多光谱相机高稳定性光机结构设计技术

文章针对测绘应用对多光谱相机设计的技术要求,从影响相机内方位元素和在轨成像品质因素出发,结合三反离轴相机的特点,重点分析多光谱相机高稳定性设计（力学和热）。多光谱相机主体反射镜通过选取零膨胀的微晶玻璃和殷钢材料,降低了反射镜的热敏感性,反射镜组件通过采用四点球铰无应力支撑技术实现了反射镜的静定支撑、消除掉了反射镜装配应力,保证了反射镜面型的稳定性。相机主体结构与卫星的连接采用柔性卸载结构设计,卸载了卫星结构由于热变形而导致的相机结构变化,保证了相机主体结构的在轨性能稳定性。通过对整个相机进行有限元分析和环境试验,有效地验证了设计的正确性,多光谱相机主体具有较好的结构稳定性。     

高分七号卫星基于尺寸稳定的整星热设计

尺寸热稳定性是高分七号卫星热设计的重要组成部分,是保证卫星在轨期间相机光轴指向稳定的核心要素。为保证高分七号卫星高成像精度,结构件大量采用高强度、低热膨胀系数的氰酸酯基体碳纤维材料。将卫星设备散热与内部热设计进行一体化设计的支架是保证相机、测高仪指向精度的关键部件,通过布置合理热控措施,实现温度水平和稳定性的控制,保证一体化支架的尺寸稳定;大热耗短期工作的数据处理器外挂独立散热板、激光测高仪主体和散热板功率补偿一体化设计,避免了外舱板温度的剧烈波动,有效减小了热变形对一体化支架的影响,从整星层面保证了尺寸稳定性。     

“高分四号”卫星相机热控系统设计及验证

"高分四号"卫星搭载的相机具有较高的分辨率和指向精度,需相机光学系统及主承力结构在全寿命周期内保持高温度稳定性,且该相机工作于地球静止轨道,所处空间热环境更为复杂,给热控设计带来极大挑战。文章结合相机在轨成像需求和空间热流特点,详细分析了相机热控设计的重点与难点,并创新性的采用了遮光罩开设散热面、间接辐射控温、南北耦合散热面等热控措施,实现了高轨相机的高精度温度控制。热平衡试验与在轨飞行温度数据表明,相机的热控设计合理可行,能够满足相机在轨成像的温度要求,为未来高轨大口径光学相机高精度、高稳定性热控设计奠定了良好的基础。     

“高分二号”卫星相机热控系统的设计与验证

为了保证相机在轨成像品质和指向精度,相机光机部件的控温要求需全寿命周期温度稳定性优于±0.3℃。文章根据"高分二号"卫星相机在轨成像需求,详细分析了相机热控设计的重点与难点,并创新性的采用了辐射主动控温措施对相机进行高精度的温度控制。热平衡试验和在轨飞行温度数据表明,相机热控设计合理可行,热控措施能够很好的满足在轨成像时所需温度要求,同时证明了辐射主动控温方法具有很好的控温精度和鲁棒性,在未来空间相机高精度、高稳定性热控设计中具有很好的应用前景。     

基于iSIGHT集成平台的次镜支撑结构优化设计

空间遥感相机次镜支撑结构的稳定性对相机的成像品质具有很大的影响,对其进行分析和优化设计具有重要意义。通用的有限元分析方法无法对复杂结构自动进行多目标、多约束及多设计变量的优化设计。文章研究了以 iSIGHT 为集成平台的多目标优化设计方法及复杂结构的参数化有限元模型的建立方法,设计了次镜支撑结构的优化策略;通过分析得到了影响次镜支撑结构稳定性的各变量的灵敏度、设计空间及最优设计方案,结构性能大大提高。这种优化方法可以快速地找到最优方案,大大提高优化效率及产品的可靠性,可应用于其它次镜支撑结构设计乃至整个遥感器的设计中。     

高分七号卫星双线阵立体测绘相机热设计与验证

根据高分七号卫星双线阵立体测绘相机所处空间环境和结构特点,开展热设计和仿真分析。采用被动隔热方式降低相机与平台、环境之间的热耦合;主动热控措施进行温差补偿,使相机的温度水平保持在热控指标范围之内,并保证周向和径向温差满足设计要求;采用外贴热管建立大功率CCD器件与散热面的直接传热路径,显著地减小传热热阻和热控质量、空间需求。仿真分析和在轨测试结果表明:相机温度水平、梯度和稳定性均满足设计指标要求,该热设计方案可推广用于同类型相机的热设计。     

空间多载荷高精度拼接支撑结构的优化设计

针对遥感卫星在多载荷高精度拼接扩大幅宽时需保证成像质量的要求,考虑多载荷之间的耦合,对支撑结构进行空间布局优化以及结构/热控一体化设计.应用改进的Heaviside密度滤波拓扑优化方法获取最优结构/热控的材料分布形式,结合多目标遗传算法进行详细优化设计,获取支撑结构质量、一阶固有频率和载荷安装面面形精度的Pareto前...     

