星载临边光谱仪反射镜组件优化设计分析

针对星载临边光谱仪离轴凹面反射镜组件高性能要求,对反射镜及其支撑结构进行了详细的光机优化设计。选用微晶玻璃作为载荷材料,通过施加最小尺寸约束的变密度拓扑优化方法确定镜体背部加强筋的分布,将背部筋厚尺寸变量灵敏度分析与局部筋厚多尺寸优化相结合,得到轻量化率为60%的反射镜结构;通过引入综合评价因子Q定量评价优化方案,对支撑结构中主要结构参数进行了多目标优化,获得了性能良好的柔性支撑结构。对优化处理前后反射镜组件进行光机集成分析,结果显示组件重力载荷工况与热力耦合工况下,优化处理后组件静力学性能更优。有限元分析得到组件1阶固有频率为942.2 Hz,正弦扫频试验结果表明组件1阶固有频率为956.5 Hz,分析误差为1.5%,结构动态性能较优;未优化处理组件在重力载荷及热力耦合工况下面型精度较差,而优化处理后组件在重力载荷工况下面型精度均方根值和峰谷值分别为9.5 nm、46.7 nm,在热力耦合工况下面型精度均方根值和峰谷值最大分别为8.25 nm、40.6 nm,对两种工况下反射镜进行面型检测,均方根值误差分别仅为6.1%和6.9%,在误差允许范围内;弥散斑均布于艾里斑内部,表明该凹面反射镜组件结构优化设计符合指标要求。

离轴三反空间相机主三镜共基准一体化结构

针对采用离轴三反(TMA)光学系统的空间相机中光学系统主镜和三镜的轴向位置接近的特点,提出了主三镜共基准一体化结构来提高光机结构的精度和稳定性。利用一块高刚度、高度轻量化整体背板替代分离的主镜和三镜背板,以实现主镜和三镜光学加工、检测和装调的基准统一。由于此整体背板同时也是主框架的组成部分,故降低了结构整体重量,提升了光机结构动/静态刚度。对采用主三镜共基准一体化结构的空间相机进行干涉检测,结果表明主镜和三镜的各视场镜面面形最大分别为0.024λ和0.013λ,均满足光学公差要求。对铝结构样机进行了多入多出(MIMO)自由模态测试,测得一阶模态频率为48 Hz,对应原理样机一阶约束模态频率114 Hz,满足结构刚度要求。在离子束光学精加工过程中,通过分时对主镜和三镜进行加工,省去了主镜和三镜分离结构加工用的散热时间,加工效率提高了约50%。主、三镜共基准一体化结构的应用提高了离轴TMA空间相机的性能和光学精加工效率,为高分辨力宽视场空间相机的光机结构设计提供了参考。

空间相机主支撑结构拓扑优化设计

针对目前空间相机主支撑结构设计中难于同时保证重量轻且刚度高的问题,提出了采用拓扑优化方法对空间相机光学系统主支撑结构进行优化设计的方案,并采用有限元分析法对两种空间相机主支撑结构优化设计的结果进行了检验。对卡塞格林光学系统和TMA光学系统主支撑结构进行拓扑优化后做了比较,卡塞格林光学系统主支撑结构一阶固有频率从41 Hz提高到72 Hz,重量降低了15%;TMA光学系统主支撑结构在一阶固有频率不降低的情况下,重量降低了35%。结果表明,采用拓扑优化设计方法缩短了设计周期,提高了空间相机主支撑结构的性能,有效降低了支撑结构重量,满足了系统设计要求。

离轴三反航天测绘相机像移对成像质量的影响

对离轴三反测绘相机的像移模型进行了必要的修正以获得高的测绘精度。对两线阵离轴三反航天测绘相机进行建模,推导了考虑地球曲率的斜视和后视相机的像移速度和偏流角计算公式。以交会角为25°的离轴三反航天测绘相机为例,分析了斜视相机以正视为准调整行周期和偏流角,以及兼顾正视、斜视相机调整偏流角时,像移速度匹配残差和偏流角调整残差对图像质量的影响。分析结果表明,以调制传递函数下降5%为约束,当积分级数大于5时,应分别调整斜视和正视相机的行周期;按正视相机调整斜视相机的偏流角时,积分级数应取71以内;若兼顾正视、斜视相机调整偏流角,当积分级数为96时,对正视、斜视相机的成像质量无本质影响。

