天問一號高分相機星載接口分析與設計

李曉波，李威，孫天宇，李楊，孟慶宇，王嚴*

天問一號高分相機星載接口分析與設計

李曉波1，2，李威1，孫天宇1，李楊1，孟慶宇1，王嚴1*

（1.中國科學院 長春光學精密機械與物理研究所，吉林 長春 130033；2.中國科學院 空間光學系統在軌制造與集成重點實驗室，吉林 長春 130033）

為了提高天問一號高分相機的星載接口力熱性能，以相機基頻和星載溫度差為輸入開展結構設計。首先，介紹了常見的光學遙感器星載接口的支撐方式，分析了火星探測高分相機對星載接口支撐方式的需求。其次，建立遙感器光學性能與星載支撐接口的對應關系，通過蒙特卡洛分析方法確定接口空間位置相對變化對反射鏡的影響，識別出影響整機剛度和熱穩定性的接口設計參數。然后建立不同接口方案的分析模型，確定了接口設計的最優方案。最后，通過試驗測試獲得了該星載接口方案下的整機基頻和熱穩定性。試驗結果表明：采用運動學接口方案，整機一階基頻達到58 Hz，遠大于衛星的基頻，振動試驗前后的傳遞函數分別為0.196和0.187；同時，在星載接口存在20 ℃溫度差時，相機調焦前后的傳遞函數分別達到0.173和0.223。基于統計分析的星載接口分析與設計方法能夠有效確定接口設計輸入，運動學支撐解決了天問一號相機接口的設計難題，設計思路和試驗結果對相同類型的載荷接口設計有較強的指導意義。

星載接口；統計分析；蒙特卡洛、反射鏡

1 引　言

空間光學遙感器與衛星的連接方式一般有三種：對接式、嵌入式以及星載一體化融合式［1］。對接式安裝的如中國的“海洋”衛星系列、“風云”系列、法國的SPOT系列以及正在開展研制的巡天光學望遠鏡，嵌入式包括美國的QuickBird-2、韓國的KONPSAT-5等，星載一體化融合式包括美國的HST、以色列的GeoEye-2、中國的吉林一號等。不管哪種連接方式，雙方之間的接口設計都是影響載荷成像質量的重要環節。為了保證載荷的功能和性能滿足指標要求，接口的設計一方面應該保證光學載荷自由度完全約束，具有一定的剛度，能夠抵抗發射環境產生的結構應力和加速度，不與整星發生共振；另一方面載荷在軌運行過程中，必須保證載荷能夠指向穩定，盡量避免衛星的熱變形和微振動影響傳遞到載荷上，導致光學元件表面的變形和相對位移［2］。

在國內，空間相機與衛星平臺通常是不同單位各自獨立設計，衛星平臺負責能源供給、姿態控制、數據傳輸等工作，空間相機負責光學成像、測繪、勘察等，“尖兵”、“天宮”、“嫦娥”等衛星及其搭載的光學載荷均是采用此種管理模式。由于實現功能的差異，導致空間相機與衛星平臺在力熱環境適應性上的設計要求差別較大，星載接口組件作為連接衛星平臺與光學載荷的橋梁，其穩定性、可靠性、適應性對環境敏感性極高的光學載荷尤為重要。國內外研究人員針對星載接口的設計開展了一系列的研究工作，取得了一定的成果。

在國內，長春光機所的馮強等人針對某高分辨率空間相機星載接口開展了4點柔性連接設計，并通過螺旋理論和地面試驗進行了驗證［3］；孔德成等基于解決相機整體基頻偏低的問題，提出了將相機的星載接口位置調整到整機Z向中心和Z向質心兩種方案，并通過分析確定了最優方案［4］。沙巍等提出采用柔性連接、剛性連接和可解鎖連接配合的方式，相機基頻可高達120 Hz，并能夠適應平臺15 ℃的溫差要求［5］。張軍強等在空間成像光譜儀的星載接口設計中提出了一種單點欠約束、多點耦合完全約束的支撐方式，使得相機主體基頻達到95 Hz，并能夠承受10 ℃溫變和自重耦合工況的反射鏡面形變化要求［6］。李林等為了滿足空間相機支撐結構的減振要求，設計了一種倒圓角直梁復合組成的雙腳架柔性減振支撐結構，使得隨機響應最大放大倍率僅為0.93［7］。

