基于小衛(wèi)星編隊(duì)的稀疏孔徑遙感技術(shù)

原育凱,陳宏宇,沈?qū)W民、2

(1.上海微小衛(wèi)星工程中心,上海 200050;2.中國(guó)科學(xué)院 上海技術(shù)物理研究所,上海 200083)

0 引言

高分辨率的空間光學(xué)遙感器代表了空間遙感技術(shù)領(lǐng)域的制高點(diǎn)。在工作于近地軌道的對(duì)地觀測(cè)載荷中,可見光波段的地面分辨率已達(dá)到分米級(jí),如美國(guó)的KH-11,KH-12鎖眼偵察衛(wèi)星的口徑已大于2 m[1]。該尺寸的口徑除導(dǎo)致設(shè)計(jì)、加工和裝調(diào)的巨大困難及高昂的成本外,其體積和質(zhì)量已基本達(dá)到了目前運(yùn)載發(fā)射能力的極限[1-5]。將衍射成像的分辨率公式用于紅外波段,欲達(dá)到與可見光同等的角分辨率,紅外波段的口徑約需提高1個(gè)量級(jí)。此外若需使用對(duì)地靜止軌道進(jìn)行對(duì)特定地區(qū)的連續(xù)觀測(cè),為獲得與近地軌道可比擬的地面分辨率,各種光學(xué)口徑則需提高約2個(gè)量級(jí)。顯然,傳統(tǒng)衍射受遙感觀測(cè)要求限制已無法滿足上述需求。

隨著天文學(xué)研究對(duì)更高分辨率觀測(cè)需求的日益強(qiáng)烈,在20世紀(jì)40年代國(guó)外提出了合成孔徑概念,并使用了復(fù)合天線技術(shù),逐步彌補(bǔ)地面單個(gè)射電望遠(yuǎn)鏡的孔徑不足[6]。之后,這項(xiàng)技術(shù)被用于解決空間和地面望遠(yuǎn)鏡系統(tǒng)。1970年,MEINEL提出了光學(xué)合成孔徑技術(shù),光學(xué)合成孔徑亦稱為光學(xué)綜合孔徑,是將多個(gè)較小口徑的光學(xué)元件或光學(xué)系統(tǒng)進(jìn)行精確的排列,使通過各子孔徑的光束在焦平面上滿足一定的相位條件,實(shí)現(xiàn)光場(chǎng)的相干疊加,從而達(dá)到與之通光口徑相當(dāng)?shù)膯我淮罂趶较到y(tǒng)的衍射極限分辨率[7]。稀疏孔徑是合成孔徑的一種實(shí)現(xiàn)形式,稀疏沿用了雷達(dá)技術(shù)的概念,相對(duì)完全填充孔徑而言,僅占用了很小一部分。稀疏孔徑系統(tǒng)通過改變子孔徑的空間布局和其間的疏密程度,可達(dá)到遠(yuǎn)高于有相同接收面積的單個(gè)孔徑的分辨率。本文對(duì)稀疏孔徑技術(shù)進(jìn)行了綜述。

1 稀疏孔徑技術(shù)基本原理

1.1 干涉光學(xué)成像原理

傳統(tǒng)單孔徑成像光學(xué)系統(tǒng)的成像是一個(gè)衍射受限過程,角分辨率受該孔徑衍射能力的限制,與波長(zhǎng)成正比,與孔徑尺度成反比。將2或多個(gè)成像孔徑的光束進(jìn)行波前疊加后,除單孔徑各自的衍射成像外,如孔徑間相位相干,其成像就會(huì)呈現(xiàn)干涉性,即各子孔徑對(duì)同一光源,采用分波面方式形成干涉。其優(yōu)點(diǎn)是形成了更大的口徑,一方面提高了系統(tǒng)的角分辨率,另一方面能探測(cè)更微弱的信號(hào)。目前,干涉成像方式有邁克爾遜干涉和斐索干涉兩種[2、8]。

1.1.1 邁克爾遜干涉

亦稱為瞳平面干涉。這是一種等傾干涉,其過程為：目標(biāo)發(fā)出的光束被一定空間距離的兩個(gè)孔徑接收,通過半透半反表面實(shí)現(xiàn)疊加,最終在探測(cè)器面上形成干涉圖樣。所得圖像是目標(biāo)在特定空間頻率的頻譜即傅里葉變換,故還需通過反變換重建原始圖像。邁克爾遜干涉的原理如圖1所示。其過程為干涉計(jì)測(cè)量物體的傅里葉變換;改變基線的取向和長(zhǎng)度,獲得不同空間頻域的采樣,采樣足夠充分時(shí)可填充整個(gè)空間頻域;通過傅里葉反變換重建圖像。

