“資源三號”02星載激光高度計收發(fā)匹配設計

王春輝 蒙裴貝 李旭 安寧 吳俊 孫建

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“資源三號”02星載激光高度計收發(fā)匹配設計

王春輝 蒙裴貝 李旭 安寧 吳俊 孫建

（北京空間機電研究所，北京 100094）

隨著星載激光高度計激光發(fā)散角和接收視場越來越小，對收發(fā)匹配的要求也越來越高，必須開展星載激光高度計收發(fā)匹配的仿真設計。文章對星載激光高度計光機系統(tǒng)的主要組成進行了介紹，分析了影響收發(fā)匹配的因素。針對激光器仿真技術不完善的問題，提出了基于激光器環(huán)境試驗的星載激光高度計收發(fā)匹配仿真設計方法。該方法成功應用于“資源三號”02星激光高度計的設計中，衛(wèi)星飛行所帶來的收發(fā)不匹配約為47μrad，激光的指向變化和抖動小于40μrad，力學環(huán)境引起的失調(diào)小于35μrad，熱環(huán)境引起的失調(diào)小于45μrad，光學裝調(diào)精度優(yōu)于20μrad，最終確定接收視場為500μrad。“資源三號”02星激光高度計目前已經(jīng)在軌工作超過2年，有效驗證了激光高度計收發(fā)匹配設計的有效性，對后續(xù)星載激光高度計收發(fā)匹配設計具有一定的借鑒意義。

星載激光高度計 收發(fā)匹配 光機熱集成分析 澤尼克多項式 資源三號

0 引言

星載激光高度計利用衛(wèi)星裝載的激光器向地球表面發(fā)射激光，并接收經(jīng)地面反射后的激光回波信號，根據(jù)激光飛行時間計算衛(wèi)星到地面點的距離，再根據(jù)衛(wèi)星位置和飛行姿態(tài)計算出地面點的坐標及高程[1-3]。星載激光高度計在軌獲取高精度的地面高程信息，可以彌補星載光學遙感影像三維信息獲取能力的不足，提高其立體測繪能力[4-6]。星載激光高度計對植被空間結構和地形的探測能力很強，尤其是在林木高度測量與林木垂直結構信息獲取方面，具有其他遙感技術無可比擬的優(yōu)勢[7-8]。星載激光高度計在三維成像、高精度對地觀測和深空探測等空間領域得到廣泛應用，NASA已經(jīng)成功發(fā)射了多個激光高度計，如火星軌道激光高度計（Mars Orbiter Laser Altimeter，MOLA）、近地小行星激光高度計（Near Earth Asteroid Rendezvous Laser Rangefinder，NLR）、地球科學激光高度計（Geoscience Laser Altimeter System，GLAS）、水星激光高度計（Mercury Laser Altimeter，MLA）和月球軌道激光高度計（Lunar Orbiting Laser Altimeter，LOLA）等[9-10]；正在研制的包括作為GLAS后續(xù)任務的先進地形激光高度計（Advanced Topographic Laser Altimeter System，ATLAS）和地形測繪激光雷達（Lidar Surface Topography，LIST）等[11]。歐空局正在研制其首個行星探測激光高度計（BepiColombo Laser Altimeter，BELA），用于水星的地形測量[12]。中國于2007年發(fā)射了“嫦娥一號”激光高度計，用于月球表面的地形測量[13]，并于2016年發(fā)射了首臺用于對地測繪的“資源三號”02星激光高度計。

