卫星激光角反射器阵列热真空试验系统及方法技术方案

本发明专利技术公开了一种卫星激光角反射器阵列热真空试验系统及方法，包括热真空系统和检测光路系统，热真空系统包括热真空罐、加热笼、装夹机构和测温控温单元，热真空罐配置光学窗口，加热笼和装夹机构设于热真空罐内，测温控温单元设于热真空罐外，从加热笼引出控温导线并连接至测温控温单元；检测光路系统包括激光准直单元和光束质量分析单元，激光准直单元进一步包括沿光路依次设置的激光器、聚焦透镜、光阑、分束镜、准直透镜，准直透镜正对光学窗口；光束质量分析单元设于分束镜反光光路上。本发明专利技术试验成本低、系统简单且易操作，并可实现卫星激光角反射器阵列对规定热真空环境承受能力的定量评估。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航天
中光学设备的环境试验方法，具体涉及一种卫星激光角反射器阵列热真空试验系统及方法。
技术介绍
卫星激光角反射器阵列是由若干激光角反射器按照一定的排布方式形成的阵列结构。目前，国内外许多卫星上都装载了激光角反射器阵列，如国外的ALOS、CHAMP、LAGEOS、GALILEO、ICESAT卫星以及国内的海洋系列卫星、资源系列卫星和北斗系列卫星等。通常情况下，低轨与中轨卫星激光角反射器阵列采用半球形和球形结构，而高轨卫星激光角反射器阵列采用平面结构。图1和图2给出了我国海洋二号卫星激光角反射器阵列的结构图，它是由9个激光角反射器1装配到半球形的支座2而形成的。卫星激光反射器阵列在轨运行过程中，要使其工作面3始终朝向地面，而非工作面4朝向卫星。卫星激光角反射器阵列通常作为远程激光测距中的合作目标，用于反射人卫激光测站所发射的激光能量，提高其接收机位置处的激光能量密度，增加接收信号的探测成功概率，从而配合人卫激光测站完成对卫星的高精度激光测距任务。考虑到卫星激光角反射器阵列与人卫激光测站之间的距离远大于激光角反射器半径，则从激光角反射器出射光束必然受到衍射效应的制约，即人卫激光测站接收机位置处的信号强度为激光角反射器阵列的远场衍射强度。同时，由于地球与卫星之间存在着速度差，导致入射光束与出射光束之间存在着速差偏角，使得人卫激光测站接收机位置处的远场衍射强度发生变化，因此，人卫激光测站接收到的信号受到激光角反射器阵列远场衍射效应和卫星速差效应的综合影响。卫星激光角反射器阵列与人卫激光测站的联测原理见图3。随着卫星的在轨运动，速差偏角不断发生改变，则人卫激光测站接收到的信号也相应地会出现变化，其信号数值大小是速差环带内的远场衍射强度。速差环带的最大角半径与最小角半径分别等于最大速差偏角θmax和最小速差偏角θmin，它们可以表示为：θmax=2cRe2gRe+H---(1)]]>θmin=θmax1-(ReRe+H)2---(2)]]>式(1)～(2)中，c为光速，Re为地球半径，H为卫星轨道高度，g为重力加速度。通常情况下，在激光角反射器阵列的参数优化设计过程中，应尽量保证速差环带内的远场衍射强度值满足人卫激光测站的探测要求。然而，激光角反射器阵列在轨运行期间会受到各种宇宙外热流的影响，从而改变激光角反射器的几何参数，使得速差环带内的远场衍射强度分布发生变化，可能影响人卫激光测站的正常探测。因此，卫星激光角反射器阵列的研制过程必须设置地面热真空试验环节，以分析其在热真空环境条件下的工作能力。近年来美国和意大利联合研制的LARES卫星激光角反射器阵列文献中报道过热真空试验方法(BoscoA,CantoneC,Dell'AgnelloS,etal.ProbinggravityinNEO'swithhigh-accuracylaser-rangedtestmasses[J].InternationalJournalofModernPhysicsD,2007,16(12a):2271-2285)，该方法在热真空罐内放置太阳模拟器和地球红外模拟器等设备，模拟激光角反射器阵列的实际在轨运行环境，结合热真空罐外的光路系统记录激光角反射器阵列的远场衍射强度分布。但是该方法所需设备的成本昂贵，系统较为复杂且不易操作，同时未提供远场衍射强度的定量分析与判定方法。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种在确保成本控制的同时、还简单易操作并能定量评估的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统及方法。为达到上述目的，本专利技术提供的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统，包括热真空系统和检测光路系统，其中：热真空系统包括热真空罐、加热笼、装夹机构和测温控温单元，热真空罐配置光学窗口，加热笼和装夹机构设于热真空罐内，测温控温单元设于热真空罐外，从加热笼引出控温导线并连接至测温控温单元；检测光路系统包括激光准直单元和光束质量分析单元，激光准直单元进一步包括沿光路依次设置的激光器、聚焦透镜、光阑、分束镜、准直透镜，准直透镜正对光学窗口；光束质量分析单元设于分束镜反光光路上。上述装夹机构包括设于热真空罐底的导轨和设于导轨上的装夹支架。所述的导轨高度可调。上述聚焦透镜和光阑采用空间滤波器实现。上述光束质量分析单元包括沿光路依次设置的显微物镜、图像传感器。上述显微物镜的物面与准直透镜的焦点重合。本专利技术还提供了采用上述卫星激光角反射器阵列热真空试验系统的试验方法，包括：将卫星激光角反射器阵列的非工作面固定于装夹机构，使其工作面朝向光学窗口，从其非工作面上引出测温导线并连接至测温控温单元；将加热笼套装于卫星激光角反射器阵列的外部；使热真空罐内温度和压力达到预设的温度和压力；开启激光器和光束质量分析单元，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布。上述试验方法中，采用加热笼或向热真空罐内通入液氮的方式，使热真空罐内温度达到预设的温度。本专利技术还提供了一种卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布的处理方法，包括：使热真空罐内为常温常压状态，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布I1；使热真空罐内为高温真空状态，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布I2；使热真空罐内为低温真空状态，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布I3；根据I1、I2、I3分别解算各状态下速差环带内的远场衍射强度值Δ1、Δ2、Δ3；计算归一化系数ηk＝Δk/Ek，Ek表示第k个状态下远场衍射强度的总和，k＝1、2、3；计算差异值ξ1＝η2-η1和ξ2＝η3-η1；将ξ1和ξ2与变化指标阈值ξr比较，若ξ1和ξ2均小于ξr，则卫星激光角反射器阵列能承受规定的热真空试验环境；否则，不能承受规定的热真空试验环境；所述的热真空试验环境包括温度范围和真空压力；所述的高温和低温分别为温度范围的最大值和最小值；所述的真空指规定的真空压力；所述的变化指标阈值ξr取人卫激光测站的光电子数冗余量(nr-n)/nr，nr为人卫激光测站接收到的光电子数，n为人卫激光测站实际探测要求的光电子数。上述速差环带内的远场衍射强度值Δk＝Ik(rmax)-Ik(rmin)，其中，k表示状态，k＝1、2、3；Δk表示第k个状态下的远场衍射强度值；Ik(rmax)、Ik(rmin)表示第k个状态下半径为rmax和rmin的圆周内的远场衍射强度之和；rmax和rmin分别表示速差环带外圆半径和速差环带内圆半径，rmax＝f×M×θmax，rmin＝f×M×θmin，f为准直透镜的焦距，M为显微物镜的放大倍数，θmax和θmin分别最大速差偏角和最小速差偏角。上述卫激光测站接收到的光电子数其中：η为人卫激光测站的接收光电器件的量子效率；hν为光子能量；Et为发射激光束的能量；R为卫星斜距；θt为光束全发散角；ρ为卫星激光角反射器阵列中激光角反射器的反射率；Iret为速差环带内卫星激光角反射器阵列的理论平均远场衍射强度；ηt和ηr分别为人卫激光测站光学系统的发射效率和接收效率；T为大气的单程透过率，Ar为接收望远镜的面积。本专利技术利用加热笼以及向热真空罐通入液氮的方式，使热真空罐内产生规定的热真空试验环境，结合热真空罐外的检测光路系统，完成卫星激光角反射器阵列远场衍射本文档来自技高网...

