空间光学遥感器太阳光照分析计算方法的研究

空间光学遥感器太阳光照分析计算方法的研究（精选4篇）

篇1：空间光学遥感器太阳光照分析计算方法的研究

光学遥感器光电信号处理系统的空间辐射效应研究

文章针对光学遥感器光电信号处理系统,描述了空间辐射效应研究的方法和途径.首先介绍了光学遥感器常用运行轨道的空间辐射环境,然后选择光学遥感器的光电信号处理系统作为分析模型,介绍了光电信号处理系统的电路组成和主要元器件,从器件级、电路级到系统级对空间辐射效应的危害性进行分析,并且结合元器件的抗辐射性能现状,归纳了辐射效应的`薄弱环节及主要元器件需要进行的辐照试验.最后对空间辐射效应研究的方法和步骤进行了总结.

作 者：董建婷 张旭辉 Dong Jianting Zhang Xuhui  作者单位：北京空间机电研究所,北京,100076 刊 名：航天返回与遥感 英文刊名：SPACECRAFT RECOVERY & REMOTE SENSING 年，卷(期)： 30(4) 分类号：V4 关键词：空间辐射效应   光学遥感器   光电信号处理系统   辐照试验  

 

篇2：空间光学遥感器太阳光照分析计算方法的研究

介绍了提高采样式光学遥感器图像空间分辨率的国内外发展现状,以任意两维周期采样理论为基础,探索了一种通过把线阵探测器倾斜θ度而非常规线阵推扫的`0°,同时把推扫方向的采样间距缩短为P/m,而非常规线阵推扫的P的新焦平面采样方法.该方法相对于常规线阵推扫采样,可以增加采样密度,提高图像空间分辨率.在原理研究的基础上,设计了一套实验验证系统,通过实验系统对该方法进行了物理及其可行性验证.试验结果表明:如果探测器阵列旋转45°并且推扫方向采样间距减半,相对常规线阵推扫采样,图像的空间分辨率可以提高1.64倍左右.相对于高模式采样技术和超模式采样技术,该方法避开了两排错位排列探测器的难题,因此工程实现上要简单.

作 者：周峰 王怀义 马文坡 刘兆军 ZHOU Feng WANG Huai-yi MA Wen-po LIU Zhao-jun  作者单位：北京空间机电研究所,北京,100076 刊 名：宇航学报  ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF ASTRONAUTICS 年，卷(期)：2006 27(2) 分类号：V474.2 关键词：采样式光学遥感器   单线阵探测器   高模式采样   超模式采样   倾斜采样   空间分辨率  

★ 贵州省卫星遥感应用成就介绍

★ 10m级分辨率卫星影像道路语义模型研究

篇3：空间光学遥感器太阳光照分析计算方法的研究

航天光学遥感技术的研究已经开展了50多年, 随着遥感数据应用的不断深入, 人们对天体和地球观测的要求越来越高, 对空间光学遥感器的要求也越来越高。空间光学遥感器在地面运输和发射飞行过程中, 将经受各种类型的恶劣力学环境, 包括振动、噪声、冲击、加速度等。为了确保空间光学遥感器在空间环境状态下的光学元件结构位置精度及成像质量, 以及在发射运载过程中不破坏、不产生残余变形, 必须保证空间遥感器结构既具有较轻的重量, 又满足足够的强度、刚度和良好的热环境适应性要求。为此, 可采用计算机辅助工程 (CAE) 数值计算方法, 应用有限元分析技术对所设计的空间遥感器结构从刚度、强度、热稳定性方面进行结构性能模拟仿真分析和优化设计。文中对空间遥感器结构进行模态分析和频率响应分析, 以便预示空间遥感器的结构固有动态特性及其对动力学环境的响应。应用仿真分析结果所提供的信息可以确定空间遥感器结构设计的合理性, 以决定是选用该设计方案还是对设计方案进行修改, 有利于减少原型试验, 实现设计的创新, 并可以最后实现对于设计方案的选定。

空间光学遥感器结构方案特点:空间遥感器光学系统主体为对称型透射式结构, 包括八片材料分别为TF3、ZK8和K9的三组光学元件。由于其焦距较长, 在第二组光学元件与第三组光学元件间加入平面反射镜, 将光线转折90°后射入CCD像面, 所以空间光学遥感器外形呈L形。为便于光学元件的安装与调试, 将空间光学遥感器镜头分为三段, 中间采用法兰联接, 前遮光罩与镜头间通过过渡环螺纹联接。

