CN112014135A - 光学载荷光轴热变形检测系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种光学载荷光轴热变形检测系统及方法，包括：包含多台光学载荷的卫星，被配置为模拟在轨真实温度波动；多个载荷棱镜，被布置在所述卫星内，每个所述载荷棱镜的法向与一个光学载荷的光轴平行；测试光源，被配置为模拟恒星发出的光；探测器，被配置为检测所述载荷棱镜反射形成的光斑；光路模块，被配置为所述测试光源提供光路，使测试光源抵达所述载荷棱镜后返回至所述探测器；真空装置，被配置为容置所述卫星、以及所述光路模块的一部分。

Description

光学载荷光轴热变形检测系统及方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种光学载荷光轴热变形检测系统及方法。

背景技术

某科学卫星配备三台载荷，且要求三载荷要求对太阳共视，光轴偏差要求小于30″，卫星在轨因温度变化引起卫星结构变形，需在热真空试验过程中进行光轴方向随温度引起结构变形的测试。因此，在整星真空热试验条件下对三载荷光轴平行度测试，是保证三载荷在轨真实状态下是否按要求对太阳共视(光轴偏差小于30″)，完成科学任务的关键环节，合理、高灵敏度的测试装置及有效、准确的测试方法是完成测试的重点。

目前国内卫星在整星真空热试验中，主要以考核热设计以及试验过程中的电性能测试为主，一般不进行真空热试验中卫星温度变化引起的热弹性变形相关测试，卫星在轨热弹变形大多采用仿真分析来评估。

发明内容

本发明的目的在于提供一种光学载荷光轴热变形检测系统及方法，以解决现有的卫星在轨温度变化条件下热弹变形对载荷光轴平行度影响的地面测试验证，目前仿真分析结果偏差大的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种光学载荷光轴热变形检测系统及方法，包括：

包含多台光学载荷的卫星，被配置为模拟在轨真实温度波动；

多个载荷棱镜，被布置在所述卫星内，每个所述载荷棱镜的法向与一个光学载荷的光轴平行；

测试光源，被配置为模拟恒星发出的光；

探测器，被配置为检测所述载荷棱镜反射形成的光斑；

光路模块，被配置为所述测试光源提供光路，使测试光源抵达所述载荷棱镜后返回至所述探测器；

真空装置，被配置为容置所述卫星、以及所述光路模块的一部分。

可选的，在所述的光学载荷光轴热变形检测系统中，所述光路模块包括平行光管、第一后光路模块及第二后光路模块，其中：

所述平行光管与所述第一后光路模块结合后执行平行光收束和指向调节；

所述第二后光路模块用于执行平行光汇聚、远场目标模拟光源接入、接收光束分析及收发同轴自检定；

所述第一后光路模块位于所述真空装置内，所述第二后光路模块位于所述真空装置外；

所述测试光源依次通过第二后光路模块、第一后光路模块及平行光管抵达所述载荷棱镜；

所述测试光源由所述载荷棱镜反射后依次通过平行光管、第一后光路模块及第二后光路模块抵达所述探测器。

可选的，在所述的光学载荷光轴热变形检测系统中，

平行光管为包括主镜、次镜及支撑结构的卡氏望远镜系统；

所述第一后光路模块包括依次排布的带孔反射镜、抛物镜以及光轴补偿执行装置；

所述第二后光路模块包括依次排布的抛物镜、带孔反射镜及收发同轴模块，所述收发同轴模块容置分光棱镜、所述测试光源、以及所述探测器。

可选的，在所述的光学载荷光轴热变形检测系统中，还包括：

安装板棱镜，被布置在卫星上的载荷安装平台上；

安装于卫星上的载荷安装平台侧面的光轴检测相机，被配置为检测光轴平行度检测设备光轴与卫星载荷之间的指向变化；

卫星支撑工装，被配置为对所述卫星提供支撑；

光路模块调整支架，被配置为调整所述光路模块的角度，以使所述光路模块能够在所述载荷棱镜和所述探测器之间提供光路。

可选的，在所述的光学载荷光轴热变形检测系统中，还包括：

罐外测试平台，包括气浮光学平台、二维平移调整支架、二维角度调整支架，用于第二后光路模块在真空装置外的支撑、调整和固定；

覆盖测试波长范围的宽光谱光源，用于模拟测试光源。

本发明还提供一种基于如上所述的光学载荷光轴热变形检测系统的检测方法，包括：

根据热变形发生后，安装板上所有棱镜的反射面跟随板表面发生偏转，探测器上对应的成像光斑位置发生变化，则试验过程中卫星温度变化引起结构变形后，通过检测载荷棱镜和安装板棱镜的光斑位置，连续检测光学载荷光轴平行度；

