田富湘　何欣

空間光學遙感器作為一種探測及觀察手段在空間對地觀測中發(fā)揮著越來越重要的作用。搭載在衛(wèi)星平臺上的空間光學遙感器一般裸露在太空中，受太陽輻照、地球紅外輻射、地球反照、空間冷黑熱沉及內(nèi)部熱源的影響，空間光學遙感器在軌道運行時所處的熱環(huán)境非常復雜，并且隨軌道及工作狀態(tài)的變化而不斷變化。惡劣的空間熱環(huán)境造成空間光學遙感器溫度分布不均和溫度波動。因此，空間光學遙感器需具有良好的溫度適應性。

溫度變化會導致光學遙感器發(fā)生一定程度的熱變形，從而使光學元件的表面面形、曲率半徑及相對位置產(chǎn)生變化。溫度變化對光學系統(tǒng)的影響主要體現(xiàn)在兩個方面，一是光學元件表面面形的變化引起光學系統(tǒng)波像差增大；二是光學元件曲率半徑及相對位置的變化導致CCD感光面偏離光學系統(tǒng)的像平面，即離焦[1]。二者均會導致光學系統(tǒng)調(diào)制傳遞函數(shù)（MTF）的下降，最終影響成像質量。離軸三反空間光學遙感器反射鏡與主支撐結構材料熱膨脹系數(shù)匹配難度較大，在空間熱環(huán)境的作用下易產(chǎn)生熱離焦。

溫度變化是空間光學遙感器在軌運行時離焦的主要原因，因此，有必要對離焦量與溫度變化量之間的關系進行分析。傳統(tǒng)的方法為光機熱集成分析方法，計算準確但工作量大。本文以某空間光學遙感器為例，基于高斯光學理論，采用y-nu光線追跡法，推導熱離焦的近似計算公式。

1 離焦量的近似計算

本文研究的某空間光學遙感器外形尺寸為1500mm×1000mm×800mm，焦距較長，對主支撐結構的尺寸穩(wěn)定性要求較高。主支撐結構采用桁架結構（如圖1），由碳纖維支桿和前后鈦合金框組成。該空間光學遙感器采用具有一次像面的離軸三反射鏡消像散光學系統(tǒng)（如圖2），其等效高斯光學系統(tǒng)如圖3所示，r1、r2和r3分別為主鏡、次鏡和三鏡的半徑，s1、s2分別為主鏡與次鏡之間以及次鏡與三鏡之間的間隔，s3為三鏡與CCD感光面的距離，l'F為三鏡與像面的距離，即后截距。光學系統(tǒng)裝調(diào)時，CCD感光面安裝在光學系統(tǒng)像面上，s3與l'F相等。當空間光學遙感器從地面發(fā)射進入太空軌道后

2 結論

本文基于y-nu近軸光線追跡法，推導得光學系統(tǒng)后截距的數(shù)學表達式。分別分析了反射鏡半徑及光學元件間隔隨溫度變化情況。推導出了桁架式空間光學遙感器熱離焦計算公式。對熱離焦計算公式進行分析表明，熱離焦量與溫度變化量成線性關系。

參考文獻

[1]劉磊.空間三反相機調(diào)焦范圍的確定[J].光學精密工程，2013，21（3）：631-636.

[2]迪特恩.現(xiàn)代幾何光學[M].長沙：湖南大學出版社，2004.

[3]許求真.經(jīng)典卡塞格林系統(tǒng)熱差分析[J].激光與紅外，2011，41（4）：435-441.endprint

空間光學遙感器作為一種探測及觀察手段在空間對地觀測中發(fā)揮著越來越重要的作用。搭載在衛(wèi)星平臺上的空間光學遙感器一般裸露在太空中，受太陽輻照、地球紅外輻射、地球反照、空間冷黑熱沉及內(nèi)部熱源的影響，空間光學遙感器在軌道運行時所處的熱環(huán)境非常復雜，并且隨軌道及工作狀態(tài)的變化而不斷變化。惡劣的空間熱環(huán)境造成空間光學遙感器溫度分布不均和溫度波動。因此，空間光學遙感器需具有良好的溫度適應性。

溫度變化會導致光學遙感器發(fā)生一定程度的熱變形，從而使光學元件的表面面形、曲率半徑及相對位置產(chǎn)生變化。溫度變化對光學系統(tǒng)的影響主要體現(xiàn)在兩個方面，一是光學元件表面面形的變化引起光學系統(tǒng)波像差增大；二是光學元件曲率半徑及相對位置的變化導致CCD感光面偏離光學系統(tǒng)的像平面，即離焦[1]。二者均會導致光學系統(tǒng)調(diào)制傳遞函數(shù)（MTF）的下降，最終影響成像質量。離軸三反空間光學遙感器反射鏡與主支撐結構材料熱膨脹系數(shù)匹配難度較大，在空間熱環(huán)境的作用下易產(chǎn)生熱離焦。

溫度變化是空間光學遙感器在軌運行時離焦的主要原因，因此，有必要對離焦量與溫度變化量之間的關系進行分析。傳統(tǒng)的方法為光機熱集成分析方法，計算準確但工作量大。本文以某空間光學遙感器為例，基于高斯光學理論，采用y-nu光線追跡法，推導熱離焦的近似計算公式。

