感器作为光谱类对地探测仪器, 辐射定标技术是关系遥感器探测任务成败的一项核心技术, 辐射定标精度的高低直接影响到遥感器项目的科研产出、回报。我国应针对航天事业的规划、发展, 积极开展辐射定标关键技术研究, 尤其是在辐射定标精度分析、实验室模拟空间环境下的原位定标技术和光学系统精确控温等方面开展专项技术研究, 促进国内不同科研院所定标数据共享;此外还应加强国际项目合作, 利用国外先进技术, 不断提高我国空间遥感器辐射定标的技术能力和水平。

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空间相机主支撑结构设计与分析 第7篇

空间相机主支撑结构是空间相机的关键部件之一,主要作用是按照相机光学系统设计要求的相互位置关系精确支撑各光学元件及成像器件,同时还要安装或固定其它一些功能组件,例如热控多层、信号处理模块、光阑等。在进行空间相机主结构设计时,必须考虑以下设计指标。

1)刚度

在发射阶段,相机要经受火箭点火、关机,主动段飞行时的加速度过载、低频稳态振动和随机振动,星箭分离时的瞬态冲击等严酷力学环境,因此相机必须具有足够高的固有频率(即刚度),以避免与运载器(或卫星)的共振破坏;另外,在轨运行阶段,相机工作在微重力环境下,由约束状态到自由状态的变化将导致结构变形,高刚度能保证相机在重力释放下,相机结构变形较小。

2)尺寸稳定性

当外部环境(包括温度、湿度等)发生变化时,相机主结构必须保持各光学元件及成像器件相对位置的变化在公差设计要求范围内。

3)重量

优化相机主结构设计方案,可以有效节省相机重量,进而节省卫星资源、降低发射成本。

针对某空间相机的技术指标要求及光学系统设计,进行了相机主支撑结构的设计。分析结果表明:相机的主结构设计是合理的,能够满足相机总体技术指标要求。

1 空间相机光学系统设计

某空间相机技术指标要求如表1所示。

依据技术指标要求,综合比较之后[1],相机光学系统设计采用一次成像离轴三反光学系统,相机孔径光阑前设置一维指向镜,使相机具有侧摆成像能力。光学系统结构如图1所示,光学系统参数如表2所示。

2 空间相机主结构设计

空间相机的主结构形式一般可分为整体式结构和桁架式结构两种[2,3]。整体式结构一般采用金属铸造或复合材料成型,在中、小型空间相机中应用较为广泛,主要优点是技术比较成熟、工艺性较好;而桁架式结构与前者相比有更好的比刚度,质量较小,一般应用在大口径、长焦距的大型空间相机上,如哈勃天文望远镜等。

本相机采用离轴三反的光学系统,焦距较短,为1.04 m,整体尺寸不大,因此主结构采用薄壁整体式框架结构设计。

2.1 相机主结构设计

相机主结构设计形式如图2所示,采用整体式铸造结构,各面基础壁厚及筋厚为3 mm,根据有限元优化分析结果对主要受力的筋及壁进行了加厚。

为了降低由于安装、卫星结构热变形等引起的相机结构变形,相机与卫星的机械接口采用运动学机械安装接口[4],接口组件的三维模型如图3所示。

该种运动学机械安装接口的设计基于双脚架挠性结构设计原理,在这种安装结构设计中,相机本体通过三个双脚架组件固定到卫星本体上。双脚架的每一个挠性装置等效于一个双臂铰链或十字形挠性装置,可以避免力矩耦合到相机结构上;双脚架挠性安装结构的另一个优点是具有较高的刚度。

相机整机结构如图4所示。

2.2 相机主框架材料选择

目前常见的空间结构材料有:铝、钛、镁、殷钢以及碳纤复合材料等,这些传统材料在航天应用比较广泛,铸造(或成型)工艺、加工工艺也比较成熟,但这些材料在具体应用时也各有一些缺点,例如钛合金材料密度较大,碳纤复合材料湿膨胀系数较大等。硼铝合金是新近开发出的航天材料。这种材料的密度接近铝合金,弹性模量接近钛合金,热导率高出钛合金近20倍,是非常好的主支撑结构材料。综合比较之后,相机的主框架结构材料选择硼铝合金。

3 有限元分析

为验证相机结构设计,采用有限元建模软件Patran和求解器Nastran对相机整体结构进行固有模态、重力释放及重力释放与环境温度变化耦合作用下的分析计算,并进行优化设计,最终计算结果如表2、表3和表4所示。

