輕小型全鋁高分相機

孫景旭 ，謝虹波，李淑賢，謝新旺，王 碩，周 峰

（1.季華實驗室 光電科學與技術研究部,廣東 佛山 528200；2.中國人民解放軍96035 部隊,吉林 吉林,132101）

1 引言

對于日益精細化的行業應用，精準高效且快速的航天探測能力顯得愈發重要。大口徑長焦距空間光學遙感器[1]具有高分辨率與大視場成像能力。然而，因為其體積重量大，加工制造難度高，開發周期長且成本高，無法短期發射部署形成覆蓋全球的圖像信息天網。近幾年出現的小型空間光學成像系統則體積小、重量輕，制造簡單，研制周期與成本成幾倍量級下降。雖然其分辨率偏低，但也可以滿足詳查的需求。機動靈活的快速組網可提供快速高效的遙感數據產品，與大口徑長焦距大體量空間光學遙感器進行有機組合可以取長補短，形成我國完善的航天圖像信息網[2]。

輕小型空間光學相機[3]為實現體積和重量的輕量化，光學系統選型及光機結構的優化設計是關鍵。反射鏡超輕量化需綜合考慮反射鏡材料、輕量化形式以及支撐結構，此外，還需考慮鏡面面形精度和外部載荷及環境因素的綜合影響[4]。主支撐結構需要保證主次鏡間的位置精度，確保環試后依然具有良好的成像質量。

孔德成設計的輕小型離軸三反空間相機，采用離軸三反光學結構和5.5 μm 像元探測器，相機口徑為120 mm，焦距為600 mm，在528 km 軌道高度上實現了4.84 m 的地面像元分辨率，幅寬為58 km，相機重量為24.8 kg。該相機主三反射鏡材料選用微晶玻璃，次鏡材料選用熔石英玻璃，主三鏡支撐和主支撐框架材料選用高體份鋁基SiC/Al[5]。謝永軍、毛祥龍介紹了一種全鋁光機自由曲面成像望遠鏡，F#3.7，傳感器像元尺寸為6.4 μm×6.4 μm，其采用空間驗證的Al6061 T651表面鍍磷化鎳層(NiP)[6]。王上介紹了一種空間相機全鋁合金光機結構，主反射鏡有效口徑為118 mm，F#6.5，焦距為770 mm，傳感器像元尺寸為7 μm，光機結構整體質量為1.52 kg，包絡尺寸在250 mm×170 mm×170 mm 以內[7]。

Risse S 介紹了JSS-56 有效載荷，采用6061鋁合金表面鍍磷化鎳層(NiP)。主鏡尺寸為210 mm×190 mm，F#4.3，焦距為633 mm，包絡尺寸為 641 mm×385 mm×865 mm[8]。美國行星實驗室發射升空的鴿子衛星（DOVE），根據官方網站資料顯示，目前有200 多顆衛星在軌，分布在國際空間站軌道（ISS）和太陽同步軌道（SSO）上。鴿子衛星光學載荷采用馬克蘇托夫-卡塞格林式光學系統，1 100 萬像素CCD 可實現3～5 m 地面分辨率，幅寬為24.6 km×16.4 km，衛星平臺重量僅為5 kg，體積為100 mm×100 mm×300 mm[9-11]。

隨著空間光學遙感成像技術的蓬勃發展，對快速響應及大量部署的應用需求越發緊迫，因此，研究輕小型高分辨率創新型相機具有重要的應用價值和工程挑戰。

2 相機成像技術體制

2.1 光學系統形式選擇

設計輕小型高分相機，在500 km 軌道上實現3.48 m 分辨率高性能成像（幅寬為15 km×15 km），即要以1.43"的像元角分辨率實現Φ2.5°的視場。可以實現此指標的光學系統型式有同軸與離軸兩大類，每一類都有二反、三反甚至四反多種型式[12]。其中，實現輕小結構的有RC+補償組、同軸三反與離軸Rug-TMA 系統，各自的結構特點對比見表1。

表1 典型輕小結構光學系統型式特點對比Tab.1 Comparison of types and characteristics for common optical systems

