CN104835544B - 一种用于脉冲星导航的空间x射线屏蔽装置 - Google Patents

一种用于脉冲星导航的空间x射线屏蔽装置 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置，该装置在主体结构件中放置多层嵌套的圆台形钽环，并且该主体结构件的壁厚从接近外部光学镜头的一端到接近外部探测器的一端逐渐均匀增厚，可以实现对非视场方向进入的X射线进行屏蔽，并防止空间高能X射线穿透造成二次激发产生的X射线，降低本底噪声对探测器的损伤，也有利于调整该屏蔽装置的质心位置，降低对卫星姿轨控的要求；本发明采用铝合金制成的主体结构件支撑整个屏蔽装置，而在其外壁上镀铅层用于吸收四周入射的高能X射线，其内壁上镀有铅‑锑‑铈合金层可以提高对二次激发X射线的吸收率；该装置实现原理简单且屏蔽效果好，适用于脉冲星导航系统进行X射线屏蔽。

Description

一种用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置
技术领域
本发明涉及航天器空间环境防护技术领域，特别涉及一种用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置。
背景技术
基于X射线脉冲星的导航是新一代具有潜力的自主导航技术。脉冲星导航通过高分辨率辨识脉冲星发射的微弱X射线光子，并高精度标记X射线光子的到达时刻，经过多周期等相位历元叠加获得观测脉冲星轮廓，经与标准脉冲星轮廓比较获得脉冲到达时刻，进而实现自主导航。实际上，X射线脉冲星导航不仅可以为航天器提供时间信息、位姿信息和位置信息，还可实现高精度的授时，可广泛用于近地轨道、地球静止轨道、深空探测以及星际飞行等航天器的自主导航。基于X射线脉冲星的自主导航技术具有隐蔽性好，不易受干扰，无需地面测控站支持，战时自主生存能力强等特点。属于具有前瞻性和战略性的研究课题，目前处于理论研究向工程应用的转化阶段，该项技术对提高航天器的自主导航能力以及增强北斗导航的精度具有重要工程应用价值。
X射线脉冲星导航的实现依赖于对脉冲星发射的微弱X射线光子的高分辨率探测技术，然而空间辐射背景复杂，产生X射线的源头多，本底噪声很大，这无疑增大了探测脉冲星X射线的难度，直接影响航天器自主导航的精度。因此，如何高效屏蔽空间背景中的X射线，提高脉冲星探测系统的信噪比，进一步提升脉冲星导航的精度，是目前脉冲星自主导航领域所面临的关键核心技术问题。
针对空间X射线屏蔽，目前通常采用的方法主要有两种，一是材料加固法(属被动式屏蔽)，该法虽然能对空间背景X射线进行较好屏蔽，但同时也将需要探测的脉冲星X射线进行了屏蔽，无法获得用于脉冲星导航的软X射线，而且该法屏蔽效率与载荷重量一直是相互冲突的目标，无法同时获得最优；另一种是准直型的屏蔽方法，该法仅适用于平行入射的X射线光子屏蔽系统，虽然可以实现对视场的限制，但无法阻挡空间背景中平行入射的X射线光子，屏蔽效果及适用范围有限。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置，该装置在主体结构件内放置多层嵌套圆台形钽环，且该主体结构件的壁厚从前端到后端依次增厚，并在内壁和外壁上进行金属涂层，从而实现对非视场方向进入的X射线以及内部二次激发的X射线进行屏蔽，该装置实现原理简单且屏蔽效果好。
本发明的上述目的通过以下方案实现：
一种用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置包括前端法兰1、前端挡板2、栅环组件3、主体结构件4、后端挡板7和后端法兰8，所述屏蔽装置安装在外部光学镜头和外部探测器之间，且所述外部光学镜头位于所述屏蔽装置的前端，外部探测器位于所述屏蔽结构件的后端，其中：
主体结构件4为空心圆台；栅环组件3包括N层互相嵌套的空心圆台状的栅环，且位于所述主体结构件4的内部，其中N为所述外部光学镜头的嵌套层数；前端挡板2位于主体结构件4的前端，并且所述前端挡板2的内侧壁上开设有N个同心环形凹槽，所述栅环组件3的N层栅环的前端依次固定在各所述环形凹槽内；后端挡板7位于主体结构件4的后端，并且所述后端挡板7的内侧壁上开设有N个同心环形凹槽，所述栅环组件3的N层栅环的后端依次固定在各所述环形凹槽内，其中，所述N层栅环的中心轴线与主体结构件4的中心轴线重合；前端法兰1位于前端挡板2的前端，后端法兰8位于后端挡板7的后端，其中，前端法兰1对前端挡板2和主体结构件4进行固定，后端法兰8对后端挡板7和主体结构件4进行固定。
