一种星载微型凝视式可见光CCD遥感器设计

张镜洋常海萍沈为民

（1南京航空航天大学高新技术研究院，南京 210016）

（2南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016）

（3苏州大学现代光学所，苏州 215006）

1 引言

世界航天遥感技术蓬勃发展，在对地观测上取得了丰硕的成果[1]。无论是光谱分辨率[2]还是空间时间分辨率上航天遥感技术都取得长足的进步。基于空间碎片和空间武器对空间飞行器的威胁，空间态势感知和空间攻防方面的研究逐步深入，并成为世界各国的研究焦点，该领域对航天星载遥感技术提出了对空间动态目标侦查的新应用需求，它要求星载遥感设备能够结合低惯性小卫星指向灵活、轨道机动的特点，形成对空间目标快速捕捉、动态跟踪的能力[3]。这就要求星载遥感设备具备短积分时间、高帧频的特点，并且能够适应小卫星平台集约化、低功耗的设计要求[4]。

本文以对空间动态目标成像应用为背景[5]，设计了适应小卫星平台的微型凝视式可见光CCD遥感器。该遥感器采用了单幅积分时间短的凝视式成像方式，采用LVDS差分并行传输的高帧频图像传输模式。为适应小卫星平台需求，该遥感器采用折反式光学系统、部分国外工业级器件的集约化设计。文中首先对其光学系统和电子电路集约化设计特点和性能进行阐述，并设计了其可靠性保证技术路线，通过力学环境、模拟空间环境试验验证该技术路线可行性；最后通过性能测试，该可见光遥感在奈奎斯特频率（Nyquist）处静态MTF＞0.2，信噪比＞49，对设计动态目标MTF＞0.16；该遥感器的研制为空间动态目标成像提供支持，其集约化的设计方法和可靠性保证技术路线为轻小型载荷的研制探索了新的思路。

2 某星载微型凝视式CCD遥感器光学系统及电子电路设计

某星载遥感器研制目标是通过在轨实验验证其凝视式成像模式对地面或空间动态目标的成像效果。其主要性能参数见表1。为适应小卫星平台对载荷集成化、集约化设计。该遥感器设计主要特点如下：第一、采用折反式的光学系统，工作温度宽泛，光学系统小，光焦度相对较高，有效F数为3.4，焦距125mm；第二、采用大量国外工业级器件经过严格的筛选和器件级环境试验，电子电路体积小，功耗低，遥感器总质量小于2kg，峰值功耗小于3W；第三、采用凝视式成像模式和面阵CCD，单幅积分时间短，单幅积分时间小于2ms；第四、采用LVDS差分并行数据接口，传输速率快，转移时间短，帧频大于10Hz。以上特点均适用于资源有限的小卫星平台，并利于捕捉随机的动态目标。图1为微型凝视式CCD遥感器组成原理图。

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图1 可见光遥感系统组成Fig.1 Buildup of remote sensor with visible light

（1）光学系统

CCD遥感器采用折反式光学系统[6]，如图2所示，由两块窗口、一块主反射镜、四块透镜、一块兼作透镜和次反射镜的透镜组成。远处目标被光学系统成像在焦平面探测器CCD处。此光学系统的主要优点包括：结构紧凑、色差小、温度适应性强、相对孔径大、采用球面元件、成像品质接近衍射极限。光学系统的调制传递函数（MTF）如图3所示，在CCD取样Nyquist频率67线对/mm处的MTF值高于0.65。相对畸变曲线如图4所示，相对畸变值为0.091%，如图4，与近轴像高相比高5μm，不到一个像元。经计算，温度水平变化±12℃时，在CCD Nyquist频率（67线对/mm）处的MTF值下降约0.1。在0.65的MTF下温度变化对光学系统成像性能的影响较小。折反式光学系统成像品质受环境温度较小，且小光学系统温度梯度小，特别适用于热控能力弱的小卫星。