轻型空间相机支撑桁架的精确控温

由于长焦距相机中支撑桁架的温度变化会降低光学系统成像质量,本文研究了空间相机支撑桁架的热控设计。根据某高分辨相机的结构参数、光学系统对支撑桁架温度的要求及卫星的轨道参数分析了桁架杆的吸收外热流并确定了加热功率;讨论了桁架热平衡公式,并确认桁架杆的轴向温差主要与桁架杆加热片功率和加热片粘贴位置有关。在对桁架杆简化数学模型理论分析的基础上,得到了杆的温差方程,进而提出两种满足支撑桁架精确控温的热设计方法:增大加热片面积和增加杆的等效导热率。实验证明了新型导热材料PGS(Pyrolytic Graphite Sheet)可以很好地满足支撑桁架等效导热率及轻型化的要求,使用0.076mm厚的PGS时,可以将支撑桁架的轴向温差由7.9℃减小为0.83℃,且每根桁架杆质量只增加12g。最后,通过热分析模型进行仿真实验,证明了理论分析的正确性,通过对桁架杆温差测量试验和热真空试验,验证了仿真分析结果和PGS的空间适应性。得到的结果证明了本文提出的空间桁架的精确控温方法是适用且有效的。

离轴三反空间相机调焦机构设计

空间相机受所处复杂运载环境(冲击、振动、过载)和空间运行环境(压力、温度、微重力)的影响易产生焦平面偏移。为提高成像质量,本文设计了一种利用丝杠螺母变向、直线导轨导向、倾斜导轨驱动且适用于反射式光学系统的新型高精度调焦机构来修正离焦量。该设计采用防冷焊措施、预压消间隙措施和双重防卡死设计,有效地提高了结构强度、刚度和可靠性,从而保证了调焦精度。介绍了其结构和工作原理,描述了相应的可靠性设计措施,最后通过精度检测试验对调焦机构进行了综合性能测试。试验结果表明:该调焦机构具备良好的自锁特性,其直线运动精度优于±2μm,重复定位精度优于±1μm;调焦行程范围内调焦反射镜摆角精度绕X轴和Y轴方向均优于±3.5″,满足用户提出的精度要求。

精密测角法的线阵CCD相机几何参数实验室标定方法

建立了线阵CCD相机几何参数标定系统,对该标定方案所用的设备、实验条件、基于精密测角法的算法和精度进行研究。根据标定精度要求,确定了实验室主要测试设备和环境条件。利用高精度二维转台和CCD细分技术测得被标定系统的一系列视场角和对应像高。最后,利用建立的数学模型,应用最小二乘回归的方法,求得相机几何参数。误差分析结果表明:该方法对主距主点的标定精度可以达到μm级,相对畸变的标定精度可以优于1×10-4。该方法可以满足线阵相机的高精度几何标定要求,具有较高的实际应用价值。

考虑飞机姿态角时倾斜航空相机像移速度计算

飞机的飞行和姿态变化使航空相机在拍照时产生像移,必须通过像移补偿来提高照相分辨率。为获得飞机姿态角变化时在倾斜航空相机像面上的像移速度大小,首先建立姿态变化过程的数学模型,用坐标系的旋转来等同姿态角的变化,然后根据坐标系旋转前后相同点坐标值之间的矩阵转换关系,推算出单个姿态角变化导致的像移速度,最后将此方法推广到三个姿态角都变化时像移速度的计算。实际应用证明了该方法是一种有效的斜视画幅式航空相机的像移速度计算法,且直观、简单易行,还可以扩展到星载相机上。

空间遥感相机碳纤维机身结构设计

针对离轴三反相机光学系统对机身结构的要求,采用碳纤维复合材料制备关键部件,设计了合适的相机机身结构。设计的离轴三反相机采用的复合材料占整机重量的32%。机身结构为非对称形,光学系统中主、次镜间距为850mm,反射镜接口定位精度要求间隔为0.005mm、偏心为0.005mm、倾斜为5″。通过有限元软件对设计结果进行分析、优化和检验,完成了机身结构的优化设计。计算结果表明,该机身结构具有较好的刚度、较轻的重量,能够满足光学设计对间隔,偏心和倾斜的要求。对总装完成的相机进行了力学环境试验和热真空试验,结果证明了该相机机身结构在力、热等环境条件下稳定性良好,其一阶谐振频率在120Hz以上,相机调制传递函数在0.2以上,满足离轴三反空间相机各反射镜对空间位置精度和稳定性的要求。