從表1 定性分析比較可以看出，在3 種可選光學系統型式中，離軸三反Rug-TMA 系統結構較大，RC+補償組與同軸三反TMC 可實現Φ2.5°左右的視場，且光學長度較短，約為焦距的1/5～2/5。對于同軸三反TMC 與同軸RC+補償組兩種光學系統，同軸三反TMC 在主鏡后有偏置的三鏡及很長的后光路需要折疊，可通過采用多次光路轉折來減小后光路尺寸，但需要高次非球面組合實現。雖然其結構尺寸小，但給光學加工和光學裝調引入較多工藝和工程復雜難度。同軸RC+補償組不需更多折疊，且為局部突起，而且補償組中非球面數量少，系統具有中間像面，加工制作和光學裝調工藝成熟，工程實現性好。

輕小型高分相機要盡可能地減小結構體積，故選擇同軸RC+補償組的光學系統。其在保持優良成像能力的前提下，相機結構簡單、緊湊、畸變小、裝調工藝性和環境適用性最好。同時RC 光學系統通過配合補償組可以很好地校正光學畸變，在軌對地物目標成像時能夠高精度確定其成像位置，有利于實現較高的定位精度要求。

2.2 成像體制確定

目前主流航天光學遙感器主要采用大F數+大像元的技術體制，大F 數勢必帶來長焦距，相機體積和重量無法優化至輕小型量級[13]。

小F 數+小像元成像優勢明顯。道理很簡單，小像元必有短焦距、短筒長的技術體制。其沒有得到主流應用主要是因為有阻礙其應用的技術瓶頸。比如應用小像元成像，感光面減小可能會帶來傳遞函數和信噪比同時下降或一方面下降，這對光電成像的空間相機而言是難以接受的。再比如采用小F 數RC 系統，加上進一步要求光學長度盡可能縮短，則尺寸最大的主鏡F 數也相應減小，也就意味著在同樣光學口徑下，主鏡半徑減小，主鏡的高次非球面更加內凹，其結果是高次非球面的陡度增加很多，即使用最好的加工手段也不容易達到要求的面形精度，或不能收斂。再加上超輕量化設計的超薄鏡壁主鏡會引發粗加工易破裂且易變形的風險，導致超薄超陡高次非球面鏡加工制作的工藝難度大。

采用小F 數+小像元技術體制，雖然承受巨大風險壓力，但若能及時突破多個關鍵技術瓶頸，也非常有應用前景。此技術體制應用主要優點是：

（1）采用小F 數，可在高奈頻條件下獲取不低于大F 數低奈頻的光學傳遞函數，具有良好的成像質量，可確保高分辨成像的傳遞函數要求，同時能夠保障信噪比；

（2）具有更輕小的體積與重量，相機體積可減小3～5 倍，相機重量降低5～8 倍；

（3）更輕小的空間相機可更好地適配不同構型的衛星平臺，滿足不同構型衛星平臺上大量布置的需要。

3 輕小型空間相機設計

3.1 總體設計

輕小型空間相機采用F5.6 的RC+補償組的光學結構，選用3.2 μm 像元面陣CMOS，像元規模為9 344 pixel×7 000 pixel。500 km 軌道高度上可實現3.48 m 地面像元分辨率，幅寬為 15 km×15 km 的成像需求。光學系統和光機結構采用全鋁材料一體化設計，可提高相機熱穩定性，減小熱控壓力。其中，光學反射鏡材料采用荷蘭RSA-6061 微晶鋁合金，光機結構材料采用硬鋁合金。這樣可以在保證光學結構剛度的前提下實現超輕量化設計。相機主要包括主、次反射鏡組件、補償組件、成像電子學及外罩組件。優化設計后相機整機重量為2 kg，體積為100 mm×110 mm×200 mm。相機結構如圖1 所示。

圖1 相機整機結構Fig.1 Overall structure of the camera

3.2 光學設計

光學系統設計思想是在RC 系統基本對稱的基礎上，采用非球面復雜化的結構形式來提升成像質量，盡量控制畸變。考慮到成像質量和分辨率的要求，結合CMOS 感光面的尺寸，設計時要適當提高光學系統焦距，提高成像分辨率。

采用同軸RC+補償組校正像差，配合3.2 μm小像元CMOS 得到全視場內的完善像。通過優化設計匹配后，光學系統設計結果如表2 和圖2 所示，光學系統穩定性公差如表3 所示。從設計結果可以看出，奈奎斯特頻率處的平均光學傳遞函數為0.32@156 lp/mm 圖形，平均點列直徑為1.4 μm，80%能量集中在直徑為2.1 μm 區域，全視場最大畸變優于1%。設計焦距為460 mm，視場角為Φ2.5°。