从模态分析结果可以看出,相机整体结构的模态频率满足卫星总体的指标要求(85.58 Hz横向频率大于整星横向二阶频率),相机动态刚度足够高,表明整机结构与卫星结构不会发生振动耦合;重力释放和环境温度变化工况分析结果表明,相机结构设计能够满足各光学元件的形位精度要求,RMS<1/50λ(λ=632.8 nm),说明相机结构设计是合理的,整体结构对称性好,选取材料的物理特性匹配。

整机结构有限元模型、第一阶模态振型及Y向重力释放与温升耦合作用下的变形情况如图5图8所示。

4 结论

针对某空间相机的技术指标要求和光学系统设计,进行了相机的主支撑结构设计。有限元分析结果表明:相机的主结构设计是合理的,硼铝合金材料主框架能够满足相机对整机结构静态刚度、动态刚度、热稳定性、重量等要求,双脚架柔性机械接口能够有效抑制卫星平台结构变形对相机主结构的扭曲作用,目前硼铝合金材料主框架和双脚架柔性机械接口这两种技术已经在航天工程项目中得到实际应用。

摘要：针对某离轴三反空间相机研制任务,基于铝基复合材料———硼铝合金(TiB2/Al),采用了适合中、小型空间相机的薄壁框架式主结构形式,进行了相机主支撑结构设计。通过对整机进行有限元建模,以及固有模态、静力学、动力学、光机热集成分析,优化了相机结构设计,使得相机整机基频>85Hz,在±10℃均匀温度变化和1g重力耦合作用下,光学元件的面形精度仍符合光学设计要求。最终工程分析结果表明:相机的薄壁框架式主结构设计是合理的,整机结构一阶频率高,抗重力变形能力、抗振性能及抗热变形能力均能满足相机总体设计指标要求,与卫星平台的双脚架柔节机械接口能够有效抑制卫星平台的结构变形对相机主结构的扭曲作用。

关键词：空间相机,结构设计,硼铝合金,双脚架柔节,有限元分析

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空间光学相机 第8篇

星载空间相机的探测目标信号通常很微弱,相机白天工作时太阳光的辐射强度远远大于信号本身的强度,给探测目标带来了很大的困难,因而遮光罩的设计就成为至关重要的。

杂散光是指达到光学系统像面的非成像光线。杂散光主要分为三类:第一类是光学系统外部的辐射源(如太阳光、地球表面的散射光及大气漫射光等)进入系统,经系统内部构件的多次反射,折射或衍射到达探测器,称为外部杂散辐射或外杂光;第二类是光学系统内辐射源(如小电机、温控热源及温度较高的光学元件等)产生的红外辐射射线,经系统表面的反射、折射或衍射而进入探测器,称为内部杂散辐射或内杂光;第三类是目标光线经非光路表面散射或经光路表面的非正常传递而进入探测器。对于本空间相机系统来说,主要的杂散光是第一类,因此本文着重分析第一类杂散光。

1 遮光罩设计指标分析

点源透射比PST(Point Sources Transmittance)是目前普遍采用的一种评价光学系统消杂光能力指标[1]。它定义为:光学系统视场外离轴角度为θ的光源经过光学系统后在像面产生的辐照度Ed(θ)与垂直于该点源的输入孔径上的辐照度Ei(θ)的比值,其数学表达式为

点源透射比PST体现了光学系统本身对点杂光光源的衰减能力,而与杂散光源的辐射强度无关。显然,PST越小则表示系统杂光抑制能力强,系统性能好。在实际应用中,当对系统像面的杂光辐照度有一定的要求时,在己知杂散光垂直于输入孔径上的辐照度的条件下,就可以对系统的杂光指标PST提出要求。

空间相机系统位于太阳同步轨道上,是一个用来进行目标监视的可见光相机系统。相机视场角可达20°20°。相机视场非常宽,故很容易引进杂光。对本相机有影响的主要杂光有太阳光,地气杂光,月亮反射的光,还有星光等,星光能量较低,在本文中不予考虑。相机在太阳同步轨道上,根据太阳所在轨道的高度,计算出太阳光的抑制角为40o,月亮反射的光的抑制角为20o,地气杂光的反射角为20o。太阳光的能量较强,抑制指标主要以抑制太阳光为标准。本相机要求可观测到的目标照度以2.5等星为标准,要求成像距离为100 m~2.5 km。

在地球大气之外,两个恒星的照度与星等的关系由下式给出[2]:

其中是两个恒星的星等,零等星的照度为2.5410-6 lux,可推出星等为m的恒星在地球大气外的照度公式

设光学系统的透过率为η,通光孔的面积为S0,CCD上的星像点面积为S1,恒星照度为H,则CCD上接收到的恒星星光照度为HC

根据光学系统的参数,可得当目标在2 500 m时,CCD上接收到的目标照度为

太阳光是主要的杂散光源,太阳光全谱段的照度为1.3105 lux,可见光范围占全谱段能量的0.287,在可见光范围上的照度为

CCD上接收到的杂光照度为

根据CCD的特性及信噪比,当杂光能量小于成像能量的4%时,成的像就可清晰辨认,故以CCD上接收到的杂光能量小于成像能量的4%为指标,可认定杂光抑制达到标准。

计算出在太阳光抑制角40o时,系统的PST值应满足下式:

2 遮光罩设计及仿真

2.1 遮光罩的设计

遮光罩的设计应遵循的主要原则:杂光不能直接进入光学系统,须经过一次或两次散射,能量被有效衰减,同时保证视场内光线不能被拦掉。

首先确定遮光罩的外形。遮光罩的外形根据外形与光栏的布置,可以有四种组合:圆柱状且光栏等高布置,圆柱且光栏梯度布置,锥状且光栏等高布置,以及锥状且光栏梯度布置。本设计选择圆柱且光栏梯度布置。由于月亮反射的光和地气杂光的能量比较小,只需要一级消光,由此可计算出遮光罩的长度。

如图1所示:ψ为月亮反射光和地气杂光的抑制角,θ是半视场角,d为光学系统第一面的通光口径。ψ=20°,θ=10°,d=48mm,由图示几何关系,可得遮光罩长度L为

考虑到挡光环的厚度及星载相机的长度限制,取遮光罩的总长度为265 mm。同样,由图示的几何关系,可确定遮光罩的外通光口径。

本文设计取外通光口径D1D=144mm。

遮光罩的外形确定好了以后,接下来设计挡光环,挡光环的设计原则:从遮光罩的出射方不能看到任何被照明的表面,且光线应尽可能的不直接照射到遮挡环的边缘。太阳光能量比较强,抑制太阳光,既有一级消光部分,又有二级消光部分,遮光罩设计为二级遮光罩。挡光环位置的确定以抑制太阳光为标准,采用几何作图法[3]。先确定一级遮光罩的长度,即中间挡光环的位置,如图2所示。

D1D为遮光罩的外通光口径,B1B为遮光罩的外直径,挡光环的位置与外直径有着直接的关系,如果外直径大,则挡光环数目比较少,反之,则挡光环比较密,因此在确定挡光环时也会根据挡光环的密度改变遮光罩的外直径。沿着外通光口径的边缘作入射角为α的光线D1A,D1A与MD交于点A,过A作遮光罩外径BC的垂线,垂足为E,EA即为中间挡光环,L1为一级遮光罩的长度。确定了中间挡光环就可确定一级遮光罩其它的挡光环的位置,连接D1E,与MD交于点F,F即为EA右边第一个挡光环的位置,连接A1F与BC交于点G,连接D1G,与MD交于点H,H即为EA右边第二个挡光环的位置,以此类推,可确定所有一级遮光罩挡光环的位置。

确定二级遮光罩内挡光环的位置时,只需将A1A当作二级遮光罩的外通光口径即可,其它步骤与确定一级遮光罩内挡光环的位置相同,作图可得。

为了减小挡光环的端面散射,在设计挡光环边缘时存在一定的倾角,一般取为30o,其上端有个倒角,半径为0.2 mm,挡光环厚度为1 mm,如图3所示。

设计挡光环的时候,由于挡光环太密,故将外口径扩大,外通光口径不变,只是将遮光罩外径扩大至200 mm,最终确定的遮光罩为一个三段式圆柱状遮光罩,共有十三个挡光环,整个遮光罩为一体,使用铝材料,氧化发黑。如图4所示。

2.2 遮光罩仿真结果

在本设计中,使用光学软件Trace Pro对整个系统进行三维建模。模型建好后,要设置各个表面的散射特性,其中光学透镜表面都设置为透镜表面,其它表面都设置为喷砂染黑表面,参数均采用系统默认参数。

本次模拟中设置的模拟光线条数是根据离轴角的不同设置的,当离轴角大于或等于40o时,设置的光线为67 051根光线,当离轴角小于40o时,设置的模拟光线为29 701根光线,经过近百次实验证明,这样得出的结果都是稳定的。