大视场时间延迟积分CCD遥感相机的精密定焦

介绍一种可以广泛应用的时间延迟积分(TDI)CCD拼接型焦面的精密定焦技术。首先,在恒温、隔振条件下将满足拼接精度要求的TDICCD焦面组件粗装至相机相应的设计位置;然后,通过数据采集与处理系统获得相机成像的调制传递函数(MTF),并通过调焦机构进行调焦,测得每片TDICCD所成像的MTF调焦量曲线,进而得到每片TDICCD的最佳像面位置;最后,根据8片TDICCD各自的最佳像面位置拟合出共同的相机最佳像面,并依此确定焦面组件外接口的修调量,完成相机焦面的精密定焦与装调。对定焦精度的分析表明,定焦误差为9.1μm,与焦深的相对误差为4.4%。最终的MTF测试实验表明,8片TDICCD的MTF值比较平均,符合相机光学镜头的MTF变化规律并且远远高于该相机全视场静态MTF≥0.2的技术指标要求。本文所介绍的大视场TDICCD遥感相机的精密定焦技术可以为同类遥感相机的研制提供借鉴。

基于接触非线性分析方法的反射镜组件工程分析

工程中将实际的非线性系统近似为线性系统,用线性分析方法对所研究的对象进行分析往往会带来较大的求解误差。介绍了产生结构非线性的主要因素,并在接触理论基础上,对某空间相机反射镜组件进行了合理的有限元建模。采用接触非线性分析方法对螺钉预紧时反射镜的响应及在自重和温度载荷作用下反射镜的变形进行了分析。通过比较线性分析与非线性分析的结果表明:采用非线性分析的结果更接近实际;在空间相机的工程分析中,对某些接触部位采用非线性的分析方法可以提高分析精度。

胶片型空间相机的快门设计和研究

为满足胶片型空间相机对地摄影的需要,设计了焦面帘幕式快门,利用快门前、后2层帘布在运动过程中形成的狭缝使胶片曝光.论述了应用于大口径胶片型空间相机的焦面帘幕式快门的基本原理、结构设计、各组成部分的功能及应用.通过实验验证了研制的焦面帘幕式快门运动平稳、可靠,具有大于5×104次的寿命,曝光时间调节范围大(1/30～1/1 500 s)且无级连续可调,曝光量误差小于10%,满足总体要求的技术指标.

高速多通道遥感相机快视系统的实现

针对目前遥感相机输出通道多、数据率高和像素灰阶高等特点,提出并构建了基于现场可编程门阵列(FPGA)并行处理技术的快视系统。该系统主要由存储单元、预处理单元以及高清显示单元等核心部件组成。存储单元采用FP-GA直接控制大容量SATA磁盘阵列实现高速海量存储;预处理单元实时对高速海量图像数据进行缩放、平移和数据融合等操作,克服传统快视系统无法高速处理海量图像数据的技术瓶颈;高清显示单元驱动3台12位显示器进行高灰阶、大幅面无缝拼接显示,弥补以往对高灰阶遥感图像只能截断显示的缺陷。实验结果表明:该系统存储容量达96TB,可对总速率高达19.7Gb/s的12通道12位量化遥感图像数据进行实时记录与无失真显示。系统工作稳定可靠,易于扩展,已成功运用于遥感相机的研制测试中,大大提高了遥感相机的研制效率。

1.5m口径空间相机主镜组件的结构设计

研究了1.5m口径空间相机反射镜组件的结构,设计了主镜组件结构系统。采用RB-SiC作为反射镜镜坯材料,分析并优化了反射镜支撑形式和镜体的结构参数,得到了重131.9kg,轻量化率达到81%的反射镜结构。在主镜基本构型确定的基础上,设计了主镜支撑结构,通过合理设计柔性卸载结构满足了主镜结构系统的力、热环境适应性和抗振性要求。最后,利用有限元法综合分析了主镜组件的性能。试验结果表明:主镜在1g重力作用下的面形精度RMS达到0.025λ(λ=632.8nm),(20±4)℃温变环境中主镜面形变化量在RMS 0.01λ范围内,主镜组件一阶固有频率为95.8Hz,有限元分析结果的误差为4%。得到的结果表明主镜组件的静态刚度、动态刚度及热环境适应性完全满足设计指标要求。

空间相机均力输出式调焦机构

为了补偿空间相机因所处复杂运载环境和空间运行环境导致的焦平面偏移,研制了一套利用均力输出组件驱动,正反双曲柄滑块机构传动,直动组件导向的新型高精度调焦机构。介绍了其结构组成和运动原理,并对其误差来源及影响因素进行了深入分析。该调焦机构采用两点支撑方式,两支撑点均力输出且无同步性误差,机构内应力小,运行平稳,调焦精度高;运动副采用预压消间隙措施,有效消除配合间隙,无空回,重复精度高。在模拟空间环境条件下,对其各项参数进行了测试。试验结果表明,该调焦机构可在±1.77mm间调焦,直线定位精度大于±8μm,重复性优于±2μm;同步性误差小于±4μm,重复性优于±3μm;调焦行程范围内调焦反射镜转角精度优于±5″,重复性优于±1.5″。得到的结果能够满足空间相机在复杂空间环境下的成像需求。