在上述的用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置中，所述主体结构件4的壁厚从前端到后端逐渐均匀增厚，其中，主体结构件4的前端通过前端法兰1与外部光学镜筒连接，主体结构件4的后端通过后端法兰8与外部探测器连接。
在上述的用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置中，所述主体结构件4采用铝合金材料制成，且在所述主体结构件4的外壁和内壁上分别镀有铅层5和铅-锑-铈合金层10。
在上述的用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置中，主体结构件4的前端口径D1和后端口径D2的计算公式如下：
D1＝2×[Roptics-d1×tan(α)]；
D2＝2×[Roptics-d2×tan(α)]；
其中，Roptics为设定的光学镜头的半径，d1为主体结构件前端距外部光学镜头前端的距离，d2为主体结构件后端距光学镜头前端的距离，α为已知的反射光线与光轴间的夹角。
在上述的用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置中，所述前端挡板2和后端挡板7为圆形铅板，所述栅环组件3中的N层栅环采用钽金属制成，且所述N层栅环的孔径根据X射线光路的最大包络直径进行设定，其中，第n层栅环的前端孔径Dan和后端孔径Dbn的计算公式下：
Dan＝2×[Rn-d1×tan(α)]；
Dbn＝2×[Rn-d2×tan(α)]；
其中，Rn为第n层嵌套的光学镜头半径，d1为主体结构件前端距外部光学镜头前端的距离，d2为主体结构件后端距光学镜头前端的距离，α为已知的反射光线与光轴间的夹角，n＝1，2，…，N。
上述的用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置还包括栅环支撑轴9和M个栅环插板6，在主体结构件4的内壁上开设有M个均匀分布的凹槽，所述M个栅环插板6的一端分别插在各凹槽内，且另一端支撑在栅环组件3的最外层栅环的外壁上；支撑轴9位于主体结构件4的中心轴线上，所述前端挡板2和后端挡板7分别固定在所述支撑轴9上，并且所述支撑轴9的前端和后端分别固定在前端法兰1和后端法兰8上；其中，M为正整数。
在上述的用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置中，主体结构件4的后端向外延伸出一个圆环作为主体结构件4的后端沿，所述后端沿的上下表面分别与所述主体结构件的中心轴线垂直；在所述后端沿上开设对外安装孔A，并在后端法兰8上与所述对外安装孔A对应的位置开设对外安装孔B，其中，螺钉依次通过主体结构件4后端沿上对外安装孔A和后端法兰8上的对外安装孔B，与外部探测器进行固定连接。
在上述的用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置中，在主体结构件4的后端沿和后端法兰8上包括4个对外安装孔A和4个对外安装孔B，其中，所述对外安装孔A和对外安装孔B均匀分布，其中，上侧和下侧的对外安装孔A和对外安装孔B为横向调整孔，左侧和右侧的对外安装孔A和对外安装孔B为纵向调整孔，螺钉在横向调整孔中选取固定安装位置，从而实现对屏蔽装置与外部探测器横向相对安装位置的调整，或者所述螺钉在纵向调整孔中选取安装位置，从而实现对所述屏蔽装置与外部探测器的纵向相对安装位置的调整。
本发明与现有技术相比，具有以下优点：
(1)、在本发明的屏蔽装置中，在主体结构件中放置多层嵌套的圆台形钽环，并且该主体结构件的壁厚从接近外部光学镜头的一端到接近外部探测器的一端逐渐均匀增厚，这种结构设计可以实现对非视场方向进入的X射线进行屏蔽，并防止空间高能X射线穿透造成二次激发产生的X射线，降低本底噪声对探测器的损伤，也有利于调整该屏蔽装置的质心位置，降低对卫星姿轨控的要求；
(2)、在本发明的屏蔽装置中，主体结构件采用铝合金制成的主体结构件由于支撑整个屏蔽装置，而在其外壁上镀铅层用于吸收四周入射的高能X射线，其内壁上镀有铅-锑-铈合金层可以提高对二次激发X射线的吸收率，该铅-锑-铈合金层在铅锑合金中参杂铈，能细化铅锑合金晶粒，薄化晶界，减少晶体缺陷，提高铅锑合金的硬度，降低整体腐蚀速度和腐蚀的危害性；
