離軸三反光學遙感器遮光罩的設計與試驗驗證

齊　光，王書新，李景林，焦愛祥

(中國科學院 長春光學精密機械與物理研究所，吉林 長春130033)

?

離軸三反光學遙感器遮光罩的設計與試驗驗證

齊光*，王書新，李景林，焦愛祥

(中國科學院 長春光學精密機械與物理研究所，吉林 長春130033)

摘要：遮光罩是空間光學遙感器的重要組成部分，是抑制空間光學遙感器雜散光的首要措施。遮光罩削弱雜散光效果的好壞直接影響到光學遙感器光學系統的成像品質。本文設計了一種滿足離軸三反空間光學遙感器要求的大尺寸碳纖維/環氧復合材料遮光罩，并結合有限元分析、雜散光分析及力學試驗、光學系統傳遞函數檢測手段來驗證該遮光罩是否滿足航天使用要求。結果顯示，各視場光學系統傳遞函數檢測結果基本一致，均在0.2以上。表明該大尺寸遮光罩具備良好的結構的穩定性、可靠性，能夠滿足空間應用要求。

關鍵詞:空間光學遙感器；遮光罩；穩定性；有限元分析；雜散光分析

1引言

空間光學遙感器被廣泛地應用于空間對地、空間對天等領域的目標觀測、偵查，并借此來獲取重要的情報信息。隨著空間光學遙感技術的不斷發展、創新，空間光學遙感器的在軌服役壽命、波長譜段范圍、地面像元分辨率、地面覆蓋寬度等技術指標不斷提高、刷新，推掃成像的CCD測量相機已受到國際上的普遍重視，重訪周期大大縮短，遙感器重量大幅度縮減[1-9]。

在光學系統發展的初期，人們已經認識到了抑制、消除雜散光的重要性。幾十年來，在雜散輻射背景下，如何對需要的光信號進行提取、測量一直困擾著光學遙感器的設計研究者們。太陽、地球等軸外雜散光源的輻射進入到遙感器光學系統中來，經由光學元件最終到達遙感器焦平面位置。如果光學系統中存在雜散光，會造成目標信噪比下降，成像模糊，像面對比度下降，進而影響光學系統的目標識別、探測能力以及成像性能，甚至會使被探測目標湮沒在背景噪聲中，無法提取目標，或者在像面上形成偽目標，導致整個光學系統失效。

在實際工程應用中，歐洲衛星組織的地球同步衛星Meteosat-5/7系列成像儀、美國的靜止氣象衛星GOES-I/M的光學系統成像性能都受到過雜散光的影響，后者還曾因為受到雜散光的干擾被迫短期暫停使用。我國首顆地球靜止軌道氣象監測衛星FY-2能夠實現定向覆蓋、連續遙感地球表面與大氣分布情況，具有實時性強、時間分辨率高、客觀性和生動性等優點，其獲取的各通道原始圖像質量與國外同類衛星觀測能力相當，但在獲得的氣象觀測圖像中存在著明顯的雜散光。所以，抑制、衰減空間光學系統的雜散光是實現合理的光學設計、保證預定成像質量的重要前提，不容忽視。

本文對采用離軸三反一次成像(Wetherell TMA)光學系統的某空間遙感器的遮光罩結構進行了研究，設計出一種大尺寸、輕質量、高剛度的結構；并在不同工況條件下，對其合理性進行了分析；通過熱真空、熱光學試驗、力學試驗以及系統傳遞函數檢測等多種檢測手段對該系統結構穩定性、可靠性、功能進行了驗證。試驗結果表明，該遮光罩結構在具備消雜光功能的同時能夠符合遙感器發射的條件。

