大光程差高魯棒性擺臂角鏡干涉儀設計與實現(xiàn)

侯立周 徐彭梅 王彩琴

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大光程差高魯棒性擺臂角鏡干涉儀設計與實現(xiàn)

侯立周 徐彭梅 王彩琴

（北京空間機電研究所，北京 100094）

為滿足GF-5衛(wèi)星上太陽掩星大氣環(huán)境紅外甚高光譜分辨率探測儀需求，研制了大光程差高魯棒性擺臂角鏡星載傅里葉變換干涉儀。該干涉儀在傳統(tǒng)邁克爾遜干涉儀構型基礎上增加了端鏡進行干涉光路折疊，實現(xiàn)了八倍光程放大，最大光程差達到25cm。同時，由于端鏡的應用使干涉儀角鏡僅需保證干涉光束入射方向上的回復反射即可，而不要求其頂點在入射光束垂直面內(nèi)的位置精度，因此消除了傳統(tǒng)角鏡干涉儀由于光程掃描過程中頂點失準跳動引入的光束剪切誤差影響，具有很好的振動免疫能力。文章回顧了該干涉儀的設計、仿真、實現(xiàn)以及相關測試和試驗情況，相關成果可為星載大光程差擺臂角鏡傅里葉變換干涉儀的設計與實現(xiàn)提供參考。

星載傅里葉變換干涉儀 擺臂角鏡干涉儀 魯棒性 太陽掩星 “高分五號”衛(wèi)星

0 引言

基于時間調(diào)制干涉技術的傅里葉變換干涉儀已在光譜分析領域得到廣泛應用，在衛(wèi)星對地球觀測和外空間行星探測中也顯示了其獨特的潛力[1-3]。1962年9月第一臺星載傅里葉變換干涉儀發(fā)射升空，開啟了傅里葉變換干涉儀在在空間遙感領域的應用。此后，多個星載傅里葉變換干涉儀被相繼發(fā)射，其中比較典型的儀器包括：搭載在ADEOS衛(wèi)星上的 IMG、METOP-1衛(wèi)星上的IASI[4]，Aura衛(wèi)星上的TES[5]，ENVISAT衛(wèi)星的MIPAS[6]，SCISAT-1衛(wèi)星上的ACE[7]，NPP衛(wèi)星上的CrIS[8]和GOSAT衛(wèi)星上的TANSO[9]。以上星載傅里葉變換干涉儀均基于邁克爾遜干涉儀技術發(fā)展而來，都需要掃描機構提供光程掃描以實現(xiàn)時間調(diào)制傅里葉變換光譜探測。其中ACE和TANSO干涉儀采用的是擺臂角鏡式構型，具有結(jié)構簡單緊湊、壽命長、抗振動能力強的特點，是目前星載傅里葉變換干涉儀的一個重點發(fā)展方向[10-12]。搭載于GF-5衛(wèi)星的大氣環(huán)境紅外甚高光譜分辨率探測儀繼承了ACE的擺臂角鏡干涉儀技術，該干涉儀具有8倍光程放大倍數(shù)，有高達±25cm的最大光程差，同時由于利用端鏡使干涉光路折疊，消除了角鏡失準帶來的剪切誤差，因此具有很好的振動免疫能力。

本文詳細回顧用于大氣環(huán)境紅外甚高光譜分辨率探測儀的大光程差高魯棒性擺臂角鏡傅里葉變換干涉儀的設計與實現(xiàn)，相關信息可為星載大光程差傅里葉變換干涉儀研制提供參考。

1 干涉儀設計

大氣環(huán)境紅外甚高光譜分辨率探測儀工作于太陽掩星觀測模式，測量穿過大氣的精細太陽光譜。探測儀的核心是傅里葉變換干涉儀，其作用是對輸入光束進行光程差掃描調(diào)制，輸出隨時間（或光程差）變化的干涉調(diào)制光束，用于后面探測單元產(chǎn)生干涉圖信號。圖1表示了探測儀的主要性能指標（綠色底框）與干涉儀主要技術指標（藍色底框）之間的關系。其中，光譜相對穩(wěn)定度主要取決于計量激光頻率穩(wěn)定性[13]；光譜分辨率主要取決于最大光程差，同時受到系統(tǒng)視場限制，并受計量激光頻率穩(wěn)定性影響；信噪比則與所有干涉儀技術指標有關。因此干涉儀的技術指標分解分配是探測儀總體設計中不可分割的重要部分，而干涉儀的設計將主要圍繞通光口徑、最大光程差、調(diào)制度、計量激光頻率穩(wěn)定度、掃描時間和掃描速度穩(wěn)定度等展開。

