超大口徑空間光學(xué)遙感器的應(yīng)用和發(fā)展

張學(xué)軍， 樊延超，鮑 赫，薛棟林

(中國科學(xué)院 長春光學(xué)精密機械與物理研究所，吉林 長春 130033)

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超大口徑空間光學(xué)遙感器的應(yīng)用和發(fā)展

張學(xué)軍*， 樊延超，鮑 赫，薛棟林

(中國科學(xué)院 長春光學(xué)精密機械與物理研究所，吉林 長春 130033)

針對空間遙感技術(shù)的迅速發(fā)展及其對空間探測精度需求的提高，對研制更可行有效的超大口徑空間光學(xué)遙感器的技術(shù)路線開展了研究。介紹了該領(lǐng)域已發(fā)射和計劃發(fā)射的超大口徑光學(xué)遙感器涉及的發(fā)展歷史和結(jié)構(gòu)特點，以及它們的研究現(xiàn)狀和應(yīng)用領(lǐng)域，主要包括整體式成像系統(tǒng)、分塊可展開成像系統(tǒng)、光學(xué)干涉合成孔徑成像系統(tǒng)和衍射成像系統(tǒng)等。分析對比了各種傳感器的性能特點及現(xiàn)階段的應(yīng)用情況。最后，考慮我國高分辨率、高成像質(zhì)量空間光學(xué)遙感器的應(yīng)用需求，結(jié)合當(dāng)前技術(shù)條件以及相關(guān)技術(shù)的發(fā)展趨勢，分別針對2～4 m大口徑系統(tǒng)，4～10 m超大口徑系統(tǒng)和更大口徑系統(tǒng)的成像需求提出了最佳解決方案。

超大口徑空間遙感器；整體式成像系統(tǒng)；分塊可展開成像系統(tǒng)；光學(xué)干涉合成孔徑成像系統(tǒng)；衍射成像系統(tǒng)；綜述

1 引 言

空間光學(xué)遙感器受大氣影響小，而且不受地理位置限制[1]，因此在對地觀測、天文探索等領(lǐng)域發(fā)揮著重要的作用。隨著空間遙感技術(shù)的迅速發(fā)展和空間探測精度的不斷提高，人們對空間光學(xué)遙感器的分辨率要求也越來越高。由于光學(xué)系統(tǒng)的通光口徑與系統(tǒng)的角分辨率成反比，因此增大光學(xué)遙感器的口徑是提高分辨率的重要手段。另外，光學(xué)系統(tǒng)的集光能力與口徑的平方成正比，所以增大口徑對于天文觀測及暗弱目標(biāo)識別至關(guān)重要。因此，在滿足運載器的承載能力和包絡(luò)尺寸限制的前提下，反射鏡口徑的最大化是滿足空間光學(xué)遙感器高分辨率與高信息收集能力的最佳技術(shù)路線。傳統(tǒng)的大口徑空間光學(xué)遙感器系統(tǒng)如哈勃太空望遠(yuǎn)鏡(HST)等采用了整體式結(jié)構(gòu)，具有系統(tǒng)穩(wěn)定、成像質(zhì)量高等優(yōu)點。但隨著系統(tǒng)口徑的增大，反射鏡的重量將以口徑三次方的比例增加；而且系統(tǒng)口徑會受運載器包絡(luò)尺寸的限制，因此，研究人員提出了膜基反射成像、分塊可展開成像、光學(xué)干涉合成孔徑成像、衍射成像等系統(tǒng)及在軌裝配等技術(shù)途徑。例如，詹姆斯·韋伯太空望遠(yuǎn)鏡(JWST)采用了分塊可展開成像系統(tǒng)，在反射時系統(tǒng)折疊收攏在4.5 m的包絡(luò)尺寸內(nèi)，發(fā)射入軌后展開，形成口徑約為6.5 m 的系統(tǒng)，實現(xiàn)大于25 m2的光線收集能力。薄膜光學(xué)即時成像器(MOIRE)采用了衍射成像系統(tǒng)，計劃將基于衍射薄膜鏡的系統(tǒng)收攏在運載包絡(luò)尺寸內(nèi)，在軌展開后形成20 m口徑的系統(tǒng)。然而，這些技術(shù)在解決了系統(tǒng)口徑限制的同時，也帶來了如何保證系統(tǒng)共相精度、增加成像譜段帶寬、提高能量利用率等問題。

國外早已開展了超大口徑空間光學(xué)遙感器的研究工作，而我國在該方面的研究起步較晚。本文通過調(diào)研幾種超大口徑空間光學(xué)遙感器的技術(shù)途徑、實際應(yīng)用和研究進展，對比分析了各種技術(shù)途徑的優(yōu)缺點以及適用領(lǐng)域，并結(jié)合當(dāng)前的技術(shù)條件以及相關(guān)技術(shù)的發(fā)展趨勢，給出了我國發(fā)展超大口徑空間光學(xué)遙感器的建議。

2 超大口徑空間光學(xué)遙感器的技術(shù)途徑

空間光學(xué)遙感器一般都有特定的觀測任務(wù)和目標(biāo)，其設(shè)計方案和技術(shù)途徑與任務(wù)或目標(biāo)所要求的光譜范圍、分辨率、視場角、衍射極限和系統(tǒng)波前誤差等指標(biāo)密切相關(guān)[2]。目前，世界上已發(fā)射和計劃發(fā)射的超大口徑光學(xué)遙感器主要采用整體式成像系統(tǒng)、分塊可展開成像系統(tǒng)、光學(xué)干涉合成孔徑成像系統(tǒng)和衍射成像系統(tǒng)等。

2.1 整體式成像系統(tǒng)

整體式成像系統(tǒng)分為剛性單體鏡成像系統(tǒng)和膜基反射成像系統(tǒng)。

2.1.1 剛性單體鏡成像系統(tǒng)