2遮光罩的結構設計及分析

2.1遮光罩結構設計

本文中，遮光罩安裝于光學系統的前端，其底部、后側與主支撐框架用螺釘聯接。外形設計時，為避免遮擋入射光線，遮光罩外形與入射光線角度相符，同時，兼顧支撐框架連接部位的外形特征，故將離軸三反空間相機的遮光罩外形設計成楔形，即前端開口處高、寬，后端扁、窄。外廓尺寸為1 100 mm×1 100 mm×400 mm。內部設置橫向環形光闌和縱向加強筋，高30 mm，間隔300 mm。設定遮光罩殼體初步厚度均為1.5 mm，重量為4 kg，如圖1所示。

碳纖維/環氧復合材料遮光罩是單層板按照不同角度鋪設而成的層壓板，所以，遮光罩前端底部與主支撐框架接觸面為非加工面，面形精度無法保證，這就使得遮光罩在各螺釘聯接位置與主支撐框架之間間隙不完全相同，存在差異。遮光罩與主支撐框架在用螺釘緊固聯接時，各螺釘迫使遮光罩局部區域產生不同程度變形，以保證與主支撐框架充分接觸。遮光罩具有一定的剛度，為減小、克服自身的變形，產生不同大小的抵抗螺釘緊固力的反方向作用力，并通過螺釘傳導到主支撐框架上，引起主支撐框架內部應力發生變化，甚至是變形，影響了結構的穩定性。

若遮光罩前端采用封閉式結構，結構剛度會較高，對主支撐框架穩定性的影響也較大，會導致系統成像質量下降，甚至無法成像；采用開口式結構設計，弱化了遮光罩自身的結構剛度，降低了螺釘聯接對主支撐框架的的影響，提高了主支撐框架的結構穩定性、環境適應性。開口式遮光罩及與主支撐框架聯接示意圖如圖2。

圖2　遮光罩與主支撐框架聯接簡圖 Fig.2　Conjunction of the baffle and supporting frame

2.2遮光罩材料的選擇

遮光罩選用碳纖維/環氧復合材料(Carbon Fibre Reinforced Plastic,CFRP)T700作為加工材料。碳纖維是一種含碳量在90%以上的不完全石墨結晶化的纖維狀碳素材料，碳纖維/環氧復合材料是以碳或石墨纖維為增強體的樹脂基復合材料。目前，CFRP越來越多地被空間光學結構所采用如光學平臺、精密儀器支撐結構件、太空望遠鏡支架、輕體光學反射鏡鏡體等，這主要得益于其優越的性能[10-11]。

2.3建立有限元模型

如果拋開主支撐框架，僅把遮光罩單獨作為分析對象，進行模態分析、動力學分析，在定義約束時會與實際工況有很大差別，分析結果會產生很大誤差。故選擇將遮光罩與主支撐框架模型裝配成組后，一起在分析軟件中建立有限元模型進行分析。主支撐框架采用三維體單元劃分，遮光罩采用二維殼單元劃分，共計42 979個節點，4 597個殼單元，20 269個體單元，并定義主支撐框架底部聯接面位置6個自由度全約束，有限元模型如圖3所示。

圖3　遮光罩與主支撐框架有限元模型 Fig.3　FEM model of the baffle and supporting frame

2.4組件模態分析

將選定的遮光罩方案進行模態分析，得到遮光罩的前三階自然頻率和振型，從而判斷其是否具備良好的動態剛度。自然頻率越大，動態剛度就越高，結構就越穩定，避免遙感器發射入軌時出現破壞、撕裂現象，不會影響到系統結構的穩定性和遙感器成像質量。

遮光罩選定的設計方案前三階振型圖如圖4所示。通過對遮光罩設計方案前三階自然頻率及振型分析(圖4，表1)可以看出，遮光罩1階頻率較低，前三階響應較大的位置都集中在遮光罩前端居中位置。但遮光罩不是承力部件，主要作用為遮攔雜散光，可以放寬要求，但需要通過動力學振動試驗來最終檢驗其是否滿足設計需求和發射時的動力學環境。