圖1 探測儀主要性能指標與干涉儀主要技術指標的關系

根據(jù)探測儀總體設計結(jié)果，干涉儀的主要指標要求如表1所示。

表1 干涉儀的主要技術指標要求

Tab.1 Requirement of interferometer module

光譜分辨率主要決定于干涉儀的最大光程差（Maximum Optical Path Difference，MOPD），并受干涉儀工作有效視場（Field of View，F(xiàn)OV）的限制和計量激光頻率穩(wěn)定度的影響。

首先，根據(jù)光譜分辨率與最大光程差的關系確定干涉儀的最大光程差：

其次，根據(jù)光譜分辨率與視場的關系[14]：

選擇圖2所示的擺臂角鏡干涉儀構型[15-16]，其工作原理如圖2（a）所示：輸入光束在分束器處分成反射和透射光束，兩光束分別入射到角鏡1和角鏡2后被回復反射，然后再經(jīng)過分束器透射和反射后，分別入射到端鏡不同位置上，由于端鏡是反射鏡并被調(diào)整為與入射光束垂直，因此兩光束沿著來路原路返回，最終在分束器原分束位置處相遇產(chǎn)生干涉；干涉光束從端鏡中心孔出射，進入后續(xù)信號探測單元產(chǎn)生電信號。當固定在擺臂上的兩個角鏡隨擺臂擺動而靠近和遠離相對分束器時，光程差就被調(diào)制，探測單元即產(chǎn)生隨時間變化的干涉圖信號。

圖2 干涉儀原理光路與結(jié)構示意

與通常4倍光程放大的傅里葉變換干涉儀不同的是，該構型干涉儀的分束器僅在中心部分鍍制紅外分束膜，外環(huán)局部鍍制反射膜，其余鍍制紅外增透膜。由于端鏡（環(huán)形平面反射鏡）的折疊光路作用，其光程差放大倍數(shù)相比常規(guī)邁克爾遜干涉儀增加一倍達到8倍，并且也從原理上消除了由于角鏡頂點位置相對分束器不對稱而引入的光束剪切誤差[17-18]，使干涉儀對微振動具有很好的免疫能力。如圖2（b）所示，干涉儀計量激光光路設置在主光路旁邊與主光束共光路，為干涉儀掃描控制系統(tǒng)提供實時光程差反饋和為后面信號鏈干涉圖采樣提供采樣同步信號。

在確定干涉儀構型、最大光程差及光程差放大倍數(shù)的前提下，即可進行干涉儀擺臂機構設計。這里端鏡的存在使擺臂大角度擺動成為可能，而擺臂半徑和擺動角度則需在干涉儀體積、角鏡尺寸、樞軸剛度及壽命之間進行優(yōu)化設計。根據(jù)干涉儀的調(diào)制度要求，對角鏡的綜合角偏差和面型誤差、分束器和補償器面型誤差、端鏡面型誤差等進行折中設計。最終干涉儀系統(tǒng)的主要參數(shù)設計結(jié)果如表2所示。

表2 干涉儀系統(tǒng)主要參數(shù)設計結(jié)果

Tab.2 Design result of critical system parameters of interferometer

2 干涉儀實現(xiàn)

干涉儀系統(tǒng)由干涉儀模塊、計量激光信號處理器和干涉儀控制器三部分組成，前者實現(xiàn)干涉光調(diào)制，后二者共同組成光程差掃描控制系統(tǒng)，驅(qū)動前者實現(xiàn)傅里葉變換干涉儀時間調(diào)制干涉功能。