為了能正常測距，必須保證激光接收視場覆蓋激光發(fā)射視場，裝調(diào)時一般將激光發(fā)射光軸和接收視軸調(diào)成平行[14-16]。星載激光高度計光機結構在發(fā)射力學環(huán)境、入軌后的失重和在軌的熱交變影響下，將影響發(fā)射光軸和接收視軸的平行性，需要增大接收視場以保證對地表激光足印的覆蓋。但是，為了減小背景光對高度計信噪比的影響，接收視場設計要盡量小。為了解決光機結構穩(wěn)定性與背景光抑制之間的矛盾，需要合理確定接收視場。星載激光高度計的激光發(fā)射角通常很小，一般為幾十或幾百微弧度，如圖1所示。隨著激光高度計空間分辨率和測高精度要求的提高，激光發(fā)散角越來越小，相應的接收視場也越來越小，兩者間的余量越來越小，收發(fā)匹配設計已經(jīng)成為星載激光高度計的關鍵點。

本文以“資源三號”02星激光高度計為例，對影響星載激光高度計收發(fā)匹配的因素進行了分析。針對激光器仿真技術不完善的問題，提出了基于激光器熱真空試驗的星載激光高度計收發(fā)匹配仿真設計方法并應用于“資源三號”02星激光高度計的設計。

1 激光高度計收發(fā)匹配光機熱集成設計

1.1 激光高度計收發(fā)匹配影響因素分析

星載激光高度計主要包括激光器、擴束鏡頭、接收鏡頭、探測器和用于系統(tǒng)集成的主體結構，“資源三號”02星激光高度計如圖2所示。激光器發(fā)出的光經(jīng)擴束鏡頭壓縮發(fā)散角后照射地表，決定了激光的發(fā)射光軸和地面足印尺寸。從被測目標反射回來的激光經(jīng)接收鏡頭匯聚在探測器上，決定了激光高度計的接收視軸。激光器、擴束鏡頭、接收鏡頭和接收探測器通過主體結構集成。

影響收發(fā)匹配的主要因素有：激光高度計在軌飛行，激光發(fā)射和接收時刻不同，由于衛(wèi)星運動引起地表激光足印與接收視場中心偏離；星載激光高度計在地面光學裝調(diào)時，無法做到激光發(fā)射光軸和接收視軸的絕對平行，必然存在一定的裝調(diào)誤差；激光高度計會經(jīng)歷嚴酷的發(fā)射力學環(huán)境，入軌后的重力釋放狀態(tài)與地面的裝調(diào)狀態(tài)也存在差異，會造成收發(fā)平行性偏離裝調(diào)狀態(tài)；入軌后的熱環(huán)境與地面測試狀態(tài)也不同，并且具有周期性的熱交變，光機結構在熱交變影響下會引起收發(fā)的不匹配。激光器在各種力熱因素的影響，其出射方向相對主體結構也會發(fā)生變化[17-19]。GLAS高度計為了防止收發(fā)失調(diào)，設計了一套在軌收發(fā)匹配調(diào)整機構[20]。LOLA高度計在軌受溫度交變的影響，在低溫段時，收發(fā)失調(diào)造成探測概率明顯下降[12]。隨著收發(fā)視場越來越小，收發(fā)匹配設計顯得越發(fā)重要。

1.2 空間光機結構光機熱集成仿真分析

基于CAE軟件的光機熱集成仿真分析方法在空間光機結構設計中已經(jīng)得到廣泛應用，是目前國際上解決此類問題最廣泛、最有效的手段，其典型流程如圖3所示[21-23]。激光高度計光機熱集成仿真分析工作主要包括結構力學分析、熱分析、熱力耦合分析、光學分析及優(yōu)化設計。結構力學分析主要進行靜力學分析和動力學響應分析，靜力學分析主要模擬發(fā)射過載條件下的應力應變分析和失重對結構穩(wěn)定性的影響分析；動力學分析主要包括模態(tài)分析、頻率響應分析和隨機響應分析，確定系統(tǒng)的動力學特性。熱分析首先根據(jù)軌道參數(shù)進行空間外熱流計算，然后根據(jù)結構模型及其熱設計，模擬入軌后的熱邊界條件開展熱仿真，確定入軌后的溫度水平及溫度變化。熱力耦合指因為溫度水平變化及溫度梯度引起的結構應力及應變，將熱分析的溫度場映射到結構模型中分析光機系統(tǒng)的應力應變和位移場。Zernike多項式是理想的結構分析與光學分析程序之間的接口工具，仿真分析得到的應力應變場和位移場，可以通過Zernike多項式擬合的方法將鏡片位移數(shù)據(jù)轉換為光學系統(tǒng)仿真所需的鏡片剛體位移和鏡面面形參數(shù)[24-25]。將鏡片的剛體位移和鏡面變形等光學參數(shù)帶入光學軟件開展光學分析，確定光學系統(tǒng)的性能變化。對于激光高度計的擴束鏡頭和接收鏡頭，可以采用該光機熱集成仿真分析流程。