变形前后光斑位置的变化值为d0，平行光管焦距为f0，则发生的偏转为d0/f0。

可选的，在所述的光学载荷光轴热变形检测方法中，还包括：

针对整星真空热试验条件下光轴平行度测试，对光路模块进行改造及在真空装置内搭建；

试验前平行度检测装置调节校准，并在真空装置关闭前记录载荷棱镜及安装板棱镜对应的光斑位置，以计算试验开始前的载荷光轴平行度；

在平行光管与第一后光路模块对接后执行收发同轴检定操作；

开启宽光谱光源，并使光学载荷光轴热变形检测系统工作在稳像模式，记录探测器上的光斑；

在载荷棱镜和安装板棱镜前安装或粘接不同波段的窄带滤光片，并据此区分不同位置的载荷棱镜和安装板棱镜，当所述探测器上为1个重叠光斑时，在第二后光路模块的带孔反射镜前放置相对应的滤光片，以记录不同载荷棱镜和安装板棱镜的反射光束的光斑位置；

根据不同工况要求，选择30分钟的时间间隔来连续记录载荷棱镜和安装板棱镜对应光斑的位置变化情况，计算出试验过程中的载荷光轴平行度变化。

可选的，在所述的光学载荷光轴热变形检测方法中，所述平行度检测装置包括光路模块及光路模块调整支架；

在卫星及所述平行度检测装置转运至真空装置后，对平行度检测装置调节校准，包括：

接入测试光源，调整所述光路模块调整支架，使平行光管出射光束覆盖光学载荷视场，且所有棱镜的反射光束均进入探测器，且探测器视场内的光斑或探测器内的光斑尽可能位于中心区域，调整完毕后，锁定调整支架；

开启光轴检测相机，调整其安装姿态，使平行光管出射光束在其探测器上成像，成像位置尽可能位于视场中心，固定后，将当前成像位置设定为光轴稳定跟踪位置；

拆卸第二后光路模块后移至真空装置外，将第二后光路模块安装在气浮光学平台上，调整二维平移调整支架及二维角度调整支架，使第二后光路模块与第一后光路模块耦合，直至光轴检测相机中的成像光斑大小、位置与先前步骤中状态一致；

确定真空装置关闭时第二后光路模块发射光束将无遮挡地通过真空装置上的光学窗口；

真空装置关闭后、开始试验前，记录所有棱镜对应的光斑位置。

可选的，在所述的光学载荷光轴热变形检测方法中，收发同轴检定操作包括：

调整或变换模拟光源的波长，使其处于探测器的工作波长范围内；

将角反射镜放置于平行光管的不同位置处，测量不同位置处回波光斑位置，角反射镜处于不同位置处时回波光斑位置差异大于探测器视场时，调节探测器的安装位置；

调节探测器的安装位置，直至角反射镜放置在任何位置时，回波光斑的位置保持不变；

固定各组件并记录回波光斑平均位置，对回波光斑中心变化量进行计算，得到收发同轴自检定精度，光斑平均位置为与模拟光源同轴的点。

可选的，在所述的光学载荷光轴热变形检测方法中，计算出试验过程中的载荷光轴平行度变化包括：

试验过程中，根据不同工况要求，选择30分钟的时间间隔来连续记录所有棱镜对应光斑的位置变化情况，检测卫星在整个轨寿命周期内温度变化引起载荷光轴热变形，试验过程中光轴指向的变化根据下式计算：

