“资源三号”02星载激光高度计收发匹配设计

王春辉 蒙裴贝 李旭 安宁 吴俊 孙建



“资源三号”02星载激光高度计收发匹配设计

王春辉 蒙裴贝 李旭 安宁 吴俊 孙建

（北京空间机电研究所，北京 100094）

随着星载激光高度计激光发散角和接收视场越来越小，对收发匹配的要求也越来越高，必须开展星载激光高度计收发匹配的仿真设计。文章对星载激光高度计光机系统的主要组成进行了介绍，分析了影响收发匹配的因素。针对激光器仿真技术不完善的问题，提出了基于激光器环境试验的星载激光高度计收发匹配仿真设计方法。该方法成功应用于“资源三号”02星激光高度计的设计中，卫星飞行所带来的收发不匹配约为47μrad，激光的指向变化和抖动小于40μrad，力学环境引起的失调小于35μrad，热环境引起的失调小于45μrad，光学装调精度优于20μrad，最终确定接收视场为500μrad。“资源三号”02星激光高度计目前已经在轨工作超过2年，有效验证了激光高度计收发匹配设计的有效性，对后续星载激光高度计收发匹配设计具有一定的借鉴意义。

星载激光高度计 收发匹配 光机热集成分析 泽尼克多项式 资源三号

0 引言

星载激光高度计利用卫星装载的激光器向地球表面发射激光，并接收经地面反射后的激光回波信号，根据激光飞行时间计算卫星到地面点的距离，再根据卫星位置和飞行姿态计算出地面点的坐标及高程[1-3]。星载激光高度计在轨获取高精度的地面高程信息，可以弥补星载光学遥感影像三维信息获取能力的不足，提高其立体测绘能力[4-6]。星载激光高度计对植被空间结构和地形的探测能力很强，尤其是在林木高度测量与林木垂直结构信息获取方面，具有其他遥感技术无可比拟的优势[7-8]。星载激光高度计在三维成像、高精度对地观测和深空探测等空间领域得到广泛应用，NASA已经成功发射了多个激光高度计，如火星轨道激光高度计（Mars Orbiter Laser Altimeter，MOLA）、近地小行星激光高度计（Near Earth Asteroid Rendezvous Laser Rangefinder，NLR）、地球科学激光高度计（Geoscience Laser Altimeter System，GLAS）、水星激光高度计（Mercury Laser Altimeter，MLA）和月球轨道激光高度计（Lunar Orbiting Laser Altimeter，LOLA）等[9-10]；正在研制的包括作为GLAS后续任务的先进地形激光高度计（Advanced Topographic Laser Altimeter System，ATLAS）和地形测绘激光雷达（Lidar Surface Topography，LIST）等[11]。欧空局正在研制其首个行星探测激光高度计（BepiColombo Laser Altimeter，BELA），用于水星的地形测量[12]。中国于2007年发射了“嫦娥一号”激光高度计，用于月球表面的地形测量[13]，并于2016年发射了首台用于对地测绘的“资源三号”02星激光高度计。

为了能正常测距，必须保证激光接收视场覆盖激光发射视场，装调时一般将激光发射光轴和接收视轴调成平行[14-16]。星载激光高度计光机结构在发射力学环境、入轨后的失重和在轨的热交变影响下，将影响发射光轴和接收视轴的平行性，需要增大接收视场以保证对地表激光足印的覆盖。但是，为了减小背景光对高度计信噪比的影响，接收视场设计要尽量小。为了解决光机结构稳定性与背景光抑制之间的矛盾，需要合理确定接收视场。星载激光高度计的激光发射角通常很小，一般为几十或几百微弧度，如图1所示。随着激光高度计空间分辨率和测高精度要求的提高，激光发散角越来越小，相应的接收视场也越来越小，两者间的余量越来越小，收发匹配设计已经成为星载激光高度计的关键点。

本文以“资源三号”02星激光高度计为例，对影响星载激光高度计收发匹配的因素进行了分析。针对激光器仿真技术不完善的问题，提出了基于激光器热真空试验的星载激光高度计收发匹配仿真设计方法并应用于“资源三号”02星激光高度计的设计。

