星载光学遥感器地面幅宽与轨道参数之间关系

星载光学遥感器的地面覆盖宽度是卫星遥感应用的重要指标,在很多对地遥感卫星中比较受到关注。为使光学载荷能够达到地面幅宽要求,除了对光学系统设计以外,还必须对卫星运行的轨道参数进行合理选择。本文以太阳同步轨道为例讨论了星载光学遥感器地面幅宽与轨道参数（特别是轨道高度）的关系,提出了满足星载光学遥感器地面幅宽要求的太阳同步轨道高度的选取方法。本文首先从地球非球形摄动理论的讨论开始,引出了太阳同步轨道的定义。然后通过引入假想交点的概念,推导出了交点周期、基本交点距与轨道高度的关系。最后,在以上讨论的基础上,得出了满足幅宽要求的轨道高度的约束条件。本文首次提出了假想交点这个概念,假想交点概念的提出对太阳同步轨道相关理论的理解以及一些重要公式的推导有很大的帮助。此外,本文推导出的太阳同步轨道交点周期与轨道半长轴的关系式已成功应用于某课题的太阳同步轨道设计中。     

空间光学遥感器精密调焦机构设计与试验

外界环境变化会引起空间光学遥感器产生离焦现象,导致遥感器成像质量下降,需要设计调焦机构来解决离焦问题。从保证遥感器成像质量和轻小型化的角度出发,详细介绍调焦机构的调焦方案、工作原理和系统组成,提出由双滑块机构实现调焦功能的新型调焦机构;对调焦机构的精度进行理论计算,得到该机构的定位精度和调焦镜的倾斜角度误差均满足设计指标要求。对环境试验前后的机构进行精度测试,试验结果表明,机构定位精度0.006 mm,调焦镜的最大倾斜角为16.5″,满足光学设计指标要求。理论分析和环境试验结果充分表明,该调焦机构具有结构稳定,定位精度高,环境适应性广泛等特性,在复杂多变的环境条件下能够满足空间光学遥感器精确调焦的目的。     

航天光学遥感器仿真系统设计方案探讨

根据初步的研究结果,探讨了航天光学遥感器系统仿真技术系统方案、主要研究内容等.重点研究了目标与背景、空间环境条件(温度场、真空、重力场和辐照)、卫星平台等对遥感器成像质量的影响分析和仿真内容等.     

临近空间光学遥感器热设计

为了保证光学遥感器在平流层空间热环境中安全可靠地工作,对工作在平流层内的光学遥感器进行了热分析。分析了运行在25 km以上空间的飞艇要经历的平流层的环境特点,包括平流层内的大气密度、温度分布等。建立了平流层光学遥感器的传热数学模型,分析了遥感器的迎风面、侧面和背风面在顺风飞行和逆风飞行情况下的对流情况,计算得到在逆风飞行和顺风飞行时迎风面、侧面、背风面的对流换热系数分别为5.009,8.259,3.33 W/(m2.K)和2.609,2.959,1.005 W/(m2.K)。最后,根据稳态换热平衡方程,利用热分析软件分析了光学遥感器在两种极端工况下的温度场分布。结果显示,采用热控措施后光学遥感器的轴向温差从15°减小到了2.7℃,飞艇与空气的对流换热系数随着它们之间的相对速度的增大而增大。结果表明,本文采用的热控手段可以减小遥感器的温差,这为进一步开展平流层光学遥感器的热分析奠定了基础。     

空间光学遥感器轨道外热流的模拟

通过热平衡试验,探索飞行器及其组件特别是关键光学组件受空间高真空和超低温环境作用的热效应规律、验证其热设计的正确性、修正热分析模型以及考核热控系统维持各组件和整个系统在规定工作温度范围内的能力,其中非常重要的一项任务在于采用合理的模拟方法和适宜的加热装置来模拟其轨道外热流的等效作用.针对其结构、表面特性、外热流分布的特点和热平衡试验的要求,叙述了一种轨道外热流的红外模拟方法和工程算法,着重提出了空间光学遥感器外露光学组件轨道外热流的模拟方法及其装置.借助计算机软件,在验证和修正的基础上,确定模拟装置的红外加热片的参数.研究结果提供了一种模拟飞行器组件、空间光学遥感器光学组件外热流的途径.     