1 有限元模型的建立

1.1 光机结构方案

空间光学遥感器光机结构方案三维模型如图1所示。该空间光学遥感器通过位于中部直镜筒上的法兰安装到基础上。

1.2 材料属性

表1所示为空间光学遥感器有关零件的材料参数。所缺数据 (分析计算需要) 根据航空材料手册补全。

1.3 有限元模型

根据空间光学遥感器的光机结构特点, 选用三维体单元 (8节点六面体单元和10节点四面体单元) 和壳单元对其进行离散化处理。前遮光罩上的消杂光环及2mm厚的罩体采用壳单元, 直镜筒上的纵向筋也采用壳单元, 其余部分全部采用三维体单元。镜组与镜筒间的胶层直接用钛合金材料代替。

有限元模型如图2所示, 模型的X轴为空间光学遥感器的光轴方向, XOY平面为光路折转面, 其中单元5331个, 节点8479个。空间光学遥感器内部的法兰联接处每个面上16个节点直接刚性联接;安装用法兰盘划分为一层单元, 其中两表面上、8个紧固螺钉所在位置的16个节点全约束。

2 工程分析

采用MSC.Nastran对空间光学遥感器的结构有限元模型进行求解。

2.1 模态分析

衡量结构动态刚度的主要指标是结构的固有频率及相关的振型。模态分析用于计算空间光学遥感器的振动特性, 获取结构的固有频率Fn和振型, 考查其动态刚度, 并试图发现空间光学遥感器的薄弱环节。一般最主要关心的是前几阶固有频率Fn及相应振型, 要确保空间光学遥感器有足够高的基频和不产生与相关结构一致或近似一致的振型。

空间光学遥感器的模态分析结果如表2及图3～图6所示, 其第一阶模态为200.8Hz, 且各阶模态的频率间隔较大, 说明空间光学遥感器具有足够高的动态刚度, 且其模态叠加的可能性较小。

2.2 频率响应

在4Hz～2000Hz范围内, 按单位加速度基础输入, 分析计算空间光学遥感器的频率响应, 考查空间光学遥感器的抗共振能力。激振方向:X、Y、Z三个方向。

采用大质量法对空间光学遥感器进行频率响应分析计算, 取结构阻尼为3%。安装螺钉所在位置的16个节点与大质量节点间建立一个RBE2单元, 在大质量节点上分别施加X、Y、Z向的单位加速度载荷。在4Hz～2000Hz范围内均匀插入100个数据点, 同时在共振点附近再插入3个计算点。

图7～图9所示为空间光学遥感器在加速度载荷作用下的频率响应曲线, 其中黄色水平线表示基础输入节点8480的响应 (等于输入值) , 红色线是空间光学遥感器第一镜片外顶点 (节点966, 以下简称首端) 的响应, 蓝色线是空间光学遥感器的CCD焦面组件外表面中心点 (节点8141, 以下简称末端) 的响应。从图7～图9可以看出, 空间光学遥感器在4Hz～2000Hz范围内仅有1～2个大于10倍放大倍率的共振点, 且其频率间隔较大;首末端的最大响应点如表3所示。

以上结果表明, 空间光学遥感器光机结构设计方案具有较强的抗振能力。

3 结束语

本文通过CAE方法, 针对空间光学遥感器进行有限元分析, 考核空间遥感器光机结构设计方案的可行性, 为选取合理设计参数提供科学的依据。首先, 应用CAE技术从刚度方面对空间遥感器进行三维有限元分析;同时, 应用有限元动力学分析技术对空间遥感器的抗振能力进行预测, 从数值分析结果看, 空间遥感器动态刚度高, 保证了空间遥感器在空间力学环境条件下的抗干扰能力。实践表明, 应用CAE技术和有限元分析方法对空间遥感器作动态特性系统评价, 不仅能指导设计, 缩短研制周期, 降低成本, 而且可以对空间遥感器的高安全可靠性和成像质量提供可靠保障, 对空间遥感器以及其它空间光机结构的未来设计具有一定指导意义。