星载CCD相机真空热试验方法讨论

我国相关标准对于具有主动热控的星载CCD相机单机热真空试验方法一直没有明确定义,相机在试验中的温度设置值如何确定是其关键问题。文章认为此值应与相机的热设计温度范围相同;如果不以温度作为验证热设计的唯一条件,那么相机的热设计也可以同相机结构、光学设计一起,在真空热环境条件下,对相机进行光学性能检测验证。可以通过相机的热真空试验,一方面验证相机的温度适应性;另一方面,设置相应的真空热试验工况,通过光学性能检测来验证热设计。从而减少相机的热平衡试验项目,简化了研制流程。在实施过程中,为了解决相机的光学窗口热流模拟的困难,可在相机光学窗口正对、具有一定距离的位置设置反射镜,并在其背部和周边设置加热回路。文章最后结合某CCD相机的应用实例对相机的真空热试验方法进行了讨论。     

资源三号卫星结构稳定性设计与实现

结构稳定性是影响卫星图像定位精度的重要环节。文章介绍了资源三号卫星在系统、相机、结构等方面为提高结构稳定性所采取的技术措施。资源三号卫星采用3台星敏感器与3台测绘相机一体化设计,并对星敏感器支架和相机支架等关键结构进行高稳定设计,提高星上姿态测量基准与成像基准的匹配精度;测绘相机采用低畸变光学系统设计,以提高相机内部稳定性;基于整星有限元模型对相机光轴在轨指向进行了仿真分析,并开展地面试验对设计和分析进行验证。卫星在轨数据表明:相机支架、星敏感器支架等结构在轨稳定性良好,卫星图像定位精度超过任务指标要求,相关设计、分析与试验技术可为后续高精度遥感卫星提供参考。     

高热流CCD器件散热与精密控温技术

为保证空间相机 CCD 器件处于较小的温度波动范围,根据焦面组件的结构特点,通过仿真分析的方法,对空间相机大功率 CCD 器件的散热方法和精密温度控制策略作了初步研究。首先介绍了大功率CCD器件的热设计要求,分析了大功率CCD器件热控设计特点,提出了采用微型热管的技术途径解决小空间、高热流密度器件的热量收集与排散方案,采用了基于积分分离式PI控制的电加热主动控温策略。热分析结果表明,热控方案可以满足CCD器件的散热需求以及＆#177;0.2℃的高精度、高稳定度温度控制要求。     

基于热平衡试验的某空间相机热光学集成分析

为研究某空间相机温度场变化对光学系统性能的影响,利用该空间相机热平衡试验温度测试结果,开展了相机光机主体的热光学集成分析,并依次完成了相机温度场反演、热变形分析、光学系统性能分析,以及热光学分析结果同试验测试结果的对比。结果表明：温度是影响该相机光学系统性能的主要因素之一;将光机主体温度控制在设计值能够最大程度上减小热变形对于相机光学系统性能的影响;而当光机主体温度发生变化时,热变形会使得相机焦面偏离初始焦面位置,因此需要对相机进行合理的温控设计并配合焦面调焦来满足在轨成像的需要。     

大尺寸离轴反射式相机的仿真集成分析方法

离轴三反相机光学元件的不对称性,给相机的温控设计带来较大难度,因此有必要研究各种温度场对离轴三反相机性能的影响,特别是大型离轴三反相机,由于其外形尺寸大、焦距长、构型复杂,增大了研究难度。文章针对某大型离轴三反相机,通过光机热集成分析的方法,研究了其性能受不同温度影响的变化规律,从而为设计合理的热控措施提供依据。通过计算相机真实在轨温度场,得到温度边界条件;利用集成分析软件仿真了10种温度工况下相机光机结构的变形规律;最后利用光学仿真软件计算出光机系统的成像品质。仿真结果表明:若干温度工况下,相机的反射镜更容易产生离焦现象,而不容易产生离轴和倾斜现象;相机对整机径向的温度差最敏感,对轴向的温度差最迟滞;均匀温度变化和单个反射镜的温度差变化对相机的成像品质不产生影响。     

"国际空间站"载荷机柜热控设计特点分析

"国际空间站"(ISS)为开展空间载荷试验,设计了载荷机柜(ISPR)作为试验平台。文章以ISS载荷机柜热控设计为对象进行分析和研究,梳理出热控设计的特点及关键技术。针对我国正在开展的载荷机柜热控设计,提出了热控接口标准化,热控设计模块化,热控、载荷、结构设计一体化及热控设计可重构等方面的建议。     