1.3 星載激光器指向測量

激光器為出射光源，影響其指向的因素較為復雜，包括激光晶體和泵浦源性能的不均勻性、晶體熱透鏡效應、振動引起的光機零件的應變及位移，以及激光器自身溫度及環(huán)境溫度所引起的零部件熱變形和位移[26-28]。激光器本身瞬時發(fā)熱量很大，屬于時變邊界條件的瞬態(tài)熱傳導問題[29]。因此，通過仿真分析方法確定激光出射方向及其變化非常困難。通過熱真空環(huán)境模擬試驗，可以對其出射方向及抖動進行實際測量[12,17-19,30]。如圖4所示，將激光器安裝在真空罐內(nèi)，模擬其在軌溫度環(huán)境。引入?yún)⒖技す?，照射激光器上的基準鏡，反射光通過離軸拋物鏡匯聚到焦面上。激光器發(fā)射的光同樣經(jīng)離軸拋物鏡匯聚到焦面上。在焦面上用CCD器件對基準鏡反射的參考光和激光器發(fā)出的光同時成像，根據(jù)像點的相對位置及變化即可確定激光器相對結構基準的指向及指向變化。

1.4 星載激光高度計收發(fā)匹配設計

將光機熱集成分析方法和激光指向測量相結合，實現(xiàn)激光高度計的收發(fā)匹配設計，如圖5所示。通過力學和熱耦合仿真分析，確定擴束鏡頭和接收鏡頭的應變及位移，以及主體結構變形。根據(jù)擴束鏡頭和接收鏡頭的應變場及位移場，通過Zernike多項式擬合的方法，建立力學環(huán)境和熱環(huán)境影響下的新光學模型。將激光器出射方向矢量和指向抖動的實測值按最大包絡的方式確定最惡劣的指向變化，并帶入新的擴束鏡頭光學模型，確定新的激光出射方向矢量。根據(jù)新的接收鏡頭光學模型確定接收視軸方向矢量。激光出射方向矢量和接收視軸方向矢量的夾角即為視軸的失調(diào)量，從而可以確定星載激光高度計在力學環(huán)境和熱環(huán)境影響下的收發(fā)失調(diào)量。

2 收發(fā)匹配設計在“資源三號”02星激光測距儀上的應用

“資源三號”02星激光高度計激光器采用高峰值功率半導體激光二極管（Laser Diode，LD）陣列側面泵浦棒狀激光晶體，電光主動調(diào)Q工作體制，通過半導體制冷器對LD陣列進行雙向溫控，如圖6所示。

擴束鏡頭對激光器出射激光的發(fā)散角進行壓縮，采用伽利略型望遠鏡系統(tǒng)，如圖7（a）所示，系統(tǒng)放大倍率為18倍，系統(tǒng)波相差優(yōu)于0.04。接收光學鏡頭匯聚地表反射的激光，采用RC系統(tǒng)作為主光學系統(tǒng)，采用透鏡形成平行光路用于放置窄帶濾光片，如圖7（b），焦距600mm。