(3)、在本发明的屏蔽装置中，多层嵌套栅环采用同轴方式装配，且该多层嵌套栅环的前后端分别固定在两个铅挡板上，该挡板不仅实现了栅环的精确固定，并且可以对X射线正入射方向进入的X射线杂散光进行屏蔽；
(4)、本发明在主体结构件和外层栅环之间安装栅环插板，并通过支撑轴对挡板进行轴向固定，不仅提高了栅环的同轴度，还可以确保屏蔽装置的结构强度和刚度；
(5)、本发明的屏蔽装置中，采用铅金属的栅环前后端挡板屏蔽视场内正入射的X射线杂散光，同时前后端铅金属挡板的内侧设有M个凹槽，与多层嵌套的圆台形钽栅环对应固定，提高多层嵌套圆台形钽栅环的同轴度及整个装置的强度。
附图说明
图1为本发明用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置在脉冲星导航系统中安装位置示意图；
图2为本发明用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置的结构爆炸图；
图3为本发明用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置的主体结构件的立体结构图；
图4为本发明用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置的栅环组件中，N层栅环的嵌套结构剖视图，其中，N＝6；
图5为本发明开设有调整孔的后端法兰结构图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
如图1所示的屏蔽装置在脉冲星导航系统中安装位置示意图，本发明提供的用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置安装在光学镜头和探测器之间，实现空间X射线屏蔽。本发明基于X射线掠入射理论，通过屏蔽装置的内部结构与X射线入射光路相匹配的原则，屏蔽正面入射的X射线本底；采用圆台形的钽栅环对二次激发的X射线进行吸收；基于主体结构件逐渐增厚的设计，并集成多层镀膜技术增强主体结构件对空间本底X射线光子的屏蔽效果。此外，该方法亦可用于其他航天器的空间X射线屏蔽。
如图2所示的屏蔽装置的结构爆炸图，本发明的用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置包括前端法兰1、前端挡板2、栅环组件3、主体结构件4、栅环插板6、后端挡板7、后端法兰8和栅环支撑轴9。
如图3所示的主体结构件的立体结构图，本发明的主体结构件4为空心圆台，该圆台的前端通过前端法兰1与外部光学镜筒连接，该圆台的后端通过后端法兰8与外部探测器连接该主体结构件4的壁厚从前端到后端逐渐均匀增厚，即主体结构件4的壁厚在X射线聚焦方向上逐渐均匀增厚，在探测器端的壁厚最大，这种设计可以防止空间高能X射线穿透造成二次激发产生的X射线，降低本底噪声对探测器的损伤，也有利于调整该屏蔽装置的质心位置，降低对卫星姿轨控的要求。在本发明中该圆台采用铝合金材料制成，并且在该主体结构件4的外壁和内壁上分别镀有铅层5和铅-锑-铈合金层10，这种结构设计采用铝合金制成的主体结构件由于支撑整个屏蔽装置，而在其外壁上镀铅层可以用于吸收四周入射的高能X射线，其内壁上镀有铅-锑-铈合金层可以提高对二次激发X射线的吸收率，该铅-锑-铈合金层在铅锑合金中参杂铈，能细化铅锑合金晶粒，薄化晶界，减少晶体缺陷，提高铅锑合金的硬度，降低整体腐蚀速度和腐蚀的危害性。在该实施例中，主体结构件4的外部镀1mm厚的铅层，内部镀2mm厚的铅-锑-铈合金。在本发明中，主体结构件4的口径根据屏蔽装置在整机中的安装位置以及X射线光路最大包络进行设计，确保经光学系统视场内的X射线能顺利通过并聚焦到探测器焦平面上，其中，主体结构件4的前端口径D1和后端口径D2的计算公式如下：
D1＝2×[Roptics-d1×tan(α)]；
D2＝2×[Roptics-d2×tan(α)]；
其中，Roptics为设定的光学镜头的半径，d1为主体结构件前端距外部光学镜头前端的距离，d2为主体结构件后端距光学镜头前端的距离，α为已知的反射光线与光轴间的夹角。
