地球靜止軌道遙感相機一體化設計

王躍李世其張錦龍高有道劉川

（1 北京空間機電研究所，北京 100094）

（2 華中科技大學，武漢 430074）

地球靜止軌道遙感相機一體化設計

王躍1,2李世其2張錦龍1高有道1劉川1

（1 北京空間機電研究所，北京 100094）

（2 華中科技大學，武漢 430074）

文章針對地球靜止軌道遙感器設計需求，運用光機熱集成設計的方法對相機進行了一體化設計。通過復合支撐方法實現了大口徑SiC主鏡的高穩定性支撐，保證了反射鏡面形的穩定性；相機主體結構在兼顧雙通道集成支撐與裝調基礎上，通過優化設計，保證了相機結構的高剛度、高穩定性；相機的隔振系統針對衛星基頻進行了解耦設計，保證相機鏡頭的安全性；相機遮光罩通過結構及熱控一體化設計，有效降低了熱控功耗；相機整機力學試驗及真空熱試驗的 MTF測試結果表明，相機主體具有較高的穩定性。

地球靜止軌道 一體化設計 遙感相機 紅外 “高分四號”衛星

0 引言

對地觀測遙感器有很多種，包括從低分辨率多色圖像的地球資源衛星，到導彈預警遙感監測的紅外遙感器，再到高分辨率可見光遙感器。大多數對地觀測詳查衛星均工作于太陽同步軌道，此軌道距地大約 500km，可提供恒定的太陽高度角，同時可在較小大氣阻力環境下得到高精度觀測能力[1]。然而，低軌遙感衛星重訪周期相對較長，如WorldView-1，GeoEye-1等，至少需要2～3天。對于遙感連續監視、快速響應的需求，低軌遙感衛星已不能滿足。而地球靜止軌道（GEO）對地觀測衛星具備極高的時間分辨率和中等的空間分辨率，以及多光譜成像能力，能夠滿足減災、林業、氣象等用戶廣泛需求，同時可滿足軍事監視需求，具有極高的社會和經濟效益[2]。美國從1970年即開展了地球靜止軌道遙感系統研制（GOES）[3]；其他國家也在同步開展地球靜止軌道遙感衛星的研制，如歐洲的Meteosat、日本的JAMI、俄羅斯的GOMS、印度的INSAT、韓國的COMS，以及我國的風云氣象衛星[4-5]。

隨著技術的發展，以及人類對減災、氣象等迫切需求，地球靜止軌道遙感衛星在光譜覆蓋范圍、地面分辨率等關鍵指標上也在不斷進步。Puschell等人[6]曾針對高軌遙感器技術發展趨勢進行長期調研，如表1所示。

表1 地球靜止軌道遙感衛星性能及發展趨勢Tab.1 GEO remote sensing satellites’ performance and development trends

本文所研究的“高分四號”衛星地球靜止軌道遙感相機可實現星下點50m分辨率技術指標。經光機熱一體化設計及與衛星一體化設計[7-10]，相機集成了可見光近紅外及中波紅外通道，兩通道均采用面陣探測器，通過管理控制系統實現兩通道同時、同視場工作。另外，通過衛星姿態機動，可實現對地球圓盤區域內任意位置快速機動觀測。該相機主體三維構型圖如圖1所示。

圖1 相機主體三維構型Fig.1 3D model of the camera

本文從相機在軌成像品質影響因素出發，采用多學科一體化設計方法，以系統總體最優化為目標，在大口徑碳化硅主鏡支撐技術、雙通道集成的高穩定性主體結構設計技術、相機隔振系統設計技術、大型遮光罩結構熱控一體化設計技術等方面，對“高分四號”衛星相機光機熱集成設計技術進行介紹。

1 相機一體化設計及分析

1.1 反射鏡組件的設計及分析

為實現對地物目標的高分辨率探測，地球靜止軌道面陣遙感相機需要采用大口徑長焦距主光學系統。主反射鏡組件用于收集、反射地物目標的輻射能量，是相機光學系統關鍵組件之一。反射鏡的支撐技術有裝框式、多點支撐式等，多點支撐式又分為Bipod支撐式和多點球鉸支撐式[11-12]。裝框式是傳統小口徑反射鏡多采用的一種支撐方式；Bipod式是為了適應大口徑相機的發展逐步發展起來的一種支撐方式；多點球鉸式是利用六點定位原理而設計的一種完全靜定的支撐方式，適用于中小口徑的反射鏡支撐。上述支撐方式的特點如表2所示。

