共查询到20条相似文献,搜索用时 31 毫秒
1.
空间光学遥感器环境适应性设计与试验研究 总被引:5,自引:0,他引:5
为适应空间光学遥感技术的迅速发展及对空间光学遥感器需求的不断增长,在追求高高空间分辨率、高光谱分辨率、高辐射分辨率性能及轻量化的同时,必须考虑空间光学遥感器对恶劣的发射运载力学环境及在轨真空热环境的适应性问题。本文概述了国内外空间光学遥感器环境适应性设计的现状与进展,阐述了空间环境因素对空间光学遥感器性能的影响,尤其是在力学及真空热环境作用下的环境效应,探讨了环境效应的作用机理;在对任务需求和环境效应分析的基础上,提出了空间光学遥感器环境适应性设计的要求、准则以及适应性设计要点。在空间光学遥感器设计的早期设计阶段,统筹考虑对未来可能遇到的各种环境的适应性问题,并开展以质量特性、动力学特性及热光学特性为主的适应性设计分析迭代。在工程实施阶段,进行相应的特征试验以及环境模拟试验,实地考核空间光学遥感器的力学及热光学特性以及在各种模拟环境条件下功能和性能的有效性和正确性,确保对未来各种恶劣环境条的适应性。本文对设计分析迭代过程中以及试验过程中对环境适应性的评价方法及其相关的地面试验内容和方法也进行了论述。 相似文献
2.
3.
空间光学遥感器热设计中的计算机数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了某空间光学遥感器所处的空间热环境 ,分析了热环境的变化对光学遥感器尺寸稳定性以及对成像质量的影响。根据以遥感器为中心而建立的热平衡方程 ,利用有限元分析软件进行光学遥感器热设计的计算机数值模拟计算。分析结果表明 ,所提出的热设计方法大大改善了遥感器的温度场分布 ,能够满足光学设计所提出的要求 相似文献
4.
5.
低轨道轻质星载一体化空间光学遥感器的热设计 总被引:1,自引:0,他引:1
根据空间光学遥感器的轨道特点和任务需求,通过仿真分析对其进行了热设计。考虑近地空间环境的特殊性,选择防原子氧布作为多层隔热材料的面膜。为减小遥感器框架上安装的星上设备对遥感器温度的影响,设计了大热阻安装结构并使用了聚酰亚胺隔热垫。根据离轴三反光学遥感器及星载一体化卫星的结构特点,划分了主动加热区域,分配了加热功耗。由于遥感器对地观测频率低、工作功耗小、工作时间短,CCD焦面组件不设置散热面。根据遥感器的轨道参数和姿态,确定了3个典型工况并对其进行了仿真分析和热平衡试验。结果显示,遥感器本体温度为(18±4)℃、光学元件温度为(18±2)℃、CCD温度≤30℃,得到的仿真分析结果和试验数据验证了遥感器热设计的有效性。 相似文献
6.
7.
8.
9.
10.
空间相机热光学分析与试验验证 总被引:2,自引:1,他引:2
为了对空间高分辨率相机热设计提出准确的技术要求,基于光学波像差的基本理论,对某高分辨率空间相机的温度场进行热光学分析.在此基础上确定了热控指标,并在真空罐中进行热真空成像试验,验证了热光学分析的正确性和热控指标的合理性.结果表明:最佳焦面位置与相机温度水平的关系近似成线性关系,最佳焦面位置变化量约0.08~0.1mm.℃-1;当温度水平在(20±1)℃之间变化时,像面处在系统焦深范围内,系统传递函数变化量在0.02左右;当径向温差和轴向温差会大于2℃引起最佳焦面位置发生移动,若不调焦,传函会明显下降. 相似文献
11.
《光子学报》2017,(10)
针对复杂空间环境下光学遥感器的成像性能模拟测试需求,设计了一种大动态辐照、高对比度的空间环境模拟系统,包括太阳模拟器和暗目标模拟器.根据空间太阳光及地表反照光的辐照特性,采用氙灯电流调节及增加多孔衰减屏法实现太阳模拟器的大范围辐照度可调.通过对材料表面进行散射特性分析,设计了具有光陷阱结构的暗目标模拟器,以模拟相机视场内的暗弱观测目标.实验结果表明:该系统可以出射光斑尺寸为1 000mm×1 000mm,辐照度范围为0.4~1 260 W/m~2,辐照不均匀性可达±4.82%,暗目标模拟器的消光比可达1×10~(-7).该装置解决了空间强干扰光背景下暗目标成像性能的定量化测试难题,为光学遥感器的成像性能检测提供了一个可靠的平台. 相似文献
12.