在國外，光學望遠鏡也面臨同樣的設計難題。NASA的氣球試驗紅外干涉望遠鏡（BETTII）工作于37 km的高空，望遠鏡從地面上升過程中溫度變化73 ℃，設計了一組柔性支撐降低支撐框架和載荷之間材料熱脹系數不匹配帶來的影響［8］。歐空局的哨兵5號衛星上安裝的光譜儀為了解決發射振動與極端低溫環境適應性問題，開展了膠合、柔性、彈簧、混合支撐等不同方式的光學載荷安裝試驗［9］。美國大型空間望遠鏡如HST、JWST等采用星載一體化融合的設計思路，但為了解決后端科學儀器與主光機之間振動力學與熱接口匹配性問題，普遍采用運動學安裝的接口結構［10-11］。

從國內外研究成果可以看出，隨著光學載荷性能要求的提升，星載接口發射振動與熱匹配性之間的設計矛盾將會越來越突出，亟需創新的、定量化的設計方法和手段。以往的星載接口設計主要基于經驗或參考前人的設計理念開展初步設計，進而通過對設計完成的結構開展優化分析或試驗來確定設計結果的滿足度，對不同位置的連接在不同自由度上對光學指標敏感度的影響研究較少，設計輸入比較模糊。本文結合天問一號高分辨率相機的星載接口設計任務，提出采用統計分析的方法對三個安裝接口在不同自由度對主、次、三鏡的面形影響程度開展分析，確定不同自由度位移對反射鏡面形和剛體位移的影響，并結合光機結構的特點，確定三個安裝支撐的具體結構形式，為空間光學載荷的星載接口設計提供了一種新思路。

2 火星高分相機星載接口分析

2.1　相機常見星載支撐結構分析

按照支撐結構與相機的位置關系，可分為立式支撐和臥式支撐，如圖1所示。立式支撐是支撐面與相機光軸基本垂直的安裝方式，相機重心偏高，整機基頻較低。臥式安裝是支撐面與相機光軸平行的安裝方式，這種安裝方式能夠有效降低相機重心，較容易滿足運載發射要求。

按照載荷與衛星安裝的剛度不同可分為三類：剛性支撐、柔性支撐、運動學支撐。

圖1　星載接口的立臥支撐

剛性支撐方式的主要優點是相機結構剛度較高，相機基頻能夠遠高于衛星頻率，避免與衛星平臺發生振動耦合；缺點是衛星與相機安裝界面的熱變形可直接傳遞到光機結構上，引起光軸偏轉、成像質量下降等現象，此外，剛性連接的相機一般減振效果較差，動力學響應較大。

柔性支撐與反射鏡柔性支撐原理類似，主要優點是相機能夠較好地適應衛星熱變形的影響，柔性結構的剛度可根據實際熱環境與力學環境進行設計，在軌工作時柔性支撐能夠對衛星及相機熱變形和高頻微振動環境進行隔離；缺點是由于柔性環節的存在使得相機發射基頻較低，對于小載荷采用柔性安裝的方式能夠直接滿足發射基頻要求，但是對于質量較大的載荷為了提高發射階段的結構剛度往往需要增加鎖緊裝置。如圖2所示為英國TopSat衛星的主載荷RALCam1，約30 kg，采用一個固定安裝支腳結合兩個柔性安裝支腳的形式。其中固定安裝支腳位于三鏡附近用于相機定位，主次鏡位置處各安裝一個片體柔性支腳，可釋放衛星平臺變形對成像性能影響，且結構頻率可達到70 Hz［12］。

圖2　Topsat衛星載荷的星載接口結構

運動學支撐方式的原理是完全約束理論，使被約束相機的空間六自由度定位且不產生過約束，其主要優點是能夠完全適應衛星熱變形影響，消除內應力對光學結構的影響，常見的運動學支撐方式如“3-2-1”、“2-2-2”、“steward”，如圖3所示。運動學安裝方式存在一定風險，如間隙、運動副變形等，且對加工和裝配精度要求較高，需要對相機的變形深入理解。目前運動學支撐形式獲得了很多的改進，如將球鉸、滑軌等用柔性鉸鏈代替，出現“類運動學支撐”。運動學支撐在哈勃科學儀器、JWST后端模塊、MMT望遠鏡中廣泛應用［13-14］。