表2 空間遙感器反射鏡支撐方式及其優缺點Tab.2 Advantages and disadvantages of the reflective mirror supporting method for space remote sensor

本文研究的相機主鏡，組件基頻要求大于 120Hz，裝調狀態重力面形 RMS要求小于 0.003λ（波長λ=632.8nm），設計難度較大。由于反射鏡背面和側面空間尺寸的局限，無法采用多點支撐方式，因此選擇裝框式輔以限位塊的復合式支撐技術，鏡框與主承力結構間通過球頭球窩墊片來釋放裝配應力，通過膠斑布局、膠斑面積和厚度的優化來實現主鏡組件高剛度設計，以滿足面形要求。主鏡結構設計方案如圖2所示。

圖2 主鏡組件結構示意Fig.2 The prime mirror structure

主鏡采用背部開放三角形輕量化孔的形式，根據輕量化分析，最終確定的主鏡輕量化結構參數如表3所示，主鏡質量23.14kg，輕量化率76.6%。

表3 主鏡輕量化結構參數Tab.3 The lightweight structure parameter of the prime mirror

利用有限元技術對主鏡組件的力學性能進行分析，裝調狀態下的重力面形RMS為0.001λ。變形云圖及面形分析結果參見圖3和圖4。

圖3 主鏡組件光軸水平重力工況變形分析結果Fig.3 1gndeformation cloud of the PM with the horizontal optical axis

圖4 主鏡組件光軸水平重力工況面形分析結果Fig.4 1gn deformation optical shape measurement result of the PM with the horizontal optical axis

4℃溫度變化工況下，主鏡面形為0.001λ，說明其熱卸載能力滿足要求。變形云圖及面形分析結果參見圖5和圖6。

圖5 4℃溫升主鏡組件熱變形分析結果Fig.5 4℃ thermal deformation cloud of the PM

圖6 4℃變化主鏡組件約束狀態面形分析結果Fig.6 4℃ thermal deformation optical shape measurement result of the PM

主鏡組件安裝點全約束情況下，對主鏡組件施加10gn過載工況，經仿真計算，主膠斑最大徑向應力為0.28MPa，軸向為0.15MPa，膠斑材料抗拉強度約為2MPa，因此該過載工況下，主鏡組件膠斑在安全范圍內。

根據圖3～6中重力變形和溫度變化變形分析結果可知，主鏡組件裝調狀態重力面形和溫度面形滿足設計要求；后續須對相機進行整機 MTF力學試驗測試，以驗證該反射鏡復合支撐技術是否能夠實現嚴苛面形要求、高剛度要求、嚴酷力學環境要求的設計指標。

1.2相機主體結構設計

空間遙感相機主承力結構的功能是為相機各光學、機構及電子學部件提供穩定支撐，保證各光學元件與像面之間光學系統所要求的準確位置關系[13-14]；同時需能承受發射段惡劣的環境載荷，確保光學、電子學和機構部件不受損壞。因此，主承力結構設計的主要目標是在一定空間包絡范圍內、在有限總質量要求條件下，設計出滿足高剛度、高穩定性支撐結構。

本文所設計的相機光學系統包括共用主光學系統的可見光及中波紅外雙通道[15]，如圖7所示。

圖7 相機光學系統Fig.7 The optical system configuration of camera

根據光學系統構型以及裝配裝調過程要求，相機主承力結構采用分體構型。將主光學系統（主次鏡系統）與可見光通道集成，采用拓撲優化技術，設計空心盒式鑄造鈦合金主承力結構——前承力框。在同等質量前提下，得到最優剛度結構構型；另外盒式結構便于設置安裝結構，有效支持了相機光機熱一體化構型設計。相機紅外通道采用了焦面冷備份方案來提高系統可靠性，根據裝調需求，將分色片后部所有紅外鏡頭及焦面組件全部集成于一體，設計板框混合式鑄造鈦合金主承力結構——紅外承力板。通過對筋板布局及筋板厚度的優化設計，不但使紅外承力板有效利用了相機后部空間，還對紅外通道部組件提供了有效的支撐，使紅外通道裝配裝調與可見光通道完全解耦，大幅降低了總裝難度，提高了相機研制效率。相機主光學系統與紅外通道之間設計了筒式鑄造鈦合金承力構件——后承力筒。后承力筒結構在設計初期考慮了空間消雜光要求、相機后主體熱控實施要求，以及主光學與紅外通道系統集成等功能需求。后承力筒采用封閉筒壁式結構，結合經緯分布加強筋形式對筒壁進行加強，在有限總質量要求內，將相機兩通道穩定連接到一起，同時為光學系統提供了封閉消雜光空間；也為相機熱控實施、電纜部裝提供了充裕安裝界面。