2.1 干涉儀光機結(jié)構

干涉儀模塊光機結(jié)構的熱力學穩(wěn)定性是影響干涉儀光學性能穩(wěn)定性的最大因素，也是干涉儀設計與實現(xiàn)的難點和關鍵技術所在。如圖3所示，干涉儀模塊主要包括主結(jié)構、擺臂、角鏡、撓性樞軸、分束器補償器、撓性樞軸、擺臂座及撓性安裝座等。端鏡的引入，使干涉儀調(diào)制度只與角鏡本身的回復角誤差、端鏡和分束器相對位置及其面形誤差有關，大大降低了對角鏡擺臂機構的光學準直要求。從另一角度角看，帶來的好處是：1）擺臂機構可通過縮短擺臂長度和增加擺掃角度來滿足掃描光程要求；2）擺臂角鏡不因振動影響失準而降低干涉儀調(diào)制度。因此該構型干涉儀可利用較小體積實現(xiàn)大光程差、高魯棒性干涉調(diào)制。

為滿足發(fā)射段力學環(huán)境條件，干涉儀模塊研制過程中采取了一系列保證剛度和強度的措施，如采用全鋁合金角鏡、開放式十字片簧撓性樞軸、一體化框架式主結(jié)構、光學元件裝框等。利用圖3所示的干涉儀模塊有限元模型，進行了干涉儀模塊剛度和強度分析與優(yōu)化，結(jié)果如表3所示。

表3中列出了23個模態(tài)中對有效質(zhì)量貢獻較大的模態(tài)數(shù)據(jù)，其總有效質(zhì)量貢獻超過85%，說明仿真數(shù)據(jù)較好表征了干涉儀模塊的剛度情況。模態(tài)分析結(jié)果表明：100Hz以下只有擺臂鎖定模態(tài)，前8個低階模態(tài)中沒有出現(xiàn)明顯降低干涉調(diào)制度的情況，說明干涉儀設計對振動具有較好的免疫力。

熱穩(wěn)定性是星載傅里葉變換干涉儀的重要設計驅(qū)動之一。干涉儀與光學底板導熱安裝，光學底板與干涉儀的安裝面由溫控系統(tǒng)控溫至（20±0.5）℃范圍內(nèi)；激光信號處理器與干涉儀控制器則均包覆多層絕熱材料，與底板隔熱安裝并通過熱管聯(lián)接至外部散熱面。圖4為干涉儀熱分析有限元模型，其中干涉儀模塊結(jié)合探測儀軌道參數(shù)在規(guī)定溫度邊界條件下的熱仿真分析結(jié)果如圖5所示。圖5中熱分析模型的材料和表面處理情況見表4，干涉儀模塊熱源情況見表5。

圖3 干涉儀模塊有限元分析模型

表3 干涉儀模塊有限元模型結(jié)構剛度分析結(jié)果

Tab.3 Structural stiffness analysis of interferometer module by FEM

圖4 干涉儀熱分析有限元模型

圖5 干涉儀光機系統(tǒng)熱分析結(jié)果（一軌）

表4 干涉儀光機結(jié)構材料與表面發(fā)射率數(shù)據(jù)

Tab.4 Interferometer opto-mechanical material and their emissivity in thermal analysis

表5 干涉儀模塊熱負載

Tab.5 Heat load of interferometer opto-mechanical module W

由圖5看出，兩個角鏡在一軌過程中溫度變化同步，一軌中最大溫差約0.02℃，且不受高低溫邊界溫度影響；其他光學件及干涉儀主結(jié)構溫差小于0.1℃；在以上溫度范圍內(nèi)干涉儀的面型和準直性能變化對干涉調(diào)制度的影響可以忽略。

2.2 干涉儀控制系統(tǒng)

控制系統(tǒng)包括激光信號處理器和干涉儀控制器，前者完成實時光程差計量，其作用相當于光程差位移增量編碼器，后者利用實時光程差位移增量碼作為反饋控制擺臂角鏡機構實現(xiàn)勻速光程差掃描。干涉儀控制系統(tǒng)的主要指標是光程差掃描速度不穩(wěn)定度及其魯棒性。干涉儀控制系統(tǒng)采用數(shù)字伺服控制方案，其控制流程如圖6所示，其中運動軌跡優(yōu)化模塊設定了擺臂角度與光程差位置的運動關系曲線，前向反饋環(huán)節(jié)提高控制系統(tǒng)的抗擾動能力，提高魯棒性。