圖4　遮光罩前三階振型圖 Fig.4　First 3rd order modes shapes

表1　遮光罩前3階自然頻率及振型描述

2.5頻率響應分析

將模態分析優選出的方案參照鑒定級振動試驗條件進行頻率響應分析計算，以驗證遮光罩結構設計的合理性，避免結構在承受正弦載荷時失效、破壞。

圖5　加速度響應曲線 Fig.5　Acceleration response curve

圖6　應力變形云圖 Fig.6　Stress contour diagram

圖7　位移變形云圖 Fig.7　Displacement contour diagram

通過頻率響應分析，得到了遮光罩加速度響應曲線(圖5)、遮光罩1階位移云圖(圖6)和1階應力云圖(圖7)。

從遮光罩加速度響應曲線可以看出，遮光罩在1階頻率處動態響應最大；觀察遮光罩1階位移云圖和1階應力云圖可以看出，在遮光罩上板前端居中位置位移變形量最大，為2.38 mm，變形方向為上板的垂直方向；遮光罩前端第1根環形筋兩端圓角處應力值最大，為3.4 MPa，遠小于CFRP的抗拉強度極限。

2.6遮光罩熱彈力分析

遮光罩與主支撐框架制造、加工選材不同，線脹系數存在較大差異。環境溫度發生變化時，線脹系數的差異會使得遮光罩與主支撐框架產生不同的變形量，在聯接位置引起或拉或壓的應力變化，可能導致各光學元件位置變化，最終影響相機在軌成像質量。

為了比較相機熱環境在±4 ℃溫度變化時，遮光罩的熱變形對主支撐框架的影響而引起的變形情況，對主支撐框架在與遮光罩裝配前、后兩種狀態進行±4 ℃溫度變化的熱彈力分析，比較主支撐框架的變形差異，從而判斷遮光罩結構設計是否合理。

遮光罩與主支撐框架裝配前后，4 ℃溫度變化時主支撐框架最大變形如圖8、9，變形量分別為6.53×10-2mm、6.61×10-2mm，變形量增大8×10-4mm，占裝配前變形量的1.22%，在設計允許范圍內。

圖8　框架4 ℃溫度變形 Fig.8　Supporting frame′s displacement contours for 4 ℃ temperature change

圖9　遮光罩裝配后框架4 ℃溫度變形 Fig.9　Supporting frame′s displacement contours for 4 ℃ temperature change with baffle

2.7遮光罩重力分析

主支撐框架在與遮光罩裝配前、后兩種狀態進行1 g重力分析，比較主支撐框架兩種狀態的變形情況，判斷遮光罩對主支撐框架結構的影響。

圖10　1 g重力作用下主支撐框架X方向變形 Fig.10　Supporting frame′s displacement contours in X-direction under 1 g gravity

圖11　遮光罩裝配后1 g重力作用下主支撐框架X方向變形 Fig.11　Supporting frame′s displacement contours in X-direction under 1 g gravity with baffle

從分析計算結果(圖10、圖11，表2)可以看出，主支撐框架與遮光罩裝配后，1 g重力載荷作用下，X向、Y向、Z向重力變形變化很小，最大不超過1 μm，且重力最大變形位置遠離反射鏡組件聯接位置，不會影響鏡面面形精度、系統成像質量，能夠滿足設計需求。

表2　遮光罩裝配前后1g重力作用下主支撐框架變形結果

2.8遮光罩雜散光分析

將光學系統各反射鏡組件、遮光罩及主支撐框架三維模型導入到光學仿真軟件Tracepro中進行雜散光分析，如圖12。

圖12　Tracepro雜散光分析模型 Fig.12　Stray light analyse model by Tracepro

圖13中，主鏡、次鏡、第三鏡均為離軸二次非球面，系統無中心遮攔，僅一次成像，視場為17°×6.5°。折疊鏡為平面反射鏡，用于折轉光路，進而縮短系統尺寸。

圖13　BRDF模型中的參數 Fig.13　Parameters of BRDF model

利用雙向反射分布函數BRDF(Bidirectional Reflectance Distribution Function)的ABg模型表示材料表面的反射特性，表達式為：

(1)

