高分七號衛星雙線陣相機關鍵技術設計

楊居奎 王長杰 孫立 朱永紅 黃穎

(北京空間機電研究所，北京 100094)

雙線陣相機分系統是“高分七號”衛星的重要有效載荷，其中前視相機可以獲取0.8 m地面像元分辨率的全色影像，后視相機可以獲取0.65 m/2.6 m地面像元分辨率的全色/多光譜影像；2臺相機的全色影像可生成立體影像，后視相機的全色影像和多光譜影像融合生成彩色正射影像產品。

國內外采取雙線陣方式進行傳輸型測繪的衛星主要有[1-3]：①法國地球資源衛星斯波特-5(SPOT-5)的高分辨光譜儀(HRS)雙線陣相機可沿軌實時獲取立體影像，地面像元分辨率5 m，地面立體覆蓋寬度120 km；②日本的先進陸地觀測衛星(ALOS)，衛星裝載高分辨率三線陣全色相機(PRISM)，前/后視相機與正視相機夾角為24°，基高比為1，地面像元分辨率為2.5 m，前視和后視相機立體幅寬為35 km；③印度2005年5月發射的第1顆立體測繪衛星IRS-P5(Cartosat-1)，軌道高度為618 km，裝載2臺線陣相機(AWIFS)，其地面像元分辨率為2.5 m，覆蓋寬度為30 km。

測繪相機相對于一般資源探測或者軍事偵察的相機有著較為特殊的要求，不同于其它遙感載荷更關注輻射精度方面，高精度測繪相機對幾何精度要求嚴苛，本文采取雙線陣相機獲取立體影像，從而完成衛星高精度測繪制圖。

1 關鍵技術需求分析

衛星設計之初，關鍵技術的分析均以滿足實現1∶1萬比例尺測繪地圖的制圖為出發點，為了完成對未知地區進行定位和測圖的要求，在暫不考慮激光測距儀進行補充校準的情況下，高分七號衛星系統必須提供下述條件：①利用雙線陣相機完成對地面的推掃成像，形成2幅具有一定視角且相互重疊的雙線陣航帶影像；②利用星敏感器和其他姿態測量部件完成對衛星姿態的測量，獲取衛星在慣性坐標系中的絕對位置，為雙線陣影像提供3個外方位角元素；③利用軌道測量部件完成軌道定位測量，為雙線陣影像提供3個外方位位置元素[4-7]。

雙線陣相機在軌工作原理如圖1所示，前視相機和后視相機線陣陣列安裝時兩者基本處于平行排列，在軌運行時垂直于飛行方向，在不同時刻分別針對地面條帶M成像，t1時刻前視相機成像，t2時刻后視相機成像[8]。

圖1 雙線陣相機立體測繪原理圖Fig.1 Working principle of two-line array mapping camera

據文獻[9]可知，立體測繪系統的測繪精度主要受以下方面的影響：①外方位元素(角元素、位置元素)；②姿態角誤差(星敏感器光軸指向精度、星地相機光軸夾角測定精度、前后視相機間夾角穩定性精度)；③影像點坐標及焦距誤差。

根據誤差源的分解，雙線陣相機設計關鍵相關分解如圖2所示。

圖2 設計關鍵分析Fig.2 Analysis of design key

綜上所述，為滿足高精度測繪的需求，雙線陣相機在設計上需要關注的直接相關重點有4項：①相機與星之間安裝結構穩定性；②光機支撐結構穩定性；③焦面探測器及拼接穩定性；④光學系統敏感性。這4項，具有一定的獨立性，又有一定的耦合性。另外，由于在軌變化的主要因素是溫度，因此高精度的熱控是保障光機穩定的必要條件。

2 相機關鍵技術及實現

2.1 光學系統敏感性設計

內方位元素的穩定性，首先取決于光學系統對光學元件位置公差的敏感性，在光學系統敏感性低的情況下，結合高穩定的結構和高精度的熱控技術才能夠實現技術指標的要求[10]。

雙線陣相機分系統通過采用低敏感三反離軸遠心光學系統設計，構型如圖3所示。主鏡為八次非球面，次鏡和三鏡為二次非球面。光學系統設計傳遞函數P譜段平均為0.401 2，B譜段最小平均為0.796，沿線陣方向絕對畸變小于0.3 μm，相對畸變誤差小于2.410-6。溫度變化±0.5 ℃時，光學系統焦面變化約為±0.01 mm，光學系統焦深為±2 F2≈±0.099 mm(=0.45 μm)，光學系統傳遞函數變化很小，滿足相機設計指標要求。

圖3 光學系統示意圖Fig.3 Optical system of camera

光學系統加公差后，畸變敏感度分析結果見表1，校準畸變變化小于0.23 μm，光學系統畸變對公差不敏感，畸變穩定性好。

表1 光學系統畸變公差敏感度分析Table 1 Distortion sensitivity analyze of optical system

如表2所示，主次鏡鏡間距變化對光學系統后截距和焦距的影響約為1∶2.18和1∶1.51，次三鏡鏡間距變化對光學系統后截距和焦距的影響約為1∶0.16和1∶0.94，鏡間距變化對光學系統的后截距和焦距影響不敏感，而且光學系統為準遠心光路，因此，光學系統設計對相機主點、主距穩定性有利。