其中，n_x、n_y分别为光斑位置的变化值；d为探测器的像元大小；f为光学载荷光轴热变形检测系统的组合焦距。

在本发明提供的光学载荷光轴热变形检测系统及方法中，通过包含多台光学载荷的卫星模拟在轨真实温度波动，多个载荷棱镜布置在所述卫星内，每个所述载荷棱镜的法向与一个光学载荷的光轴平行，测试光源模拟恒星发出的光，探测器检测所述载荷棱镜反射形成的光斑，光路模块所述测试光源提供光路，使测试光源抵达所述载荷棱镜后返回至所述探测器，解决了卫星在轨温度变化条件下结构变形对载荷光轴平行度影响的地面测试验证，具备了相应测试装置和方法，能够完成整星真空热试验温度变化条件下结构变形对载荷光轴平行度影响的验证测试。

附图说明

图1是本发明一实施例光学载荷光轴热变形检测系统示意图；

图2是本发明一实施例光学载荷光轴热变形检测方法示意图；

图3是本发明一实施例光学载荷光轴热变形检测方法热弹变形法线偏转监测示意图；

图4～5是本发明一实施例光学载荷光轴热变形检测方法检测系统收发同轴检定原理示意图；

图中所示：10-卫星；11-载荷棱镜；12-安装板棱镜；20-测试光源；30-真空装置；31-平行光管；32-第一后光路模块；33-第二后光路模块；40-探测器；50-卫星支撑工装；60-光路模块调整支架；70-罐外测试平台；80-光轴检测相机。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的光学载荷光轴热变形检测系统及方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。

本发明的核心思想在于提供一种光学载荷光轴热变形检测系统及方法，以解决现有的卫星在轨温度变化条件下热弹变形对载荷光轴平行度影响的地面测试验证，目前仿真分析结果偏差大的问题。

为了解决卫星在轨温度变化条件下热弹变形对载荷光轴平行度影响的地面测试验证，目前仿真分析结果偏差大的问题，本发明的目的在于提供一种真空热试验条件下光学载荷光轴热变形检查方法。利用本发明，可满足在卫星在轨温度变化引起的卫星结构变形对载荷光轴平行度影响的测试和验证，尤其满足科学目标探测类定位精度高光学载荷热弹变形影响的地面测试要求。

为实现上述思想，本发明提供了一种光学载荷光轴热变形检测系统及方法，包括：包含多台光学载荷的卫星10，被配置为模拟在轨真实温度波动；多个载荷棱镜11，被布置在所述卫星10内，每个所述载荷棱镜11的法向与一个光学载荷的光轴平行；测试光源20，被配置为模拟恒星发出的光；探测器40，被配置为检测所述载荷棱镜11反射形成的光斑；光路模块，被配置为所述测试光源20提供光路，使测试光源20抵达所述载荷棱镜11后返回至所述探测器40；真空装置30，被配置为容置所述卫星10、以及所述光路模块的一部分。

如图1所示的真空环境中光学载荷光轴热变形检测系统组成，包括：KM4B真空罐(即真空装置30)：直径5m的真空环境模拟室，用于建立卫星10在轨真空环境，进行整星热平衡试验及其试验过程中的光轴热变形检测；包含三台光学载荷的科学卫星10，具备外热流模拟条件，用于卫星在轨真实温度波动模拟；载荷光轴及替代棱镜(载荷棱镜11)：载荷装星时需对三载荷光轴进行装调，光轴平行度控制在5″以内，同时在三台光学载荷安装光学棱镜11，要求载荷棱镜11法向与载荷光轴平行，载荷棱镜11法向可代替载荷光轴，用于试验过程中光轴热变形检测；光轴检测相机80：独立安装于卫星载荷安装平台侧面的长焦相机，用于检测光轴平行度检测设备光轴与卫星载荷间的指向变化；平行光管31：包含主镜、次镜及支撑结构的卡氏望远镜系统，用于检测过程中平行光束的收发；

还包括，第一后光路模块32(罐内部分)：包含带孔反射镜、抛物镜以及光轴补偿执行装置(图1中的快速倾斜镜)，与平行光管31结合使用，用于平行光收束和指向调节；第二后光路模块33(罐外部分)：包含抛物镜、带孔反射镜以及收发同轴模块，收发同轴模块由分光棱镜、测试光源20、光束分析仪(即探测器40)组成，主要用于实现平行光汇聚、远场目标模拟光源接入、接收光束分析、收发同轴自检定等；罐外测试平台70：包括小型气浮隔振光学平台、小型二维平移调整支架、小型二维角度调整支架，用于第二后光路模块33的罐外支撑、调整和固定，处于真空罐30外；宽光谱光源：覆盖测试波长范围的光源，光纤输出，用于模拟测试光源20，处于真空罐30外；模拟光源：覆盖测试波长范围的光源，光纤输出，用于模拟测试光源20，处于真空罐30外。卫星支撑工装50用于卫星真空罐内支撑，卫星高度、水平、俯仰角、水平角调节，使载荷及安装板棱镜在平行光管视场范围内；光路模块调整支架60用于平行光管的角度调节；罐外测试平台70用于第二后光路的支撑，及高度、水平、角度调节；