圖3　運動學支撐方式

2.2　火星高分相機星載接口要求分析

火星高分相機采用離軸三反光學系統，主三鏡組件和次鏡調焦鏡組件分別安裝于前后兩塊鋁基碳化硅框架上。相機屬于典型的臥式支撐結構，如圖4所示為高分相機安裝接口，整機重量39 kg，其中Z向為光軸方向，向為主三鏡連線方向，方向為高分相機安裝面法線方向。載荷與衛星安裝接口由三個安裝區域組成。深空探測相機從發射到進入火星軌道需要經歷漫長的周期，安裝接口結構設計應盡量簡單可靠［15］。

火星探測高分相機安裝于環繞器鎂合金衛星艙板上，在發射階段相機需要承受高達12g的振動環境，在到達火星軌道后環繞器與著陸器分離，相機需要承受1 100g的沖擊環境，在相機工作時衛星艙板接口溫度變化范圍可達到0 ℃～30 ℃。在如此惡劣的外部環境下為保證相機具備良好穩定的成像質量，除了對相機本身進行良好的抗力學設計和溫控設計之外，相機與衛星之間的支撐結構設計非常關鍵。

圖4　高分相機安裝接口

從相機溫度適應性角度分析，相機工作時主光學部分的溫度保持在20 ℃，衛星隔板的溫度變化范圍在0～30 ℃，相機與艙板的最大溫差可達到20 ℃。結合艙板材料，此溫差將使得艙板在主次鏡沿線方向（向）產生最大350 μm以上的變形，在主三鏡沿線方向（向）產生最大240 μm的變形，這些變形量不能直接傳遞到桁架結構上，需要通過相機與衛星接口進行變形隔離。因此相機需要能夠適應上述變形帶來的影響。

3 星載接口設計

3.1　星載接口位移誤差統計分析模型

3.2　星載接口統計分析

為了統計星載接口位移對各反射鏡面形和剛體位移的影響，結合高分相機的結構特點，在Patran軟件中建立了整機有限元模型，其中前后框架采用殼單元（QUAD4），桁架桿采用梁單元（BAR2），光學組件等其他結構組件主要采用實體單元（HEX8），在星載接口位置處采用RBE2單元，有限元網格數量為28萬，如圖5所示。

圖5 高分相機有限元模型

本文中，單個星載接口的安裝支撐可能在、、方向發生的位移誤差由d、d、d表示，d、d、d方向的平動數值可作為蒙特卡洛分析的變量，參數的取值在3.1節已進行了介紹。將安裝支撐發生位移時三塊反射鏡表面的節點變形通過SigFit軟件進行擬合得到面形和剛體位移作為響應量，分析樣本取100 000次，可得到星載接口位移對主、次、三反射鏡的99.7%概率下的統計結果分別如表1～表3所示，表中所列面形數據的單位為波長（=632.8 nm）。

表1星載接口位移誤差對主鏡的影響

Tab.1　Influence of onboard interface error to primary mirror

表2星載接口位移誤差對次鏡的影響

Tab.2　Influence of onboard interface error to secondary mirror

表3星載接口位移誤差對三鏡的影響

Tab.3　Influence of onboard interface error to tertiary mirror

表1為主鏡在裝星界面三個安裝支撐分別在方向產生不一致變形時的面形統計，可以看到影響程度排序為：d＞d＞d。通過進一步分析產生面形的主要像差項，一階像散、一階三葉和一階彗差占據主鏡面形的主導。表2為次鏡在裝星界面三個安裝支撐分別在方向產生不一致變形時的面形統計，光軸方向z安裝支撐變形不一致對次鏡的影響較大，主要像差項為一階像散。表3為三鏡在上述工況下的面形統計，安裝支撐在三個方向產生的不一致變形對面形的影響程度基本相當，其中像散和離焦在總像差中占主導。

星載接口的位移誤差對高分相機的影響主要體現在會影響各反射鏡的相對剛體位移，各反射鏡最大相對位移統計見表4。

表4星載接口位移誤差反射鏡相對位移的影響

Tab.4　Influence of onboard interface error to relative displacement of mirror

根據光學公差分配要求，主次鏡相對剛體位移應控制在±10 μm以內，角度應控制在±6″以內，主三鏡相對剛體位移應控制在±20 μm以內，角度應控制在±10″以內，才能滿足成像質量需求。因此，星載安裝接口應該能將衛星艙板的位移釋放到16倍以上才能滿足要求。