空间光学遥感器热分析

空间光学遥感器热控工作旨在保证遥感器所需温度水平和温度梯度,以满足遥感器高质量成像要求.根据遥感器的结构特点和热光学指标要求,建立了遥感器及其热控系统的热平衡方程,对各热交换项进行了剖析,并采用Nevada和MSC/Patran等软件对某空间光学遥感器进行了模拟仿真,得到其对地工况和对日工况的热平衡结果.     

空间光学遥感器轨道外热流的计算与软件设计

简述了采用离散平面假设,计算空间光学遥感器的太阳辐射、地球红外辐射及地球阳光反照角系数和轨道外热流的方法。结合空间工程的结构、轨道参数和工况要求,设计开发了其实用计算软件以及与PATRAN软件进行数据传递的接口软件。该方法和软件已在实际工程的热分析计算中得到应用,适用于空间飞行器轨道外热流的计算。     

空间光学遥感器轨道外热流的计算与软件设计

简述了采用离散平面假设,计算空间光学遥感器的太阳辐射、地球红外辐射及地球阳光反照角系数和轨道外热流的方法.结合空间工程的结构、轨道参数和工况要求,设计开发了其实用计算软件以及与PATRAN软件进行数据传递的接口软件.该方法和软件已在实际工程的热分析计算中得到应用,适用于空间飞行器轨道外热流的计算.     

光学成像遥感器调焦控制电路仿真测试

提出了一种利用数据采集卡和计算机仿真技术检测和监控光学遥感器调焦控制电路的方法。通过对调焦控制电路的理论分析和实际测量,以数理逻辑、信息技术和系统技术为基础,构造了频率检测、电压检测、编码器反馈的仿真测试数学模型。应用计算机高速信息采集和智能控制技术,设计了调焦控制电路的仿真及测试系统,并进行了实验研究。实验结果表明,该系统能够准确测量工作频率在1.2 kHz以内,控制电压＜40 V的调焦控制电路,完全满足对光学成像遥感器调焦控制电路的仿真及检测要求,并可长时间、方便、高效地监控调焦控制电路的工作运行情况。     

空间光学遥感器电控箱结构设计与分析

分析了电控箱设计时应注意的问题,并结合这些影响因素,在设计过程中兼顾热设计、电磁兼容性设计和结构轻量化设计.运用UG软件建立了三维实体模型,给出了电控箱的总体结构解决方案.采用有限元分析软件MSC.PATRAN对电控箱进行了线性静力学分析和模态分析,根据有限元仿真结果,对相应的部件做了进一步的改进.结果显示结构应力远小于材料的屈服极限.结构的一阶固有频率是217.89Hz,满足总体提出的优于100Hz的要求,且有较大的刚度裕度.理论分析表明该设计方案是可行的.     

地球静止轨道面阵凝视成像系统分时积分抑振技术

针对地球静止轨道卫星平台引起其面阵凝视成像系统的图像模糊,提出基于分时积分亚像元融合的方法来削弱平台颤振的影响,提高景物辨识度.设计并搭建了一维振动平台;利用高速图像采集系统采集不同曝光时间下不同频率振动的序列图像;使用基于能量区域质心法的相位相关法进行亚像元图像配准,计算每帧图像相对偏移量;与一维振动平台中的位移传感器数据进行对比,得到配准算法的精度优于0.1 pixel.最后,选择短曝光序列图像中清晰度较高的图像完成亚像元融合,与长曝光图像相比,其融合图像清晰度更高,信噪比与长曝光图像相当.得到的结果验证了分时积分亚像元融合法对颤振模糊的抑制作用.     

空间光学遥感器的辐射传递特性与校正方法

由于受大气背景辐射和自身光电响应特性的影响,对地观测的空间光学遥感器所获取的原始数字图像与景物真实的辐射亮度图像相差甚远 ,为此,通过对光学传感器辐射定标,建立了入射辐射亮度与输出图像灰度间的辐射响应函数,来实现辐射亮度图像的反演和辐射校正。根据光学遥感器辐射传递转换过程,采用泰勒级数和矩阵函数模型描述了"辐射响应函数"的物理概念,并提出了多次回归分析求解矩阵方程获得辐射校正系数的方法。在进一步的实验中,结合积分球扩展辐射源对某型号民用相机进行实验室辐射定标,获得了该相机的辐射响应函数。实验结果表明,该方法可行且实用。最后,对实验获得"辐射响应函数"的物理意义以及辐射定标精度等问题进行了讨论。     