还包括，检测系统电控机柜101，用于光轴检测相机、宽光谱光源及光束分析仪的供配电；检测系统热控系统102，用于真空罐内平行光管及第一后光路的温度控制。

图2是真空热试验过程中平行度检测装置进行测试时的原理图。测试方法步骤：首先进行试验前平行度检测装置调节校准，在卫星10及平行度检测装置转运至真空罐30后，对平行度检测装置调节校准，步骤如下：

(1)接入测试光源20，调整光路模块调整支架60的角度，使平行光管31出射光束覆盖三载荷视场，且所有棱镜(包括载荷棱镜11和安装板棱镜12)的反射光束均进入检测系统面阵探测器40，且探测器40视场内的光斑或面阵探测器40内的光斑尽可能位于中心区域，调整完毕后，锁定调整支架60；(2)开启光轴检测相机80，调整其安装姿态，使平行光管31出射光束在其探测器40上成像，成像位置尽可能位于视场中心，固定后，将当前成像位置设定为光轴稳定跟踪位置；(3)拆卸下第二后光路模块33，将其安装在事先准备好的罐外气浮光学平台上，调整位移调整台和角度调整台，直至第二后光路模块33(罐外)与第一后光路模块32(罐内)间完全准确耦合——光轴检测相机中的成像光斑大小、位置与先前步骤中状态一致。此时，测量第二后光路模块33发射光束在真空罐30口光学玻璃的位置，确保合盖时光束将无遮挡地通过真空罐30盖上的光学窗口90。真空罐30合盖后、开始试验前，记录4只棱镜对应的光斑位置。

其次进行真空热试验过程中载荷平行度测试，具体包括：测试内容为试验过程中卫星10温度变化引起结构变形后载荷光轴平行度连续检测。监测对象为三个载荷的光轴、表征三个光轴的棱镜、载荷安装板棱镜；热弹变形后平行度的测量原理如图3所示。热变形发生后，板上反射元件的反射面跟随板表面发生偏转，焦平面探测器40上对应的成像光斑位置发生变化。假定变形前后光斑位置的变化值为d0，平行光管31焦距为f0，则发生的偏转为d0/f0(弧度)。

另外，光轴平行度检测包括：完成试验前平行度检测装置调节校准，并在平行光管31与后光路对接后增加收发同轴检定操作。同轴检定的原理图如图4所示。具体步骤为：

一、调整或变换模拟光源波长，使处于焦平面CCD可探测的工作波长；

二、将角反射镜放置于平行光管31不同位置处，测量不同位置处回波光斑位置，角锥棱镜处于不同位置处时回波光斑位置差异较大的话，则需要调节焦平面CCD的安装位置；角反射器在望远镜出射口面的放置位置应均匀，各分区内均应检测；

三、调节焦平面CCD的安装位置，直至角反射镜无论放置在什么位置时，回波光斑的位置基本保持不变，检查和固定检测系统内的各组件并记录光斑平均位置，此时对光斑中心变化量进行进一步的计算分析即可得到检测系统收发同轴自检定精度，光斑平均位置即为与模拟光源同轴的点。

检测系统经过光轴平行度检测后，开启宽光谱光源，并使检测系统工作在稳像模式，此时在检测系统焦面处的面阵探测器40上可观察到1个重叠的光斑或多个光斑。

在载荷棱镜前安装或粘接不同波段的窄带滤光片，并据此区分不同位置的载荷棱镜，当面阵探测器40上为1个重叠光斑时，可在第二后光路模块的带孔反射镜前放置相对应的滤光片来观察和记录不同载荷棱镜反射光束的光斑位置。