图2 光学系统及光路Fig.2 Optical system and light path

图3 光学系统MTF曲线Fig.3 MTF curve of optical system

图4 相对畸变曲线Fig.4 Relative aberration curve

（2）电子电路

CCD遥感器电子电路原理如图5所示，由面阵CCD芯片、时序信号发生器、信号处理电路和A/D转换、数字视频信号接口电路、DC/DC电源、监控等功能模块构成。CCD在有效脉冲的驱动和控制下，实现光生电荷的收集、转移、储存，最后以序列的方式将像元信号逐个输出。采用DALSA公司HQ级的FT-18面阵帧转移CCD，其外形和电路组成如图6所示。时序信号发生器为CCD芯片提供一组严格的工作有效时序驱动脉冲，时序信号由FPGA芯片产生，采用VHDL语言作为开发FPGA的工作平台。该芯片还同时输出信号处理电路所需的控制信号，如钳位、采样/保持、同步、及数字视频传输等脉冲。设计中采用Altera公司工业级的EP2C5T144I8和配置芯片EPCS4SI8。信号处理电路处理CCD输出的视频信号，经过钳位、采样/保持、CDS（双相关采样）、可编程增益放大PGA、A/D转换等处理后，输出12bit宽度的数字视频信号。设计中采用ADI公司工业级的AD9945视频ADC电路。数字视频信号接口电路采用12位并行传输模式，将A/D输出的LVTTL数字视频信号转换成LVDS格式的数据。设计中采用TI公司的SN55LVDS31四路驱动芯片。DC/DC电源模块输入外电源电压+12V，为遥感器提供+1.2V、+3.3V、+5V、+10V、+22V内部电源，采用BOOST/BUCK型开关电源与LDO低压差等电源转换电路。监控模块用MCU实时监控遥感器的工作状态，接受卫星数据综合系统的工作指令，以电平的下降沿为触发信号，卫星数据综合系统的输出为OC门输出，上拉电阻设置在遥感器端。CCD遥感器与卫星数据综合系统之间的数据接口界面和逻辑关系见图5。数据接口信号均采用LVDS逻辑电平传输，信号分为帧、行、位三个同步信号和12位数据信号，并行传输实现高码率。

图5 电子电路构成Fig.5 Block diagram of electronic circuit

图6 FT-18帧转移CCDFig.6 FT-18 CCD with frame transfer

3 某星载微型凝视式CCD遥感器可靠性保证

为了适应小卫星空间、质量、能源的局限，其载荷应该具备体积小、质量轻、功耗低的特点，因而为实现集约化和集成化设计，本文所设计的星载微型面阵CCD遥感器大规模采用集成度高、体积小、功耗小的国外工业级器件，并进行整体防辐射和散热设计。为保证其可靠性，本文参照国内外对选用目录外元器件的措施，制定了元器件可靠性保证技术路线，并通过整机环境实验进行验证。下文分别通过元器件级可靠性保证措施和整机环境试验来描述该技术路线。

（1）元器件级可靠性保证措施

该CCD遥感器部分元器件按照航天级元器件选用目录选用，部分选用国外工业级器件的科学级元器件，对国外工业级器件进行破坏性物理分析（DPA）、补充筛选实验、单板级环境实验保证其元器件可靠性。DPA主要包含实验项目分为4类：CCD、CCD插座、塑封器件、共模扼流圈，根据不同器件类型和国军标《GJB4027A-2006军用电子元器件破坏性物理分析方法》制定了不同的实验分析项目，该阶段为抽检，抽检器件是否合格作为采购同一批次器件的合格判据。DPA合格的器件进行补充筛选，进一步考核其电性能等特性，此阶段为全检。全部考核合格后，根据电性能设计制成测试电路，进行单板实验，单板实验主要针对国外工业级器件经受空间热环境和粒子辐照环境其电路组成的电性能能否满足设计要求，主要实验项目包括：高低温循环、热真空（此前两相均在鉴定级实验条件基础上±5℃）和粒子辐照实验（按寿命累计总剂量+30%）。实验中监测单板电性能参数变化，如果电性能无变化则元器件和单板设计通过考核。

（2）整机环境试验

整机环境试验主要是考核CCD遥感器经受运载火箭给予的振动环境、空间粒子辐照环境、空间热环境、空间紫外辐照环境等能力，以及其电磁兼容性，主要实验项目有：地面温度试验、高低温热循环试验、热真空试验、电磁兼容性试验、粒子辐照试验、镜头玻璃紫外辐照试验以及力学的正弦振动、随机振动、冲击、加速度试验等实验项目，经鉴定级和验收级试验考核，本文所设计的轻小型面阵CCD遥感器均能通过以上试验项目。

4 星载微型面阵CCD遥感器成像性能验证

CCD遥感器镜头正样产品的MTF采用Optest光学测试系统测量，照明光源分别采用550nm绿光和400～900nm宽波段光源，测量误差小于0.03。镜头静态MTF在Nyquist频率处大于0.6，满足设计要求。整机测试的成像性能静态指标主要包括遥感器静态MTF、视场角，其中遥感器的静态MTF测试结果如表2所列，静态MTF在Nyquist频率67线对/mm处能够达到0.2以上，从图7中可以看出CCD遥感器可以清晰分辨出16线对，其信噪比大于49。此外，CCD遥感器进行了动态成像测试和数值模拟，数值模拟中窗口与待测目标速度距离比模拟在轨速高比，曝光时间2ms内相对位移为0.2～2个像元，整机MTF大于0.16；动态成像试验模拟相对位移在曝光时间2ms内0.2～1.4个像元，整机传函大于0.18，均能够满足设计要求。

5 结束语

该CCD遥感器通过地面的可靠性试验和性能测试，所搭载的小卫星平台于近期入轨进行成像试验，将对凝视式CCD遥感器对空间相对运动目标成像进行探索，其在轨试验的成功将为空间动态目标成像遥感器的研制提供有利的参考，其集约化的研制技术也将为轻小型载荷研制提供新的思路。

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