按照1.4中所述的仿真分析流程，建立了激光高度計的有限元模型，如8（a）所示，并對其進行了力學環(huán)境分析，向1n重力下的位移場如圖8（b）所示，極端熱工況的結構變形如圖9所示。然后將光學元件的位移場通過Zernike多項式擬合的方式導入光學分析軟件中計算重力釋放和溫度引起的收發(fā)失調(diào)量。激光高度計由于重力釋放引起的收發(fā)失調(diào)小于35μrad，極端熱環(huán)境引起的收發(fā)失調(diào)小于45μrad。對光學裝調(diào)方案開展了精度分析，裝調(diào)精度優(yōu)于20μrad。按照圖4中所示的方法，實測激光器在熱試驗中和力學試驗前后總的指向變化和抖動約為40μrad。

“資源三號”02星激光高度計工作在500km的軌道，激光發(fā)散角為0.1mrad，對應地面足印約為50m。由于衛(wèi)星飛行所帶來的收發(fā)不匹配約為47μrad。按最大包絡考慮，總的失調(diào)量為上述各分量的和，即187μrad?？紤]一定的設計余量，確定接收視場半角為250μrad，全視場設計為500μrad，如圖10所示。在后續(xù)的產(chǎn)品研制過程中，對“資源三號”02星激光高度計在各種環(huán)境試驗前后的收發(fā)匹配情況進行了測試，收發(fā)匹配滿足設計要求?！百Y源三號”02星激光高度計于2016年5月發(fā)射，入軌后工作正常，在軌時間超過2年，驗證了該方法的有效性。

3 結束語

本文對影響星載激光高度計收發(fā)匹配的因素進行了分析，結合激光器熱真空條件下的指向測量，將傳統(tǒng)的空間光機結構光機熱集成仿真分析方法應用于星載激光高度計收發(fā)匹配設計中，并在“資源三號”02星激光高度計收發(fā)匹配設計中得到應用，產(chǎn)品入軌后穩(wěn)定運行，證明了該方法的有效性。

本文的設計方法以及“資源三號”02星激光高度計的設計經(jīng)驗，對后續(xù)的星載激光高度計收發(fā)匹配設計具有重要指導和參考意義。當光機系統(tǒng)的穩(wěn)定性無法滿足收發(fā)匹配設計要求時，必須在軌進行收發(fā)匹配調(diào)整。

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Design of Boresight Alignment for Spaceborne Laser Altimeter of theZY-3(02) Satellite

WANG Chunhui MENG Peibei LI Xu AN Ning WU Jun SUN Jian

（Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

With the rapid decrease of the laser transmitter divergence and the receiver field of view, the requirements in boresight alignment of spaceborne laser altimeter are becoming extremely rigorous, thus requiring the integrated simulation in design necessarily. At first, the subassemblies in the optomechanical system of spaceborne laser altimeter are introduced, and the factors having influence on boresight alignment are analyzed. The thermal-structural-optical integrated analysis method and procedure for boresight alignment are proposed in order to improve the present simulation methods in altimeter. The proposed method has been applied in the design of ZY-3(02) satellite laser altimeter, and some important parameters are as followed: the error in boresight alignment from the satellite movement is about 47μrad; the boresight stability and pointing jitter is less 40μrad; the angular shifts caused by mechanical and thermal environment are about 35μrad and 45μrad separately; the alignment deviation error is about 20μrad, and the receiver field of view is about 500μrad. ZY3-02 satellite has operated on orbit for more than one year, which shows the validity of the design in boresight alignment and can be a reference for the subsequent missions.

spaceborne laseraltimeter; boresight alignment; thermal-structural-optical integrated analysis; Zernike polynomial; ZY-3 Satellite

TP73

A

1009-8518(2018)05-0081-08

10.3969/j.issn.1009-8518.2018.05.011

王春輝，男，1983年生，2010年獲西安交通大學機械工程專業(yè)碩士學位，高級工程師。研究方向為星載激光探測有效載荷技術。E-mail：xjtuchwang@foxmail.com。

2018-01-22

（編輯：龐冰）