圖6 干涉儀擺臂伺服控制功能

2.3 試驗測試結(jié)果

干涉儀系統(tǒng)進行了振動和熱真空試驗，并進行了掃描速度不穩(wěn)定度、調(diào)制度等關鍵指標的測試。

干涉儀通過了正弦和隨機振動試驗，振動前后干涉儀的掃頻結(jié)果如圖7所示，可看出振動前后干涉儀特征頻率基本重合。

圖7 干涉儀光機系統(tǒng)振動試驗結(jié)果

干涉儀熱真空試驗結(jié)果如表6所示，邊界溫度為（20±0.5）℃，干涉儀各測點溫度變化范圍與仿真結(jié)果相符。

表6 干涉儀熱真空試驗各測點溫度結(jié)果

Tab.6 Results of flight model TVAC test ℃

干涉儀掃描速度不穩(wěn)定度測試結(jié)果示于圖8，速度不穩(wěn)定度為0.2%（RMS）。為驗證其魯棒性，進行了微振動試驗，結(jié)果如表7所示，速度不穩(wěn)定度小于1%，驗證了干涉儀具有非常好的振動免疫能力。

表7 微振動測試光程掃描速度不穩(wěn)定度（RMS）結(jié)果

Tab.7 Speed stability in micro vibration test%

圖8 干涉儀光程掃描速度不穩(wěn)定度測試結(jié)果

干涉儀的調(diào)制度測量是通過高速斬波器對干涉儀輸入光束斬波調(diào)制，同時利用示波器記錄包含零光程差位置附近的干涉圖信號后計算完成。測量結(jié)果如圖9所示，調(diào)制度測試結(jié)果為：=(2.864–2.653)/ (2.758–2.621)/2=77%。

圖9 干涉儀調(diào)制度測試結(jié)果

上述試驗與測試結(jié)果表明，研制的擺臂角鏡干涉儀滿足設計要求，能夠?qū)崿F(xiàn)高效率大光程差干涉調(diào)制，具有較好的魯棒性。

3 結(jié)束語

大光程差高魯棒性擺臂角鏡干涉儀用于我國目前第一個星載高光譜掩星載荷——大氣環(huán)境紅外甚高光譜分辨率探測儀，是目前我國光程差最大的星載傅里葉變換干涉儀。該干涉儀具有結(jié)構簡單緊湊、掃描光程大、抗振動能力好的特點。本文回顧了該干涉儀的系統(tǒng)設計、實現(xiàn)及試驗情況，相關信息對于星載高光譜傅里葉變換干涉儀的設計與實現(xiàn)具有參考意義。

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Design and Implementation of Scan-arm Corner Cube Interferometer with Large OPD and High Robustness

HOU Lizhou XU Pengmei WANG Caiqin

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

To best meet the needs of Solar Occultation Atmospheric Infrared Ultra-spectral Sounder（AIUS）onboard GF-5 satellite, a Scan-arm Corner Cube Fourier Transform Interferometer with large optical path difference and high robustness has been developed. Based on the conventional Michelson interferometer, an unique end mirror is used to refold the interference optical path so as to achieve optical path difference magnification with value of 8, and the maximum optical path difference up to 25cm. On the other hand, the end mirror makes it possible that the corner cube retro-reflects beam against the input direction while the position of apex of corner cube doesn’t need to be precisely controlled in the plane with normal to the input direction. Consequently the degradation of interference modulation efficiency due to the sheer error rising from the misalignment of apex of corner cube is eliminated, which gives the interferometer high immunity to vibration. This paper reviews the design and implementation of scan-arm corner cube interferometer with large optical path difference and high robustness, as well as the analysis, test and experiment. The related information could be referenced for the design and implementation of space borne Fourier transform interferometer with large optical path difference.

space borne fourier transform interferometer; scan-arm corner cube interferometer; robustness; solar occultation; GF-5 satellite

V447+.1

A

1009-8518(2018)03-0051-9

10.3969/j.issn.1009-8518.2018.03.006

侯立周，男，1969年生，1999年獲哈爾濱工業(yè)大學精密儀器及機械專業(yè)博士學位，研究員。研究方向為空間光譜探測技術。E-mail：houlizhou@126.com。

2018-04-27

國家重大科技專項工程

（編輯：夏淑密）