对空间相机进行光线追迹,计算出的PST曲线如图5所示。

当离轴角为40o时,可得其PST值为1.27610-7,小于系统要求的PST指标值,指标值为3.8210-7,如图5所示,随着离轴角的增大,其PST值一直在下降,故本设计的遮光罩满足抑制杂散光的性能要求。

3 结论

本文对空间相机系统的杂散光进行了分析,基于空间相机的太空工作环境,通过计算,得出了在太阳杂光抑制角时系统的PST值,设计出一个三段式二级遮光罩。最后在Trace Pro仿真软件中对光学系统进行建模,并模拟光线追迹,得出PST曲线,在太阳光抑制角时的PST值远远小于我们的指标,由此得出设计的遮光罩成功地抑制了杂散光,能满足系统的要求。

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空间相机共轴三反红外光学系统设计 第9篇

1 光学系统方案选择

在光学设计中对于长焦距高分辨率成像系统,若采用折射式,则存在结构尺寸大和二级光谱等问题;若采用折反式光学系统如施密特-卡塞格林系统,存在体积质量大,口径受限等问题,这些问题都对长焦距高分辨率成像系统的应用产生一定的限制。反射式光学系统的铝或介质膜的反射层,在很宽的波段范围内有很高的反射率,能量损失少,而折射元件一方面有可能通过材料内部吸收降低透过率,另一方面容易产生鬼像(冷反射)的问题[1]。冷反射现象是热成像系统所特有的一种图像异态,指的是被制冷的探测器从透镜组光学表面的反射中看到自己。反射式系统不产生色差,孔径可以做得较大,宜于轻量化,在抗热性能方面有较强的优势[2,3],而且可以通过非球面来校正像差,使结构简单、像质优良[4,5]。因此反射式光学系统在空间光学领域得到了广泛应用。例如,美国的锁眼(KH)系列军事照相探测卫星的光学系统采用类似卡塞格林系统的二反射镜系统。二反射镜系统由于可优化的变量少,所以不能满足大视场、大相对孔径的要求[6]。人们又引入了三反射镜系统(TMA)。相对于二反系统,三反消像差系统可以满足消像差、平像场,有利于实现高分辨率和系统透过率,是适合航天应用需求的反射式光学系统。近年来,国内外开始在对地卫星探测光学系统中使用三反消像散系统,如HIRIS[7]、COIS[8]、Hyperion[9]等,其中一个具有代表性的系统是数字地球公司快鸟卫星上的BHRC60相机。

三反系统分为同轴和离轴系统,离轴系统综合性能优于同轴系统,考虑到系统成本和技术难度,故该设计采用同轴三反系统。

三反镜系统所有可能的结构形式及其结构特点为:(1)如果3个反射镜都是凸反镜或凹反镜,系统不可能满足匹兹万条件[10];(2)对于小体积的仪器,主镜和次镜不能同时为凸反镜,否则镜片口径会很大;(3)如果次镜和三镜都为凸反镜,则整机封装难度较大;(4)三镜为凸反镜时,要得到理想的后焦距,主光线的入射角会很大,成像质量也会变差。具体情况如表1所示。凸反镜为CX,凹反镜为CV。

由表1可知:只有方案3和方案5两种面形排列结构合理。因为方案3对应的主镜为凹镜,所以,此种系统结构最紧凑。而凸镜做主镜的方案5可用于视场角较大的系统,例如反摄远系统。这里选方案3所对应凹、凸、凹面形排列为设计方案。

2 共轴三反光学系统的设计原理

共轴三反射镜光学系统的初始结构如图1所示。其结构参数共有8个:3个面的半径,即R1、R2和R3;主镜到次镜的距离d1;次镜到三镜的距离d2;3个反射面的二次非球面系数-e12、-e22和-e32[11]。其中用5个自由度来校正初级像差,其余的3个自由度用来安排光学系统的结构形式。因此共轴三反光学系统结构灵活多样,根据不同的使用目的寻找最优化的结构形式,一直是共轴三反光学系统的主要研究内容。

由图1可知,主、次、三镜的直径分别为h1、h2和h3;f'1为主镜的焦距;l2为次镜顶点到主镜焦点的距离;l'2为次镜顶点到主、次两反射镜顶点的距离;l3为三镜顶点到主、次两反射镜顶点的距离;l'3为三镜顶点到三反镜系统焦点的距离。则次镜对主镜、三镜对次镜的遮拦比α1、α2分别为[12]

次镜、三镜的放大率β1、β2分别为[12]

利用近轴光学理论,可得系统结构参数的有关公式[12]