空间相机碳纤维框架的设计与优化

设计了一个应用于轻小型空间相机的碳纤维框架。根据光学系统中各光学元件的空间分布特点,通过比较选择结构性能和工艺性能优异的M40J碳纤维复合材料完成了相机框架的结构设计,并使用TC4预埋镶嵌的方法解决了碳纤维框架接口精度低的问题。对碳纤维框架进行区域划分,采用集成仿真与优化设计方法、遗传算法全局寻优与单纯型下山法局部寻优的组合优化策略对碳纤维框架各区域结构参数进行优化设计。经过优化,碳纤维框架包含TC4预埋件的总质量为15.6kg,仅占相机整机质量的18.4%,相机的一阶频率达104.8Hz。最后通过力学环境试验得到相机整机一阶频率为102Hz,与仿真结果相符,进一步验证了设计的合理性和正确性。文中提出的碳纤维框架方案对轻小型空间相机设计有一定的借鉴意义。文中所采用的优化方法可广泛应用于空间相机光机结构设计中,能大幅度提高设计效率,缩短研制周期。

空间相机电控机箱的热设计及仿真分析

为了保证空间相机电控机箱在轨运行期间的工作温度满足使用要求,根据电控机箱的结构特点和导热路径,对电控机箱内部大功耗电子元器件进行了详细热控设计,解决了某些电子元器件发热量大、导热路径较长的问题。以某个典型元器件为例,进行了散热效果估算。最后应用有限元分析软件IDEAS-TMG建立了详细的电控机箱热分析有限元模型,根据电控机箱所处温度边界条件进行了稳态仿真分析,给出了电控机箱整体的热响应性能、印制线路板(PCB)及板上大功耗电子元器件的稳态温度分布云图,结果显示,PCB的温度为40.6～51.1℃,板上大功耗电子元器件的结温为46.3～62.5℃,均满足热控设计的指标要求。热分析结果表明电控机箱热设计合理可行,能够满足使用要求。

面阵空间相机稳像补偿研究

分析了由于卫星平台颤震导致的空间相机分辨率下降的原因,阐述了进行空间相机稳像补偿的必要性及国内外现有技术方法与途径。提出了利用高速CCD获得光轴颤震偏移矢量、微机械像面移动补偿的空间相机稳定成像新方法。给出了光路结构设计方案,提出了光轴偏移量探测的软件算法。研究结果表明,该方法的颤震探测精度可以达到0.1～0.2像素,补偿精度可以达到亚像素水平,对空间相机在颤震卫星平台上获取高分辨图像具有一定价值。

飞行器姿态对CMOS航空相机成像的影响

为了消除CMOS航空相机高速成像时存在的卷帘快门(RS)效应对成像质量的影响,建立了在任意姿态角下计算CMOS相机RS效应的数学模型。通过分析CMOS成像原理,利用坐标变换法求得像面上任意像素点的速度。在分析卷帘快门原理的基础上推导出了RS效应的解析式。利用蒙特卡洛统计方法分析模型精度,对模型关键参数进行了仿真实验,并讨论了帧间延迟和姿态角对RS效应的影响。实验结果显示:在高度测量误差小于0.09km,速度测量误差小于0.3km/h,姿态角测量误差小于0.02°时,该模型的精度在1/3个像元以内。得到的结果证明了本文模型的有效性。该模型可作为定量分析大面阵CMOS相机RS效应的理论依据,对CMOS传感器在航空相机领域的应用有指导作用。

空间相机在轨成像模式的建立

提出空间相机在轨成像模式的概念,研究了建立空间相机成像模式的方法。首先,根据太阳高角和地物反射率,使用MODTRAN软件计算相机入瞳前的辐射亮度,分析相机的辐射定标数据,包括每种成像模式的响应度、辐射亮度范围,积分时间关系等。然后,分析相机测摆成像与平飞成像时的积分时间关系,获得相机在各侧摆角下,每种成像模式的辐射亮度范围。最后,依据成像模式的辐射亮度范围和各太阳高角下景物的辐射亮度范围,建立了太阳高角和相机侧摆角组合下的成像模式表。空间相机成像时,依据成像模式表查找对应的成像模式,即可按该模式成像。该方法已多次应用于遥感相机成像实验中,获得了较好的成像效果,图像质量的满意度由65%提高到99.9%。结果表明:依据该方法建立的空间相机成像模式,获得图像效果较好,图像既包含全部景物信息又具有丰富的图像层次。