侯立周 徐彭梅 王彩琴



大光程差高鲁棒性摆臂角镜干涉仪设计与实现

侯立周 徐彭梅 王彩琴

（北京空间机电研究所，北京 100094）

为满足GF-5卫星上太阳掩星大气环境红外甚高光谱分辨率探测仪需求，研制了大光程差高鲁棒性摆臂角镜星载傅里叶变换干涉仪。该干涉仪在传统迈克尔逊干涉仪构型基础上增加了端镜进行干涉光路折叠，实现了八倍光程放大，最大光程差达到25cm。同时，由于端镜的应用使干涉仪角镜仅需保证干涉光束入射方向上的回复反射即可，而不要求其顶点在入射光束垂直面内的位置精度，因此消除了传统角镜干涉仪由于光程扫描过程中顶点失准跳动引入的光束剪切误差影响，具有很好的振动免疫能力。文章回顾了该干涉仪的设计、仿真、实现以及相关测试和试验情况，相关成果可为星载大光程差摆臂角镜傅里叶变换干涉仪的设计与实现提供参考。

星载傅里叶变换干涉仪 摆臂角镜干涉仪 鲁棒性 太阳掩星 “高分五号”卫星

0 引言

基于时间调制干涉技术的傅里叶变换干涉仪已在光谱分析领域得到广泛应用，在卫星对地球观测和外空间行星探测中也显示了其独特的潜力[1-3]。1962年9月第一台星载傅里叶变换干涉仪发射升空，开启了傅里叶变换干涉仪在在空间遥感领域的应用。此后，多个星载傅里叶变换干涉仪被相继发射，其中比较典型的仪器包括：搭载在ADEOS卫星上的 IMG、METOP-1卫星上的IASI[4]，Aura卫星上的TES[5]，ENVISAT卫星的MIPAS[6]，SCISAT-1卫星上的ACE[7]，NPP卫星上的CrIS[8]和GOSAT卫星上的TANSO[9]。以上星载傅里叶变换干涉仪均基于迈克尔逊干涉仪技术发展而来，都需要扫描机构提供光程扫描以实现时间调制傅里叶变换光谱探测。其中ACE和TANSO干涉仪采用的是摆臂角镜式构型，具有结构简单紧凑、寿命长、抗振动能力强的特点，是目前星载傅里叶变换干涉仪的一个重点发展方向[10-12]。搭载于GF-5卫星的大气环境红外甚高光谱分辨率探测仪继承了ACE的摆臂角镜干涉仪技术，该干涉仪具有8倍光程放大倍数，有高达±25cm的最大光程差，同时由于利用端镜使干涉光路折叠，消除了角镜失准带来的剪切误差，因此具有很好的振动免疫能力。

本文详细回顾用于大气环境红外甚高光谱分辨率探测仪的大光程差高鲁棒性摆臂角镜傅里叶变换干涉仪的设计与实现，相关信息可为星载大光程差傅里叶变换干涉仪研制提供参考。

1 干涉仪设计

大气环境红外甚高光谱分辨率探测仪工作于太阳掩星观测模式，测量穿过大气的精细太阳光谱。探测仪的核心是傅里叶变换干涉仪，其作用是对输入光束进行光程差扫描调制，输出随时间（或光程差）变化的干涉调制光束，用于后面探测单元产生干涉图信号。图1表示了探测仪的主要性能指标（绿色底框）与干涉仪主要技术指标（蓝色底框）之间的关系。其中，光谱相对稳定度主要取决于计量激光频率稳定性[13]；光谱分辨率主要取决于最大光程差，同时受到系统视场限制，并受计量激光频率稳定性影响；信噪比则与所有干涉仪技术指标有关。因此干涉仪的技术指标分解分配是探测仪总体设计中不可分割的重要部分，而干涉仪的设计将主要围绕通光口径、最大光程差、调制度、计量激光频率稳定度、扫描时间和扫描速度稳定度等展开。