圖1 邁克爾遜干涉原理Fig.1 Prototype of Michelson interferometery

對(duì)邁克爾遜干涉系統(tǒng)來說,其空間應(yīng)用一般是深空探測(cè)。BRACEWELL在1978年提出了對(duì)邁克爾遜干涉的一種改進(jìn)：在兩束相干光合成前加入半波長(zhǎng)的相移,以消除中心視場(chǎng)的強(qiáng)光源而使軸外視場(chǎng)的暗弱目標(biāo)成像,即消零干涉測(cè)量,該原理成為近年空間探測(cè)的物理學(xué)依據(jù)[9]。如歐洲的Darwin計(jì)劃,參考地球大氣中主要成分(水、臭氧、甲烷和二氧化碳等)的紅外譜線,通過探測(cè)太陽系外的行星大氣紅外光譜尋找適合生命居住的星體[10-11]。NASA提出了類似計(jì)劃(TPF-I生命行星搜尋干涉儀)[12]。

1.1.2 斐索干涉

亦稱為像平面干涉[8]。它通過掩模實(shí)現(xiàn)大孔徑的部分孔徑成像,或多個(gè)獨(dú)立光學(xué)系統(tǒng)的光束經(jīng)準(zhǔn)直、合并后再進(jìn)行聚焦成像,故能直接輸出目標(biāo)的圖像。斐索干涉的原理如圖2所示。

圖2 斐索干涉原理Fig.2 Prototype of Fizeau interferometery

斐索型干涉的實(shí)現(xiàn)多采用以下兩種方式。一種是將虛擬大口徑主鏡的部分表面作為子鏡面設(shè)計(jì)、加工并對(duì)其精確定位,使用共同的次鏡將光束會(huì)聚成像[圖2(b)]。這樣的系統(tǒng)原理較易理解,是降低大口徑的加工難度和減輕整機(jī)質(zhì)量而采取的折中,因此當(dāng)應(yīng)用于空間任務(wù)時(shí),多會(huì)融入用于折疊發(fā)射的展開機(jī)構(gòu),或?qū)崿F(xiàn)航天器對(duì)接或繩系的分布式設(shè)計(jì)。其缺點(diǎn)是各子鏡面須嚴(yán)格按照其在虛擬主鏡的相對(duì)位置定位,定位精度對(duì)像質(zhì)的影響非常明顯,且由于其表面曲率無法改變,光學(xué)系統(tǒng)的參數(shù)單一,需進(jìn)行專門的設(shè)計(jì)和加工。另一種稀疏系統(tǒng)結(jié)構(gòu)中各子孔徑均為獨(dú)立望遠(yuǎn)鏡,其輸出光束為經(jīng)過準(zhǔn)直的平行光束,通過對(duì)各子孔徑的空間分布進(jìn)行定相控制,能將各子光束經(jīng)光束耦合形成干涉并聚焦成像,也稱為相控望遠(yuǎn)鏡陣[圖2(c)]。與共用次鏡結(jié)構(gòu)相比,其優(yōu)點(diǎn)是形成各子孔徑的望遠(yuǎn)鏡相互獨(dú)立,可進(jìn)行模塊化設(shè)計(jì)制造甚至基于現(xiàn)有產(chǎn)品進(jìn)行采購(gòu)組裝,以便實(shí)現(xiàn)各種空間構(gòu)型,且能不斷擴(kuò)充稀疏系統(tǒng)的規(guī)模,以實(shí)現(xiàn)更大等效孔徑和更高光通量。因此,這種構(gòu)型已成為目前國(guó)內(nèi)外稀疏孔徑研究的熱點(diǎn)。

邁克爾遜干涉的角分辨率僅與基線長(zhǎng)度有關(guān),基線越長(zhǎng)則分辨率越高,但由于口徑過于稀疏導(dǎo)致收集的信號(hào)非常微弱,以及需要改變基線長(zhǎng)度和方向采集目標(biāo)不同的空間頻率,整個(gè)采集過程所需時(shí)間很長(zhǎng),更適于小視場(chǎng)、相對(duì)靜止的天文目標(biāo)的探測(cè)。斐索干涉與傳統(tǒng)獨(dú)立口徑系統(tǒng)更接近,可實(shí)現(xiàn)對(duì)大視場(chǎng)內(nèi)快速運(yùn)動(dòng)目標(biāo)的干涉成像,更適于對(duì)地觀測(cè)。