高分辨率三线阵相机精密热控设计及试验

以某遥感卫星三线阵立体测绘相机组合体为研究对象,通过对卫星顶部构架、相机支架以及相机进行一体化同步控温设计,并在国内首次采用“隔热/导热复合多层材料组件”结合精密控温回路设计、高精度控温仪等技术手段,满足了相机精密热控指标要求。在热平衡试验中,通过组合体不同状态的试验工况设置,验证了透镜最大径向温差<0.2℃、轨道周期内径向温差的稳定度<0.1℃的设计结果。     

空间相机光机热集成设计分析及关键技术研究综述

指出空间相机应进行光机热集成设计分析的必要性,介绍了光机热集成设计分析典型流程.结合空间相机的研制特点,建立了具有针对性的光机热集成设计分析流程,阐明了集成分析的内容及优化设计的对象及具体内容,总结了集成设计分析需进行的相关验证试验.指出空间相机集成分析的两个关键技术是温度场插值技术或边界单元技术和zernike多项式拟合技术,前者是热弹性分析中温度场作为边界条件向有限元模型加载的解决方法,后者足光机热数据接口的主要解决方法.最后总结了集成分析过程中需要注意和考虑的问题.     

高分七号卫星双线阵相机关键技术设计

光、机、热稳定性直接影响高分辨率、大比例尺测绘相机内外方位元素的稳定性,进而影响卫星地面定位精度和高程精度。文章介绍了高分七号1∶1万立体测绘卫星的主要载荷——双线阵立体测绘相机,为实现高稳定性在光学、结构、热控等方面采用的设计手段,通过真实温度场的光、机、热联合仿真分析方法,结合在轨测试结果,证明该相机设计能够满足1∶1万比例尺高分辨率测绘所需的内、外方位元素稳定性要求。     

高分辨率遥感相机CCD器件精密热控制

针对某高分辨率空间遥感相机电荷耦合器件（Charge-Coupled Device,CCD）体积小、功耗大但温度稳定性要求高的特点,提出了通过相机发送指令控制补偿加热回路通、断电对CCD器件进行温度控制的方法,并利用IDEAS-TMG软件进行了仿真分析,分别给出了无补偿功率、补偿功率为10W、12.5W、15W与17.5W这5种情况下CCD器件的温度变化曲线。仿真分析结果表明：补偿功率为12.5W时CCD器件的温度波动最小,热设计结果满足各项温度指标。为了验证热设计的可靠性,焦面组件参加了整机的热平衡试验,得到了满意的结果。该设计方法对各类空间遥感相机高温度稳定性要求的CCD器件的热设计和热分析有一定的指导和借鉴作用。     

一种航天相机微纳镜头的实现方法

为了满足航天相机微纳镜头轻小化的要求,文章提出了一种适用于微纳镜头实现的光学系统。首先,以无热化的思路设计光机结构:一方面提出了"一物多用"的超轻一体化结构形式,实现了各光学部组件的集成;另一方面采用了柔性Bipod结构形式减小了热不匹配对光学系统像质的影响,减轻了热控元件的质量。然后采用动态优化的方式进一步减轻镜头结构的质量。最后,采用光机热集成分析,对镜头在大温度范围内的像质进行了验证分析。结果表明,通过上述步骤得到的微纳镜头质量超轻,静、动态性能良好,可在–40℃～70℃范围内实现无热化,满足微纳设计的要求。     

无载荷舱航空相机的热控设计与试验验证

为保证航空相机在平流层空间热环境下稳定运行,对无载荷舱的航空相机进行热设计和验证.基于20 km海拔高度下相机外部的对流及辐射环境特点,采用一维对称平板测试法确定选取多层隔热组件作为相机蒙皮材料,选取聚氨酯泡沫作为隔热填充材料.对载荷相机进行热控系统设计,并利用有限元软件分析极端工况下相机的温度场分布,最终设计热控总功...     

基于真空试验的热光学集成分析方法

为了能够有效利用空间光学遥感器(空间相机)真空环境下的试验结果开展相机温度场对光学系统性能影响规律的定量研究,文章在典型热光学集成分析流程的基础上,提出一种基于空间相机真空试验(含热平衡试验和热平衡条件下成像试验)的热光学集成分析方法。通过对关键技术环节的详细描述,论述了实现基于真空试验的光-机-热耦合仿真分析的技术途径。基于真空成像试验的热光学集成分析方法能够有效地将热光学的分析与真空试验数据相结合,获取最为接近相机实际状态的热光学分析模型及方法,从而指导空间相机的光、机、热方案设计及优化。