圖2 相機光學設計結果Fig.2 Optical design results of the camera

表2 輕小型全鋁高分相機光學設計結果Tab.2 Optical design results of all-aluminum high resolution camera with lightweight and compact size

表3 光學系統穩定性公差Tab.3 Stability tolerances of the optical system

3.3 光機結構

相機采用RC+補償組的結構形式，其主要由主鏡、次鏡、三鏡和補償組組成。設計高剛度及穩定性的光機結構，以保證各反射鏡及補償組的光學穩定性滿足光學公差要求，實現近衍射極限高質量光學成像要求。相機主次鏡的有效通光口徑均較小。使用硬鋁合金以保證本體結構剛度和熱穩定性能。主、次反射鏡均采用高穩定性微晶鋁合金，輕量化率可達到85%。

主鏡和次鏡均為圓形反射鏡，采用背部三點柔性支撐方式、采用外廓輕量化的結構形式及高等剛度結構設計優化鋁鏡背面外廓形狀，以提高其力學性能，使其滿足近衍射成像的面形精度。主鏡口徑為Φ90 mm，其與柔性為一體結構，可減小鏡體加工輕量化殘余應力對面形精度的影響。主鏡背板為主支撐結構，高剛度超輕量化設計使其具有較高的動態剛度，避免或減小自激振動和強迫振動。主鏡采用三點與背板固聯，主鏡和背板分別如圖3(a)和3(b)所示。次鏡口徑為Φ32.5 mm，同樣為柔性一體結構，如圖3(c)所示。三鏡尺寸較小，采用周圈支撐方式。補償組主要包括3 個透鏡，口徑均為22 mm。折射元件采用石英材料。每個透鏡壓圈與內壁套筒均設計有柔性結構，硬鋁合金采用柔性支撐，以補償溫度變化帶來的影響[14]。采用定心設計與定心裝配，將同軸裝配精度控制在15 μm 以內，偏心精度小于10″，如圖3(d)所示。

圖3 各光學組件結構Fig.3 Structure of each optical component

僅采用經驗設計難以保證相機在空間環境下正常工作，且要確保在運載發射過程中不被破壞、不產生殘余變形，必須先對相機進行整機工程分析，通過分析相機可能經受的力學環境以及載荷，全面分析相機的靜態剛度、動態剛度、結構強度和熱彈性。其中，靜態剛度主要分析各反射鏡組件級、整機重力及±4 °C 溫度漂移的面形是否滿足表3 中的光學公差要求。動態剛度和結構強度分析主要用于保證整機基頻高于100 Hz，避免發射過程中與衛星平臺發生共振，導致相機結構發生破壞或引起顫動，進而影響成像質量。熱彈性分析主要分析在20 °C±4 °C 的均勻溫升下，相機反射鏡精度是否仍滿足表3 中的光學公差要求。在設計時，主要從以下幾個方面來考慮：（1）等剛度輪廓超輕量化設計；（2）反射鏡鏡體局部適量采用柔性結構，組件保持高比剛度和高比強度；（3）反射鏡及光機結構材料一體，線膨脹系數相匹配，確保熱穩定性；（4）足夠的動靜態剛度。

考慮到相機的工作模式與工作環境，靜力學和動力學分析結果如圖4～圖5（彩圖見期刊電子版）所示。從表4 分析結果可得出：相機重力和溫升對成像質量的影響滿足光學設計公差要求。一階模態為302.92 Hz，動態剛度也足夠，滿足運載發射的力學環境。

圖4 相機靜力學分析結果Fig.4 Static analysis results of the camera

圖5 相機一階振型Fig.5 First-order vibration mode of the camera

表4 相機靜力學和動力學分析結果Tab.4 Static and dynamic analysis results of the camera

通過有限元仿真分析軟件詳細分析得知星載聯接面處在力學輸入10 g 正弦載荷時，相機最大應力及最小安裝系數的部位出現在主鏡背板與后框架的連接面。在100 Hz 下這個單元的應力響應值是24.53 MPa，如圖6 所示，而后框架材料鋁合金的屈服強度為400 MPa，由此可知其具有足夠的安全系數。

圖6 正弦載荷10 g 輸入時的相機應力及分布圖Fig.6 Stress and its distribution of the camera under 10 g sinusoidal input