剛性單體鏡成像系統(tǒng)主要由玻璃、金屬等剛性材料構(gòu)成，其主反射鏡采用單體鏡的結(jié)構(gòu)形式。這種系統(tǒng)具有結(jié)構(gòu)簡單、穩(wěn)定性和可靠性高、成像譜段寬、成像質(zhì)量高等優(yōu)點。其關(guān)鍵技術(shù)包括：超大口徑單體鏡的制備和光學(xué)加工、超大口徑反射鏡的面形精度檢測以及平臺載荷一體化技術(shù)等。改變世界空間觀測格局的哈勃太空望遠(yuǎn)鏡(HST)以及目前在軌的最大口徑的赫歇爾空間天文臺(Herschel Space Observatory，HSO)均采用了整體式成像系統(tǒng)。這種成像系統(tǒng)的口徑主要受運載包絡(luò)尺寸的限制，目前已發(fā)射應(yīng)用的光學(xué)遙感器的最大口徑為3.5 m。表1列出了國際上主要重型運載的承載能力[3]，其中，有效載荷包絡(luò)直徑最大為4.5 m。美國國家航空航天局(NASA)曾經(jīng)規(guī)劃了戰(zhàn)神5號(Ares V)研制計劃，該運載器具有8.8 m的最大有效載荷包絡(luò)直徑尺寸，但由于經(jīng)費等原因該項計劃于2010年被迫中止。在該項目的技術(shù)基礎(chǔ)上，NASA提出了太空發(fā)射系統(tǒng)(Space Launch System， SLS)重型運載器研制計劃，其近地軌道運載能力最大達130噸，超過了所有現(xiàn)有的運載器[4]。隨著運載器技術(shù)的不斷發(fā)展，整體式成像系統(tǒng)的口徑也有望進一步增加。

表1 目前已應(yīng)用和計劃研制的大型運載器的承載能力

2.1.2 膜基反射成像系統(tǒng)

膜基反射成像系統(tǒng)采用柔性聚合物薄膜取代傳統(tǒng)的玻璃、金屬等剛性材料作為反射鏡基坯，鍍上金屬反射層后通過適當(dāng)?shù)墓に囆纬伤璧那婷嫘危R體面密度可控制在100 g/m2以內(nèi)，具有收藏體積小、重量輕等優(yōu)點。其工作原理是將鍍有反射層的薄膜周邊固定，并在側(cè)向施加載荷拉伸薄膜成像并保持面形。按照施加載荷的方式，膜基反射成像方法主要分為充氣成形法、吊裝成形法、靜電成形法和預(yù)成形法等[5]。

充氣成形法是利用氣壓充起氣囊使薄膜拉伸成像。充氣式反射鏡一般由兩層薄膜組成，并封住邊緣，在兩層薄膜之間會形成腔室，通過改變腔室中的氣壓施加載荷產(chǎn)生所需要的彎曲面形。不過該方法很難將反射鏡的面形控制為理想形狀，這是限制它在高成像質(zhì)量系統(tǒng)中應(yīng)用的主要因素。

吊裝成形法通過調(diào)節(jié)施加在薄膜背面離散節(jié)點處的推拉力來控制膜基反射鏡的面形，其控制能力較強，但裝置復(fù)雜。

靜電成形法采用靜電拉伸以控制膜基反射鏡的面形，其控制精度相對較高，并已成為膜基反射鏡面形控制方法的研究熱點之一。該方法的難點在于大口徑薄膜的研制，面形精度的進一步提高和空間環(huán)境的適應(yīng)性設(shè)計。

預(yù)成形法是在施加載荷之前將平面薄膜預(yù)先制作成所需反射鏡面形的近似形狀，然后通過外力進一步調(diào)整接近理想形狀。這種方法的面形指標(biāo)更高，但距高成像質(zhì)量的要求仍有差距。

2.2 分塊可展開成像系統(tǒng)

分塊可展開成像系統(tǒng)的成像原理與整體式成像系統(tǒng)相同，主要區(qū)別在于：為適應(yīng)運載器包絡(luò)尺寸的限制，大口徑主鏡劃分為若干個小型的分塊子鏡。在發(fā)射時，包括各分塊子鏡在內(nèi)的整個光學(xué)系統(tǒng)折疊收攏在允許尺寸內(nèi)；入軌后，各折疊部件依次展開并鎖定，各分塊子鏡通過波前檢測和控制調(diào)整系統(tǒng)拼接成一個共相位的主鏡。這種系統(tǒng)通過發(fā)射折疊收攏和在軌展開，能夠在有效載荷尺寸受限的情況下，實現(xiàn)大的系統(tǒng)口徑，從而提高了空間遙感器的分辨率。此外，將大口徑主鏡分解為小口徑的分塊子鏡，降低了研制難度。分塊可展開成像系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)在于保證分塊子鏡展開后的共相調(diào)整精度、可展開機構(gòu)的穩(wěn)定性等。計劃于2018年發(fā)射的下一代空間望遠(yuǎn)鏡——詹姆斯·韋伯太空望遠(yuǎn)鏡(JWST)采用了18塊六邊形子鏡的分塊可展開系統(tǒng)，在軌展開后系統(tǒng)的有效口徑達6.5 m。

2.3 光學(xué)干涉合成孔徑成像系統(tǒng)

光學(xué)干涉合成孔徑成像系統(tǒng)是將多個子孔徑按照一定方式進行排列，構(gòu)成一個大的光學(xué)孔徑。被子孔徑陣列離散采集后的目標(biāo)光束被會聚到光束組合器入瞳并在像面干涉組合，從而獲得與等效單孔徑系統(tǒng)相當(dāng)?shù)目臻g分辨率[6]。

按干涉成像方式，光學(xué)干涉合成孔徑成像系統(tǒng)分為邁克爾遜干涉和斐索干涉兩種[7]。邁克爾遜干涉又稱為瞳平面干涉，是一種等傾干涉，其過程為：目標(biāo)發(fā)出的光束被一定空間距離的兩個孔徑接收，通過半透半反表面實現(xiàn)疊加，最終在探測器上形成干涉圖樣。所得圖像是目標(biāo)在特定空間頻率的頻譜即傅里葉變換，故還需通過傅里葉逆變換重建原始圖像。邁克爾遜干涉系統(tǒng)的角分辨率僅與基線長度有關(guān)，而且基線越長分辨率越高。但其口徑過于稀疏導(dǎo)致收集的信號非常微弱，而且需要改變基線長度和方向采集目標(biāo)不同的空間頻率，整個采集過程耗時很長，因此，邁克爾遜干涉系統(tǒng)更適于小視場、相對靜止的天文目標(biāo)的探測。斐索干涉又稱為像平面干涉，能直接輸出目標(biāo)圖像，其成像方式有兩種：通過掩模實現(xiàn)大孔徑的部分孔徑成像，或多個獨立光學(xué)系統(tǒng)的光束經(jīng)準(zhǔn)直、合并后再進行聚焦成像。斐索干涉與傳統(tǒng)獨立口徑系統(tǒng)更接近，可實現(xiàn)對大視場內(nèi)快速運動目標(biāo)的干涉成像。常見的斐索干涉合成孔徑成像系統(tǒng)構(gòu)型主要有環(huán)形、戈萊型(Golay)和三臂型(Y)等[8]，如圖1所示。