1.2 稀疏孔徑研究?jī)?nèi)容

稀疏孔徑技術(shù)的研究主要涉及子孔徑的空間布局、相位一致和圖像恢復(fù)三部分內(nèi)容。

1.2.1 子孔徑的空間布局

用于探測(cè)的稀疏孔徑系統(tǒng)通常只對(duì)特定和極高的空間頻率感興趣。為此,其空間布局很廣。

歐空局的基于消零干涉技術(shù)的Darwin計(jì)劃采用空間構(gòu)型是：4只攜帶口徑約2 m反射鏡的航天器排成一個(gè)矩形,間距7～168 m(消零干涉方式)或20～500 m(天體物理觀測(cè)),將入射光聚焦到中心、距離光束收集平面約1 200 m處的光束合成航天器上。當(dāng)反射鏡組處于500 m基線的狀態(tài)時(shí),對(duì)波長(zhǎng)10μm的入射光,角分辨率可達(dá)0.005″[10]。Darwin計(jì)劃還提出了三角形、線形、菱形、X形和六邊形的空間布局[11]。美國(guó)的TPF-I計(jì)劃也有類似構(gòu)型,如圖3所示。根據(jù)系統(tǒng)子孔徑配置數(shù)量和觀測(cè)任務(wù)需求,還需對(duì)空間布局進(jìn)行旋轉(zhuǎn)和重構(gòu)的調(diào)整。用于成像的稀疏孔徑系統(tǒng),其子孔徑空間布局直接影響最終成像質(zhì)量。良好的空間排列可減少頻率的冗余,用最小的填充系數(shù)獲得較高的像質(zhì)和分辨率。據(jù)文獻(xiàn)報(bào)道,常用的構(gòu)型有環(huán)面、環(huán)形、三臂(Y形)、Golay,以及其他復(fù)合結(jié)構(gòu)等,如圖4所示[8-13]。

圖3 美國(guó)TPF-I計(jì)劃的編隊(duì)構(gòu)型Fig.3 Prototype of American TPF-I formation flying

環(huán)面形結(jié)構(gòu)其實(shí)是一種特殊的有中心遮擋的單獨(dú)孔徑,其中心孔的尺度和鏡面外徑接近。在其二維MTF分布中,其截止頻率較高且圓周上分布均勻,但明顯的缺點(diǎn)是除中心區(qū)域外,其傳函整體處于很低的水平。

Golay結(jié)構(gòu)是20世紀(jì)70年代提出的一種具冗余自相關(guān)的緊湊點(diǎn)陣列分布,已被廣泛用于稀疏孔徑成像,如美國(guó)麻省理工學(xué)院的ARGOS和空軍研究實(shí)驗(yàn)室(AFRL)的UltraLITE衛(wèi)星分別使用了Golay-3,Golay-6結(jié)構(gòu)型式[14]。ARGOS和UltraLITE的Golay結(jié)構(gòu)如圖5所示[2、15]。

三臂結(jié)構(gòu)是射電陣望遠(yuǎn)鏡最先采用的布局型式[16]。位于美國(guó)新墨西哥州的特大天線陣(VLA)微波波段的角分辨率可達(dá)毫角秒量級(jí)。之后被光學(xué)稀疏孔徑借鑒,但其傳函的空間分布不均勻,呈現(xiàn)明顯的六角形。

1.2.2 相位一致

圖4 常用稀疏孔徑布局及其調(diào)制傳遞函數(shù)(MTF)Fig.4 Common used sparse aperture prototype and its modulation transfer function(MTF)