3.4 調焦機構

空間相機處于復雜的太空環境時，會產生離焦現象，從而使成像質量變差。針對上述問題，需要利用調焦機構補償實現離焦量的校正，以獲取最佳的成像位置。光學成像系統具有一定的允許離焦量。如果焦平面的偏移量在這個范圍內則成像質量不會下降。其允許的最大離焦量即為光學系統的半倍焦深，

式中：Δ 為半倍焦深，F 數為5.6，λ為光學系統的工作波長，取值632.8 nm。計算得出最大允許的離焦量為39.7 μm。綜合考慮相機復雜工作環境和各種誤差因素，調焦機構的定位精度要小于±10 μm，調焦分辨率為1 μm，調焦量為±0.5 mm。

采用輕小型高精度凸輪調焦機構，采用步進電機驅動齒輪凸輪組件旋轉，凸輪驅動焦面組件沿軸向導向組件往復運動。

3.5 成像電子學

相機結構尺寸很小，相機電子學可與衛星采用一體化設計。在平臺上對相機實施控制，相機自身僅有成像電子學系統。為了降低成像電路的噪聲，選用3.2 μm 大面陣(9 k×7 k)CMOS 探測器實現片上模數轉換及放大功能，對外交互采用數字量輸出。在電路設計方面，關鍵模擬電源采用低噪聲線性穩壓器，可提供優質的供電電源[15]。探測器驅動采用FPGA 作為主控芯片，可實現對探測器電源管理、工作參數配置、數據穩定采集、輻射校正及預處理等。整個機芯三層板可壓縮整體尺寸，實現高度集成小型化。整體尺寸為65 mm×79 mm×25 mm，如圖7 所示。

圖7 相機成像電子學系統實物圖Fig.7 Physical photograph of camera imaging electronics system

3.6 熱控設計

相機采用全鋁材料一體化設計，反射鏡和光機結構材料均使用鋁合金，補償鏡采用硬鋁合金的柔性補償結構安裝固定，確保光學鏡片和光機結構溫度水平為20 °C±4 °C，相機電子學工作溫度控制在0 °C～40 °C 范圍內。

相機熱控由衛星平臺保證，不需要單獨對主次鏡組件和補償鏡組件做熱控處理，主被動熱控措施在放置相機的平臺艙內實施。相機放置于筒式結構平臺艙內，筒式結構外表面放置加熱片，相機上設置溫度傳感器，加熱片加熱筒結構，加熱后的筒式結構用于相機熱控，保證相機處于20 °C±4 °C 的穩定環境中。通過熱真空試驗驗證相機成像效果。

對于500 km 太陽同步軌道，軌道傾角為97.4°，降交點地方時為10:30 am。相機與平臺通過10 mm的聚酰亞胺墊進行隔熱安裝。相機放置于平臺艙內通過筒式結構輻射傳熱。經分析知相機內部熱源為成像電子學。考慮對日定向的低溫工況，建立熱仿真模型，并加載邊界條件進行分析計算，利用斯特藩-玻爾茲曼定律計算入光口的散熱量，采用PWM 60%的占空比進行精細熱控控制。考慮到換熱系數的影響，該工況下共需10 W 的加熱功率，相機各組件溫度如表5 所示。穩態分析的仿真結果如圖8 所示。從表5 和圖8 可以看出，相機各組件均滿足20 °C±4 °C 的溫度要求。

圖8 對日定向低溫工況穩態分析Fig.8 Steady-state analysis under low temperature on the behavior of sun-tracking

表5 對日定向低溫工況各組件溫度Tab.5 Each component's temperature under low temperature on the behavior of sun-tracking

4 集成測試

4.1 環境試驗

為使相機經受發射過程中的力學環境，確保入軌后獲得高質量圖像，在發射前需對相機進行充分的環境試驗驗證，主要進行力學和熱真空[16]兩個試驗，其余環境試驗與整星一起進行。這樣安排試驗的好處在于簡化試驗過程但不省略關重試驗，在確保相機關鍵性能的同時大大縮短相機研制周期。

力學性能測試主要是通過正弦和隨機振動試驗檢驗相機本體及成像電子學系統是否適應發射過程中的振動環境。根據實際運載及衛星平臺聯接方式，確定正弦和隨機振動試驗條件，如表6 所示。確認正弦振動加速度試驗量級為1.05 g。通過輸入單位載荷，獲取加速度響應，相機安裝在星箭分離面比較近的位置，相機與衛星平臺采用筒式結構以提高衛星結構的系統剛度。衛星平臺力學特性好，可確保星箭分離處的力學輸入通過高剛度平臺后在星載聯接面處無明顯放大。在振動試驗前、后加入特征級檢查試驗，確認同一測點在前、后兩次特征級試驗中的頻響一致，做為檢驗組件通過試驗的標準之一。測點位置分別為主鏡背板、外遮光罩末端和后遮光罩末端。圖9 為振動試驗現場照片。