图1 探测仪主要性能指标与干涉仪主要技术指标的关系

根据探测仪总体设计结果，干涉仪的主要指标要求如表1所示。

表1 干涉仪的主要技术指标要求

Tab.1 Requirement of interferometer module

光谱分辨率主要决定于干涉仪的最大光程差（Maximum Optical Path Difference，MOPD），并受干涉仪工作有效视场（Field of View，FOV）的限制和计量激光频率稳定度的影响。

首先，根据光谱分辨率与最大光程差的关系确定干涉仪的最大光程差：

其次，根据光谱分辨率与视场的关系[14]：

选择图2所示的摆臂角镜干涉仪构型[15-16]，其工作原理如图2（a）所示：输入光束在分束器处分成反射和透射光束，两光束分别入射到角镜1和角镜2后被回复反射，然后再经过分束器透射和反射后，分别入射到端镜不同位置上，由于端镜是反射镜并被调整为与入射光束垂直，因此两光束沿着来路原路返回，最终在分束器原分束位置处相遇产生干涉；干涉光束从端镜中心孔出射，进入后续信号探测单元产生电信号。当固定在摆臂上的两个角镜随摆臂摆动而靠近和远离相对分束器时，光程差就被调制，探测单元即产生随时间变化的干涉图信号。

图2 干涉仪原理光路与结构示意

与通常4倍光程放大的傅里叶变换干涉仪不同的是，该构型干涉仪的分束器仅在中心部分镀制红外分束膜，外环局部镀制反射膜，其余镀制红外增透膜。由于端镜（环形平面反射镜）的折叠光路作用，其光程差放大倍数相比常规迈克尔逊干涉仪增加一倍达到8倍，并且也从原理上消除了由于角镜顶点位置相对分束器不对称而引入的光束剪切误差[17-18]，使干涉仪对微振动具有很好的免疫能力。如图2（b）所示，干涉仪计量激光光路设置在主光路旁边与主光束共光路，为干涉仪扫描控制系统提供实时光程差反馈和为后面信号链干涉图采样提供采样同步信号。

在确定干涉仪构型、最大光程差及光程差放大倍数的前提下，即可进行干涉仪摆臂机构设计。这里端镜的存在使摆臂大角度摆动成为可能，而摆臂半径和摆动角度则需在干涉仪体积、角镜尺寸、枢轴刚度及寿命之间进行优化设计。根据干涉仪的调制度要求，对角镜的综合角偏差和面型误差、分束器和补偿器面型误差、端镜面型误差等进行折中设计。最终干涉仪系统的主要参数设计结果如表2所示。

表2 干涉仪系统主要参数设计结果

Tab.2 Design result of critical system parameters of interferometer

2 干涉仪实现

干涉仪系统由干涉仪模块、计量激光信号处理器和干涉仪控制器三部分组成，前者实现干涉光调制，后二者共同组成光程差扫描控制系统，驱动前者实现傅里叶变换干涉仪时间调制干涉功能。

2.1 干涉仪光机结构

干涉仪模块光机结构的热力学稳定性是影响干涉仪光学性能稳定性的最大因素，也是干涉仪设计与实现的难点和关键技术所在。如图3所示，干涉仪模块主要包括主结构、摆臂、角镜、挠性枢轴、分束器补偿器、挠性枢轴、摆臂座及挠性安装座等。端镜的引入，使干涉仪调制度只与角镜本身的回复角误差、端镜和分束器相对位置及其面形误差有关，大大降低了对角镜摆臂机构的光学准直要求。从另一角度角看，带来的好处是：1）摆臂机构可通过缩短摆臂长度和增加摆扫角度来满足扫描光程要求；2）摆臂角镜不因振动影响失准而降低干涉仪调制度。因此该构型干涉仪可利用较小体积实现大光程差、高鲁棒性干涉调制。

为满足发射段力学环境条件，干涉仪模块研制过程中采取了一系列保证刚度和强度的措施，如采用全铝合金角镜、开放式十字片簧挠性枢轴、一体化框架式主结构、光学元件装框等。利用图3所示的干涉仪模块有限元模型，进行了干涉仪模块刚度和强度分析与优化，结果如表3所示。