各材料表面的具體參數如下[12-13]：

(1)SiC反射鏡表面：λ=10μm，r≥95%，BRDF模型A=0.001 5，B=0.001 4，g=2；

(2)框架、遮光罩及擋光環(表面噴Z306黑漆):α=90%，r≥2%，BRDF模型A=0.006 6，B=0.1，g=2；

(3)CCD探測器：α=100%。

其中：λ為波長；α為吸收率；r為反射率。

采用歸一化的點源透過率PST(PointSourceNormalizedIrradianceTransmittance)對光學系統的雜散輻射水平進行評價。PST是反映光學系統自身抑制雜散光能力的參數，與雜散光源無關。其定義為光學系統視場外某一離軸角度θ的點光源發出的雜散光，經過光學系統后在CCD探測器上的輻射照度E(θ)與該點光源在光學系統入口處的輻射照度Ei(θ)的比值[14-15]，其大小為：

(2)

計算得到的PST值越小，表明光學系統抑制雜散光的能力越強。

在Tracepro中設置光線追跡閾值為1×10-7，選取1 800根光線進行追跡，擬定兩種追跡方案：

(1)X方向，視場外離軸角度在0°～+50°之間，選取21個角度進行光線追跡，根據數據繪制PST分布曲線，如圖14。

圖14　X方向PST曲線 Fig.14　PST curve in X direction

圖15　Y方向PST曲線 Fig.15　PST curve in Y direction

(2)Y方向，離軸角度在-50°～+50°之間，選取47個角度進行光線追跡，根據數據繪制PST分布曲線，如圖15。

通過以上X、Y兩個方向離軸角度的雜散光追跡，可以看出PST都達到了1×10-3～1×10-6水平。表明，本文設計的大尺寸遮光罩具備了消雜光的功能特點，使得離軸三反一次成像(Wetherell TMA)光學系統對于外部雜散光的抑制能夠滿足成像質量要求。

3試驗驗證

3.1遮光罩力學試驗

考慮到沖擊、過載、振動等因素對空間光學遙感器的影響，為了確保其順利發射成功、在軌正常工作，必須要在地面試驗室再現空間光學遙感器地面運輸和發射飛行過程中所經歷的振動環境，以考驗遙感器及遙感器上的儀器設備經受該環境的能力。

遮光罩與主支撐框架裝配成組后進行動力學環境試驗，檢驗遮光罩的動力學性能。遮光罩通過25個M4螺釘、8個M5螺釘與主支撐框架聯接，主支撐框架通過36個M8螺釘與振動試驗臺聯接，如圖16所示。

圖16　遮光罩、支撐框架聯接后與振動試驗臺聯接狀態 Fig.16　Conjunction state of baffle and supporting frame on the vibration test bench

在遮光罩動力學振動試驗過程中，遮光罩未出現異常聲響，遮光罩表面噴涂的消雜散光黑漆未出現脫落現象，緊固螺釘未出現松動、與遮光罩及主支撐框架分離現象。

遮光罩動力學振動試驗結果以特征值掃描曲線、加速度響應曲線形式輸出。遮光罩正弦振動試驗前0.2 g特征值掃描曲線、正弦振動加速度響應曲線、正弦振動試驗后0.2 g特征值掃描曲線，如圖17～圖19所示。

圖17　X方向振動試驗前0.2 g特征值掃描曲線 Fig.17　0.2 g eigenvalue scanning frequency response in X direction acceleration before vibration test

圖18　X方向正弦振動加速度響應曲線 Fig.18　Response curves in X direction acceleration under sinusoidal vibration

圖19　X方向振動試驗后0.2 g特征值掃描曲線 Fig.19　0.2 g eigenvalue scanning frequency response in X direction acceleration after vibration test