表2 鏡間距敏感度分析結果Table 2 Sensitivity analyze of thickness between mirrors

2.2 相機與星之間安裝結構穩定性設計

為減少衛星平臺的影響，相機與衛星進行解耦安裝，在軌工作時相機與衛星之間為3點撓性靜定支撐，避免衛星平臺的變形傳遞到相機上，影響光機結構穩定性[11-12]。發射時提供3個額外的解鎖支撐點，用以承受發射段力學環境，入軌后解鎖支撐點通過火工裝置解鎖脫開，相機恢復靜定狀態。圖4給出了底部支撐的分布圖，圖5給出了解鎖支撐的實物圖。

圖4 相機底部撓性支撐和解鎖支撐分布圖Fig.4 Distribution of static support and lock-unlock support mechanism at camera bottom

圖5 解鎖支撐Fig.5 Lock-unlock support mechanism

2.3 光機支撐結構穩定性設計技術

衛星在軌工作期間處于復雜、交變的熱環境下，要保證良好的幾何穩定性，一方面需通過立體測繪相機分系統光機結構的穩定設計，保證反射鏡面形、鏡間距和焦面幾何結構穩定，獲得較高的相機內方位元素穩定性；另一方面，通過高穩定性的一體化結構設計，保證相機之間的相對幾何穩定性[13]。

1)反射鏡微應力支撐技術

反射鏡組件由反射鏡、中心嵌套、中心筒、背板構成。示意圖如圖6所示。中心嵌套與反射鏡注膠粘結，中心嵌套材料選用與反射鏡材料(SiC)線膨脹系數一致殷鋼。中心嵌套與中心筒通過螺釘擰緊固定，為確保熱匹配性，中心筒材料與中心嵌套材料一致。反射鏡、中心嵌套、中心筒形成反射鏡部件，實現對反射鏡的微應力定位支撐，這種支撐形式的優點在于延長了反射鏡背板至反射鏡膠結區的傳力路徑，避免因強迫位移導致反射鏡面形精度下降。

圖6 反射鏡微應力支撐結構示意圖Fig.6 Configuration of mirror assembly

2)高穩定性箱式主框架設計技術

雙線陣相機的光學元件在位置分布上趨于前后兩組的形式，根據光學結構的特點，在機身設計上將次鏡組件、調焦組件(含平面鏡組件)固定在前框上。將主鏡組件、第三鏡組件和焦面組件固定在后框上。前框、后框和中間采用碳化硅一體化成型，使得主體各部分材料一致性好，熱穩定性好，有利于保證內方位元素的穩定性。主框架示意圖如圖7所示。

圖7 高穩定性箱式主框架示意圖Fig.7 Highly stable main frame

2.4 焦面探測器拼接穩定性設計

前視焦面采用7 μm像元的全色TDICCD器件4片進行拼接，后視相機采用全色7 μm多光譜28 μm的TDICCD器件3片進行拼接。拼接方式采用反射鏡光學拼接，形式如圖8所示。

圖8 前視焦面組件Fig.8 Focal assembly of front camera

相機在每組CCD器件背面并列安裝2根CDRG-NH3-O1-10×Φ5(J)的小型熱管，熱管翅片寬度6 mm，引出端銑掉翅片通過轉接鋁塊與散熱板直接相連，如圖9所示。

圖9 前視相機CCD熱管安裝方式示意圖Fig.9 Thermotube of front camera CCDs

對于拼接基框而言，重點考慮材料的導熱率和線膨脹系數。目前拼接基框常用的材料主要為鈦合金材料，鈦合金材料的導熱系數很低，僅為5.44 W/(m·K)，熱膨脹系數很高，為9.1×10-6K-1。從材料熱膨脹系數及熱導率考慮，如果使用TC4加工結構，難以滿足其拼接基框的設計技術指標。殷鋼材料的線膨脹系數能滿足要求，雖然此材料密度大，可能導致焦面質量很大，由于其良好的熱穩定性和較好的剛度，故選用殷鋼作為拼接基框的材料。

2.5 高精度熱控技術

溫度梯度及溫度波動導致空間相機光機結構變形，從而影響相機的成像品質、內方位元素的穩定性和夾角的穩定性。為此，必須通過高精度熱控設計為光機結構提供合適的工作溫度環境，保證整個相機的穩定性，在使用可獲取的、可使用的最低膨脹系數材料情況下，為滿足內方位元素穩定性要求，溫度梯度及溫度水平變化不大于0.2 ℃。