圖5 國(guó)外使用的Golay構(gòu)型Fig.5 Golay prototype used in abroad

光學(xué)合成孔徑系統(tǒng)中至關(guān)重要的是多路光束的相位一致性[17]。各子孔徑收集的光束在合成時(shí),須符合需要的相位關(guān)系才能實(shí)現(xiàn)提高分辨率或中心視場(chǎng)消光。用于成像的合成過程,其軸向光程差一般要求控制在小于0.1λ,否則其點(diǎn)擴(kuò)散函數(shù)會(huì)呈現(xiàn)中心強(qiáng)度明顯降低、主瓣顯著擴(kuò)展而MTF中頻出現(xiàn)零點(diǎn)等像質(zhì)惡化的結(jié)果,從而失去了合成的價(jià)值。此處：λ為工作波長(zhǎng)。該要求僅略高于系統(tǒng)自身熱形變,同時(shí)對(duì)光束的傾斜誤差要求達(dá)到亞角秒級(jí)[2]?？臻g探測(cè)應(yīng)用的光學(xué)孔徑合成過程因需要進(jìn)行光譜學(xué)分析,要求達(dá)到納米量級(jí)[11]。

從目前的空間技術(shù)水平來看,僅依靠航天器自身實(shí)現(xiàn)這些指標(biāo)是非常困難的。因此,有文獻(xiàn)提出采用光學(xué)的自適應(yīng)技術(shù)對(duì)光路進(jìn)行小范圍高精度的閉環(huán)控制,以降低對(duì)航天器的相對(duì)位置和姿態(tài)的測(cè)控要求。一般是采用波前抽樣傳感器實(shí)時(shí)測(cè)量各子光束的相對(duì)波前誤差,再通過微機(jī)構(gòu)甚至推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行閉環(huán)控制,實(shí)現(xiàn)波前的實(shí)時(shí)校正[2、17]。

1.2.3 圖像恢復(fù)

與常規(guī)望遠(yuǎn)鏡的成像結(jié)果不同,稀疏系統(tǒng)的圖像一般無法直接使用,需進(jìn)行恢復(fù)和/或增強(qiáng)處理。Golay-6計(jì)劃的點(diǎn)擴(kuò)散函數(shù)(PSF)和MTF如圖6所示。由其MTF數(shù)據(jù)可知：在獲得高分辨率的同時(shí),圖像整體存在對(duì)比度偏低、信噪比偏低和中低頻近零點(diǎn)的狀況[18]。這需要進(jìn)行星上或地面的圖像處理,以改善圖像主觀感受,提高對(duì)比度,實(shí)現(xiàn)高分辨率。據(jù)報(bào)道,目前采用的有維納濾波或信號(hào)的反卷積等方法[17]。

2 工程化關(guān)鍵技術(shù)

空間稀疏孔徑系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)工程化的關(guān)鍵技術(shù)有：對(duì)衛(wèi)星平臺(tái)來說,可采用單顆大衛(wèi)星平臺(tái)的載荷展開或基于多顆衛(wèi)星平臺(tái)的編隊(duì),其中編隊(duì)需先考慮軌道設(shè)計(jì),其次是星間基線的測(cè)量與控制,最后需根據(jù)稀疏孔徑系統(tǒng)的特點(diǎn)設(shè)計(jì)與之配套的光機(jī)系統(tǒng)。

2.1 載荷展開

為保證成像系統(tǒng)有較高的像質(zhì),需較高填充比的稀疏孔徑系統(tǒng),這就要求子鏡面或子孔徑的間距不能太大。根據(jù)衛(wèi)星太陽帆板展開原理,美國(guó)的下一代太空望遠(yuǎn)鏡NGST,JWST和可展開空間望遠(yuǎn)鏡(DST)均采用了分塊可展開的成像系統(tǒng),國(guó)內(nèi)也已開展了相關(guān)研究[19-20]。從其體積和質(zhì)量來看,小衛(wèi)星平臺(tái)無法勝任。

圖6 Golay-6的構(gòu)型及其PSF,MTFFig.6 Golay-6 prototypeand its PSF and MTF

2.2 衛(wèi)星編隊(duì)

與上述展開技術(shù)不同,利用衛(wèi)星的編隊(duì)飛行實(shí)現(xiàn)的稀疏孔徑系統(tǒng)具可變基線和靈活的空間構(gòu)型[21]。該技術(shù)主要包括：根據(jù)任務(wù)需求,確定適當(dāng)?shù)南∈杩讖娇臻g布局和基線參數(shù);設(shè)計(jì)和優(yōu)化編隊(duì)衛(wèi)星軌道;考慮在軌運(yùn)行期間通過相關(guān)的精密測(cè)量與控制保證隊(duì)形的捕獲、維持和重構(gòu)。有文獻(xiàn)報(bào)道采用對(duì)接或繩系方式實(shí)現(xiàn)高精度的編隊(duì)飛行。