由求出的α1、α2、β1和β2,再根据系统要求的球差S1、彗差S2和像散S3,即可求出3个反射面的非球面系数-e12、-e22和-e32。至此,可以确定系统的8个结构参数。

共轴三反光学系统在满足焦距及球差、彗差、像散和场曲条件下剩余3个可变参数,如果再给定有关结构方面的3个条件,则整个系统就可以确定了。对于中间不成像的三反系统,α1>1,α2<0,β1<1,β2<0。当求出初始结构参数后,将光阑置于次镜上。在保证焦距为定值的条件下,对系统的结构参数进行优化。同时在三镜与像面之间加入折轴镜,可以大大缩短系统的长度,使系统结构更加紧凑。

中心遮拦将导致光学系统的有效通光口径变小,能量降低,最终导致整个光学系统的MTF下降。在共轴三反光学系统不可避免次镜对主镜造成遮拦的情况下,如何减少次镜对主镜的遮拦,避免或减少三镜对次镜造成的二次遮拦是整个光学系统设计成败的关键所在。

3 系统设计实例

根据上述共轴三反光学系统的设计方法,设计了一种光学系统,满足相机在500 km的轨道高度对地推扫成像,地元分辨率为1 m。单轨推扫成像对地覆盖范围为22.7 km,光谱覆盖范围为3~5μm。

3.1 光学系统指标的确定

遥感相机的地元素分辨率(ground sampled distance,GSD)由光电传感器的像元尺寸a,轨道高度H及光学系统的焦距f决定,光学系统焦距由式(8)所示[13]

取传感器像元尺寸a为10μm,为满足在50 km轨道高度,光学遥感相机地元素分辨率达到1 m,得光学系统焦距f为5 m。

地面的覆盖宽度将由空间相机的有效视场角2ω决定,当轨道高度H一定时,地面覆盖宽度W由式(9)决定[14]

式中,W为覆盖宽度;ω为半视场角。

对于共轴三反光学系统,为了达到相机的覆盖宽度W为22.7 km,在各种像差校正良好的情况下可求出最大视场角基本在4°左右,以有效视场2ω=8°计[15]。

在共轴三反光学系统中,不可避免地存在次镜对主镜的中心遮拦,当遮拦存在时,虽然空间截止频率保持不变,但调制传递函数在低频部分有所下降,在高频部分有所上升。当中心遮拦为0.25时,其光学传递函数的下降不超过20%。因此,要得到较高的MTF值,中心遮拦应该小于0.25[16]。

由光学系统的焦深公式可得

式中,σ为焦深;λ为波长。由式(10)可知:相对孔径越小,焦深越大,同时也有利于扩大视场,便于光学设计及物理实现[17]。

照相物镜的照度为[18]

式中,τ为镜头透过率;L为光亮度;D/f为镜头的相对孔径。由式(11)可知:相对孔径越小,在像面上的照度就越低,可以通过采用TDICCD对同一目标多次曝光的方式解决光能弱所带来的问题。

根据以上分析,在兼顾地元分辨率、光能量、设计可实现程度等问题的基础上,文中采用F/10,D=500 mm,线遮拦系数为0.25的全反射共轴三反射光学系统。

3.2 光学系统的参数设计过程

现设计一个焦距f=5 000 mm,相对孔径D f=1 10,视场角(矩形视场)为8°0.8°,工作波段为3~5μm的系统。

当f=5 000 mm,求出无中间像的初始结构。这是一个视场和相对孔径都不大的光学系统,初始结构的成像质量较好,通过优化可以得到成像质量有所改善的共轴系统。系统初始结构参数如表2所示。

将光阑置于次镜上,保证系统无中心遮拦,再次优化。使用ZEMAX优化设计确定系统各光学表面的初始结构和非球面参数[19],见表3。

从表2中可以看出,主镜和次镜均为双曲面,三镜为椭球面,孔径光阑与次镜重合。为了缩小结构尺寸,在三镜与像面之间加折轴反射镜将系统进行转折,缩短系统的长度,如图2所示。

为了反映这些视场的成像情况,分别用传递函数和包围圆能量来评价成像质量,如图3、图4所示。光学系统传递函数MTF客观地反映了光学系统所成图像的清晰程度,如图3所示。从上文可以看出,奈奎斯特频率(奈奎斯特频率fNY=12a=121010-3=50线对/mm;其中,a为传感器像元尺寸10μm处),MTF均大于0.4,各视场的MTF均接近衍射极限,满足指标要求。在各个视场10μm以内的能量集中度均优于80%。因此该系统的成像质量基本完好。