13.
根据空间应用电子设备的热控要求,对空间光学遥感器的控制电箱进行了热控设计。首先,总结了空间电子设备的热设计原则。针对空间光学遥感器控制电箱介绍了相应的热设计流程,对典型的大功率器件进行了温差推算,并说明了电箱的各电路板和大功率元器件的热设计方案。最后,通过热分析和热试验手段对热控电箱的热控方案进行了验证。试验结果表明:控制电箱的整机稳态工况热平衡温度小于30℃,各元器件的最高壳温在54.2℃以内。结果验证了该设计方案完全满足设计指标要求。 相似文献
14.
为了克服太空环境的复杂性,满足航天工程的空间使用要求,研制一款2 500万像素宽光谱共焦成像的微型星载相机光学系统。该系统适应卫星发射和在轨道运行的恶劣环境,具有抗冲击震动、耐太空高温差强辐射,体积小,质量轻等优点。设计的系统可在450 nm~800 nm的谱段内清晰成像,焦距181 mm,入瞳口径45 mm,视场角10.4°,边缘相对照度0.81,轴上点MTF:0.57@55 lp/mm,0.33@110 lp/mm,畸变1.2%,镜头质量622 g,外形尺寸Φ58.3 mm×117 mm,抗辐照性能≥5 krad。通过温度适应性的模拟和优化,用户进行?30 ℃~+70 ℃光学镜头热真空试验,可正常工作。该系统已成功应用于天宫二号伴飞卫星相机中,获得的图像清晰稳定,为空间遥感实验观测发挥了重要的作用。 相似文献
15.
16.
17.
针对空间光学遥感器主镜镜面加工过程中,磨盘与主镜间磨削动作往复运行引起的主镜柔性支撑结构疲劳寿命问题,通过建立主镜组件的有限元模型,利用MSC.Fatigue软件按应力-寿命(S-N)法对主镜组件进行了疲劳寿命分析,确定了支撑结构的薄弱部位,并对仿真过程进行了误差分析,讨论了影响仿真结果的各个因素.对比热真空试验和动力学试验前后主镜镜面面型数据,验证了支撑结构加工、设计参量的合理性.通过疲劳寿命仿真分析,可以有效预示光学结构在加工过程中的疲劳情况,为空间光学遥感器结构的设计、加工提供理论依据和参考. 相似文献
18.
针对空间光学遥感器主镜镜面加工过程中,磨盘与主镜间磨削动作往复运行引起的主镜柔性支撑结构疲劳寿命问题,通过建立主镜组件的有限元模型,利用MSC.Fatigue软件按应力-寿命(S-N)法对主镜组件进行了疲劳寿命分析,确定了支撑结构的薄弱部位,并对仿真过程进行了误差分析,讨论了影响仿真结果的各个因素.对比热真空试验和动力学试验前后主镜镜面面型数据,验证了支撑结构加工、设计参量的合理性.通过疲劳寿命仿真分析,可以有效预示光学结构在加工过程中的疲劳情况,为空间光学遥感器结构的设计、加工提供理论依据和参考. 相似文献
19.
20.
为了对空间高分辨率相机热设计提出准确的技术要求,基于光学波像差的基本理论,对某高分辨率空间相机的温度场进行热光学分析.在此基础上确定了热控指标,并在真空罐中进行热真空成像试验,验证了热光学分析的正确性和热控指标的合理性.结果表明:最佳焦面位置与相机温度水平的关系近似成线性关系,最佳焦面位置变化量约0.08~0.1 mm·℃-1|当温度水平在(20±1 )℃之间变化时,像面处在系统焦深范围内,系统传递函数变化量在0.02左右|当径向温差和轴向温差会大于2 ℃引起最佳焦面位置发生移动,若不调焦,传函会明显下降. 相似文献