2.2.1 編隊(duì)衛(wèi)星軌道設(shè)計(jì)

目前,實(shí)現(xiàn)近地軌道編隊(duì)飛行的4種常用構(gòu)型是串行編隊(duì)、沿航向編隊(duì)、空間圓編隊(duì)和水平圓編隊(duì)[22]。國(guó)外分布式衛(wèi)星合成孔徑雷達(dá)(SAR)的空間編隊(duì)構(gòu)型中,法國(guó)CNES的SAR干涉轉(zhuǎn)輪(Cartwheel)任務(wù)采用了同軌道面橢圓編隊(duì)方式,3顆相同的小衛(wèi)星工作于近地軌道,每顆小衛(wèi)星攜帶SAR接收裝置,其編隊(duì)整體靠近一主動(dòng)雷達(dá),兩者距離約數(shù)十至千余米[23]。MOREIRA等提出了干涉鐘擺(Pendulum)系統(tǒng),采用沿航跡編隊(duì)的方式[24-25]。美國(guó)TechSat21計(jì)劃采用了空間圓構(gòu)型等多種編隊(duì)方式[26]。

實(shí)現(xiàn)稀疏孔徑干涉成像,首先需建立一中心主星,以該中心主星為參考建立空間編隊(duì),主星同時(shí)接收、合成編隊(duì)的子孔徑衛(wèi)星射來的觀測(cè)光束。根據(jù)實(shí)現(xiàn)稀疏孔徑干涉成像的光學(xué)要求,被觀測(cè)目標(biāo)至中心探測(cè)器的光程應(yīng)相等,否則會(huì)因光束間的相位差過大而無法合成。

被觀測(cè)目標(biāo)到中心探測(cè)器的光程包括兩個(gè)部分(如圖7所示)：被觀測(cè)目標(biāo)至子孔徑編隊(duì)衛(wèi)星的光程H和子孔徑編隊(duì)衛(wèi)星至中心主星的光程R(孔徑基線),一般要求兩者之和相等。通常,編隊(duì)衛(wèi)星在空間的位置和相位不斷變化,空間構(gòu)型的設(shè)計(jì)和控制是實(shí)現(xiàn)稀疏孔徑干涉成像的難點(diǎn)。

圖7 空間橢圓編隊(duì)衛(wèi)星的基線和光程Fig.7 Baselineand light path of satellites formation flying in spatial ellipse

2.2.2 空間基線測(cè)量與控制

對(duì)編隊(duì)衛(wèi)星的空間相對(duì)位置和方位(星間基線)的精密測(cè)量與控制是保證編隊(duì)飛行實(shí)現(xiàn)的基礎(chǔ)。目前進(jìn)行編隊(duì)衛(wèi)星星間基線測(cè)量的方法有全球衛(wèi)星定位系統(tǒng)(GPS)測(cè)量、無線電(微波)測(cè)量和光學(xué)(可見光、激光、紅外)測(cè)量等[27-28]。

目前,激光測(cè)距的精度最高,可采用脈沖式和相位式。脈沖激光測(cè)距雷達(dá)的測(cè)距精度可達(dá)分米級(jí),量程很大;連續(xù)波相位激光測(cè)距雷達(dá)的測(cè)量精度可達(dá)毫米級(jí)。此外,激光測(cè)角技術(shù)采用激光在四象限探測(cè)器成像的方法,精度可優(yōu)于5″。但由于激光測(cè)量系統(tǒng)的視場(chǎng)較小,實(shí)際應(yīng)用中需輔以無線電的引導(dǎo)[27-28]。

微波實(shí)現(xiàn)距離測(cè)量的原理與激光類似,同時(shí)采用比相法實(shí)現(xiàn)角度測(cè)量。限于波束的寬度,通常其精度低于激光,但量程更寬廣。采用微波的優(yōu)點(diǎn)是可同時(shí)實(shí)現(xiàn)星間的通信。

美國(guó)的TPF-I計(jì)劃在隊(duì)形建立和隊(duì)形重構(gòu)時(shí),采用量程20～200 m甚至10 km、精度為米級(jí)的距離捕獲探測(cè)器,采用4π立體角量程、1至數(shù)十度的方位捕獲探測(cè)器;執(zhí)行科學(xué)任務(wù)前需進(jìn)行精密的位置測(cè)控,此時(shí)采用量程數(shù)十米、精度毫米級(jí)的距離精密探測(cè)器和量程10′、精度4″的方位精密探測(cè)器。此外還有用于量程銜接的中等精度傳感系統(tǒng),指標(biāo)介于前述兩者間[11、29]。對(duì)編隊(duì)隊(duì)形的控制要求通常會(huì)降低為測(cè)量要求的1/10～1/5。