將遮光罩X、Y、Z方向正弦振動前后0.2 g特征值掃描曲線及正弦振動加速度響應曲線中的數據進行整理、分析，得到表3所示力學試驗結果。

表3　遮光罩動力學試驗結果

通過試驗數據、試驗結果可以看出：

(1)遮光罩與主支撐框架試驗組件0.2 g正弦掃頻測得諧振頻率達175 Hz以上，遠高于整機提出的1階頻率高于90 Hz的要求；

(2)遮光罩上板前端居中位置結構剛度最差，在振動試驗時響應較大，變形情況較嚴重，這與有限元分析結果相符，但試驗后檢查遮光罩上板前端居中位置，并未發現明顯變形，未發生破壞或撕裂現象，表明遮光罩具備經受遙感器發射時振動環境的能力，不需要做設計加強處理；

(3)試驗組件X、Y、Z3個方向正弦振動前后0.2 g正弦掃頻測得頻率無明顯變化，表明主支撐框架結構未受到振動試驗的影響，具備良好的動力學環境適應性，同時也表明遮光罩設計合理，未影響主支撐框架的尺寸穩定性。

在遮光罩進行力學振動試驗前后，利用平行光管進行相機整機光學系統傳遞函數檢測[16]，如圖20所示。實際測試使用的是黑白光柵靶，測得的是相機的對比度傳遞函數，可通過調制度傳函MTF與CTF的關系式:

(3)

圖20　X方向正弦振動加速度響應曲線 Fig.20　Response curves of X direction acceleration

來計算相機傳函。各視場對比度傳遞函數CTF檢測結果基本一致(排除溫度、環境等對檢測的影響)，均在0.28～0.30左右，計算得到MTF優于0.22，如表4所示。傳函檢測結果表明遮光罩經歷力學環境試驗對主支撐框架的穩定性沒有影響。

表4　遮光罩力學試驗前后傳函檢測數據

3.2熱真空檢測試驗

為了驗證相機遮光罩及相機結構、熱設計的正確性，考核系統適應空間環境的能力，在真空罐內對相機進行熱真空試驗。相機的工作溫度范圍為16 ℃～24 ℃((20±4) ℃)，因此在熱真空試驗中設置兩個溫度循環，每一個溫度循環中設計16 ℃真空保持和24 ℃真空保持。

(1)真空罐內真空度：優于1.3×10-3Pa；

(2)熱沉溫度：不高于-173.15 ℃；

(3)16 ℃真空保持真空罐系統達到試驗要求后，相機調溫參數設為16 ℃，穩定(溫度變化≤3 ℃/h)后連續工作≥12 h。

(4)真空罐系統達到試驗要求后，相機調溫參數設為24 ℃，穩定(溫度變化≤3 ℃/h)后連續工作≥12 h。

熱真空檢測試驗前后，測試成像系統不同視場的靜態傳遞函數。試驗前后，傳函數值沒有明顯變化，如表5。

表5　遮光罩熱真空試驗前后傳函檢測數據

3.3熱光學檢測試驗

光學系統各反射鏡組件及遮光罩與相機主支撐框架裝配完成后，為驗證±4 ℃溫度變化時遮光罩對相機系統光學、機械結構穩定性、可靠性的影響，對相機成像系統開展熱光學檢測試驗，即在環境真空度不低于1.3×10-3Pa、內部環境溫度在16 ℃～24 ℃范圍內的條件下，分別測試成像系統不同視場的靜態傳遞函數,如圖21所示。

16 ℃、20 ℃、24 ℃溫度條件下光學系統傳遞函數檢測結數據如表6所示。

圖21　熱真空光學檢測試驗 Fig.21　Thermal vacuum imaging test

測量狀態CCD1CCD2CCD3CCD4CCD5CCD616℃CTF0.2690.2730.2720.2810.2690.267MTF0.2110.2140.2130.2210.2110.20920℃CTF0.2680.2730.2700.2780.2710.263MTF0.2110.2140.2120.2180.2130.20724℃CTF0.2640.2680.2710.2790.2640.264MTF0.2070.2110.2130.2190.2070.207