摘要：空间光学遥感器所经受的主要力学环境是在运载、发射过程中的动力学环境, 尤其是遥感器所经受的各种振动载荷, 它直接关系到遥感器结构的稳定性, 是影响遥感器在空间能否正常工作的关键因素。采用CAE技术对空间光学遥感器进行动态刚度及动力学载荷响应分析, 旨在考查空间光学遥感器抗外界干扰能力和运载、发射、试验过程抗破坏能力。研究结果表明, 空间光学遥感器具有较高的刚度, 能够抑制动力学环境干扰, 保持良好的动态特性, 空间光学遥感器方案可行。

关键词：CAE技术,有限元法,空间光学遥感器,动力学响应,动力学特性

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篇4：空间光学遥感器太阳光照分析计算方法的研究

关键词： 遥感器； 自由度； 约束； 螺旋理论； 运动学支撑

中图分类号： TH 122文献标识码： Adoi： 10.3969

引言空间光学遥感器的支撑结构将遥感器安装在飞行器的机体上，是连接遥感器与飞行器的机械部件，也是影响成像质量的重要因素。为满足光学系统的成像要求，其设计应实现遥感器自由度全约束，保证光轴指向，同时需要隔离或降低机体平台精度对遥感器性能的影响。在飞行器的发射和在轨运行中，机体平台会产生相对位移，如果采用刚性支撑结构的安装形式，相对位移会引发遥感器较大的结构内应力而导致其形变，降低成像质量。鉴于上述条件，支撑结构应尽量降低由机体平台相对位移施加于遥感器的应力值和应变值。所以，空间光学遥感器的支撑结构设计广泛地采用运动学支撑方案[14]。在运动学定位支撑结构的设计中，过约束容易引起残余应力、发生形变、降低成像质量，对构件加工的精度和成本提出了更高要求。通过合理的设计，可以减少甚至消除过约束，降低由于加工和装配误差引起的内应力[56]。为保证各运动副正常工作，合理的间隙也是可以存在的，但是会对定位精度产生一定的影响。在遥感器的支撑方案中，间隙的影响是不能忽视的。运动学设计理论发展已久，比较著名的有精确约束设计，自由度约束拓扑理论和约束螺旋理论等[7]。基于运动学设计理论的机械结构具有运动确定、重复精度高和元件变形小等优点，广泛用于运动学联接及精密定位平台等。进入新世纪以来，许多新的运动学设计理论不断地被提出，应用这些理论解决了大量的工程问题[812]。文中采用约束螺旋理论对空间光学遥感器的运动学支撑设计方案展开分析。图1线矢

Fig.1Line vector1约束螺旋理论简述[1112]

1.1螺旋的概念如图1所示，空间一条被直线约束的矢量称为线矢量或是节距为零的螺旋，其位置和方向由矢量S和线距S0决定，S与S0正交。线矢量的Plücker坐标即（S；S0），表达式为：$=（S；S0）=（S；r0×S）=（l，m，n；p，q，u）（1）光学仪器第35卷

第1期李炳强，等：空间光学遥感器运动学支撑方案设计与分析

一般情况下，对任意螺旋$=（S；S0），其中，S=r0×S+hS0，h即为螺旋的节距。节距为零时螺旋便退化为线矢，在运动螺旋系中表示转动副，在反螺旋系中表示约束力。所有空间运动副都可以用螺旋来表达。

1.2修正的KG公式修正的 KutzbachGrübler公式表达为：M=d（n-g-1）+∑gi=1fi+ν-ζ（2）M表示机构的自由度；n表示包括机架的构件数目；g表示运动副的数目；fi表示第i个运动副的自由度；ν表示并联冗余约束数；ζ表示局部自由度数；d表示机构的阶，也称为公共约束因子。d=6-λ（3）λ为机构的公共约束数。

1.3公共约束和冗余约束（1）公共约束并联机构一个分支中的所有运动副形成的螺旋构成一个分支螺旋系，对应此分支螺旋系有一个分支反螺旋系，即分支约束系，它反映了分支约束系统对平台的结构约束。运动平台承受了所有分支的约束螺旋，它们构成平台的约束系，决定了平台的运动。机构的公共约束就是这个机构所有运动螺旋的反螺旋，机构的所有公共约束数为：λ=rank（S^r）=rank{$r$r$=0，$∈S^}（4）其中，S^指机构的运动螺旋系。（2）冗余约束考虑公共约束之外其他的t个约束是否形成冗余约束。当t个约束形成k系螺旋，k