(a)單圓周陣列(a)Single ring array

(b)雙圓周陣列(b)Dual ring array

(c)Golay-6陣列(c)Golay-6 array

(d)三臂型陣列(d)Tri-arm array

Fig.1 Configurations of Fizeau-type interferometric optical synthetic aperture imaging system

光學(xué)干涉合成孔徑成像系統(tǒng)的填充比小于1，直接獲取的圖像存在中間頻率成分損失、對比度低、噪聲影響嚴(yán)重等特點[9]，因此，子孔徑的空間布局優(yōu)化、相位一致性檢測和圖像恢復(fù)等是關(guān)鍵。

2.4 衍射成像系統(tǒng)

衍射成像系統(tǒng)一般由物鏡和目鏡系統(tǒng)組成，是將衍射光學(xué)元件與傳統(tǒng)的折/反射光學(xué)元件結(jié)合起來形成的衍/折/反射混合型光學(xué)系統(tǒng)。成像系統(tǒng)中的物鏡為衍射透鏡，目鏡系統(tǒng)一般包括中繼光學(xué)系統(tǒng)和色差校正系統(tǒng)。其工作原理是首先通過衍射透鏡匯聚光線，再由位于其焦點處的中繼光學(xué)系統(tǒng)進行色差校正以增大帶寬，最后成像到焦平面上。在天基成像領(lǐng)域，基于衍射原理的成像系統(tǒng)制造技術(shù)有兩種[10]：一是菲涅爾波帶片技術(shù)，二是光子篩(PS)技術(shù)，如圖2所示。菲涅爾波帶片一般是由一系列透明和不透明的同心圓環(huán)組成的變間距光柵，其作用和匯聚透鏡相當(dāng)，但其焦距與波長成反比，因此存在較大的色散，在使用時必須進行色差校正。光子篩技術(shù)首先由德國Kiel大學(xué)提出，用于提高軟X射線的聚焦能力[11]，其基本原理如下：菲涅爾波帶片由充滿微小孔的環(huán)帶組成，每一個微孔的衍射光在光子篩后的相應(yīng)位置同相相加，如同很多同相的小口徑陣列。光子篩通過用微環(huán)孔帶陣列替代菲涅爾波帶片中的透明環(huán)帶，提高了光子篩聚焦光束的尖銳性，使得光學(xué)系統(tǒng)的成像質(zhì)量得到很大的提高。光子篩可以在波帶片的基礎(chǔ)上進一步提高分辨率，但要犧牲一定的光通量。

(a)菲涅爾波帶片(a)Fresnel zone plate

(b)光子篩(b)Photon sieve

衍射成像系統(tǒng)對光學(xué)系統(tǒng)的面形要求較低，物鏡基于薄膜工藝制成，通過發(fā)射時折疊、入軌后展開的形式實現(xiàn)了大的系統(tǒng)口徑。但這類系統(tǒng)存在成像譜段窄、幅寬小、能量利用率低、系統(tǒng)結(jié)構(gòu)龐大及穩(wěn)定性較差等缺點。其關(guān)鍵技術(shù)包括物鏡材料、衍射條紋加工、折疊展開技術(shù)、大型可展開伸展臂支撐結(jié)構(gòu)設(shè)計以及平臺在軌高精度姿態(tài)測量和控制等。

3 超大口徑空間光學(xué)遙感器的發(fā)展現(xiàn)狀

3.1 整體式成像系統(tǒng)

3.1.1 剛性單體鏡成像系統(tǒng)

3.1.1.1 哈勃太空望遠(yuǎn)鏡

哈勃太空望遠(yuǎn)鏡(HST)(見圖3)于1990年由發(fā)現(xiàn)號航天飛機運送入軌。HST的工作波段為110～1 100 nm，能夠同時觀測紫外(UV)、可見光與近紅外(NIR)波段的宇宙信息。HST的有效焦距為57.6 m，角分辨率達到0.1″(@632.8 nm)。整個望遠(yuǎn)鏡的直徑為4.2 m，長為13 m，質(zhì)量為11 500 kg[12]。主鏡采用單體鏡的結(jié)構(gòu)形式，口徑為2.4 m，由康寧公司的7941ULE零膨脹玻璃熔合焊接而成，輕量化形式為蜂窩狀筋板加前后面板的“三明治”結(jié)構(gòu)，鏡體質(zhì)量為828 kg。

(a)哈勃太空望遠(yuǎn)鏡(a)Hubble space telescope

(b)哈勃太空望遠(yuǎn)鏡主鏡(b)Primary mirror of HST

根據(jù)紫外譜段以及其它波段的高質(zhì)量成像需求[13]， HST主鏡的面形精度要優(yōu)于0.014λ(RMS，λ=632.8 nm)。通過對鏡體和支撐結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計，主鏡在發(fā)射以及在軌工作期間具有良好的穩(wěn)定性。剛性單體鏡成像系統(tǒng)具有寬譜段響應(yīng)、優(yōu)化的波前誤差控制和良好的穩(wěn)定性等特點，能夠確保HST的高質(zhì)量成像，達到了預(yù)期的探測目的。

3.1.1.2 赫歇爾空間天文臺

赫歇爾空間天文臺(Herschel Space Observatory，HSO)由歐洲空間局(ESA)建造[14]，于2009年5月14日在法屬圭亞那庫魯航天中心隨阿里安五號ECA運載火箭(Arian 5 ECA)發(fā)射升空，運行于日-地系統(tǒng)的第二拉格朗日點(L2)軌道上，主要用于研究星體與星系的形成。