對相機主體進行模態分析，其前兩階模態振型分別為沿X向平動以及沿Y向平動，模態頻率分別為一階模態40Hz，二階模態40Hz，振型如圖8所示。

圖8 相機主體前兩階模態Fig.8 The first two order modals of camera

經過鑒定級力學試驗測試，相機前兩階模態基頻分別為X向41Hz，Y向41Hz，仿真計算結果與力學試驗測得數據吻合較好，滿足衛星總體要求。通過相機主體鑒定級正弦振動試驗后的性能測試可知，相機主次鏡、可見光焦面、紅外焦面等關鍵測點響應均小于設計值，主體結構剛度及穩定性得到了進一步檢驗，能夠確保相機經歷發射段環境載荷后成像性能的穩定性，設計承載能力與力學測試結果對比見表4。

表4 相機關鍵部組件力學試驗與設計承載對比分析Tab.4 Comparison between designed bearing loads and test loads gn

1.3 相機隔振系統設計

由于“高分四號”衛星相機口徑大，系統靈敏度高，為確保相機經歷發射段載荷后光學系統依然保持最佳工作狀態，需設計相機隔振系統，以減少衛星發射段傳遞給相機的振動載荷。根據衛星結構模態試驗得知，整星X向、Y向前兩階模態頻率約為21Hz和56Hz，Z向一階模態頻率約為 50Hz。根據隔振系統基本理論，相機一階基頻fc與衛星一階基頻fs必須滿足時才有隔振效果[16]，因此確定相機隔振系統設計目標fx、fy的設計空間為37～43Hz，fz設計空間為75～90Hz。

綜合相機連接系統結構尺寸設計空間與安裝要求，設計了一種基于Bipod支撐方式改進的桿式阻尼隔振機構。阻尼桿組件三維圖見圖9，其利用內外筒壁填充阻尼材料，頂端設置支撐膠層提供剛度連接。通過三組共12根阻尼桿組成V型支座連接相機與衛星。通過對兩桿之間夾角、支撐膠層數進行優化，得出滿足基頻設計要求的結果。

圖9 桿式阻尼隔振機構組成三維模型Fig.9 The 3D model of truss vibration isolation structure

經過仿真計算，阻尼桁架系統性能如表5所示。由表5數據可知，阻尼桁架系統基頻特性實現了相機系統與衛星平臺基頻的解耦，有效減小了發射段衛星傳遞給相機的環境載荷。

表5 阻尼隔振機構設計驗證結果Tab.5 Test verification of truss the vibration isolation structure Hz

1.4 相機遮光罩設計

由于相機包括可見光譜段以及中波紅外譜段，對可見雜散光以及紅外雜散輻射都有較高要求，因此相機遮光罩內壁需設置光欄片配合表面噴消雜光黑漆的方式來削減可見雜散光，同時遮光罩需具有良好的導熱性能，確保陽光照射到遮光罩后不會由于導熱性差出現局部高溫熱斑，引起紅外雜散輻射，影響相機紅外成像性能。由于遮光罩具有獨特的控溫要求（高溫要求低于55℃，低溫根據連接位置熱邊界確定），其連接位置的溫控要求直接決定了遮光罩構型方案以及熱控功耗。

本文根據遮光罩功能要求，給出了遮光罩與相機主體直接連接（方案 a）和遮光罩與衛星承力結構連接（方案b）兩種方案，其產品構型、質量及功耗如表6所示。

表6 遮光罩設計方案對照Tab.6 The two design of the sun shade

綜合兩種方案，方案b質量略大，但其在功耗上具有較大優勢，且遮光罩與相機絕熱連接，大幅降低了相機熱控設計難度，有效保證了相機在軌溫度穩定性。因此確定方案b為最終方案。

2 整機設計結果及傳函穩定性驗證

經過系統設計及測試，地球靜止軌道凝視相機各項性能指標均滿足衛星總體的要求。與國內外其它地球靜止軌道凝視型相機對比，地球靜止軌道凝視相機在星下點分辨率、譜段配置、探測器規模等重要指標方面，均具有較大優勢。與表1所示的地球靜止軌道遙感器技術發展趨勢對比，“高分四號”衛星相機的多數指標優于第四代地球靜止軌道遙感衛星指標，部分指標值的對比如表7所示。

表7 “高分四號”衛星相機與國外第四代GEO相機指標對比Tab.7 The performance contrast between GF-4 camera and the fourth generation GEO camera