3.3　星載接口的結構設計

根據統計分析結果，為了消除衛星平臺隔板熱變形對相機的影響，設計了兩種能夠適應大變形的星載接口支撐形式，見圖6和圖7，均可以對衛星艙板在X和Y方向的熱變形具有較好的釋放能力。

雙腳架式支撐的原理為利用雙向柔性支撐的柔槽變形來消除平臺溫差對相機造成的熱應力，保證相機不受平臺溫度變化的影響，三組支撐采用相同的雙腳架結構。

運動學支撐形式采用一個固定支撐與兩個滑動支撐的結構組合形式，滑動支撐采用分體式結構形式，上部的燕尾和中部的滑槽均采用高強度的鈦合金材料，底座采用比剛度高、線膨脹系數小、隔熱好的碳纖維材料，固定支撐則采用上部鈦合金，下部碳纖維的材料構型。

圖6　雙腳架支撐形式

圖7　運動學支撐形式

為了比較兩種接口支撐形式對衛星艙板溫度適應性，本次分析將高分相機裝入衛星隔板上，如圖8所示。兩種支撐方案的基頻設計為60 Hz，分析工況為相機工作在室溫下（20 ℃），衛星隔板溫度從20℃降為0 ℃時各反射鏡的剛體位移如表5所示。

圖8　高分相機及衛星艙板有限元模型

表5兩種接口支撐形式對衛星艙板的熱適應性分析結果

Tab.5　Analysis results of thermal adaptability of two interface support forms

從表中分析結果可以看出，在相同支撐剛度情況下，運動學支撐相比于雙腳架支撐形式，能夠更好的釋放衛星艙板變形帶來的影響。因此，火星高分相機的星載接口選擇運動學支撐形式。

4 試驗驗證

為了確認運動學支撐接口的性能，將其與高分相機主體連接后開展了振動試驗和熱光學試驗。

4.1　振動試驗

為了驗證運動學支撐的力學性能，高分相機進行了正弦振動和隨機振動試驗，測試整機的動態剛度，主鏡掃頻響應曲線如圖9所示，力學試驗掃頻曲線顯示高分相機基頻為58 Hz，為X方向的一階頻率，該值遠高于指標要求28 Hz，說明運動學支撐具有較高的剛度，能夠滿足發射動力學要求。

圖9　掃頻曲線

力學振動試驗前后測試了相機三片CCD傳遞函數，進一步從光學系統穩定性上驗證運動學支撐的性能，測試結果如表6所示。

表6振動試驗前后MTF對比

Tab.6　Comparison of MTF before and after vibration test

振動試驗前三個區域MTF平均值為0.196，力學試驗后MTF的平均值為0.187，相機傳函下降數值5%以內，說明運動學星載支撐結構性能穩定。

4.2　熱光學試驗

為了驗證運動學支撐的熱穩定性，開展了熱光學試驗。將高分相機安裝于衛星模擬艙板上，并在艙板上設置主動控溫，將衛星模擬艙板的溫度控制到0 ℃，將相機溫度控制到20 ℃，同時測試光學系統傳遞函數，測試圖像如圖10所示，可以看到測試圖像亮暗條紋非常清晰，說明艙板與相機即使存在20 ℃的溫差時，通過星載接口的熱變形釋放，也能保證相機成像質量良好。

圖10　CCD MTF測試圖像

表7熱光學試驗調焦前后MTF對比

Tab.7　Comparison of MTF before and after focusing in thermooptical test

熱光學試驗數據結果如表7所示。可以看到，在艙板與相機存在20℃溫差情況下，高分相機相比于振動試驗時傳遞函數下降到0.173，但通過調整焦面位置，高分相機全色譜段平均傳函可達到0.223，遠高于指標要求。

4.3　試驗結果分析

本文中火星高分相機三點支撐的位置和角度與相機質心高度匹配，可以比較均勻的分擔相機的重量，保證整機的結構剛度。運動學星載接口支撐雖然在主次鏡方向（向）和主三鏡方向（向）進行了自由度釋放，但是由于這兩個方向相機主體分別通過桁架桿和框架進行支撐，并不會減弱整體的結構剛度。從掃頻結果分析，58 Hz基頻對應整機方向的一階頻率，為相機主體自身的剛度決定。