根據(jù)任務(wù)規(guī)劃[15]，HSO寬4 m，高7.5 m，主鏡口徑達到3.5 m，是目前發(fā)射入軌口徑最大的光學(xué)望遠(yuǎn)鏡，如圖4所示。HSO主要對遠(yuǎn)紅外波段和亞毫米波段(55～672 μm)進行觀測，系統(tǒng)波前誤差要求小于6 μm。與常見的可見光成像系統(tǒng)相比，這一成像需求大大降低了對鏡面精度和穩(wěn)定性的要求。載荷制造商阿斯特里姆(Astrium)公司選擇SiC作為主要鏡體與結(jié)構(gòu)材料[16]，并采用了超輕量化設(shè)計，將主體結(jié)構(gòu)質(zhì)量由傳統(tǒng)材料的1 500 kg減至315 kg，系統(tǒng)在低溫工作條件下的波前誤差為5.7 μm。3.5 m口徑的主鏡采用單體式結(jié)構(gòu)方案，面密度為25 kg/m2，質(zhì)量僅為210 kg。

圖4 赫歇爾空間天文臺

3.1.1.3 地球靜止軌道空間監(jiān)視系統(tǒng)

2011年，Astrium公司在巴黎航展上展示了“地球靜止軌道空間監(jiān)視系統(tǒng)”(Geostationary Observation Space Surveillance System， GO3S)衛(wèi)星項目的方案論證情況，如圖5所示。衛(wèi)星具有視頻工作模式，在地球靜止軌道上對地面進行高分辨率成像，能夠?qū)崿F(xiàn)地球表面移動目標(biāo)的偵察監(jiān)視以及地球各種自然要素的長期演變監(jiān)視等。其有效載荷分辨率為3 m，單景成像幅寬為100 km×100 km，目前規(guī)劃了可見光全色成像方案，正在開展多光譜和紅外方案的研究。GO3S的主鏡口徑達到4 m，采用單體鏡結(jié)構(gòu)。衛(wèi)星最大直徑為4.1 m，高10.3 m，重量為8 840 kg，其中衛(wèi)星及載荷質(zhì)量為4 900 kg。

圖5 地球靜止軌道空間監(jiān)視系統(tǒng)

3.1.1.4 先進技術(shù)大口徑空間望遠(yuǎn)鏡——8 m方案

先進技術(shù)大口徑空間望遠(yuǎn)鏡(Advanced Technology Large-Aperture Space Telescope， ATLAST)是NASA規(guī)劃的下一代覆蓋紫外、可見光和紅外譜段(光譜覆蓋110～2 400 nm)的空間望遠(yuǎn)鏡計劃，將工作于地日第二拉格朗日點軌道(L2)，用以進行尋找地外生命等富有挑戰(zhàn)性的觀測工作，光學(xué)設(shè)計的衍射極限為500 nm(波前誤差為36 nm(RMS))，望遠(yuǎn)鏡口徑為8～16 m[17]。與大多數(shù)工作在L2的空間遙感器不同的是，ATLAST將在接近室溫(280～290 K)的環(huán)境下工作。這一計劃包括一種單體式主鏡和兩種分塊主鏡2個方案。

單體式主鏡方案(以下簡稱ATLAST-8 m)的主鏡口徑為8 m，最初基于戰(zhàn)神五號(Ares V)運載器進行設(shè)計，雖然包括Ares V在內(nèi)的星座計劃已經(jīng)被取消，但后續(xù)的太空發(fā)射系統(tǒng)(SLS Block 210 m)依舊有足夠的空間和承載能力，能夠?qū)⑺l(fā)射入軌。相比于其他設(shè)計方案，ATLAST-8 m的口徑最小，但由于單體鏡具有高對比度成像能力、優(yōu)秀的波前控制能力和良好的穩(wěn)定性，NASA仍將它作為方案之一進行研究和論證。由于地基8 m 量級口徑單體反射鏡的相關(guān)生產(chǎn)設(shè)備和技術(shù)比較成熟，且鏡面面形的加工精度優(yōu)于8 nm(RMS)，考慮到運載器具有強大的承載能力，ATLAST-8 m準(zhǔn)備沿用地基望遠(yuǎn)鏡(如Gemini、VLT等)的鏡體方案，以降低風(fēng)險和費用。

圖6 先進技術(shù)大口徑空間望遠(yuǎn)鏡(8m方案)

3.1.1.5 類地行星探測器——日冕觀測儀

類地行星探測器(Terrestrial Planet Finder，TPF)是NASA提出的用來探測太陽系外類地行星的計劃，有兩種望遠(yuǎn)鏡體系方案：一種是基于一個大型望遠(yuǎn)鏡的日冕觀測儀方案(Terrestrial Planet Finder Coronagraph，TPF-C)(見圖7)，針對可見光譜段進行成像；另一種是基于幾個小型望遠(yuǎn)鏡的光學(xué)干涉合成孔徑成像方案(Terrestrial Planet Finder Interferometer，TPF-I)，針對紅外譜段進行成像，兩種方案互補進行探測。

TPF-C主要在可見光譜段成像(0.5～1.05 μm)，采用了整體式成像系統(tǒng)[18]。光學(xué)方案采用離軸卡塞格林系統(tǒng)，主鏡為離軸橢圓鏡，尺寸為8 m×3.5 m，主次鏡間隔為12 m，次鏡也是一個離軸橢圓鏡，尺寸為0.83 m×0.365 m，有效焦距為146 m，視場角為3.6″，系統(tǒng)波前誤差為10 nm(RMS)，采用波前補償系統(tǒng)最終實現(xiàn)亞納米級的波前誤差。系統(tǒng)總質(zhì)量為6 200 kg，發(fā)射時折疊收攏在Φ4.5 m×16 m的遮光罩內(nèi)，在軌展開后，尺寸達到16 m×37 m。

圖7 類地行星探測器——日冕觀測儀方案

3.1.2 膜基反射成像系統(tǒng)

目前，膜基反射鏡技術(shù)已應(yīng)用于一些空基大型天線接收器、大型太陽能聚集器以及微波的微弱信號探測器上，但反射成像系統(tǒng)尚處于理論研究和實驗室原理驗證階段。

充氣成形膜基反射鏡一直被認(rèn)為不適于可見光波段成像。2000年，Meinel等人采用變厚度薄膜來校正充氣成形膜基反射鏡固有的“henky-curve”偏離及光學(xué)誤差，有望將其用于0.5～12 μm 的光學(xué)系統(tǒng)，從而實現(xiàn)在可見光波段的成像[19]。2005年，韓國的Ming Soh和Jun Ho Lee等人在Meinel等人的基礎(chǔ)上[20]，使用偶次非球面的變厚度薄膜來提高面形精度，能夠?qū)?yīng)用于充氣式天線試驗的3 m口徑膜基反射鏡的面形控制到可見光波段50個波長(RMS)左右。如果限制口徑(一半口徑)，面形可控制到0.7 μm(RMS)左右。