通過對檢測結果進行分析，可得出以下結論：

(1)成像系統在真空和規定工作溫度范圍16 ℃～24 ℃內，其平均MTF>0.2，滿足總體指標要求。

(2)成像系統中心視場傳函數值高于邊緣視場傳函數值，兩個邊緣視場傳函數值比較接近。

4結論

針對離軸三反空間光學系統(Wetherell TMA)，本文設計了一種滿足其消除雜散光應用的大尺寸遮光罩，外廓尺寸為1 100 mm×1 100 mm×400 mm。利用有限元分析軟件，將遮光罩與主支撐框架裝配后的組件進行了模態分析、頻率響應分析、熱彈力分析以及重力分析，分析結果表明：遮光罩具備足夠的剛度，不會在振動環境下撕裂、破壞；且遮光罩與主支撐框架裝配前后，對主支撐框架結構精度、穩定性無明顯影響。利用Tracepro軟件對X、Y兩個方向離軸角度的雜散光追跡，進行雜散光分析，點源透過率PST都達到了1×10-3～1×10-6水平，表明設計的遮光罩具備了良好的消雜光的功能特點，對于外部雜散光的抑制能夠滿足成像質量要求。

試制了碳纖維/環氧復合材料的遮光罩試驗件，與主支撐框架裝配成組后進行了力學試驗、熱試驗，試驗前后、試驗過程中對光學系統傳遞函數進行了檢測，各視場對比度傳遞函數CTF檢測結果基本一致，均在0.28～0.30左右，計算得到MTF優于0.22。分析及試驗結果表明該遮光罩具備良好的穩定性、可靠性，能夠滿足航天使用要求。

參考文獻：

[1]王金堂，烏崇德.國外幾種星載光學遙感器的發展情況簡介[J].航天返回與遙感，2002，23(2)：15-20.

WANG J T,WU C D. Introduction of some foreign spaceborne optical remote sensors[J].SpacecraftRecovery&RemoteSensing，2002，23(2)：15-20.(in Chinese)

[2]韓昌元.近代高分辨地球成像商業衛星[J].中國光學與應用光學，2010，3(3)：201-208.

HAN C Y. Recent earth imaging commercial satellites with high resolutions[J].ChineseJ.OpticsandAppliedOptics,2010，3(3)：201-208.(in Chinese)

[3]FIGOSKI J W. The QuickBird telescope: the reality of large, high-quality, commercial space optics[J].SPIE,1999,3779:22-30

[4]楊曉飛.三反射鏡光學系統的計算機輔助裝調技術研究[D].長春:中科院長春光學精密與物理研究所，2004.

YANG X F.Study on the computer-aided alignment of three-mirror optical system[D]. Changchun:Changchun Institute of Optics, Fine Mechanics and Physics Academia Sinica,2004.(in Chinese)

[5]BICKNELL W E，DIGENIS C J，FORMAN S E. EO-1 Advanced land imager[J].SPIE，1999，3750：80-88.

[6]SHIMODA H. Japanese earth observation programs[J].SPIE，1 999，3870：37-48.

[7]李宗軒，金光，張雷，等.3.5 m口徑空間望遠鏡單塊式主鏡技術展望[J].中國光學，2014，7(4)：532-541.

LI Z X,JIN G,ZHANG L,etal.. Overview and outlook of monolithic primary mirror of spaceborne telescope with 3.5 m aperture[J].ChineseOptics,2014，7(4)：532-541.(in Chinese)

[8]趙汝成，包建勛.大口徑輕質SiC反射鏡的研究與應用[J].中國光學，2014，7(4)：552-558.

ZHAO R CH，BAO J X. Investigation and application of large scale lightweight SiC mirror[J].ChineseOptics,2014，7(4)：552-558.(in Chinese)

[9]鞏盾.空間遙感測繪光學系統研究綜述[J].中國光學，2015，8(5)：714-524.

GONG D. Review on mapping space remote sensor optical system[J].ChineseOptics,2015，8(5)：714-524.(in Chinese)

[10]郭疆，邵明東，王國良，等.空間遙感相機碳纖維機身結構設計[J].光學 精密工程，2012,20(3)：571-578.