圖9 相機力學試驗現場Fig.9 Mechanical test site of the camera

圖10 和圖11 分別為三方向正弦和隨機振動的結果曲線。從試驗結果可以看出，整機一階模態為295 Hz，與仿真結果的偏差為2.61%。考慮到存在測量誤差，可認為試驗結果與仿真分析數據基本一致，三方向正弦振動最大處放大1.17倍，表明整機結構剛度足夠大，相機具有非常好的力學穩定性。

圖11 三方向隨機振動結果Fig.11 Random vibration results in three directions

熱真空試驗主要驗證在真空和20 °C±4 °C溫度環境下相機的成像保持性能，利用焦距為2 m 的平行光管通過真空罐光學窗口照明相機，采集真空艙內不同環境溫度下的相機圖像，通過圖像分辨效果確認20 °C±4 °C 相機真空環境下的成像性能。圖12(a)為熱真空試驗現場，1×10-4Pa 下測試了3 種溫度下（16 °C、20 °C、24 °C）的相機成像效果，如圖12(b)～12(d)所示。經計算成像光路奈奎斯特頻率分辨率對應國標3 號分辨率板第19 組，均可清晰分辨。

圖12 熱真空試驗現場和成像效果Fig.12 Thermal vacuum test site and imaging effect

4.2 面形與傳遞函數測試

相機系統的面形質量和光學傳遞函數[17]直接決定了成像質量，使用ZYGO 干涉儀測試相機光學裝調后中心視場和邊緣視場的波像差，涵蓋的光學元件包括主鏡、次鏡、三鏡和補償組。從測試結果可以看出，相機中心視場波像差RMS 為λ/15.6，5 個視場系統波像差均優于λ/12.3，可以確保相機近衍射極限高質量成像。5個視場的相機波像差（RMS）測試結果如表7 所示，干涉檢測結果如圖13（彩圖見期刊電子版）所示。

圖13 相機5 個視場干涉檢測結果Fig.13 Interference detection results of five FOVs

表7 相機波像差測試結果Tab.7 Wavefront aberration results of the camera

光學鏡頭與像面集成主要采用6 m 焦距平行光管將分辨率靶標成像到相機像面上，使用軟件計算奈奎斯特頻率處的分辨率靶標圖像。通過精細調整光學鏡頭與成像電子學之間的位置，計算得到目標對比度最大處即為最佳焦面位置，將該位置通過修研墊片固化。

根據相機實測焦距和平行光管實測焦距，計算得該成像光路奈奎斯特頻率對應國標4 號分辨率板第12 組，光學傳遞函數測試現場圖如圖14所示，相應的放大顯示圖像如圖15 所示。根據光學傳遞函數計算公式可得光電系統的傳遞函數為0.217。

圖14 光學傳遞函數測試現場Fig.14 Optical transfer function test site

4.3 外場成像

相機對2 km 處目標成像效果如圖16 所示。從圖16 可以看出，相機成像效果良好，圖像清晰且灰度層次分明，陰影邊界處銳利。

圖16 2 km 目標外場成像圖Fig.16 Imaging of 2 km target outfield

5 結論

針對未來航天圖像信息網大量發射部署光學載荷的需求，提出了輕小型高分相機采用小F 數+微小像元的總體技術體制和RC+補償組的光學系統形式。詳細設計了全鋁一體化結構的3.48 m 高分相機，并介紹了總體、光學、光機結構、成像電子學和熱控的詳細設計方案。最后，對輕小型全鋁高分相機進行了詳細的集成測試，主要包括環境試驗、面形與傳遞函數測試和外場成像。試驗和測試結果表明：整機重量為2 kg，一階模態為295 Hz，整機結構剛度足夠大，滿足相機發射等場景需要；相機中心視場波像差RMS為λ/15.6，5 個視場波像差RMS 均優于λ/12.3，可 以確保近衍射極限高質量成像；相機實測光學傳 遞函數為0.217；對2 km 處目標成像效果良好，圖 像清晰且灰度層次分明。可以為輕小型甚高分辨 率空間相機設計提供理論指導和工程借鑒。