2002年，美國空軍學(xué)院(USAFA)提出并研制了1 m口徑的吊裝成形膜基反射鏡[21]，如圖8所示，主鏡通過在厚度為12.7 μm的Kapton-E型聚酰亞胺基板添加100 nm的鋁反射層(在532 nm 波長處的反射率約為90%)制成，通過鏡背的166個控制點實現(xiàn)面形調(diào)整，有限元分析得到其面形精度為155 μm。但受吊點處的傾斜等因素的影響，實測面形精度大于15 000波長，焦點光斑直徑大于100 mm。通過全息校正后，焦點光斑直徑達到7.5 μm，接近所能達到的衍射極限(光斑直徑為6.8 μm)。

圖8 1 m口徑的吊裝成形膜基反射鏡

2004年，美國SRS公司和美國空軍研究室合作研制了口徑為0.25 m的靜電成形膜基反射鏡[22]，如圖9(a)所示。該反射鏡采取背后14個電極的拉伸、邊界上36個邊緣控制器的控制和變厚度補償?shù)却胧涿嫘握`差小于0.6 μm。基于此技術(shù)，2006年又研制了0.78 m口徑靜電成形膜基反射鏡，如圖9(b)所示，反射鏡的面形誤差達到了60.77 μm (PV)和7.48 μm(RMS)[23]。2009年至2010年間Robinson等人開展了多模式靜電邊界作動技術(shù)的研究[24-25]，建立了多模式作動器的數(shù)學(xué)模型，并進行了靜態(tài)實驗。實驗結(jié)果顯示，通過內(nèi)外環(huán)靜電作動器的激勵可將反射鏡變?yōu)榘济婧屯姑婷嫘危⑻岢隽诉M一步研究反射鏡多模式像差修正的研究計劃。

(a)0.25 m口徑反射鏡(a)0.25 m-diam mirror

(b)0.78 m口徑反射鏡(b)0.78 m-diam mirror

2003年，俄羅斯國家激光物理研究所的Dimakov等人對一個口徑為190 mm、預(yù)先具有曲率半徑為400 mm的預(yù)成形膜基反射鏡進行了研究[26]，并進行了磁和電磁驅(qū)動等進一步研究規(guī)劃。

3.2 分塊可展開成像系統(tǒng)

3.2.1 詹姆斯·韋伯空間望遠(yuǎn)鏡

詹姆斯·韋伯空間望遠(yuǎn)鏡(James Webb Space Telescope，JWST)(見圖10)是NASA、ESA和加拿大空間局(CSA)合作建造的空間天文望遠(yuǎn)鏡，是一種低溫紅外空間觀測儀器，將工作于地日第二拉格朗日點軌道(L2)，主要用于探測最早的恒星和星系[27]。根據(jù)任務(wù)規(guī)劃，JWST的探測譜段為0.6～29 μm，衍射極限為2 μm，系統(tǒng)波前誤差小于156 nm(RMS)。

JWST主鏡的等效口徑為6.5 m，由18塊六邊形的分塊子鏡組成，每個分塊子鏡的內(nèi)切圓大小為1.315 m，采用鈹材料制成。根據(jù)公差分配，分塊子鏡的面形誤差要小于25 nm(RMS)。由于運載火箭的限制，JWST在發(fā)射時的尺寸不能超過Φ4.5 m×15.5 m，因此JWST的主鏡采用了發(fā)射折疊、入軌展開的方案。發(fā)射時，兩側(cè)的6塊子鏡(每側(cè)3個)折疊收攏，入軌后展開鎖定，與中心的12塊子鏡共同構(gòu)成6.5 m口徑的主鏡。

圖10 詹姆斯·韋伯空間望遠(yuǎn)鏡及其進展情況

2012年，JWST主鏡的18塊子鏡完成了加工、鍍膜、裝配和測試工作，18塊子鏡的綜合面形精度為23.2 nm[28]。目前，主體框架、主鏡、次鏡及其支撐結(jié)構(gòu)的裝配已經(jīng)完成，正在進行后續(xù)的裝配和測試工作。主鏡展開機構(gòu)的展開精度優(yōu)于0.028″[29]，反射鏡共相調(diào)整精度達到幾十納米[30]。JWST計劃于2018年搭載Arian 5 ECA火箭發(fā)射。

3.2.2 歐空局地球靜止軌道2 m分辨率相機

歐空局(ESA)提出了地球靜止軌道2 m分辨率光學(xué)相機的研制計劃，如圖11所示。該計劃的主要目的是實現(xiàn)覆蓋全歐洲的高分辨率近實時監(jiān)測，觀測譜段涵蓋可見全色、多光譜、中波紅外和長波紅外。

相機采用分塊可展開的方案，主鏡由6塊直徑為2 m的分塊子鏡組成，在軌工作狀態(tài)下的口徑達到了7 m，地面幅寬大于60 km×60 km，整機質(zhì)量為2 240 kg，擬采用Arian 5運載火箭發(fā)射。為保證成像質(zhì)量，該方案提出了MTF×SNR≥4的研制目標(biāo)。

圖11 地球靜止軌道2 m分辨率光學(xué)相機

3.2.3 先進技術(shù)大口徑空間望遠(yuǎn)鏡——9.2 m和16 m方案

先進技術(shù)大口徑空間望遠(yuǎn)鏡的第二大類構(gòu)型為分塊可展開系統(tǒng)，主鏡口徑有9.2 m(ATLAST-9.2 m)和16.8 m(ATLAST-16 m)兩種方案，如圖12所示，這兩種方案充分借鑒了JWST的設(shè)計思想和技術(shù)方案。

(a)9.2 m口徑方案(a)ATLAST-9.2 m

(b)16 m口徑方案(b)ATLAST-16 m

ATLAST-9.2 m的主鏡由36塊六邊形分塊子鏡組成，每個子鏡的大小與JWST子鏡完全相同。鏡體材料選用ULE玻璃，以適應(yīng)更高的面形精度要求，面密度小于25 kg/m2。子鏡分為三組，兩側(cè)的18塊子鏡(每側(cè)9個)在發(fā)射時折疊收攏，入軌后展開。ATLAST-9.2 m在發(fā)射收攏狀態(tài)下的最大直徑不超過6.5 m，規(guī)劃用升級版的EELV運載火箭發(fā)射至L2軌道。