试验过程中，根据不同工况要求，选择30分钟的时间间隔来连续记录4只棱镜(包括三个载荷棱镜11和一个安装板棱镜12)对应光斑的位置变化情况，检测卫星10在整个轨寿命周期内温度变化引起载荷光轴热变形。

试验过程中光轴指向的变化可根据下式计算：

其中，nx、ny分别为光斑位置的变化值；

d为面阵探测器40像元大小；

f为检测系统的组合焦距。

本发明针对整星真空热试验条件下光轴平行度测试，对测试设备进行改造及罐内搭建；试验前平行度检测装置调节校准，并完成关罐前记录4只棱镜对应的光斑位置，便于计算试验开始前的三载荷光轴平行度；在平行光管31与第一后光路模块32对接后增加收发同轴检定操作；开启宽光谱光源，并使检测系统工作在稳像模式，此时在检测系统焦面处的面阵探测器40上可观察到1个重叠的光斑或多个光斑；在棱镜前安装或粘接不同波段的窄带滤光片，并据此区分不同位置的棱镜，当面阵探测器40上为1个重叠光斑时，可在带孔反射镜2前放置相对应的滤光片来观察和记录不同棱镜反射光束的光斑位置；根据不同工况要求，选择30分钟的时间间隔来连续记录4只棱镜对应光斑的位置变化情况，计算出试验过程中的三载荷光轴平行度变化。

本发明实现了方便准确地验证卫星10在轨温度变化条件下结构变形量是否满足三载荷光轴平行度的要求，能够完成整星真空热试验温度变化条件下载荷光轴热变形检测。

本发明解决了卫星10在轨温度变化条件下结构变形对载荷光轴平行度影响的地面测试验证，具备了相应测试装置和方法，能够完成整星真空热试验温度变化条件下结构变形对载荷光轴平行度影响的验证测试。

综上，上述实施例对光学载荷光轴热变形检测系统及方法的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。

Claims (10)

1.一种光学载荷光轴热变形检测系统，其特征在于，包括：

包含多台光学载荷的卫星，被配置为模拟在轨真实温度波动；

多个载荷棱镜，被布置在所述卫星内，每个所述载荷棱镜的法向与一个光学载荷的光轴平行；

测试光源，被配置为模拟恒星发出的光；

探测器，被配置为检测所述载荷棱镜反射形成的光斑；

光路模块，被配置为所述测试光源提供光路，使测试光源抵达所述载荷棱镜后返回至所述探测器；

真空装置，被配置为容置所述卫星、以及所述光路模块的一部分。

2.如权利要求1所述的光学载荷光轴热变形检测系统，其特征在于，所述光路模块包括平行光管、第一后光路模块及第二后光路模块，其中：

所述平行光管与所述第一后光路模块结合后执行平行光收束和指向调节；

所述第二后光路模块用于执行平行光汇聚、远场目标模拟光源接入、接收光束分析及收发同轴自检定；

所述第一后光路模块位于所述真空装置内，所述第二后光路模块位于所述真空装置外；

所述测试光源依次通过第二后光路模块、第一后光路模块及平行光管抵达所述载荷棱镜；

所述测试光源由所述载荷棱镜反射后依次通过平行光管、第一后光路模块及第二后光路模块抵达所述探测器。

3.如权利要求2所述的光学载荷光轴热变形检测系统，其特征在于，

平行光管为包括主镜、次镜及支撑结构的卡氏望远镜系统；

所述第一后光路模块包括依次排布的带孔反射镜、抛物镜以及光轴补偿执行装置；

所述第二后光路模块包括依次排布的抛物镜、带孔反射镜及收发同轴模块，所述收发同轴模块容置分光棱镜、所述测试光源、以及所述探测器。

4.如权利要求1所述的光学载荷光轴热变形检测系统，其特征在于，还包括：

安装板棱镜，被布置在卫星上的载荷安装平台上；

安装于卫星上的载荷安装平台侧面的光轴检测相机，被配置为检测光轴平行度检测设备光轴与卫星载荷之间的指向变化；

卫星支撑工装，被配置为对所述卫星提供支撑；

光路模块调整支架，被配置为调整所述光路模块的角度，以使所述光路模块能够在所述载荷棱镜和所述探测器之间提供光路。

5.如权利要求1所述的光学载荷光轴热变形检测系统，其特征在于，还包括：

罐外测试平台，包括气浮光学平台、二维平移调整支架、二维角度调整支架，用于第二后光路模块在真空装置外的支撑、调整和固定；

覆盖测试波长范围的宽光谱光源，用于模拟测试光源。

6.一种基于如权利要求5所述的光学载荷光轴热变形检测系统的检测方法，其特征在于，包括：

根据热变形发生后，安装板上所有棱镜的反射面跟随板表面发生偏转，探测器上对应的成像光斑位置发生变化，则试验过程中卫星温度变化引起结构变形后，通过检测载荷棱镜和安装板棱镜的光斑位置，连续检测光学载荷光轴平行度；