1 離焦量的近似計算

本文研究的某空間光學遙感器外形尺寸為1500mm×1000mm×800mm，焦距較長，對主支撐結構的尺寸穩(wěn)定性要求較高。主支撐結構采用桁架結構（如圖1），由碳纖維支桿和前后鈦合金框組成。該空間光學遙感器采用具有一次像面的離軸三反射鏡消像散光學系統(tǒng)（如圖2），其等效高斯光學系統(tǒng)如圖3所示，r1、r2和r3分別為主鏡、次鏡和三鏡的半徑，s1、s2分別為主鏡與次鏡之間以及次鏡與三鏡之間的間隔，s3為三鏡與CCD感光面的距離，l'F為三鏡與像面的距離，即后截距。光學系統(tǒng)裝調(diào)時，CCD感光面安裝在光學系統(tǒng)像面上，s3與l'F相等。當空間光學遙感器從地面發(fā)射進入太空軌道后

2 結論

本文基于y-nu近軸光線追跡法，推導得光學系統(tǒng)后截距的數(shù)學表達式。分別分析了反射鏡半徑及光學元件間隔隨溫度變化情況。推導出了桁架式空間光學遙感器熱離焦計算公式。對熱離焦計算公式進行分析表明，熱離焦量與溫度變化量成線性關系。

參考文獻

[1]劉磊.空間三反相機調(diào)焦范圍的確定[J].光學精密工程，2013，21（3）：631-636.

[2]迪特恩.現(xiàn)代幾何光學[M].長沙：湖南大學出版社，2004.

[3]許求真.經(jīng)典卡塞格林系統(tǒng)熱差分析[J].激光與紅外，2011，41（4）：435-441.endprint

空間光學遙感器作為一種探測及觀察手段在空間對地觀測中發(fā)揮著越來越重要的作用。搭載在衛(wèi)星平臺上的空間光學遙感器一般裸露在太空中，受太陽輻照、地球紅外輻射、地球反照、空間冷黑熱沉及內(nèi)部熱源的影響，空間光學遙感器在軌道運行時所處的熱環(huán)境非常復雜，并且隨軌道及工作狀態(tài)的變化而不斷變化。惡劣的空間熱環(huán)境造成空間光學遙感器溫度分布不均和溫度波動。因此，空間光學遙感器需具有良好的溫度適應性。

溫度變化會導致光學遙感器發(fā)生一定程度的熱變形，從而使光學元件的表面面形、曲率半徑及相對位置產(chǎn)生變化。溫度變化對光學系統(tǒng)的影響主要體現(xiàn)在兩個方面，一是光學元件表面面形的變化引起光學系統(tǒng)波像差增大；二是光學元件曲率半徑及相對位置的變化導致CCD感光面偏離光學系統(tǒng)的像平面，即離焦[1]。二者均會導致光學系統(tǒng)調(diào)制傳遞函數(shù)（MTF）的下降，最終影響成像質量。離軸三反空間光學遙感器反射鏡與主支撐結構材料熱膨脹系數(shù)匹配難度較大，在空間熱環(huán)境的作用下易產(chǎn)生熱離焦。

溫度變化是空間光學遙感器在軌運行時離焦的主要原因，因此，有必要對離焦量與溫度變化量之間的關系進行分析。傳統(tǒng)的方法為光機熱集成分析方法，計算準確但工作量大。本文以某空間光學遙感器為例，基于高斯光學理論，采用y-nu光線追跡法，推導熱離焦的近似計算公式。

1 離焦量的近似計算

本文研究的某空間光學遙感器外形尺寸為1500mm×1000mm×800mm，焦距較長，對主支撐結構的尺寸穩(wěn)定性要求較高。主支撐結構采用桁架結構（如圖1），由碳纖維支桿和前后鈦合金框組成。該空間光學遙感器采用具有一次像面的離軸三反射鏡消像散光學系統(tǒng)（如圖2），其等效高斯光學系統(tǒng)如圖3所示，r1、r2和r3分別為主鏡、次鏡和三鏡的半徑，s1、s2分別為主鏡與次鏡之間以及次鏡與三鏡之間的間隔，s3為三鏡與CCD感光面的距離，l'F為三鏡與像面的距離，即后截距。光學系統(tǒng)裝調(diào)時，CCD感光面安裝在光學系統(tǒng)像面上，s3與l'F相等。當空間光學遙感器從地面發(fā)射進入太空軌道后

2 結論

本文基于y-nu近軸光線追跡法，推導得光學系統(tǒng)后截距的數(shù)學表達式。分別分析了反射鏡半徑及光學元件間隔隨溫度變化情況。推導出了桁架式空間光學遙感器熱離焦計算公式。對熱離焦計算公式進行分析表明，熱離焦量與溫度變化量成線性關系。

參考文獻

[1]劉磊.空間三反相機調(diào)焦范圍的確定[J].光學精密工程，2013，21（3）：631-636.

[2]迪特恩.現(xiàn)代幾何光學[M].長沙：湖南大學出版社，2004.

[3]許求真.經(jīng)典卡塞格林系統(tǒng)熱差分析[J].激光與紅外，2011，41（4）：435-441.endprint