ATLAST-16 m的主鏡同樣由36塊六邊形分塊子鏡組成，每塊子鏡的大小為2.4 m(邊到邊距離)。子鏡也分為3組，兩側(cè)的18塊子鏡(每側(cè)9個)在發(fā)射時折疊收攏，入軌后展開，實現(xiàn)16.8 m 口徑的主鏡。子鏡采用SiC基體、金屬納米壓層面板的技術(shù)方案，面密度小于15 kg/m2，通過六自由度剛體運動促動器和面形促動器進行波前像差控制。

NASA計劃于2020年前完成技術(shù)攻關(guān)，將兩種分塊子鏡方案所涉及的各項技術(shù)提升至TRL-6級。

3.2.4 30 m口徑可展開環(huán)形天基望遠(yuǎn)鏡

針對大于10 m口徑的空間觀測需求，美國諾斯洛普·格魯曼(Northrop Grumman)公司提出了30 m口徑的可展開環(huán)形天基望遠(yuǎn)鏡方案[31]，如圖13所示。該望遠(yuǎn)鏡的成像譜段為0.45～0.75 μm，圖像質(zhì)量可達到NIIRS-6級，圖像更新率為2 Hz，角分辨率為22.4 nrad，視場角為200 μrad。望遠(yuǎn)鏡由一個30 m口徑的光束收集器和一個1.5 m口徑的三反消像散(TMA)系統(tǒng)組成。30 m口徑的光束收集器主鏡由70塊完全相同的1.34 m×1 m的子鏡構(gòu)成，填充因子為12.9%，集光面積超過了91 m2，子鏡采用SiC基體材料制成。通過系統(tǒng)優(yōu)化與圖像復(fù)原技術(shù)，可獲得與理想全口徑系統(tǒng)相同解析程度的圖像。

該方案可用于多種觀測任務(wù)，在諾斯洛普·格魯曼公司規(guī)劃的地球靜止軌道對地觀測方案中，整個望遠(yuǎn)鏡發(fā)射時的收攏尺寸為Φ4.57 m×15.25 m，質(zhì)量為6 300 kg，計劃用Atlas V型運載火箭發(fā)射。地面像元分辨率為0.75 m，信噪比為150∶1，波前誤差約為0.055 μm。

圖13 30 m口徑望遠(yuǎn)鏡發(fā)射折疊與在軌展開示意圖

Fig.13 Conceptual rendering of 30 m telescope as stowed in an Atlas-V launch fairing and in its fully deployed configuration

3.3 光學(xué)干涉合成孔徑成像系統(tǒng)

3.3.1 邁克爾遜干涉成像系統(tǒng)

1993年，歐空局(ESA)提出了基于消零干涉技術(shù)的Darwin望遠(yuǎn)鏡(Infrared Space Interferometer Darwin)計劃，成像譜段為6～20 μm，通過探測太陽系外行星的大氣紅外光譜尋找適合生命居住的星體。研究人員提出了多種設(shè)計方案，包括通過6臺圓周分布的1.5 m 口徑的望遠(yuǎn)鏡[32](見圖14(a))和4臺矩形分布的2 m口徑的望遠(yuǎn)鏡(見圖14(b))(當(dāng)反射鏡組位于500 m 基線的狀態(tài)時，對波長10 μm的入射光，角分辨率可達0.005″)[33]；以及通過呈三角形分布的3臺基于Herschel技術(shù)的3～4 m口徑望遠(yuǎn)鏡[34]收集光束然后會聚到光束合成航天器的方案等。在2007年完成了相關(guān)方案的研究后，ESA并未規(guī)劃下一步的研究計劃[35]。

(a)6臺1.5 m口徑望遠(yuǎn)鏡方案

(b)4臺2 m口徑望遠(yuǎn)鏡方案

TPF-I類地行星探測器(Terrestrial Planet Finder，TPF)是基于消零干涉技術(shù)進行成像的方案，主要針對紅外譜段進行成像。研究人員提出了多種布局構(gòu)型，包括線性、X型陣列、Z型陣列和三角形陣列等[36]。其中，X型陣列被認(rèn)為是最優(yōu)方案[37]。在X型陣列布局中，4臺獨立的光束收集望遠(yuǎn)鏡呈矩形排列，光束合成航天器位于中間，如圖15(a)所示。方案借鑒了Darwin計劃的構(gòu)型，采用新型艾瑪X型陣列布局，有效簡化了光線收集望遠(yuǎn)鏡的設(shè)計[38]，如圖15(b)所示。系統(tǒng)成像譜段為6～20 μm，衍射極限為2 μm。光線收集望遠(yuǎn)鏡的口徑為2 m，最大陣列尺寸為400 m×67 m，角分辨率為2.4″。由于預(yù)算等原因，在經(jīng)歷了幾次計劃延期后，NASA于2011年終止了整個TPF計劃[39]。

(a)傳統(tǒng)X型陣列布局(a)Classic planar X-array

(b)新型艾瑪X型陣列布局(b)New Emma X-array

3.3.2 斐索干涉成像系統(tǒng)

2000年前后，洛克希德·馬丁公司設(shè)計了多孔徑成像陣列望遠(yuǎn)鏡(MAIA)樣機。MAIA使用相位差法(Phase Diversity，PD)對系統(tǒng)進行波前傳感。該系統(tǒng)的成像譜段為0.5～0.8 μm，由9個無焦子望遠(yuǎn)鏡排列成Y型，子鏡口徑為0.1 m，等效孔徑為0.65 m，并對它進行了實驗室成像驗證實驗[40]。隨后，該公司又研發(fā)了Star-9系統(tǒng)，如圖16所示。Star-9系統(tǒng)由9個子望遠(yuǎn)鏡組成，子望遠(yuǎn)鏡口徑為0.125 m，等效孔徑為0.61 m。系統(tǒng)的視場角為1 μrad，波前誤差為0.08λ(RMS，λ=635 nm)，達到了近衍射極限的成像質(zhì)量，并首次進行了大視場復(fù)色光合成孔徑成像系統(tǒng)的試驗演示[41]。

圖16 Star-9系統(tǒng)