1 激光高度计收发匹配光机热集成设计

1.1 激光高度计收发匹配影响因素分析

星载激光高度计主要包括激光器、扩束镜头、接收镜头、探测器和用于系统集成的主体结构，“资源三号”02星激光高度计如图2所示。激光器发出的光经扩束镜头压缩发散角后照射地表，决定了激光的发射光轴和地面足印尺寸。从被测目标反射回来的激光经接收镜头汇聚在探测器上，决定了激光高度计的接收视轴。激光器、扩束镜头、接收镜头和接收探测器通过主体结构集成。

影响收发匹配的主要因素有：激光高度计在轨飞行，激光发射和接收时刻不同，由于卫星运动引起地表激光足印与接收视场中心偏离；星载激光高度计在地面光学装调时，无法做到激光发射光轴和接收视轴的绝对平行，必然存在一定的装调误差；激光高度计会经历严酷的发射力学环境，入轨后的重力释放状态与地面的装调状态也存在差异，会造成收发平行性偏离装调状态；入轨后的热环境与地面测试状态也不同，并且具有周期性的热交变，光机结构在热交变影响下会引起收发的不匹配。激光器在各种力热因素的影响，其出射方向相对主体结构也会发生变化[17-19]。GLAS高度计为了防止收发失调，设计了一套在轨收发匹配调整机构[20]。LOLA高度计在轨受温度交变的影响，在低温段时，收发失调造成探测概率明显下降[12]。随着收发视场越来越小，收发匹配设计显得越发重要。

1.2 空间光机结构光机热集成仿真分析

基于CAE软件的光机热集成仿真分析方法在空间光机结构设计中已经得到广泛应用，是目前国际上解决此类问题最广泛、最有效的手段，其典型流程如图3所示[21-23]。激光高度计光机热集成仿真分析工作主要包括结构力学分析、热分析、热力耦合分析、光学分析及优化设计。结构力学分析主要进行静力学分析和动力学响应分析，静力学分析主要模拟发射过载条件下的应力应变分析和失重对结构稳定性的影响分析；动力学分析主要包括模态分析、频率响应分析和随机响应分析，确定系统的动力学特性。热分析首先根据轨道参数进行空间外热流计算，然后根据结构模型及其热设计，模拟入轨后的热边界条件开展热仿真，确定入轨后的温度水平及温度变化。热力耦合指因为温度水平变化及温度梯度引起的结构应力及应变，将热分析的温度场映射到结构模型中分析光机系统的应力应变和位移场。Zernike多项式是理想的结构分析与光学分析程序之间的接口工具，仿真分析得到的应力应变场和位移场，可以通过Zernike多项式拟合的方法将镜片位移数据转换为光学系统仿真所需的镜片刚体位移和镜面面形参数[24-25]。将镜片的刚体位移和镜面变形等光学参数带入光学软件开展光学分析，确定光学系统的性能变化。对于激光高度计的扩束镜头和接收镜头，可以采用该光机热集成仿真分析流程。

1.3 星载激光器指向测量

激光器为出射光源，影响其指向的因素较为复杂，包括激光晶体和泵浦源性能的不均匀性、晶体热透镜效应、振动引起的光机零件的应变及位移，以及激光器自身温度及环境温度所引起的零部件热变形和位移[26-28]。激光器本身瞬时发热量很大，属于时变边界条件的瞬态热传导问题[29]。因此，通过仿真分析方法确定激光出射方向及其变化非常困难。通过热真空环境模拟试验，可以对其出射方向及抖动进行实际测量[12,17-19,30]。如图4所示，将激光器安装在真空罐内，模拟其在轨温度环境。引入参考激光，照射激光器上的基准镜，反射光通过离轴抛物镜汇聚到焦面上。激光器发射的光同样经离轴抛物镜汇聚到焦面上。在焦面上用CCD器件对基准镜反射的参考光和激光器发出的光同时成像，根据像点的相对位置及变化即可确定激光器相对结构基准的指向及指向变化。

1.4 星载激光高度计收发匹配设计

将光机热集成分析方法和激光指向测量相结合，实现激光高度计的收发匹配设计，如图5所示。通过力学和热耦合仿真分析，确定扩束镜头和接收镜头的应变及位移，以及主体结构变形。根据扩束镜头和接收镜头的应变场及位移场，通过Zernike多项式拟合的方法，建立力学环境和热环境影响下的新光学模型。将激光器出射方向矢量和指向抖动的实测值按最大包络的方式确定最恶劣的指向变化，并带入新的扩束镜头光学模型，确定新的激光出射方向矢量。根据新的接收镜头光学模型确定接收视轴方向矢量。激光出射方向矢量和接收视轴方向矢量的夹角即为视轴的失调量，从而可以确定星载激光高度计在力学环境和热环境影响下的收发失调量。