4 空间相机结构设计

空间相机一般装载在卫星平台上,要求相机结构紧凑、质量轻。相机质量配置主要在共轴三反光学镜头上,镜头轻量化措施十分重要。

4.1 光学材料

镜头光学材料要求质量轻、刚度好和稳定性高。制作反射镜的传统材料有熔石英玻璃、微晶玻璃、零膨胀玻璃,非传统材料有铍、硅、铝、钛和碳化硅。表4是光学材料的特性比较[20,21],可知碳化硅是制作反射镜的理想材料。

4.2 结构材料

空间相机的结构材料选择的原则是保持结构性能的前提下,尽可能选择热膨胀系数低的轻质材料,以确保系统轻量化。表5是空间材料的特性比较,故选择碳纤维复合材料作为系统的结构材料。这种材料克服了碳和石墨的脆性和强度低的特性,具有较高的强度、较好的韧性、良好的导热性和较高的比刚度。此外,碳/碳复合材料的密度低,而且密度和线膨胀系数可以设计。碳/碳复合材料在高温下还具有高强度、良好的热温度性、抗热冲击性。它还具有良好的加工特性,适合于各种机械加工。因此可以用来制造相机的外壳和结构件。

5 结束语

空间光学相机 第10篇

为增大空间遥感器的观测能力,光学系统的相对孔径和焦距都在不断增大,导致相机设计和发射的难度与成本也随之增大。离轴三反光学系统在不改变相机焦距的条件下可以缩小相机的尺寸,是空间相机的发展趋势之一,已经在国外多个国家的卫星光学有效载荷中得到应用,涉及对地观测、天文观测、多光谱热成像、立体测绘等多个领域。由于离轴三反光机系统结构非轴对称,其主支撑结构设计是公认的难点。

常见的离轴三反空间相机主支撑结构有框架式结构、薄壁式结构和桁架式结构等,如美国EO-1卫星上搭载的高级陆地成像仪(ALI)相机采用了框架式主支撑结构,美国quickbird-2卫星所搭载的空间相机则是采用薄壁式主支撑结构的典型,桁架式结构在日本的ALOS-PRISM空间相机中得到了成功应用[1]。国内也在积极进行离轴三反相机主支撑结构设计方面的研究工作。张雷在Rayleigh法基础上对桁架式主支撑结构桁架杆间夹角与结构基频间的关系进行了研究[2]。辛宏伟、关英俊等通过比对常用主支撑结构得到了初始结构,进而利用灵敏度分析和参数优化设计方法得到了满足设计要求的主支撑结构[3]。郭疆进行了某离轴三反相机的全碳纤维相机机身结构设计方法研究,进而得到了在力、热环境下具有高位置精度和稳定性的离轴三反相机机身机构[4]。本文以某离轴三反相机研制为背景,研究了轻小型离轴三反相机主支撑结构的优化设计方法。

离轴三反相机主次镜间距较远,在运载发射的恶劣动力环境下相比同轴相机将产生更大的响应,可能导致相机的关键部件受损。本文针对离轴三反相机主支撑结构设计现有“静载荷设计为主-校核动态性能”设计方法的缺点,将随机响应分析引入离轴三反相机主支撑结构的拓扑优化设计中。相比于常规设计方法,该设计方法将随机响应纳入结构的初始方案设计中,可以更大程度地改善结构的动力学特性,进而保证相机的强度和成像精度。本文提出的优化策略也可用于其他空间相机的主承力结构设计。

1 随机响应最小化拓扑优化设计原理

1.1 随机响应分析原理

随机载荷具有难以预测和控制的特点,工程中通过研究其统计性规律与这类载荷下系统响应的统计性规律间的联系来评估随机载荷对系统的影响[5]。随机载荷作用下单自由度线性系统的动力学方程为[6]

系统的传递函数H(ω)和幅频特性|H(ω)|分别为

其中:m,c,k分别为系统的质量,阻尼和刚度;F(t)为随机载荷;圆频率。

随机激励的功率谱密度Sf和响应的功率谱密度Sx间的关系可以表示为[7]

从而响应的均方根值ψx可以表示为

可以看出,响应的均方根值由系统的质量矩阵、刚度矩阵、阻尼矩阵和随机激励的功率谱密度决定。

1.2 拓扑优化原理

拓扑优化技术以材料分布为优化对象,寻求结构最佳传力路径,用最少的材料满足给定的性能要求。工程中比较常用的是采用固体各向同性惩罚微结构模型(SIMP模型)的拓扑优化技术[8]。基于SIMP材料插值模型的结构拓扑优化,实质是在确定的设计区域内寻找一个最优的材料布局,即确定设计区域哪些点是材料点,哪些是孔洞(无材料点),是个0∼1离散变量优化问题[9],其数学模型:

其中:E0为所选材料的弹性模量,Ω表示原始可设计区域,Ei为原始可设计区域内单元的弹性模量,Ωmat表示优化过程或优化结果中的材料分布区域。以拓扑优化模型中各单元相对密度作为设计变量,可以将结构的拓扑优化设计问题转化为设计区域内材料的最优分布设计问题。优化过程中的每个单元对应一个优化设计变量,通过改变优化变量取值改变结构中单元的弹性模量,进而调节结构的总体刚度,使结构布局趋于最优,优化结果用表示材料分布的相对密度显示。

可以看出,结构的拓扑优化设计结果决定了其动力学方程中的质量矩阵和刚度矩阵。

综上所述,随机响应最小化拓扑优化设计原理,就是通过拓扑优化设计调整结构材料分布来调节结构的质量矩阵和刚度矩阵,达到降低结构关键部位随机响应的目的。

2 光学系统分析

该相机采用一次成像离轴无遮挡三反射系统,焦距为890 mm,光学系统如图1所示。折叠镜的作用在于缩短光路,调整相机焦面位置,缩小相机包络尺寸。

一方面,运载发射过程卫星载体会传递给空间相机很大的沿光轴方向(Z向)的随机载荷,这些随机载荷经逐级放大后将对次镜及其支撑结构产生恶劣的影响[10]。另一方面,离轴三反光学系统中,次镜处在遥感器最远位置,最为敏感,其很小的轴间距、俯仰偏离就会对相机的成像质量产生很大的影响。因而,该离轴三反相机主支撑结构设计过程重点关注次镜的位置精度和动力学特性,并对其他光学元件的力学特性进行校核。总体要求次镜在X、Y、Z向重力分别作用下刚体位移均小于0.005mm,次镜在光轴方向的随机响应放大率不大于3;主支撑结构的一阶频率不低于260 Hz,质量不大于4 kg。该空间相机主支撑结构设计是该离轴三反空间相机设计的关键部分。

3 主支撑结构的优化设计

3.1 主支撑结构形式和材料的选择

为了满足该离轴三反空间相机的质量要求,该空间相机选择桁架式主支撑结构,主要包括各反射镜的安装基板、桁架杆和桁架杆接头[11]。对比各种空间相机材料性能后[12],桁架杆选用碳纤维复合材料M40,反射镜安装基板和桁架杆接头选用钛合金材料TC4。出于碳纤维缠绕工艺考虑,碳纤维桁架杆较少使用开口形状截面,多选择圆形或方形截面,其中圆形截面具有较高的效率。考虑到桁架杆与杆接头间的连接,并兼顾效率,该空间相机主支撑结构选用圆形截面桁架杆。针对该光学系统的特点,三镜组件和主镜组件安装于同一基板上,次镜组件和折叠镜组件分别通过桁架杆与主三镜安装基板相连。

3.2 拓扑优化模型的建立

以主支撑结构形式和材料选择为基础,在避免结构分布于通光口径之内遮拦光线,并尽可能使结构简单可靠的原则下,可以得到主支撑结构的拓扑优化设计初始有限元模型如图2所示。该初始有限元模型中的各基本尺寸由设计经验得到,次镜安装基板和折叠镜安装基板的厚度设定为12 mm,主三镜安装基板厚度设定为24 mm,次镜支撑结构桁架杆设计空间厚度设定为30 mm,折叠镜支撑结构桁架杆设计空间厚度设定为20 mm。

同时优化桁架杆和安装基板不仅效率低,也不能保证优化结果的可加工性,因而简化优化设计空间,只对桁架杆的布局进行优化设计[12]。将主支撑结构的三个安装基板简化为平板,主镜组件、次镜组件、三镜组件、折叠镜组件均简化为质量点,尽可能保持各反射镜组件的安装位置和安装方式不变,以该空间相机调焦系统安装接口为约束点,采用Optistruct软件对有限元模型进行拓扑优化设计。

3.3 设计变量与优化过程

该离轴三反空间相机主支撑结构拓扑优化设计以降低次镜Z向随机加速度响应RMS值为目标,以体积分数、主支撑结构一阶频率、重力载荷下次镜中心位置位移为约束条件。

该优化问题描述如下:

优化目标:次镜特征点处在Z向随机加速度激励下的响应均方根值最小;

约束条件:主支撑结构一阶频率不小于260 Hz;