2002年，美國麻省理工學(xué)院(MIT)研制了自適應(yīng)偵察GOLAY-3光學(xué)衛(wèi)星系統(tǒng)——ARGOS(MIT Adaptive Reconnaissance Golay-3 Optical Satellite)[42](見圖17)。該系統(tǒng)由3個孔徑為0.21 m、角放大率為10的3個獨立的卡塞格林結(jié)構(gòu)無焦望遠(yuǎn)鏡組成，3個望遠(yuǎn)鏡呈正三角排列構(gòu)成稀疏孔徑陣列，成像譜段為0.4～0.7 μm，系統(tǒng)等效孔徑為0.62 m，角分辨率為0.35″，視場角為3′。通過自適應(yīng)控制技術(shù)實現(xiàn)波前的精密控制，達到高精度的共相成像。該系統(tǒng)被放置在浮動的無摩擦力氣墊上，是第一個可以模擬空間環(huán)境的稀疏孔徑測試平臺，在該平臺上對相位陣列系統(tǒng)模塊化構(gòu)建的可行性進行了研究。

圖17 自適應(yīng)偵察GOLAY-3光學(xué)衛(wèi)星系統(tǒng)

3.4 衍射成像系統(tǒng)

3.4.1 菲涅爾波帶片成像系統(tǒng)

在美國國防高級研究計劃局(DARPA)項目的支持下，美國勞倫斯-利弗莫爾國家實驗室(LLNL)于1998年提出了空間衍射望遠(yuǎn)鏡計劃——“眼鏡”(Eyeglass)計劃[43](見圖18)。該方案由兩顆衛(wèi)星(“物鏡”衛(wèi)星和“目鏡”衛(wèi)星)一起構(gòu)成一個合作望遠(yuǎn)鏡，“物鏡”衛(wèi)星計劃由一個口徑為20 m的衍射透鏡構(gòu)成，負(fù)責(zé)聚集光線并將光線聚焦于與它相距1 km的“目鏡”衛(wèi)星所在位置。勞倫斯-利弗莫爾國家實驗室研究了大口徑平面薄膜衍射物鏡的折疊和展開方法，研制了口徑為5 m的分塊式衍射薄膜主鏡。由于兩顆衛(wèi)星的編隊飛行誤差必須控制在極小的范圍內(nèi)，才能使通過衍射物鏡的光線聚焦在“目鏡”衛(wèi)星攜帶的成像儀上，這對衛(wèi)星編隊的控制技術(shù)提出了極高的要求。因此，該項目在驗證了大尺寸衍射元件的裝配和折疊展開技術(shù)后，轉(zhuǎn)向了單衛(wèi)星方案。

(a)“眼鏡”計劃示意圖(a)Diagram of Eyeglass project

(b)5 m口徑衍射透鏡

2010年，DAPPA提出了“莫爾紋”項目的研制計劃[44]，該項目的全稱是“薄膜光學(xué)即時成像器”(Membrane Optic Imager Real-Time Exploitation，MOIRE)(見圖19)。其最終目標(biāo)是研制20 m 口徑、具有近實時成像能力的系統(tǒng)，提供圖像解譯等級達到3.5+級別(NIIRS標(biāo)準(zhǔn))的可見光圖像，刷新頻率至少為1 Hz，地面幅寬大于10 km×10 km。根據(jù)MOIRE的總體規(guī)劃，首先研制一個10 m口徑的地球靜止軌道飛行演示驗證系統(tǒng)，然后研制20 m口徑的業(yè)務(wù)型實用系統(tǒng)。

圖19 薄膜光學(xué)即時成像器概念設(shè)計圖

2011年8月，主承包商——鮑爾航空航天技術(shù)公司(BATC)完成了口徑為0.8 m、厚度為18 μm 的衍射薄膜鏡，衍射效率達到了30%[45]。2013年，BATC公司將LLNL研制的6塊45°梯形衍射薄膜進行拼裝，制成了5 m口徑主鏡1/8 扇區(qū)的衍射鏡片，并開展了相關(guān)的光學(xué)測試工作[46]，如圖20所示。在標(biāo)準(zhǔn)實驗室環(huán)境下完成了40 nm的光譜帶寬(中心波長為650 nm)成像，測試結(jié)果顯示，薄膜鏡的衍射效率提升至55%，達到了NIIRS2.3級的成像質(zhì)量。目前，該公司正在進行10 m口徑飛行試驗產(chǎn)品的可行性試驗[47]。

(a)5 m主鏡的1/8部分(a)1/8 of 5-m-diam PM

(b)10 m驗證樣機主鏡的1/9部分(b)1/9 of 10-m-diam PM

3.4.2 光子篩成像系統(tǒng)

2011年8月，NASA公布了與USAFA合作用光子篩對太陽進行成像的結(jié)果[48]。該光子篩包含1 500個菲涅爾波帶，共有1.5億個微孔，制作在鍍鉻玻璃基板上，焦距為400 mm，工作波長為656.3 nm。

獵鷹衛(wèi)星-7(FalconSat-7)是USAFA的一個納米衛(wèi)星計劃，該衛(wèi)星是一顆3U立方體衛(wèi)星(CubeSat)，其尺寸約為30 cm×10 cm×10 cm，質(zhì)量不超過4 kg，如圖21所示。該衛(wèi)星的有效載荷為一臺光子篩薄膜衍射望遠(yuǎn)鏡，口徑為0.2 m，焦距為0.4 m，工作波段為656.45 nm(H-alpha)，孔數(shù)為25×108，孔尺寸為2～277 μm，角分辨率為4 μrad，視場角為0.01°，帶寬為0.01 nm[49]。該系統(tǒng)為單波長系統(tǒng)，主要用于太陽觀測[50]，原計劃于2013年發(fā)射，后來多次推遲，目前具體發(fā)射時間未定。

圖21 獵鷹衛(wèi)星-7展開結(jié)構(gòu)圖

4 不同技術(shù)途徑的性能特點

表1列出了不同類型成像系統(tǒng)的性能特點。和其他技術(shù)途徑相比，剛性單體鏡成像系統(tǒng)的波前控制能力更強、成像對比度更高且穩(wěn)定性優(yōu)良，能夠?qū)崿F(xiàn)紫外、可見光和紅外的全譜段覆蓋，在對地觀測等對成像質(zhì)量要求較高的應(yīng)用方面其優(yōu)勢更加突出。剛性單體鏡成像系統(tǒng)的各單元技術(shù)比較成熟，在大口徑光學(xué)元件方面，在軌已有2.4 m、3.5 m口徑的系統(tǒng)。NASA和ESA等機構(gòu)在充分借鑒地面大口徑光學(xué)技術(shù)的基礎(chǔ)上，開展了4 m、8 m口徑單體式光學(xué)元件的論證和方案設(shè)計工作。剛性單體鏡成像系統(tǒng)主要受限于運載火箭的包絡(luò)尺寸和承載重量，目前運載火箭的最大包絡(luò)尺寸限制系統(tǒng)口徑不能超過4.5 m。隨著EELV和SLS等為代表的大型運載火箭的發(fā)展，系統(tǒng)的可實現(xiàn)口徑也在不斷增加，但相比于其他技術(shù)途徑而言，可實現(xiàn)口徑和極限角分辨率的能力仍然最差。