雙線陣相機結合熱管理思想進行光、機、熱一體化設計，優化整體熱控方案。具體采用的方法有：①采用高精度熱控算法進行區域溫度場多回路耦合熱控分析，優化控溫回路布局、控溫功率，以有限資源實現高效控溫，通過間接控溫方案設計保證光學組件高溫度穩定性；②采用可展開遮光罩，避免陽光會照進主框架內部，導致相機局部溫度波動較大；③外面首次采用雙多層，減弱外熱流的影響，采用雙層銷釘固定，內外多層間有一定間隙，不允許搭接；④部件間采取嚴格的隔熱措施，降低區域間影響。

受火箭整流罩限制，前視相機固定遮光罩結構尺寸受限，無法保證在軌運行時衛星側擺7°情況下太陽光始終不能直接通過入光口照射到主框架內部，因此采用了可展開遮光罩設計技術，為國內航天相機首次應用[14-18]。

可展開遮光罩支撐結構折疊與展開利用了豆莢桿原理，即豆莢桿在自由折疊狀態下僅發生彈性變形，不發生塑性變形，自由折疊彈性變形在解除約束后豆莢桿能夠自動釋放能量恢復平直狀態，因此可展開遮光罩的展開無需外界能量驅動。蒙皮利用了薄膜結構的柔性特性，厚度足夠小時蒙皮自由折疊后不會發生塑性變形，并且在無重力環境下極小的外力作用即可展開。收攏鎖定利用了繩系結構原理，即繩系沒有剛度，只能受拉不能受壓，一旦拉伸載荷消失后繩系結構可以任意自由移動，因此鎖緊繩在拉緊時能夠抵抗支撐結構的展開力以保持收攏狀態，一旦被兩個火工切割器中任意一個切斷后，鎖緊繩上的拉伸載荷立即消失，鎖緊繩在展開結構展開力的作用下隨蒙皮自由移動，鎖定狀態即被解除。圖10給出了可展開遮光罩的示意圖。

圖10 可展開遮光罩方案示意圖Fig.10 Fold-unfold hood

3 相機穩定性仿真分析

設計完成后，對相機在軌的穩定性進行了仿真分析。衛星運行于太陽同步軌道，軌道高度506 km，每軌時間95 min。分析共設置3個工況，見表3。低溫工況對應壽命初期夏至日，外熱流最小，多層隔熱組件未發生退化，此時為全壽命周期內相機工作溫度最低狀態。高溫工況對應壽命末期冬至日，外熱流最大，同時考慮了壽命末期主動熱控措施的退化，此時為全壽命周期內相機工作溫度最高狀態。另外計算了春分工況，對應在軌一般成像條件。每種工況下，相機工作15 min，每1 min輸出1次溫度場，計算該時刻內外方位元素，最后給出成像期間內外方位元素連續變化情況。以上工況，覆蓋了相機在軌全壽命周期內的低溫、常溫、高溫工作狀態，通過這3種狀態的分析，能夠代表在軌成像期間，和長期的穩定性。圖11給出了相機分析的有限元模型[19-21]。

表3 分析工況匯總表Table 3 Analysis conditions

圖11 相機分析模型Fig.11 Analysis model of camera

限于篇幅，本文只給出了前、后視兩臺相機中的前視相機部分工況的計算結果。圖12給出了相機的溫度場分布圖，圖13給出了相機的變形云圖，表4給出了內方位元素的變化量，表5給出了外方位元素的變化量。

圖12 工況1成像過程中前視相機溫度場分布Fig.12 Temperature field of front camera during imaging at condition 1

圖13 工況1成像過程中前視相機變形云圖分布Fig.13 Deformation field of front camera during imaging at condition 1

表4 各工況相機內方位元素變化量Table 4 Interior orientation elements of camera at each conditions

表5 各工況相機外方位元素變化量Table 5 Outer orientation elements of camera at each conditions (″)

由分析可知，內方位元素各項參數變化量均較小，其中，視主點受溫度變形影響最大，主距和畸變對溫度不敏感，幾乎沒有變化。滿足在軌單次工作期間，單臺相機畸變的穩定性優于0.3像元，主點飛行方向上穩定性優于0.3像元，線陣方向優于1像元的要求。相對于均勻溫升，溫度不均勻導致的梯度對于相機內方位元素影響較大，主要原因是溫度梯度使反射鏡發生了微小偏轉。

利用工況1和工況2的數據進行相減，即比較低溫工況與高溫工況的夾角數據，可以得到相機外方位元素在軌長期穩定性結果。可以發現，在軌長期工作過程中，轉角變化量不超過1″，滿足長期穩定性2″的指標要求。

4 結論

綜合本文的論證，結合相機研制過程中試驗前后的測試及衛星在軌測試結果可以得出如下結論：

(1)精度要求越高的測繪相機，需要從設計階段就結合衛星實際狀況進行分析和制定方案，并在詳細設計的細節處體現關鍵環節的把控，綜合考慮光、機、熱、材料等因素，從而滿足產品的要求。

(2)高分七號雙線陣相機設計之初誤差分析的方法正確，推導過程合理，設計采取的措施有效。

(3)高分七號相機在軌圖像質量良好，各項指標滿足或者優于技術指標要求，相機設計中對關鍵環節的把控準確，是取得好成績的前提。