表3中列出了23个模态中对有效质量贡献较大的模态数据，其总有效质量贡献超过85%，说明仿真数据较好表征了干涉仪模块的刚度情况。模态分析结果表明：100Hz以下只有摆臂锁定模态，前8个低阶模态中没有出现明显降低干涉调制度的情况，说明干涉仪设计对振动具有较好的免疫力。

热稳定性是星载傅里叶变换干涉仪的重要设计驱动之一。干涉仪与光学底板导热安装，光学底板与干涉仪的安装面由温控系统控温至（20±0.5）℃范围内；激光信号处理器与干涉仪控制器则均包覆多层绝热材料，与底板隔热安装并通过热管联接至外部散热面。图4为干涉仪热分析有限元模型，其中干涉仪模块结合探测仪轨道参数在规定温度边界条件下的热仿真分析结果如图5所示。图5中热分析模型的材料和表面处理情况见表4，干涉仪模块热源情况见表5。

图3 干涉仪模块有限元分析模型

表3 干涉仪模块有限元模型结构刚度分析结果

Tab.3 Structural stiffness analysis of interferometer module by FEM

图4 干涉仪热分析有限元模型

图5 干涉仪光机系统热分析结果（一轨）

表4 干涉仪光机结构材料与表面发射率数据

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

表5 干涉仪模块热负载

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

由图5看出，两个角镜在一轨过程中温度变化同步，一轨中最大温差约0.02℃，且不受高低温边界温度影响；其他光学件及干涉仪主结构温差小于0.1℃；在以上温度范围内干涉仪的面型和准直性能变化对干涉调制度的影响可以忽略。

2.2 干涉仪控制系统

控制系统包括激光信号处理器和干涉仪控制器，前者完成实时光程差计量，其作用相当于光程差位移增量编码器，后者利用实时光程差位移增量码作为反馈控制摆臂角镜机构实现匀速光程差扫描。干涉仪控制系统的主要指标是光程差扫描速度不稳定度及其鲁棒性。干涉仪控制系统采用数字伺服控制方案，其控制流程如图6所示，其中运动轨迹优化模块设定了摆臂角度与光程差位置的运动关系曲线，前向反馈环节提高控制系统的抗扰动能力，提高鲁棒性。

图6 干涉仪摆臂伺服控制功能

2.3 试验测试结果

干涉仪系统进行了振动和热真空试验，并进行了扫描速度不稳定度、调制度等关键指标的测试。

干涉仪通过了正弦和随机振动试验，振动前后干涉仪的扫频结果如图7所示，可看出振动前后干涉仪特征频率基本重合。

图7 干涉仪光机系统振动试验结果

干涉仪热真空试验结果如表6所示，边界温度为（20±0.5）℃，干涉仪各测点温度变化范围与仿真结果相符。

表6 干涉仪热真空试验各测点温度结果

Tab.6 Results of flight model TVAC test ℃

干涉仪扫描速度不稳定度测试结果示于图8，速度不稳定度为0.2%（RMS）。为验证其鲁棒性，进行了微振动试验，结果如表7所示，速度不稳定度小于1%，验证了干涉仪具有非常好的振动免疫能力。

表7 微振动测试光程扫描速度不稳定度（RMS）结果

Tab.7 Speed stability in micro vibration test%

图8 干涉仪光程扫描速度不稳定度测试结果

干涉仪的调制度测量是通过高速斩波器对干涉仪输入光束斩波调制，同时利用示波器记录包含零光程差位置附近的干涉图信号后计算完成。测量结果如图9所示，调制度测试结果为：=(2.864–2.653)/ (2.758–2.621)/2=77%。

图9 干涉仪调制度测试结果

上述试验与测试结果表明，研制的摆臂角镜干涉仪满足设计要求，能够实现高效率大光程差干涉调制，具有较好的鲁棒性。

3 结束语

大光程差高鲁棒性摆臂角镜干涉仪用于我国目前第一个星载高光谱掩星载荷——大气环境红外甚高光谱分辨率探测仪，是目前我国光程差最大的星载傅里叶变换干涉仪。该干涉仪具有结构简单紧凑、扫描光程大、抗振动能力好的特点。本文回顾了该干涉仪的系统设计、实现及试验情况，相关信息对于星载高光谱傅里叶变换干涉仪的设计与实现具有参考意义。