栅环组件3包括N层互相嵌套的空心圆台状的钽栅环，位于主体结构件4的内部，用于吸收光学视场之外的空间X射线和二次激发的X射线，从而提高屏蔽效率，N为外部光学镜头的嵌套层数。N层钽栅环通过前端挡板2和后端挡板7进行同轴安装。其中，多层钽栅环用于限制非视场内入射的X射线并吸收杂散的X射线，而在多层钽栅环前后端安装的铅金属挡板用于限制视场内的X射线直接穿过本发明的屏蔽装置并到达探测器，这种结构设置可以有效吸收光学视场之外的空间X射线和二次激发的X射线，可有效提高屏蔽效率。在该实施例中，设定该钽栅环的壁厚为2mm。在本发明中，该N层钽栅环口径值基于X射线光路的最大包络进行设定，其中，第n层栅环的前端孔径Dan和后端孔径Dbn的计算公式下：
Dan＝2×[Rn-d1×tan(α)]；
Dbn＝2×[Rn-d2×tan(α)]；
其中，Rn为第n层嵌套的光学镜头半径，d1为主体结构件前端距外部光学镜头前端的距离，d2为主体结构件后端距光学镜头前端的距离，α为已知的反射光线与光轴间的夹角，n＝1，2，…，N。
其中，N层钽栅环通过前端挡板2和后端挡板7进行同轴安装后，为了进一步提高该钽栅环的同轴度，并且提高整个屏蔽装置的力学性能，可以采用安装栅环插板6和支撑轴9。采用该结构设计的栅环组件3的具体安装如下：(一)、前端挡板2和后端挡板7为圆形铅板，该前端挡板2位于主体结构件4的前端，并且所述前端挡板2的内侧壁上开设有N个同心环形凹槽，所述栅环组件3的N层栅环的前端依次固定在各所述环形凹槽内；后端挡板7位于主体结构件4的后端，并且所述后端挡板7的内侧壁上开设有N个同心环形凹槽，所述栅环组件3的N层栅环的后端依次固定在各所述环形凹槽内，其中，所述N层栅环的中心轴线与主体结构件4的中心轴线重合。(二)、在主体结构件4的内壁上开设有M个均匀分布的凹槽，所述M个栅环插板6的一端分别插在各凹槽内，且另一端支撑在栅环组件3的最外层钽栅环的外壁上；其中，在主体结构件4的内壁上开设的凹槽为具有170.5°夹角的方形槽，可以有效防止栅环插板滑动。(三)、支撑轴9位于主体结构件4的中心轴线上，所述前端挡板2和后端挡板7分别固定在所述支撑轴9上，并且所述支撑轴9的两端设有螺孔，分别与前端法兰1和后端法兰8进行固定连接。
在本发明中，采用法兰对各部件进行固定，并实现与外部设备的固定安装。其中，前端法兰1位于前端挡板2的前端，实现前端挡板2和主体结构件4的固定；后端法兰8位于后端挡板7的后端，实现后端挡板7和主体结构件4的固定。
在本发明中，主体结构件4的后端向外延伸出一个圆环作为主体结构件4的后端沿，所述后端沿的上下表面分别与所述主体结构件的中心轴线垂直；在所述后端沿上开设对外安装孔A，并在后端法兰8上与所述对外安装孔A对应的位置开设对外安装孔B，其中，螺钉依次通过主体结构件4后端沿上对外安装孔A和后端法兰8上的对外安装孔B，与外部探测器进行固定连接。
在本发明中，为了在安装过程中调整屏蔽装置与后端设备的同轴度，将对外安装孔A和对外安装孔B设置为调整孔，该调整孔为长条状，可以实现±2mm的螺钉安装位置的调整。其中，在主体结构件4的后端沿和后端法兰8上包括4个对外安装孔A和4个对外安装孔B，其中，所述外安装孔A和对外安装孔B均匀分布。如图5所示的设有调整的后端法兰8的结构图所示，上侧和下侧的对外安装孔A和对外安装孔B为横向调整孔，左侧和右侧的对外安装孔A和对外安装孔B为纵向调整孔，螺钉在横向调整孔中选取固定安装位置，从而实现对屏蔽装置与外部探测器横向相对安装位置的调整，或者所述螺钉在纵向调整孔中选取安装位置，从而实现对所述屏蔽装置与外部探测器的纵向相对安装位置的调整。
以上所述，仅为本发明一个具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (7)

1.一种用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置，所述屏蔽装置安装在外部光学镜头和外部探测器之间，且所述外部光学镜头位于所述屏蔽装置的前端，外部探测器位于所述屏蔽结构件的后端，其特征在于包括：前端法兰(1)、前端挡板(2)、栅环组件(3)、主体结构件(4)、后端挡板(7)和后端法兰(8)，其中：