次镜特征点处在X、Y、Z向重力分别作用下的位移均小于0.005 mm;

体积分数小于40%;

主支撑结构关于主三镜安装基板X方向的对称平面对称。

拓扑优化过程中的体积分数γ的计算式为

其中:V1为当前迭代步总体积,V2为初始非设计区域的体积,V0为初始设计区域体积。优化过程的体积分数下限由设计经验确定,该优化过程设为40%;随机输入采用1/4量级的验收级随机加速度激励,RMS值为2 g。验收级随机加速度激励条件如表1所示。

3.4 优化结果

在满足约束方程的前提下,经71次迭代后模型收敛。当前实体属性值设定为0.65时,拓扑优化设计结果如图3所示。该主支撑结构的拓扑设计结果符合设计目标要求,且具有较高的设计参考价值。以拓扑设计为基础,结合高效率桁架式结构的基本特征,兼顾结构的加工难度以及加工成本,得到了结构尺寸优化初始有限元模型如图4所示。进行主支撑结构的尺寸优化,并圆整桁架杆的内外径尺寸,得到了最终的主支撑结构如图5所示。

3.5 主支撑结构的有限元分析

为了验证主支撑结构的主要力学性能是否满足设计要求,建立主支撑结构的有限元模型如图6所示,采用NASTRAN软件进行该主支撑结构的动力学分析。主支撑结构有限元分析结果如表2所示,随机加速度激励下次镜特征点的响应曲线如图7所示。

该离轴三反空间相机主支撑结构质量约为3.8 kg,有限元分析表明其一阶频率为281.1 Hz,次镜沿光轴方向的随机响应放大率约为2.2,满足设计要求。必须说明的是:结构优化设计过程是适当放宽对某些指标要求,寻找主要结构特性最优的设计过程。该系统次镜在X、Y向受到的随机载荷远小于光轴(Z向)方向,因而对X、Y向随机响应放大率的要求也远没有光轴方向严格。X向、Y向在1/4量级验收级随机加速度激励下次镜的随机响应放大率可以接受。有限元分析证明了随机响应最小化拓扑优化设计方法可以在满足其他力学性能要求的前提下将系统的随机响应控制在较低水平。

4 试验验证

在装调完成的主支撑结构上安装配重块,以相机的调焦系统安装接口为约束点,选取主镜、次镜、三镜和折叠镜配重块上的特征点为传感器安装点,对该结构分别进行X、Y、Z向的0.1g量级正弦扫描试验和1/4量级的验收级随机加速度试验,图8为主支撑结构的振动试验现场,随机激励下次镜特征点的响应曲线如图9所示,动力学试验与有限元分析结果对比如表3、表4所示。

试验曲线与有限元分析曲线比较吻合,大部分设计指标的误差在10%以内,个别数据误差在10%∼20%之间,误差产生的主要原因在于:

1)有限元模型对结构间连接方式的简化产生误差。该主支撑结构有限元模型建立过程用刚性连接模拟复合材料桁架杆与杆接头间的胶接连接,会对分析结果产生较大影响。

2)有限元模型输入条件与实际试验输入条件间的偏差会带来误差。

3)为了建模方便,对结构适当的简化,如去倒角及对各向异性的碳纤维复合材料采用简化的处理方式等都会导致计算模型与实际结构间存在偏差,进而带入分析误差。

有限元分析结果和动力学试验结果间的误差在可以接受的范围之内,满足工程要求。证明了该优化设计方法的正确性及该主支撑结构的合理性。

5 结论

本文将随机响应最小化拓扑优化设计方法引入到某轻小型离轴三反空间相机桁架式主支撑结构设计中。首先,根据该离轴三反相机的光机结构特点和技术要求,优选了碳纤维桁架杆结合钛合金安装基板的主支撑结构形式,并确定了次镜组件和折叠镜组件各自通过桁架杆与主三镜安装基板连接的支撑方式。其次,给出了适用于工程应用的拓扑优化设计目标、约束及约束值,实现了相机主支撑结构桁架杆的拓扑优化设计。以拓扑优化设计结果为基础,进一步优化其他结构参数,进而得到了该空间相机的主支撑结构。最后,对该结构进行有限元分析和验证试验,表明所研制的焦距为890 mm的轻小型离轴三反相机桁架式主支撑结构一阶频率为291.4 Hz,质量仅为3.8 kg。Z向2 g RMS随机激励下次镜响应的RMS值仅为5.08g。该桁架式主支撑结构已经应用于某轻小型离轴三反空间相机中。

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