变形前后光斑位置的变化值为d0，平行光管焦距为f0，则发生的偏转为d0/f0。

7.如权利要求6所述的光学载荷光轴热变形检测方法，其特征在于，还包括：

针对整星真空热试验条件下光轴平行度测试，对光路模块进行改造及在真空装置内搭建；

试验前平行度检测装置调节校准，并在真空装置关闭前记录载荷棱镜及安装板棱镜对应的光斑位置，以计算试验开始前的载荷光轴平行度；

在平行光管与第一后光路模块对接后执行收发同轴检定操作；

开启宽光谱光源，并使光学载荷光轴热变形检测系统工作在稳像模式，记录探测器上的光斑；

在载荷棱镜和安装板棱镜前安装或粘接不同波段的窄带滤光片，并据此区分不同位置的载荷棱镜和安装板棱镜，当所述探测器上为1个重叠光斑时，在第二后光路模块的带孔反射镜前放置相对应的滤光片，以记录不同载荷棱镜和安装板棱镜的反射光束的光斑位置；

根据不同工况要求，选择30分钟的时间间隔来连续记录载荷棱镜和安装板棱镜对应光斑的位置变化情况，计算出试验过程中的载荷光轴平行度变化。

8.如权利要求7所述的光学载荷光轴热变形检测方法，其特征在于，所述平行度检测装置包括光路模块及光路模块调整支架；

在卫星及所述平行度检测装置转运至真空装置后，对平行度检测装置调节校准，包括：

接入测试光源，调整所述光路模块调整支架，使平行光管出射光束覆盖光学载荷视场，且所有棱镜的反射光束均进入探测器，且探测器视场内的光斑或探测器内的光斑尽可能位于中心区域，调整完毕后，锁定调整支架；

开启光轴检测相机，调整其安装姿态，使平行光管出射光束在其探测器上成像，成像位置尽可能位于视场中心，固定后，将当前成像位置设定为光轴稳定跟踪位置；

拆卸第二后光路模块后移至真空装置外，将第二后光路模块安装在气浮光学平台上，调整二维平移调整支架及二维角度调整支架，使第二后光路模块与第一后光路模块耦合，直至光轴检测相机中的成像光斑大小、位置与先前步骤中状态一致；

确定真空装置关闭时第二后光路模块发射光束将无遮挡地通过真空装置上的光学窗口；

真空装置关闭后、开始试验前，记录所有棱镜对应的光斑位置。

9.如权利要求7所述的光学载荷光轴热变形检测方法，其特征在于，收发同轴检定操作包括：

调整或变换模拟光源的波长，使其处于探测器的工作波长范围内；

将角反射镜放置于平行光管的不同位置处，测量不同位置处回波光斑位置，角反射镜处于不同位置处时回波光斑位置差异大于探测器视场时，调节探测器的安装位置；

调节探测器的安装位置，直至角反射镜放置在任何位置时，回波光斑的位置保持不变；

固定各组件并记录回波光斑平均位置，对回波光斑中心变化量进行计算，得到收发同轴自检定精度，光斑平均位置为与模拟光源同轴的点。

10.如权利要求7所述的光学载荷光轴热变形检测方法，其特征在于，计算出试验过程中的载荷光轴平行度变化包括：

试验过程中，根据不同工况要求，选择30分钟的时间间隔来连续记录所有棱镜对应光斑的位置变化情况，检测卫星在整个轨寿命周期内温度变化引起载荷光轴热变形，试验过程中光轴指向的变化根据下式计算：

其中，n_x、n_y分别为光斑位置的变化值；d为探测器的像元大小；f为光学载荷光轴热变形检测系统的组合焦距。

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