2 收发匹配设计在“资源三号”02星激光测距仪上的应用

“资源三号”02星激光高度计激光器采用高峰值功率半导体激光二极管（Laser Diode，LD）阵列侧面泵浦棒状激光晶体，电光主动调Q工作体制，通过半导体制冷器对LD阵列进行双向温控，如图6所示。

扩束镜头对激光器出射激光的发散角进行压缩，采用伽利略型望远镜系统，如图7（a）所示，系统放大倍率为18倍，系统波相差优于0.04。接收光学镜头汇聚地表反射的激光，采用RC系统作为主光学系统，采用透镜形成平行光路用于放置窄带滤光片，如图7（b），焦距600mm。

按照1.4中所述的仿真分析流程，建立了激光高度计的有限元模型，如8（a）所示，并对其进行了力学环境分析，向1n重力下的位移场如图8（b）所示，极端热工况的结构变形如图9所示。然后将光学元件的位移场通过Zernike多项式拟合的方式导入光学分析软件中计算重力释放和温度引起的收发失调量。激光高度计由于重力释放引起的收发失调小于35μrad，极端热环境引起的收发失调小于45μrad。对光学装调方案开展了精度分析，装调精度优于20μrad。按照图4中所示的方法，实测激光器在热试验中和力学试验前后总的指向变化和抖动约为40μrad。

“资源三号”02星激光高度计工作在500km的轨道，激光发散角为0.1mrad，对应地面足印约为50m。由于卫星飞行所带来的收发不匹配约为47μrad。按最大包络考虑，总的失调量为上述各分量的和，即187μrad。考虑一定的设计余量，确定接收视场半角为250μrad，全视场设计为500μrad，如图10所示。在后续的产品研制过程中，对“资源三号”02星激光高度计在各种环境试验前后的收发匹配情况进行了测试，收发匹配满足设计要求。“资源三号”02星激光高度计于2016年5月发射，入轨后工作正常，在轨时间超过2年，验证了该方法的有效性。

3 结束语

本文对影响星载激光高度计收发匹配的因素进行了分析，结合激光器热真空条件下的指向测量，将传统的空间光机结构光机热集成仿真分析方法应用于星载激光高度计收发匹配设计中，并在“资源三号”02星激光高度计收发匹配设计中得到应用，产品入轨后稳定运行，证明了该方法的有效性。

本文的设计方法以及“资源三号”02星激光高度计的设计经验，对后续的星载激光高度计收发匹配设计具有重要指导和参考意义。当光机系统的稳定性无法满足收发匹配设计要求时，必须在轨进行收发匹配调整。

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Design of Boresight Alignment for Spaceborne Laser Altimeter of theZY-3(02) Satellite

WANG Chunhui MENG Peibei LI Xu AN Ning WU Jun SUN Jian

（Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

With the rapid decrease of the laser transmitter divergence and the receiver field of view, the requirements in boresight alignment of spaceborne laser altimeter are becoming extremely rigorous, thus requiring the integrated simulation in design necessarily. At first, the subassemblies in the optomechanical system of spaceborne laser altimeter are introduced, and the factors having influence on boresight alignment are analyzed. The thermal-structural-optical integrated analysis method and procedure for boresight alignment are proposed in order to improve the present simulation methods in altimeter. The proposed method has been applied in the design of ZY-3(02) satellite laser altimeter, and some important parameters are as followed: the error in boresight alignment from the satellite movement is about 47μrad; the boresight stability and pointing jitter is less 40μrad; the angular shifts caused by mechanical and thermal environment are about 35μrad and 45μrad separately; the alignment deviation error is about 20μrad, and the receiver field of view is about 500μrad. ZY3-02 satellite has operated on orbit for more than one year, which shows the validity of the design in boresight alignment and can be a reference for the subsequent missions.

spaceborne laseraltimeter; boresight alignment; thermal-structural-optical integrated analysis; Zernike polynomial; ZY-3 Satellite

TP73

A

1009-8518(2018)05-0081-08

10.3969/j.issn.1009-8518.2018.05.011

王春辉，男，1983年生，2010年获西安交通大学机械工程专业硕士学位，高级工程师。研究方向为星载激光探测有效载荷技术。E-mail：xjtuchwang@foxmail.com。

2018-01-22

（编辑：庞冰）