在主次鏡方向和主三鏡方向設置滑動支撐，可以隔離大部分的平臺熱變形對光學系統的影響，使得相機在衛星隔板和兩個熱變形較大的方向幾乎不受影響。但是隔板在降溫20 ℃過程中為整體收縮，會引入其他方向的耦合變形，如三個安裝支撐連線方向的變形，這種影響導致的像質下降只能通過相機的調焦機構進行補償。

綜上，運動學星載接口通過合理布局可以同時兼具固定支撐和柔性支撐的優點，同時也能克服它們的不足，獲得和固定支撐相同的剛度特性，同時也能有效隔離大部分的衛星平臺熱變形。

5 結　論

傳統的星載接口設計一般并沒有明確的設計輸入和設計要求，本文創新性的將蒙特卡洛統計分析方法用于接口設計問題上，將接口設計與反射鏡面形和剛體位移等光學指標直接相關聯，將艙板溫度差轉化為支撐柔度設計問題，提出安裝支撐自身應能達到變形釋放到1/16以上的指標要求；結合相機本體在方向和方向剛度較高，隔板在和方向變形較大的特點，提出雙腳架支撐和運動學支撐兩種設計方案，并通過仿真分析進行方案擇優，將運動學支撐與相機本體特點結合，比較巧妙的設計運動學滑槽的方向，從而保證整體剛度和自由度釋放的雙重要求。

通過試驗驗證，證明了運動學支撐結構相機基頻可達到58 Hz，為方向的一階頻率，并沒有在自由度釋放的方向降低剛度，力學試驗前后平均傳遞函數分別0.196和0.187，傳函下降量小于5%；熱光學試驗表明，艙板與相機存在20 ℃溫差時，相機全色譜段平均傳函經過調焦后可達到0.223，說明運動學支撐星載接口具有良好的熱力學性能。本文的設計方法和設計理念可以用于指導具有一定剛度且需要較大熱變形釋放要求的類似載荷上。

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Analysis and design of onboard interface of Tianwen-1 high-resolution camera

LI Xiaobo1，2，LI WEI1，SUN Tianyu1，LI Yang1，MENG Qingyu1，WANG Yan1*

（1，，，130033，；2，，130033，），：

To improve the mechanical and thermal performance of the onboard interface of Tianwen-1’s high-resolution camera， the structural design is determined by using inputs of the fundamental frequency of the camera and the satellite temperature. First， the onboard interface support requirements of a Mars high-resolution camera are analyzed， and common support methods for the onboard interface of an optical remote sensor are introduced. Second， the relationship between the optical performance of the remote sensor and the onboard interface is established. The sensitivity matrix of the spatial position change of the interface to the mirror surface shape is determined by performing a Monte Carlo analysis， and the interface design parameters affecting the stiffness and thermal stability of the entire machine are identified. Then， analysis models of the different interface schemes are established， and the optimal interface design scheme is determined. Finally， the fundamental frequency and stability of the entire machine under the selected onboard interface scheme are determined by conducting experimental tests. The test results show that with this interface scheme， the first-order fundamental frequency of the entire machine reaches 58 Hz， which is considerably higher than that of the satellite， and the MTF before and after the vibration are 0.196 and 0.187， respectively. Furthermore， when the temperature change in the onboard interface is 20 ℃， the MTF before and after camera focusing are 0.173 and 0.223， respectively. This spaceborne interface analysis and design method， based on statistical analysis， can effectively determine the interface design input， and the kinematics support solves the design problem of the interface of Tianwen-1’s astronomical camera. The design ideas and test results have considerable potential in guiding the design of this type of load interface.

onboard interface； statistic analysis； Monte Carlo； mirror

V447

A

10.37188/OPE.20223002.0227

李曉波（1987），男，陜西寶雞人，碩士，助理研究員，2011年、2014年于西北工業大學分別獲得學士、碩士學位，主要從事光機系統集成仿真與優化方面的研究。E-mail： lixiaobo104@163.com

王嚴（1985），男，吉林長春人，碩士，助理研究員，2012年于北京航空航天大學獲得碩士學位，主要從事產品可靠性研究。E-mail：wangyan@ciomp.ac.cn

1004-924X（2022）02-0227-10

2021-09-03；

2021-11-09.

國家重點研發計劃項目（No.2016YFE0205000）