【技术保护点】
卫星激光角反射器阵列热真空试验系统，其特征是：包括热真空系统和检测光路系统，其中：热真空系统包括热真空罐、加热笼、装夹机构和测温控温单元，热真空罐配置光学窗口，加热笼和装夹机构设于热真空罐内，测温控温单元设于热真空罐外，从加热笼引出控温导线并连接至测温控温单元；检测光路系统包括激光准直单元和光束质量分析单元，激光准直单元进一步包括沿光路依次设置的激光器、聚焦透镜、光阑、分束镜、准直透镜，准直透镜正对光学窗口；光束质量分析单元设于分束镜反光光路上。

【技术特征摘要】
1.卫星激光角反射器阵列热真空试验系统，其特征是：包括热真空系统和检测光路系统，其中：热真空系统包括热真空罐、加热笼、装夹机构和测温控温单元，热真空罐配置光学窗口，加热笼和装夹机构设于热真空罐内，测温控温单元设于热真空罐外，从加热笼引出控温导线并连接至测温控温单元；检测光路系统包括激光准直单元和光束质量分析单元，激光准直单元进一步包括沿光路依次设置的激光器、聚焦透镜、光阑、分束镜、准直透镜，准直透镜正对光学窗口；光束质量分析单元设于分束镜反光光路上。2.如权利要求1所述的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统，其特征是：所述的装夹机构包括设于热真空罐底的导轨和设于导轨上的装夹支架。3.如权利要求2所述的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统，其特征是：所述的导轨高度可调。4.如权利要求1所述的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统，其特征是：所述的聚焦透镜和光阑采用空间滤波器实现。5.如权利要求1所述的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统，其特征是：所述的光束质量分析单元包括沿光路依次设置的显微物镜、图像传感器。6.如权利要求5所述的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统，其特征是：所述的显微物镜的物面与准直透镜的焦点重合。7.采用权利要求1所述的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统的试验方法，其特征是，包括：将卫星激光角反射器阵列的非工作面固定于装夹机构，使其工作面朝向光学窗口，从其非工作面上引出测温导线并连接至测温控温单元；将加热笼套装于卫星激光角反射器阵列的外部；使热真空罐内温度和压力达到预设的温度和压力；开启激光器和光束质量分析单元，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布。8.如权利要求7所述的试验方法，其特征是：采用加热笼或向热真空罐内通入液氮的方式，使热真空罐内温度达到预设的温度。9.一种卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布的处理方法，其特征是，包括：使热真空罐内为常温常压状态，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布I1；使热真空罐内为高温真空状态，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布I2；使热真...

【专利技术属性】
技术研发人员：周辉，李松，杨晋陵，郑国兴，田昕，
申请(专利权)人：武汉大学，
类型：发明
国别省市：湖北;42