2.3 光機(jī)技術(shù)

稀疏孔徑的子孔徑的光學(xué)系統(tǒng)技術(shù)要求與傳統(tǒng)單孔徑系統(tǒng)相當(dāng),因此可采用現(xiàn)有的成熟光學(xué)系統(tǒng),但需在常規(guī)系統(tǒng)的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)和加工準(zhǔn)直光學(xué)系統(tǒng)與光束合成器等部件。

光束合成中,需根據(jù)自適應(yīng)光學(xué)方法采用閉環(huán)控制方式對(duì)波前進(jìn)行校正,以達(dá)到成像所需的相位精度。這需要精密的波前測(cè)量和補(bǔ)償裝置。哈特曼-夏克波前傳感器是使用較多的一種探測(cè)裝置,其主要原理是采用微透鏡將入射波前分割成子孔徑陣列,在高幀頻電荷耦合器件(CCD)相機(jī)的像面上形成獨(dú)立的哈特曼光斑,通過測(cè)量各光斑質(zhì)心的偏移量就可求出陣列內(nèi)入射波前的平均斜率[30]。系統(tǒng)的采樣頻率可達(dá)數(shù)千赫茲,測(cè)量動(dòng)態(tài)范圍可達(dá)數(shù)倍波長(zhǎng),精度可優(yōu)于λ/20。相對(duì)星間位置因入軌初始條件和軌道攝動(dòng)導(dǎo)致的不確定性來說,波前測(cè)量和控制的方法可有效彌補(bǔ)位置變動(dòng)對(duì)光束合成的影響,實(shí)現(xiàn)稀疏孔徑的合成功能。

3 結(jié)束語

本文對(duì)基于小衛(wèi)星編隊(duì)的稀疏孔徑遙感技術(shù)進(jìn)行了綜述。實(shí)現(xiàn)斐索干涉所需的空間尺度遠(yuǎn)小于邁克爾遜干涉,子孔徑的間距與其口徑一般在同一量級(jí),且可利用現(xiàn)有的子孔徑,以降低成本和縮短任務(wù)周期。從空間尺度來看,采用單顆大衛(wèi)星平臺(tái)較小衛(wèi)星編隊(duì)更合適,或采用小衛(wèi)星的對(duì)接、繩系等方式。邁克爾遜干涉通常面向長(zhǎng)期靜止的天文目標(biāo),通過長(zhǎng)基線(數(shù)十米至數(shù)公里量級(jí),為其子孔徑口徑的數(shù)十甚至數(shù)千倍)、長(zhǎng)時(shí)間觀測(cè)可獲得極高的空間分辨率(毫角秒量級(jí)),更適合采用編隊(duì)飛行實(shí)現(xiàn)。

[1]陳曉麗,傅丹鷹.大口徑甚高分辨率空間光學(xué)遙感器技術(shù)途徑探討[J].航天返回與遙感,2003,24(4)：19-24.

[2]CHUNG S J.Design,implementation and control of a sparse aperture imaging satellite[D].Boston：Massachusetts Institute of Technology,2002.

[3]錢 霖,吳泉英,吳 峰,等.復(fù)合三子鏡的成像研究[J].光學(xué)學(xué)報(bào),2005,25(8)：1030-1034.

[4]韓 驥,王大勇,劉漢承,等.光學(xué)稀疏孔徑成像復(fù)合孔徑陣列結(jié)構(gòu)研究[J].光電子激光,2007,18(6)：649-652.

[5]吳泉英,錢 霖,沈?yàn)槊?Golay-6稀疏孔徑系統(tǒng)成像研究[J].儀器儀表學(xué)報(bào),2006,27(增刊)：1114-1115.

[6]PAULS T A.Origins of sparse aperture imaging[C]//IEEE Aerospace Conference.Big Sky：IEEE,2001：3,1421-1427.

[7]陳曉麗,沈洪兵,楊秉新,等.稀疏孔徑成像系統(tǒng)發(fā)展概況[J].航天返回與遙感,2006,27(1)：23-27.

