摘要：设计了一个无运动部件、结构紧凑并实现两档焦距的折反射混合式空间光学系统。长、短焦前组共用一个Ritchey-Chrétien(R-C)反射系统,使用分光棱镜对光路分光,由两路后组透射系统对前组进行缩放实现两档焦距。长焦焦距为4700 mm,F数为13.4,短焦焦距为2350 mm,F数为6.7。在光机设计上,还考虑了对温度变化敏感的间隔使用热膨胀系数小的材料;为了减小反射镜面形变化,采用了热性能好的材料作为反射镜基底,并对相机在空间环境下温度变化在(19±3)℃范围内进行了像质分析,设计结果能满足使用要求。

摘要：准光系统广泛应用于星载遥感系统中。北京邮电大学电磁场国际开放实验室以伦敦大学玛丽皇后学院发明的衍射高斯波束分析(Diffracted Gaussian Beam Analysis,DGBA)算法为基础,设计了可用于空间遥感的一种毫米波双通道准光网络系统,设计指标要求准光系统两路出射波束发散角均为10°(8.68dB波束宽为20°),旁瓣低于-25dB。该准光网络系统已在北京航空航天大学加工并实验测量。算法仿真和实验测量结果都验证了该设计的有效性。

摘要：InGaAs短波红外探测器对于空间遥感有着重要应用价值。为了实现空间遥感仪器提出的高信噪比要求,首先要降低InGaAs探测器后端信号获取电路自身的噪声水平,其次利用热电制冷器对InGaAs探测器制冷,并通过连续式温度控制电路保证热电制冷器在温控过程中对探测器无干扰,使探测器稳定地工作在合适的温度点,这样才能满足仪器的信噪比要求。结果表明,信号获取电路与温度控制电路两部分有效结合,整个低噪声电路系统能明显提高仪器信噪比。

摘要：空间光学遥感器是一类特殊的遥感器,其可靠性设计是研制工作的重要组成部分。本文从空间光学遥感器的特点分析入手,介绍了光学遥感器可靠性模型的建立方法。针对空间光学遥感器的特点,从光学遥感器的防污染设计、活动部件设计、单粒子效应防护设计及静电防护设计方面对其可靠性设计进行了有针对性的阐述。

摘要：空间光学遥感器遮光罩内壁通常会布置消除太阳、地气等外部杂散光的环状光栏,而传统的高吸收率直环环状光栏会显著加大光学系统入光口的黑体面积,尤其在高热流密度的阳光直射遮光罩内壁时,会导致遮光罩内壁及光栏自身温度出现极端高温现象,进而对光学系统前光学镜头的温度稳定度带来负面影响,同时引入了额外的内部红外谱段杂散光。为消除上述弊端,文章给出了一种反射式椭球面光栏的设计方案。针对地球静止轨道遥感器在轨飞行环境及入光口特征,采用UG NX热分析软件建立了热仿真模型,并通过软件中的蒙特卡罗法统计、对比了该反射式椭球面光栏与传统直环光栏的热负荷及杂散光分布情况。结果表明,相比传统光栏,该反射式椭球面光栏在有效消除太阳、地气等外部杂散光的同时,可以将遥感器入光口的热负荷降低60%~70%,避免了入光口的极端高温现象。

摘要：针对空间对地遥感观测任务对遥感器高分辨率和灵活性的需求,文章提出并介绍了智能空间光学载荷技术。所研制的新型载荷系统的设计思想是将微型高精度星敏感器、MEMS陀螺仪、高分辨率光学相机进行一体化设计,全面提高在轨成像时相机姿态实时性测量精度及各组件数据深耦合性。应用实时定姿定位、动态像速匹配及像差追踪校正,图像非盲反卷积等自主研究开发的最新理论和技术成果,实现遥感器在轨智能化高分辨率成像。根据智能载荷的技术特点开展了相关原理样机标定和测试技术的研究。

摘要：设计了一种用于空间遥感卫星的高分辨率离轴三反光学系统,该系统具有大视场、长焦距、高分辨率的特点,其焦距f为1 200mm,F/#为10,水平视场角可达±2.5°、垂直视场角可达±2.5°。当卫星轨道高度为300km,传感器像元尺寸为8μm时,地元分辨率GSD可达2 m。通过对参数的多次优化,最终设计的光学系统在空间频率62.5lp/mm处全视场MTF值均大于0.3,成像效果优良,接近衍射极限。

摘要：文中从空间光学遥感相机控温系统对宽温度场、高精度的温度测量需求出发,分析了基于NTC型热敏电阻测温电路的测温精度。当温差范围为120℃,在12bit量化的条件下,该电路无法全程满足测温精度要求。在此基础上,本文提出了一种基于NTC型热敏电阻和压控放大器的变增益测温电路,并对该电路的工作原理以及达到的测量效果进行了分析,在120℃温差范围内,该电路的测温精度均能满足±0.1℃,结果表明该方法能够有效的提高系统测温精度。

摘要：为了有效扩大惯性空间观测的幅宽范围和成像信噪比,提出了一种基于星等与光学多参量的映射函数的卫星与载荷姿频协同补偿的TDI相机长弧段星源主动扫描设计方法。首先,基于黑体辐射能量密度公式,构造TDI光学参量与极限探测星等之间的映射函数;然后,采用齐次坐标变换和欧拉轴最优路径规划方法,建立惯性空间卫星恒速机动和载荷动态实时补偿的长弧段星源扫描成像模型,完成动态星源无拖尾高信噪比成像。最后,基于平行实验理论,搭建由TDI相机和动态星源模拟器组成的实验系统,并完成了扫描成像实验和误差分析。实验结果表明,本体坐标系相对惯性坐标系的欧拉角速率为8.5(°)/s时,积分级数为96,TDI相机行频为1 kHz,成像时长10 s,TDI相机成像过程中星图成像信噪比最大值为7.325,扫描区域立体角为5.4232 rad。惯性空间TDI相机长弧段星源主动扫描可实现对星源高信噪比成像,并大幅拓展了成像观测范围。

摘要：某空间气体监测仪结构布局紧凑,在较小尺寸空间内交错布置有8个镜头组件、11台电子设备内热源和2个电机。内热源数量众多,工作时间长,与镜头控温要求差别大,且1个电机为二维转动热源,这些特点给热设计带来挑战。为有效解决热控难题,采用了多种设计思路组合。基于热管理思路对监测仪各部组件热行为进行系统管理,以节省热控资源;基于间接热控思路对所处热环境复杂的光学镜头组件进行控温,提高其控温精度和温度稳定度;对转动电机则进行辐射冷却,避免在传热路径中引入挠性转动环节,以提高热控系统可靠性;并基于结构热控一体化设计,在结构上充分保证热设计各项需求。热平衡试验结果表明:高低温工况下,监测仪各部组件温度均满足指标要求,且整个寿命周期内,光学镜头温度稳定度较高,同一工况下光学镜头最大温度波动在1℃以内,实现了多热源复杂工作机制下光学镜头的高精度精密热控。