桁架式空间光学遥感器热离焦分析

空间光学遥感器作为一种探测及观察手段在空间对地观测中发挥着越来越重要的作用。搭载在卫星平台上的空间光学遥感器一般裸露在太空中，受太阳辐照、地球红外辐射、地球反照、空间冷黑热沉及内部热源的影响，空间光学遥感器在轨道运行时所处的热环境非常复杂，并且随轨道及工作状态的变化而不断变化。恶劣的空间热环境造成空间光学遥感器温度分布不均和温度波动。因此，空间光学遥感器需具有良好的温度适应性。

温度变化会导致光学遥感器发生一定程度的热变形，从而使光学元件的表面面形、曲率半径及相对位置产生变化。温度变化对光学系统的影响主要体现在两个方面，一是光学元件表面面形的变化引起光学系统波像差增大；二是光学元件曲率半径及相对位置的变化导致CCD感光面偏离光学系统的像平面，即离焦[1]。二者均会导致光学系统调制传递函数（MTF）的下降，最终影响成像质量。离轴三反空间光学遥感器反射镜与主支撑结构材料热膨胀系数匹配难度较大，在空间热环境的作用下易产生热离焦。

温度变化是空间光学遥感器在轨运行时离焦的主要原因，因此，有必要对离焦量与温度变化量之间的关系进行分析。传统的方法为光机热集成分析方法，计算准确但工作量大。本文以某空间光学遥感器为例，基于高斯光学理论，采用y-nu光线追迹法，推导热离焦的近似计算公式。

1 离焦量的近似计算

本文研究的某空间光学遥感器外形尺寸为1500mm×1000mm×800mm，焦距较长，对主支撑结构的尺寸稳定性要求较高。主支撑结构采用桁架结构（如图1），由碳纤维支杆和前后钛合金框组成。该空间光学遥感器采用具有一次像面的离轴三反射镜消像散光学系统（如图2），其等效高斯光学系统如图3所示，r1、r2和r3分别为主镜、次镜和三镜的半径，s1、s2分别为主镜与次镜之间以及次镜与三镜之间的间隔，s3为三镜与CCD感光面的距离，l"F为三镜与像面的距离，即后截距。光学系统装调时，CCD感光面安装在光学系统像面上，s3与l"F相等。当空间光学遥感器从地面发射进入太空轨道后

2 结论

本文基于y-nu近轴光线追迹法，推导得光学系统后截距的数学表达式。分别分析了反射镜半径及光学元件间隔随温度变化情况。推导出了桁架式空间光学遥感器热离焦计算公式。对热离焦计算公式进行分析表明，热离焦量与温度变化量成线性关系。

参考文献

[1]刘磊.空间三反相机调焦范围的确定[J].光学精密工程，2013，21（3）：631-636.

[2]迪特恩.现代几何光学[M].长沙：湖南大学出版社，2004.

[3]许求真.经典卡塞格林系统热差分析[J].激光与红外，2011，41（4）：435-441.