Fig.2Schematic drawing of supporting structure2遥感器的运动学支撑方案

2.1结构模型空间并联机构具备高精度、高刚度、高承载能力等特性，且三点支撑可以达到更高的共面精度。所以，空间遥感器的支撑结构采用对称的3RRR空间并联机构，通过三条均匀分布的RRR运动支链Ki（i=1，2，3）将机体和遥感器连接起来，其中Sj（j=1，2，3，……，9）为第j个转动副的轴线，编号1，4，7的转动副共面连接机体平台，编号3，6，9的转动副共面连接遥感器的底部平台，以下简称工作平台，编号2，5，8的三个中间转动副共面且轴线成对心分布。每条支链中上下两个转动副平行，与中间的转动副空间垂直，这样可以减小误差累积，降低装配精度对性能的影响。支撑结构示意图如图2所示。

2.2理想状态自由度分解采用约束螺旋理论分析支撑结构对工作平台的约束问题。在图2所示坐标系中，支链K1与支链K2关于x-z平面对称，α为S4与z轴夹角，β，θ分别为过点O做S5和S9的垂线与底部平台的夹角，a，r，d，R，分别为点O到S4，S5，S7，S9的距离。取支链K1为分支螺旋系I，依次类推，计算分支螺旋系I为：$1=（0，sinα，cosα；-a，0，0）

$2=（0，cosα，-sinα；rcosβ，rsinβsinα，rsinβcosα）

$3=（0，-sinα，cosα；Rcosθ，Rsinθcosα，-Rsinθsinα）（6）可得分支螺旋系I的分支反螺旋系为：$r1=（0，0，0；1，0，0）

$r2=（1，0，0；0，0，a/cosα）

$r3=（0，sinα，cosα；0，-rsinβcosα，-rsinβsinα）（7）工作平台的自由度为：M=d（n-g-1）+∑gi=1fi+ν-ζ=3×（4-3-1）+3=3（8）观察这个反螺旋系，三个反螺旋均为线矢，带来三个有效约束，共约束了工作平台沿x轴的转动，平动，以及在y-z平面内沿着（sinα，cosα）方向的平动，平台还具备三个自由度。计算分支螺旋系II为：$4=（0，-sinα，cosα；a，0，0）

$5=（0，cosα，sinα；rcosβ，-rsinβsinα，rsinβcosα）

$6=（0，-sinα，cosα；Rcosθ，-Rsinθcosα，-Rsinθsinα）（9）可求得分支螺旋系II的分支反螺旋系为：$r4=（0，0，0；1，0，0）

$r5=（1，0，0；0，0，-a/cosα）

$r6=（0，-sinα，cosα；0，-rsinβcosα，-rsinβsinα）（10）可得工作平台的自由度为：M=d（n-g-1）+∑gi=1fi+ν-ζ=5（6-6-1）+6=1（11）由表达式（7）和式（10）可以看出，分支反螺旋系II与分支反螺旋系I有一个共同的约束螺旋（0，0，0；1，0，0），形成公共约束，其余两个螺旋为有效约束，约束了平台沿z轴方向的转动及在y-z平面内沿着（-sinα，cosα）方向的平动。至此，约束了平台三个平动自由度和沿着x轴，z轴方向的转动自由度，平台只剩下一个沿着y轴方向转动的自由度。同理可求得分支反螺旋系III为：$r7=（0，0，0；1，0，0）

$r8=（1，0，0；0，-d，0）

$r9=（0，0，1；0，-rsinβ，0）（12）由三个分支反螺旋系可知，该结构具备一个公共反螺旋（0，0，0；1，0，0），支撑结构有一个公共约束，此力偶约束了上平台沿x轴方向的转动。由于有三个支撑分支，此公共约束包含两个过约束。除去公共约束后的六个约束螺旋组成了一个五系螺旋，由式（5）可得：ν=t-k=6-5=1（13）该结构具备一个冗余约束，分析三个分支反螺旋系可知，$r3，$r6，$r9都限制了上平台在y-z平面内沿各自方向的平动，形成了此冗余约束。理想状态下，支撑结构共有三个过约束。由此可得工作平台的自由度为：M=d（n-g-1）+∑gi=1fi+ν-ζ=5（8-9-1）+∑9i=11+1-0=-10+9+1=0（14）即支撑结构约束了平台的全部六个自由度，同时具备三个过约束。在实际情形中，由于间隙的影响，与理想情况会有所差别。