為驗證相機采用的多種一體化設計手段是否確保相機具有足夠的環境適應性，從相機的靜態傳函（MTF）角度進一步驗證其光學性能穩定性。在相機研制過程中、整機振動試驗前后、整機真空熱試驗后的各階段均對相機各譜段傳函進行了測試和對比，其結果如表8所示。

從表8中可以看出，相機各譜段全視場平均傳函均滿足指標要求，結合1.2節中相機主鏡組件的力學性能分析發現，系統設計中所采取的多種一體化設計手段合理，有效保證了相機光機結構系統的穩定性，主體結構剛度能夠滿足發射段環境要求，進一步驗證了相機一體化設計技術的先進性。

表8 環境試驗前后MTF測試結果Tab.8 The MTF test results before and after environment test

3 結束語

本文從光機熱一體化集成設計角度出發，對影響相機光學穩定性、整機功耗、結構穩定性的幾個關鍵部件的設計及優化進行了介紹，給出了整機的力學及真空熱試驗對系統傳函影響程度的驗證結果。試驗結果表明，相機光機熱一體化集成[17-18]設計方法的采用，保證了相機良好的結構及熱穩定性，最終確保了相機在軌具備優異的成像品質以及適應復雜惡劣的高軌環境的能力[19]。

References)

[1] Digital Globe. World View-1 Data Sheet[EB/OL]. [2016-02-06]. http://www.digitalglobe.com/file.php/516/ WorldView1_ Datasheet_web.pdf.

[2] 陶家生, 孫治國, 孫英華, 等. 靜止軌道高分辨率光學遙感探索[J]. 光電工程, 2012, 39(6): 1-6.

TAO Jiasheng, SUN Zhiguo, SUN Yinghua, et al. Exploration of High Resolution Optical Remote Sensing of the Geostationary Orbit[J]. Opto-Electronic Engineering, 2012, 39(6): 1-6. (in Chinese)

[3] NASA/NOAA. The GOES Program[EB/OL]. [2016-06-20]. http://goes.gsfc.nasa.gov/text/history/goes/goes.html.

[4] PUSCHELL J J, LOWE H A, JETER J W. Design and Characterization of the Japanese Advanced Meteorological Imager (JAMI)[C]//LARAR A M, SHAW J A, SUN Zhaobo. Proceedings of SPIE Volume 5157: Optical Spectroscopic Techniques and Instrumentation for Atmospheric and Space Research V. SPIE, 2003: 58-74.

[5] 王淦泉, 陳桂林. 地球同步軌道二維掃描紅外成像技術[J]. 紅外與激光工程, 2014, 43(2): 429-433.

WANG Ganquan, CHEN Guilin. Two Dimensional Scanning Infrared Imaging Technology on Geosynchronous Orbit[J]. Infrared and Laser Engineering, 2014, 43(2): 429-433. (in Chinese)

[6] PUSCHELL J J, COOK L, SHAHAM Y J. System Engineering Studies for Advanced Geosynchronous Remote Sensors: Some Initial Thoughts on the 4th Generation[C]//ARDANUY P E, PUSCHELL J J. Proceedings of SPIE Volume 7087: Remote Sensing System Engineering. SPIE, 2008: 1-12.

[7] ECCLESTON P, BRADSHAW T, COKER J, et al. Mechanical and Thermal Architecture of an Integrated Payload Instrument for the Exoplanet Characterisation Observatory[C]//CLAMPIN MC, FAZIO G G; MACEWEN H A, et al. Proceedings of SPIE Volume 8442: Space Telescopes and Instrumentation 2012: Optical, Infrared, and Millimeter Wave. Amsterdam: SPIE, 2012: 1-15.

[8] GREENHOUSE M A. The JWST Science Instrument Payload: Mission Context and Status[C]//OSCHMANN J M, CLAMPIN M, FAZIO G G, et al. Proceedings of SPIE Volume 9143: Space Telescopes and Instrumentation 2014: Optical, Infrared, and Millimeter Wave. SPIE, 2015: 1-12.

[9] OEGERLE WILLIAM R, FEINBERG L D, PURVES L R, et al. ATLAST-9.2m a Large-aperture Deployable Space Telescope[J]. The International Society for Optical Engineering(Proceedings of SPIE), 2012, 7731: 1-10.

[10] BOUSSARIE E. The Pleiades System High Resolution Optical Satellite and Its Performances[C]. 34th COSPAR Scientific Assembly : The 2nd World Space Congress Committee on Space Research. Houston, TX, USA. 10-19 October, 2002.