空间光学遥感器扫描控制系统设计

研究了正弦波永磁同步电机驱动的空间光学遥感器扫描控制系统。采用复合控制与微分负反馈相结合的控制策略,实现了扫描镜的低速高精度往复运动。分析了扫描镜运动的数学模型,建立了d-q坐标系下的永磁同步电机数学模型;采用id=0矢量控制策略,在MATLAB/SIMULINK环境下搭建了基于空间矢量脉宽调制技术的控制系统仿真模型,设计了电流环、速度环和位置环调节器,给出了仿真结果。实验验证显示:采用复合控制后,仿真得到恒速运行的平均速度误差由1.27%优化到0.92%,扫描镜在恒速扫描过程中稳态平均角速度误差为2.06%,满足扫描镜系统速度精度优于5%的设计要求。理论分析、仿真和实验证明:该控制方法能够较好地改善控制系统的动态特性,具有调节时间短、超调小和动态响应准确等优点。     

大口径空间光学遥感器的碳纤维复合材料精密支撑构件的结构稳定性研究

摘要：为了研究应用于大口径空间光学遥感器中由碳纤维复合材料（CFRP）制成的精密支撑构件的结构稳定性,设计并研制了连接在主、次镜间的CFRP连接筒。对该连接筒建立等效力学模型、计算相关参数和确定铺层的合理形式,运用有限元法对连接筒进行分析计算,通过试验验证连接筒的结构稳定性。首先,由给定的主、次镜间角度变化量计算出连接筒前端面的最大挠度,根据实际载荷情况建立等效力学模型,计算连接筒轴向弹性模量,结合复合材料层压板理论,确定碳纤维铺层的合理形式。然后,运用ANSYS软件对有限元模型进行分析,计算主、次镜间的角度变化量和支撑结构的模态分布。最后,通过量级逐增的力学试验,采用光学测量的方法测量主、次镜间角度变化量,验证CFRP连接筒的结构稳定性。试验结果表明：主、次镜间角度变化量小于10″,CFRP支撑构件一阶基频大于75Hz。CFRP支撑构件满足主、次镜间角度变化量要求,具有较好的结构稳定性。     

长焦距大视场光学系统光机结构优化设计

针对长焦距大视场轻型离轴三反空间相机,详细讨论了光机结构的优化设计问题。设计完成了适合于轻型高分辨空间相机的桁架结构,具有固有频率高、重量轻等优点。针对支撑结构的设计方案,采用有限元法结合光学设计分析软件进行了分析和计算。结果表明重力变形、谐振频率、热变形等方面均能满足使用要求。     

光学有效载荷在轨隔振器的设计

为了抑制空间光学载荷的振动,针对大口径、高分辨的光学遥感器设计了一种隔振器,并研究了隔振器的主要结构参数和布置方式。首先,使用有限单元法分析了隔振器主要参数与刚度特性之间的关系。然后,利用BP网络预测隔振器的三向刚度,搜寻了符合条件的隔振器的结构参数。结合光学载荷的一般结构形式,提出一种对称辐射式布置方式,建立了相应的理论模型,并进行了仿真研究。最后,设计、加工出了一套隔振系统原理样机,并对其静态性能及隔振性能进行了测试实验。实验结果显示:隔振系统的基频在5.31Hz左右;对高于25Hz的振动,衰减可以达到20dB以上;仿真和实验结果之差在8%以内。得到的结果表明,设计的隔振器可以有效降低空间飞行器传递给光学载荷的振动。     

推扫型TDI CCD光学遥感器动态成像研究

针对基于推扫技术的TDI CCD空间光学遥感器动态成像试验,研制了一套检测系统。在系统中,设计了模拟卫星推扫的双支承U型结构精密转台。搭载遥感器,以角速度0.555°/s在±5°的范围内转动时,转台稳速控制精度达到0.3%。设计了一种奈奎斯特频率靶标,在每组矩形垂直靶条间加入公差为a/n的等差级数间隔靶条,解决了遥感器推扫时CCD像元与垂直靶条像匹配不确定性问题,使配准简化,提高了测量结果的准确性。试验结果表明:遥感器获得了垂 直、水平及45°方向的0视场,±0.86视场奈奎斯特频率靶条像,验证了采用推扫技术的TDI CCD遥感器所具有的高品质。