[1] 巫晓丽, 范东栋, 王平. 空间大气成分探测傅里叶变换红外光谱仪[J]. 航天返回与遥感, 2007, 28(2): 15-20. WU Xiaoli, FAN Dongdong, WANG Ping. Fourier-Transform Infrared Spectrometer for Space Atmospheric Component Detecting[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2007, 28(2): 15-20. (in Chinese)

[2] GRIFFITHS P R, DE HASETH J A. Fourier Transform Infrared Spectrometry[M]. New Jersey: John Wiley & Sons. Inc., 2007: 75-95.

[3] PERSKY M J. A Review of Spaceborne Infrared Fourier Transform Spectrometers for Remote Sensing[J]. Rev. Sci. Instrum, 1995, 66(10): 55-67.

[4] BLUMSTEIN D, CHALON G, CARLIER T, et al. IASI Instrument: Technical Overview and Measured Performances[C]. Optical Science and Technology, the SPIE 49thAnnual Meeting, Denver, Colorado, United States, 2004, 5813:156-163.

[5] BEER R. Tropospheric Emission Spectrometer Scientific Objectives & Approach, Goals & Requitements[R]. JPL D-11294 Revision 6.0, 1999.

[6] CLARMANN T V, CHINEKE T C, FISCHER H, et al. Remote Sensing of the Middle Atmosphere with MIPAS[J]. Proceedings of SPIE, 2003, 4882: 172-183.

[7] SOUCY MA A, CHATEAUNEUF F, ETIENNE N, et al. ACE-FTS Instrument Detailed Design[J]. Proceedings of SPIE, 2002, 4814: 70-81.

[8] STUMPF K, OVERBECK J. CrIS Optical System Design[J]. Proceedings of SPIE, 2002, 4486: 121-129.

[9] KUZE A, SUTO H, NAKAJIMA M, et al. Thermal and Near Infrared Sensor for Carbon Observation Fourier-transform Spectrometer on the Greenhouse Gases Observing Satellite for Greenhouse Gases Monitoring[J]. Applied Optics, 2009, 48: 6716-6733.

[10] POULIN R, DUTIL Y, LANTAGNE S, et al. Characterization of the ACE-FTS Instrument Line Shape[J]. Proceedings of SPIE, 2003, 5151: 166-172.

[11] SOUCY M-A, CHATEAUNEUF F, DEUTSCH C, et al. ACE-FTS Instrument Detailed Design[J]. Proceedings of SPIE, 2002, 4814: 70-81.

[12] CHATEAUNEUF F, FORTIN S, FRIGON C, et al. ACE-FTS Test Results and Performances[J]. Proceedings of SPIE, 2002, 4814: 82-90.

[13] GRIFFITHS P R, DE HASETH J A. Fourier Transform Infrared Spectrometry[M]. New Jersey: John Wiley & Sons. Inc., 2007: 161-165.

[14] HEAM D R. Fourier Transform Interferometry[R]. Technical Report 1053, Lincoln Laboratory, Massachusetts Institute of Technology, Lexington, Massachusetts, 1999: 10-12.

[15] AOKI T. Disturbances and Their Correction in Space Observation with GOSAT Fourier Transform Spectometer[J]. Proc. of SPIE, 2007, 6748: 1201-1211.

[16] ROBERT P. Characterisation of the ACE-FTS Instrument Line Shape[J]. Proc. of SPIE, 2003, 5151: 166-173.

[17] SALOMAA L K. Line Shape Distortion in a Cube Corner Interferometer Due to Lateral Shift of a Cube Corner[J]. Applied Spectroscopy, 1999, 53: 902-908.

[18] JYKI K. Line-shape Distortions in Misaligned Cube Corner Interferometers[J]. Applied Optics, 1992, 31: 69-75.

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年获哈尔滨工业大学精密仪器及机械专业博士学位，研究员。研究方向为空间光谱探测技术。E-mail：houlizhou@126.com。

2018-04-27

国家重大科技专项工程

（编辑：夏淑密）