[11] 宮輝, 陳偉, 周峰. 大口徑反射鏡組件發射段環境的防振設計[J]. 航天返回與遙感, 2015, 36(3): 40-47.

GONG Hui, CHEN Wei, ZHOU Feng. The Vibration Suppression Designing for Large Aperture Mirror Assembly in Launch Environment[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2015, 36(3): 40-47. (in Chinese)

[12] 閆勇, 賈繼強, 金光, 等. 新型輕質大口徑空間反射鏡支撐設計[J]. 光學精密工程, 2008, 16(8): 1533-1539.

YAN Yong, JIA Jiqiang, JIN Guang. Design of New Type Spaceborne Lightweighted Primary Mirror Support[J]. Optics and Precision Engineering, 2008, 16(8): 1533-1539. (in Chinese)

[13] 蔡偉軍, 范斌, 張鳳琴, 等. 多光譜相機高穩定性光機結構設計技術[J]. 航天返回與遙感, 2012, 33(3): 85-92.

CAI Weijun, FAN Bin, ZHANG Fengqin, et al. High Opto-mechanical Stability Design of Multi-spectral Camera[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2012, 33(3): 85-92. (in Chinese)

[14] 范斌, 蔡偉軍, 張孝弘, 等. “資源三號”衛星多光譜相機技術[J]. 航天返回與遙感, 2012, 33(3): 75-84.

FAN Bin, CAI Weijun, ZHANG Xiaohong, et al. Technology of the Multi-spectral Camera of ZY-3 Satellite[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2012, 33(3): 75-84. (in Chinese)

[15] 王躍, 王博, 劉世平, 等. 空間紅外遙感相機制冷機微振動對MTF影響分析. 航天返回與遙感[J], 2015, 36(3): 61-68.

WANG Yue, WANG Bo, LIU Shiping, et al. Analysis of Effect of Cryocooler’s Micro Vibration on MTF for Space Infrared Remote Sensing Camera[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2015, 36(3): 61-68. (in Chinese)

[16] 朱石堅, 樓京俊, 何其偉. 振動理論與隔振技術[M]. 北京: 國防工業出版社, 2008.

ZHU Shijian, LOU Jingjun, HE Qiwei. Vibration Theory and Vibration Isolation[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2008.

[17] 趙立新, 邵英. 空間望遠鏡的熱設計和熱光學分析綜述[J]. 航天返回與遙感, 2001, 22(2): 13-19.

ZHAO Lixin, SHAO Ying. Summary of Thermal Control and Thermal-optical Analysis for Space Optical System[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2001, 22(2): 13-19. (in Chinese)

[18] 趙立新. 空間望遠鏡的熱設計和熱光學分析[J]. 航天返回與遙感, 2002, 23(1): 7-12.

ZHAO Lixin. Thermal Control and Thermal-optical Analysis of Space Solar Telescope[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2002, 23(1): 7-12. (in Chinese)

[19] “高分四號”衛星在軌測試技術總結報告[R]. 北京: 民政部減災中心等, 2016.

Report of In-orbit Test Technology of GF-4 Satellite[R]. Beijing: Disaster Reduction Center of the Ministry of Civil Affairs, etc., 2016. (in Chinese)

Integrated Design Analysis of Remote Sensing Camera on Geostationary Earth Orbit Satellite

WANG Yue1,2LI Shiqi2ZHANG Jinlong1GAO Youdao1LIU Chuan1

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）
（2 Huazhong University of Science & Technology, Wuhan 430074, China）

Based on the design requirement of remote sensing camera on geosynchronous orbit satellite, this paper presents an integrated design method with full consideration of optical, thermal and mechanical requirements. A multiple-supporting method is used to realize the highly stable supporting of large aperture SiC primary mirror. By considering optical channels integration and optical calibration, an optimized structure design technology is applied to ensure that the main camera structure has enough rigidity and stability. With the frequency decoupling design between satellite and camera, the camera vibration isolation system insures the safety of optical lens. The power consumption of the thermal control is reduced effectively though the integrated thermal and structural design of sun shade. Finally, the camera successfully passes the vibration test and thermal vacuum test. The stability of the camera structure was validated by the MTF test results.

geostationary earth orbit; integrated design; remote sensing camera; infrared; GF-4 satellite

V443+.5

: A

: 1009-8518(2016)04-0040-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2016.04.006

王躍，男，1985年生，現在華中科技大學先進制造工程專業攻讀工程博士學位，高級工程師。主要研究方向為光學遙感器結構總體設計。E-mail: 77792088@qq.com。

（編輯：夏淑密）

2016-05-03

國家重大科技專項工程