膜基反射成像系統(tǒng)的口徑能夠達到幾十米量級，具有面密度低、易于折疊展開等優(yōu)點，但大口徑膜基反射鏡的制備、復(fù)雜曲面鏡面的成形、面形精度的控制仍然是巨大的技術(shù)挑戰(zhàn)。目前，膜基反射成像系統(tǒng)僅實現(xiàn)了米級口徑的地基原型樣機試驗，面形精度也僅達到了微米級，距離實際空間應(yīng)用還存在較大的差距。

分塊可展開成像系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)比整體式成像系統(tǒng)更大的口徑，其關(guān)鍵技術(shù)在于共相調(diào)整精度、可展開機構(gòu)的精度和穩(wěn)定性。在當(dāng)前的技術(shù)實現(xiàn)能力下，該系統(tǒng)的技術(shù)成熟度以及成像質(zhì)量是除整體式成像系統(tǒng)外最高的。基于大口徑單體鏡的分塊可展開成像系統(tǒng)可減少共相光學(xué)元件和運動部件的數(shù)量，進一步降低技術(shù)難度，從而保證高質(zhì)量成像的可靠性。

光學(xué)干涉合成孔徑成像系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)百米量級的超大口徑，但其系統(tǒng)傳遞函數(shù)與全孔徑系統(tǒng)相比明顯降低，需要通過后期圖像處理恢復(fù)圖像質(zhì)量；而且通光面積減小，信噪比下降，需要增加曝光時間；此外，多路光束的相位一致性要求非常高。目前，該成像系統(tǒng)仍處于地面原理驗證階段，距離實際空間應(yīng)用還存在較大的差距。

衍射成像系統(tǒng)可實現(xiàn)超大口徑，具有面密度低、面形誤差要求相對較低等優(yōu)點，但在成像原理上存在工作譜段窄、衍射效率低、視場小等缺點。此外，大口徑薄膜鏡片制備、空間環(huán)境(發(fā)射時的振動、在軌的溫度變化)下衍射材料的穩(wěn)定性、超大尺寸系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性以及衍射薄膜透鏡的面形保持也是它面臨的技術(shù)難題。

表2 超大口徑空間遙感器各種技術(shù)途徑的性能特點

5 結(jié) 論

超大口徑空間光學(xué)遙感器是提高空間觀測精度的重要手段，實現(xiàn)超大口徑空間光學(xué)系統(tǒng)的主要技術(shù)途徑有整體式成像系統(tǒng)、分塊可展開成像系統(tǒng)、光學(xué)干涉合成孔徑成像系統(tǒng)和衍射成像系統(tǒng)等。本文研究了這幾種系統(tǒng)的技術(shù)進展和應(yīng)用情況，對其性能和適用領(lǐng)域進行了探討，結(jié)合國內(nèi)空間光學(xué)遙感技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀，對我國發(fā)展超大口徑空間光學(xué)遙感器提出如下建議：

(1)針對2～4 m大口徑系統(tǒng)(可實現(xiàn)靜止軌道3～10 m量級的分辨率成像)的觀測需求，結(jié)合我國空間反射鏡的研制能力，大口徑剛性單體鏡成像系統(tǒng)是目前的最佳方案。

(2)針對4～10 m超大口徑系統(tǒng)的成像需求，基于大口徑單體鏡的分塊可展開成像系統(tǒng)是現(xiàn)階段及未來一段時期內(nèi)兼顧高分辨率和高成像質(zhì)量的可行、有效的解決方案。

(3)針對未來更大口徑系統(tǒng)的成像需求，結(jié)合國內(nèi)外技術(shù)的發(fā)展趨勢，可開展基于稀疏孔徑的分塊可展開成像系統(tǒng)、在軌裝配、衍射成像系統(tǒng)等多種技術(shù)的探索和研究。

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張學(xué)軍(1968-)，男，吉林長春人，博士，研究員，博士生導(dǎo)師，主要從事空間光學(xué)系統(tǒng)超精加工與檢測和空間光學(xué)遙感器總體技術(shù)等方面的研究。E-mail： zxj@ciomp.ac.cn

樊延超(1984-)，男，河南洛陽人，碩士，副研究員，2006年、2008年于天津大學(xué)分別獲得學(xué)士、碩士學(xué)位，主要從事空間光學(xué)遙感器光機機構(gòu)設(shè)計方面的研究。E-mail： dulangfan303@163.com

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Applications and development of ultra large aperture space optical remote sensors

ZHANG Xue-jun*， FAN Yan-chao， BAO He， XUE Dong-lin

(Changchun Institute of Optics， Fine Mechanics and Physics，ChineseAcademyofSciences，Changchun130033，China)

For the rapid development of space remote sensing technology and the improvement of demand for space detection precision， this paper researches the more feasible and effective technological routes for ultra large aperture optical remote sensors. Several kinds of optical remote sensors that have been launched or planed are included， such as monolithic aperture imaging system， deployable segmented imaging system， interferometric synthetic aperture imaging system and diffractive imaging system. The research process， structure characteristics， developing states and application fields of the remote sensors are described. Details on the performance characteristics and application situations of various sensors are discussed in later sections. According to the requirements of space optical remote sensors with high resolution and high imaging quality， some suggestions on developing space optical remote sensors with ultra large apertures of 2—4 m， 4—10 m and some super large apertures are put forward respectively based on the current technical conditions and development trends.

ultra large aperture space optical remote sensor; monolithic aperture imaging system; deployable segmented imaging system; interferometric synthetic aperture imaging system; diffractive imaging system; review

2016-10-27；

2016-11-03.

國家重點基礎(chǔ)研究發(fā)展計劃資助項目(No.2016YFB0500100)

1004-924X(2016)11-2613-14

TP79；TH703

A

10.3788/OPE.20162411.2613

*Correspondingauthor，E-mail：zxj@ciomp.ac.cn