图3间隙与转角的关系

Fig.3Relationship between clearance and

rotation angle2.3引入间隙后自由度分配为了保证各运动副正常工作，避免过盈联接，构件加工装配后需存在铰间隙。但这些间隙会影响机构的自由度分配，尤其对空间三分支并联机构很明显。单独考虑每个支撑分支，三个转动副都有间隙，在理想约束允许的运动之外，当工作平台绕x轴发生微小转动时，会引起工作平台产生空间微小平动。由式（11）可知，两分支并联机构存在一个自由度，为绕y轴方向的转动自由度。s实验中，由于间隙的存在诱发了转动副的运动，使工作平台可以绕x轴方向转动一个小角度。假设两分支中所有转动铰都具备同样的轴向间隙和径向间隙，经ADAMS软件采集数据和MATLAB进行数据处理，可以拟合出间隙与转角大小的关系，见图3所示。由图3可以看出，转角对轴向间隙更为敏感。分析可知，增加间隙可以使$r1，$r4的约束能力失效，在支撑分支构件的加工中，令分支Ⅰ和分支Ⅱ的每个转动副都具备40 μm的轴向间隙和径向间隙，工作平台可以绕y轴发生1.12°的转角，$r1，$r4不再具备约束能力。安装第三分支后，实验数据显示，工作平台不再具备自由度。第三分支的三个反螺旋约束了两个转动自由度，平台还有$r7与$r9构成的一个过约束。增加S9的轴向间隙，使其稍大于装配误差，这样屏蔽了$r9的约束能力，支撑结构在装配精度范围内无过约束。3杆件的优化设计计算压杆临界压力的公式为：Fcr=π2EI（μl）2（15）

表1长度因数

Tab.1Length factor

压杆的约束条件长度因数两端铰支 μ=1一段固定，一端自由μ=2两端固定μ=0.5一端固定，一端铰支μ≈0.7

式（15）也就是欧拉公式的普遍形式，Fcr为临界压力，E为材料弹性模量，I为截面惯性矩，l为杆件长度，μl称为相当长度，μ称为长度因数，μ值如表1所示。由于支撑方式已经确定，为了增加杆件的临界压力，增强结构的稳定性，应适当减小杆件的长度，选择合理的截面形状以提高截面惯性矩。为了提高截面惯性矩，可以增加截面面积。在截面面积相同时，适当地把材料放在离截面形心较远处同样能够提高截面惯性矩。这样，空心截面比实心截面更合理。同时，在不影响运动副工作的条件下适当减小杆件长度，可增强稳定性。为了与轴相连接，矩形截面的构件更容易加工，优化后支撑构件的截面采用空心矩形，如图4所示。优化后的支撑结构如图5所示。

图4构件结构

Fig.4Configuration of component

图5完整支撑结构

Fig.5Integrated support structure

图6工作平台转角

Fig.6Rotation angle of working platform4实验结果对加工出符合公差范围与设计尺寸的各部件装配后进行实验。实验中将下平台固定于实验台上，对上平台施加各方向的力和扭矩。实验数据显示，工作平台不具备自由度，因间隙的影响沿各轴的平动位移都在0.01 mm数量级，也会产生微小的转角，工作平台沿各轴转角如图6所示。从图6中可以看出，x，y，z三个方向能达到的最大转角分别为3.95″，1.86″，1.81″。5结论提出了以3RRR空间并联机构作为空间光学遥感器的运动学支撑方案，运用约束螺旋理论分析了支撑结构对工作平台的自由度约束问题，研究了微米级铰间隙对自由度分配的影响，在满足定位要求的前提下，适当增加间隙使运动支撑结构，在装配精度范围内不具备过约束，这样既能降低航天器机体平台精度对遥感器成像性能的影响，又能减少加工和装配误差引起的结构内应力。为了提高稳定性，优化了支撑构件的结构。文中设计的支撑方案在理论和实际中均能够实现对空间光学遥感器的支撑和定位。加工装配后样机的实验结果显示：遥感器相对于机体平台最大平动位移在0.01 mm数量级，绕x，y，z三个轴的方向能达到的最大转角分别为3.95″，1.86″，1.81″，从运动学角度满足了对空间光学遥感器的支撑和精密定位要求。参考文献：

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