GUO J，SHAO M D，WANG G L,etal.. Design of optical-mechanical structure made of CFC in space remote sensing camera[J].Opt.PrecisionEng.,2012,20(3):571-578.(in Chinese)

[11]林再文.碳纖維增強復合材料在空間光學結構中的應用[J].光學 精密工程，2007,15(8)：1181-1185.

LIN Z W. Application of carbon fibre reinforced composite to space optical structure wide coverage and high resolution[J].Opt.PrecisionEng.,2007,15(8):1181-1185.(in Chinese)

[12]李剛.空間目標天基紅外探測光學系統研究[D].西安：西安光學精密機械研究所，2013.

LI G. Research about space-based IR-optical system for space object detection[D]. Xi′an:Xi′an Institute of Optics & Precision Mechnics,2013.(in Chinese)

[13]鐘興,賈繼強.空間相機消雜光設計及仿真[J].光學 精密工程,2009,17(3):621-625.

ZHONG X,JIA J Q. Stray light removing design and simulation of spaceborne camera[J].Opt.PrecisionEng.,2009,17(3):621-625.(in Chinese)

[13]劉洋，方勇華，吳軍，等.中紅外平面光柵光譜儀系統雜散光分析[J].紅外與激光工程,2015,44(4):1164-1171.

LIU Y,FANG Y H,WU J,etal.. Stray light analysis for a mid-infrared plane grating spectrometer system[J].InfraredandLaserEngineering,2015,44(4):1164-1171(in Chinese)

[14]李雙，裘楨煒，王相京.星載大氣主要溫室氣體監測儀雜光模擬分析[J].紅外與激光工程,2015,44(2):616-619.

LI SH,QIU ZH W,WANG X J. Stray light simulation and analysis of space-borne spatial heterodyne spectrometer for monitoring greenhouse gases[J].InfraredandLaserEngineering,2015,44(2):616-619(in Chinese)

[15]張星祥，任建岳.TMA空間相機性能穩定性的全狀態分析與測試[J].紅外與激光工程,2014,43(9):2996-3004.

ZHANG X X,REN J Y. Analysis and testing on imaging-performance stability of TMA space camera at various states[J].InfraredandLaserEngineering,2014,43(9):2996-3004.(in Chinese)

收稿日期:2016-03-03；

修訂日期:2016-04-27

基金項目：國家高技術研究發展計劃(863計劃)資助項目(No.863-2-5-1-13B)

文章編號2095-1531(2016)04-0472-11

中圖分類號：V445.8； TH16

文獻標識碼:A

doi:10.3788/CO.20160904.0472

作者簡介：

齊　光(1981—)，男，吉林白城人，碩士，助理研究員,2005年于天津大學獲得學士學位，2015年于吉林大學獲得碩士學位，主要從事空間光學儀器光機結構設計方面的研究。E-mail：ygwx01@163.com

Design and test verification of baffle for off-axis three-mirror space optical remote sensor

QI Guang*, WANG Shu-xin, LI Jing-lin, JIAO Ai-xiang

(ChangchunInstituteofOptics,FineMechanicsandPhysics,ChineseAcademyofSciences,Changchun130033,China)*Correspondingauthor,E-mail:ygwx01@163.com

Abstract:The baffle is an important component of the space optical remote sensor, which is the main way to weaken the stray light from the out-of-field radiation source, and the imaging quality of the space optical remote sensor is dependent on the baffle′s performance. In this paper, a large size baffle layout will be designed to meet the off-axis Wetherell TMA optical system. The baffle is made of carbon fiber reinforced polymer(CFRP). The FEM analysis, stray light analysis, mechanical vibration test and optical system MTF test are used to verify the usage requirement in aerospace. Results show that the MTF of the optical remote sensor can reach up to 0.2 in each field of view. It is indicated that the baffle has stable structure and good reliability and can meet the requirements of space applications.

Key words:space optical remote sensor;baffle;stability;FEM;stray light analysis

Supported by National High-tech R&D Program of China(No.863-2-5-1-13B)