[8]AVOORT C V D.A comparison of techniques for wide-field interferometric imaging[D].Delft,Holland：Technische Universiteit Delf t,2006.

[9]OLLIVIER M,MARIOTTI JM,LéGER A,et al.Nulling interferometry for the DARWIN space mission[J].C R Acad Sci Paris,2001,t.2,Series IV：149-156.

[10]ESA.Darwin,science across disciplines：a proposal for the cosmic vision 2015-2025[OB/R].[2007-01-25].http：//www.mpia.de/Darwin/CV2007.

[11]KALTENEGGER L.Search for extra-terrestrial planets：the darwin mission-target stars and array architectures[D].Graz,Austria：Karl Franzens University,2004.

[12]LAWSON P R,DOOLEY J A.Technology plan for the terrestrial planet finder interferometer[A].JPL Publication,2005.

[13]LENTILUCCI E J.Condor applications：Condor and physics-based target detection[A].Research Computing Informational Seminar Series,Invited Talk,Rochester Institute of Technology,2007：1-39.

[14]GOLAY M J E.Point arrays having compact nonredundant autocorrelations[J].Journal of the Optical Society of America,1971,61：272-273.

[15]DENOYER K,LEITNER J.Autonomous neural control for the UltraLITE phase I test article[C]//IEEE Arcrospace Conference.Snowmass at Aspen：IEEE,1998：2,127-132.

[16]LENA P,LEBRUN F,MIGNARD F.觀測(cè)天文物理學(xué)[M].孫維新,胡景耀(譯).臺(tái)北：國(guó)立編譯館,2004.

[17]龍偉軍,王治樂,周彥平.光學(xué)綜合孔徑望遠(yuǎn)鏡成像分析及計(jì)算機(jī)仿真[J].光學(xué)學(xué)報(bào),2004,24(8)：1009-1014.

[18]MILLER N,DUNCAN B,DIERKING M P.Resolution enhanced sparse aperture imaging[C]//IEEE Aerospace Conference.Big Sky：IEEE,2006：1-16.

[19]SCHRADER K N,FETNER R H,GRIFFIN SF,et al.Development of a sparse-aperture testbed for optomechanical control of space-deployable structures[J].Proc of SPIE,2002,4849：384-395.

[20]劉志全,孫國(guó)鵬.空間光學(xué)遙感器的主鏡展開機(jī)構(gòu)[J].中國(guó)空間科學(xué)技術(shù),2006,26(6)：42-48.

[21]林來興.衛(wèi)星編隊(duì)飛行的應(yīng)用研究[J].衛(wèi)星應(yīng)用,2004,12(2)：35-40.

[22]郗曉寧,王 威.近地航天器軌道基礎(chǔ)[M].國(guó)防科技大學(xué)出版社,2003.

[23]VAISSIèRE M J New projects in the offing[M].Cnes：Dossier by Brigitte Thomas,2004.

[24]黃衛(wèi)東,張育林.分布式小衛(wèi)星合成孔徑雷達(dá)的空間編隊(duì)構(gòu)形研究[J].電波科學(xué)學(xué)報(bào),2005,20(2)：207-211.

[25]陳 杰,周蔭清,李春升.分布式SAR小衛(wèi)星編隊(duì)軌道設(shè)計(jì)方法研究[J].中國(guó)科學(xué)E輯信息科學(xué),2004,34(6)：654-662.

[26]CHIEN S,SHERWOOD R,ZETOCHA P,et al.The Techsat-21 autonomous space science agent[C]//AAMAS'02,Sponsor by Association for Computing Machinery.Bologna,Italy：[s.n.],2002：1-9.

[27]陳谷倉(cāng),王元?dú)J,王天祥.高精度星間基線測(cè)量方法探討[J].飛行器測(cè)控學(xué)報(bào),2005,24(4)：60-65.

[28]劉 洋,易東云,王正明.分布式小衛(wèi)星SAR的基線測(cè)量方法研究[J].飛行器測(cè)控學(xué)報(bào),2006,25(1)：26-30.

[29]LIM R S.Staged attitude-metrology pointing control and parametric integrated modeling for space-based optical systems[D].Boston：Massachusetts Institute of Technology,2006.

[30]饒長(zhǎng)輝,張學(xué)軍,姜文漢.基于哈特曼夏克波前探測(cè)的圖像解卷積：室內(nèi)結(jié)果[J].光學(xué)學(xué)報(bào),2002,22(7)：789-793.