主体结构件(4)为空心圆台，且所述主体结构件(4)的壁厚从前端到后端逐渐均匀增厚，其中，主体结构件(4)的前端通过前端法兰(1)与外部光学镜筒连接，主体结构件(4)的后端通过后端法兰(8)与外部探测器连接；栅环组件(3)包括N层互相嵌套的空心圆台状的栅环，且位于所述主体结构件(4)的内部，其中N为所述外部光学镜头的嵌套层数；前端挡板(2)位于主体结构件(4)的前端，并且所述前端挡板(2)的内侧壁上开设有N个同心环形凹槽，所述栅环组件(3)的N层栅环的前端依次固定在各所述环形凹槽内；后端挡板(7)位于主体结构件(4)的后端，并且所述后端挡板(7)的内侧壁上开设有N个同心环形凹槽，所述栅环组件(3)的N层栅环的后端依次固定在各所述环形凹槽内，其中，所述N层栅环的中心轴线与主体结构件(4)的中心轴线重合；前端法兰(1)位于前端挡板(2)的前端，后端法兰(8)位于后端挡板(7)的后端，其中，前端法兰(1)对前端挡板(2)和主体结构件(4)进行固定，后端法兰(8)对后端挡板(7)和主体结构件(4)进行固定。
2.根据权利要求1所述的一种用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置，其特征在于：所述主体结构件(4)采用铝合金材料制成，且在所述主体结构件(4)的外壁和内壁上分别镀有铅层(5)和铅-锑-铈合金层(10)。
3.根据权利要求1所述的一种用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置，其特征在于：主体结构件(4)的前端口径D1和后端口径D2的计算公式如下：
D1＝2×[Roptics-d1×tan(α)]；
D2＝2×[Roptics-d2×tan(α)]；
其中，Roptics为设定的光学镜头的半径，d1为主体结构件前端距外部光学镜头前端的距离，d2为主体结构件后端距光学镜头前端的距离，α为已知的反射光线与光轴间的夹角。
4.根据权利要求1所述的一种用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置，其特征在于：所述前端挡板(2)和后端挡板(7)为圆形铅板，所述栅环组件(3)中的N层栅环采用钽金属制成，且所述N层栅环的孔径根据X射线光路的最大包络直径进行设定，其中，第n层栅环的前端孔径Dan和后端孔径Dbn的计算公式下：
Dan＝2×[Rn-d1×tan(α)]；
Dbn＝2×[Rn-d2×tan(α)]；
其中，Rn为第n层嵌套的光学镜头半径，d1为主体结构件前端距外部光学镜头前端的距离，d2为主体结构件后端距光学镜头前端的距离，α为已知的反射光线与光轴间的夹角，n＝1，2，…，N。
5.根据权利要求1至4任一所述的一种用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置，其特征在于：还包括栅环支撑轴(9)和M个栅环插板(6)，在主体结构件(4)的内壁上开设有M个均匀分布的凹槽，所述M个栅环插板(6)的一端分别插在各凹槽内，且另一端支撑在栅环组件(3)的最外层栅环的外壁上；支撑轴(9)位于主体结构件(4)的中心轴线上，所述前端挡板(2)和后端挡板(7)分别固定在所述支撑轴(9)上，并且所述支撑轴(9)的前端和后端分别固定在前端法兰(1)和后端法兰(8)上；其中，M为正整数。
6.根据权利要求1至4任一所述的一种用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置，其特征在于：主体结构件(4)的后端向外延伸出一个圆环作为主体结构件(4)的后端沿，所述后端沿的上下表面分别与所述主体结构件的中心轴线垂直；在所述后端沿上开设对外安装孔A，并在后端法兰(8)上与所述对外安装孔A对应的位置开设对外安装孔B，其中，螺钉依次通过主体结构件(4)后端沿上对外安装孔A和后端法兰(8)上的对外安装孔B，与外部探测器进行固定连接。
7.根据权利要求6所述的一种用于脉冲星导航的空间X射线屏蔽装置，其特征在于：在主体结构件(4)的后端沿和后端法兰(8)上包括4个对外安装孔A和4个对外安装孔B，其中，所述对外安装孔A和对外安装孔B均匀分布，其中，上侧和下侧的对外安装孔A和对外安装孔B为横向调整孔，左侧和右侧的对外安装孔A和对外安装孔B为纵向调整孔，螺钉在横向调整孔中选取固定安装位置，从而实现对屏蔽装置与外部探测器横向相对安装位置的调整，或者所述螺钉在纵向调整孔中选取安装位置，从而实现对所述屏蔽装置与外部探测器的纵向相对安装位置的调整。
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