CN105197262A - 空间飞行器地面仿真中地球目标模拟装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种空间飞行器地面仿真中地球目标模拟装置，包括驱动电机、减速机、行星齿轮、固定中心齿轮、环形导轨、旋转立柱和地球模拟器；所述地球模拟器包括多组电热监控模块，载热体、地模基座、电气监控上位机和通讯总线控制器；地球模拟器安装在旋转立柱上，各组电热监控模块之间采用通讯总线并联连接，之后接入通讯总线控制器，最后与电气监控上位机实现数据指令的传输，所述旋转立柱采用双列环形滚动导轨支承，机械传动通过行星齿轮进行，驱动电机通过减速机驱动行星齿轮沿固定中心齿轮分度圆滚动，从而带动旋转立柱实现圆周滚动。本发明将地球模拟器安装在一个可以旋转的立柱上，从而实时旋转，具有原理简单、工程实现方便等优点。

Description

空间飞行器地面仿真中地球目标模拟装置

技术领域

本发明涉及测量技术，具体说就是一种空间飞行器地面仿真中地球目标模拟装置。

背景技术

空间飞行器一旦发射将难以维修，其特殊的运行环境使其地面仿真试验显得尤为重要，地球与空间飞行器的关系是地面仿真中的重要内容，针对地球目标模拟器的研究分析具有重要的意义。

目前适用于高轨道地球敏感器的地球目标模拟器主要有两种形式：准直型和非准直型。准直型具有准直物镜，输出准直光束来仿真无穷远目标，对敏感器光学系统而言较接近在轨情况，精度较高，但比较复杂。非准直型则是将仿真用地球圆盘放置在距地球敏感器有限而较短的距离上来仿真无穷远目标，虽然对地球敏感器光学系统来说会有一定误差，但装置比较简单，整个方案易于实现。

经检索文献发现，中国发明专利(申请号201310744614.6)名称“一种用于测试光学探测器的地球模拟装置”中在一个地球模型壳体中放置光源模拟地球，通过多维运动组合平台连接驱动，实现不同地球轨道上观测地球的功能。

王凌云等在论文“圆锥扫描式红外地球模拟器研究”(见《红外技术》，2007年，第33卷，第5期，页码669-672)中采用开有120°V型槽的扇形冷板模拟地球弦宽、金属热板模拟地球热源的方案，研制了圆锥扫描式红外地球模拟器，其能模拟卫星在低轨道上看到的地球，提供120°地球弦宽，适用于低轨道卫星的圆锥扫描式红外地球敏感器地面模拟试验、标定和可靠性测试等。

发明内容

本发明的目的在于提供一种空间飞行器地面仿真中地球目标模拟装置，基于地球模拟器和旋转立柱构建，具有原理简单、精度高、便于工程实现等优点。

本发明采用以下技术方案予以实现：一种空间飞行器地面仿真中地球目标模拟装置，包括驱动电机(1)、减速机(2)、行星齿轮(3)、固定中心齿轮(4)、环形导轨(5)、旋转立柱(6)和地球模拟器(7)，驱动电机(1)与减速机(2)输入轴相连接，减速机(2)输出轴与行星齿轮(3)相连接；所述地球模拟器(7)包括多组电热监控模块(80)，载热体(71)、地模基座(77)、电气监控上位机(78)和通讯总线控制器(79)；固定中心齿轮(4)和环形导轨(5)安装在空间飞行器地面仿真台的基座上，旋转立柱(6)安放在环形导轨(5)上，地球模拟器(7)安装在旋转立柱(6)上，各组电热监控模块(80)之间采用通讯总线并联连接，之后接入通讯总线控制器(79)，最后与电气监控上位机(78)实现数据指令的传输；电热监控模块(80)包括测温元件(72)、温度变送器(73)、单片机通讯控制器(74)、可控硅(75)和电加热膜片(76)，通过测温元件(72)和温度变送器(73)将载热体(71)表面的温度转换为电信号，并将此信号送入单片机通讯控制器(74)，由单片机通讯控制器(74)完成此信号的模拟/数字转换，再将此实测温度值与从电气监控上位机(78)得到的温度设定值进行PID比较控制运算，产生的控制信号输出至可控硅(75)，再由可控硅(75)控制电加热膜片(76)的加热电流，载热体(71)外侧面安装加热膜片(76)，最终实现载热体(71)表面的恒定温度；单片机通讯控制器(74)与通讯总线控制器(79)相连接。

本发明还具有以下特征：以上所述的旋转立柱采用双列环形滚动导轨支承，机械传动通过行星齿轮进行，驱动电机通过减速机驱动行星齿轮沿固定中心齿轮分度圆滚动，从而带动旋转立柱实现圆周滚动。

本发明的特点和优点是：本发明将地球模拟器安装在一个可以旋转的立柱上，从而实时旋转，具有原理简单、工程实现方便等优点，地球模拟器的模块化的设计可以实现大尺寸、高温度均匀度的地球模拟器的研制。

附图说明

图1是空间飞行器地面仿真中地球目标模拟装置主视图；

图2是空间飞行器地面仿真中地球目标模拟装置俯视图；

图3是地球模拟器的组成示意图。

具体实施方式

下面结合附图举例对本发明作进一步说明。

实施例1

如图1-3所示，一种空间飞行器地面仿真中地球目标模拟装置，包括驱动电机1、减速机2、行星齿轮3、固定中心齿轮4、环形导轨5、旋转立柱6和地球模拟器7；其特征在于，所述地球模拟器7包括多组电热监控模块80，载热体71、地模基座77、电气监控上位机78和通讯总线控制器79；驱动电机1与减速机2输入轴相连接，减速机2输出轴与行星齿轮3相连接，固定中心齿轮4和环形导轨5安装在空间飞行器地面仿真台的基座上，旋转立柱6安放在环形导轨5上，地球模拟器7安装在旋转立柱6上，各组电热监控模块80之间采用通讯总线并联连接，之后接入通讯总线控制器79，最后与电气监控上位机78实现数据指令的传输；每组电热监控模块80包括测温元件72、温度变送器73、单片机通讯控制器74、可控硅75和电加热膜片76，通过测温元件72和温度变送器73将载热体71表面的温度转换为电信号，并将此信号送入单片机通讯控制器74，由单片机通讯控制器74完成此信号的模拟/数字转换，再将此实测温度值与从电气监控上位机78得到的温度设定值进行PID比较控制运算，产生的控制信号输出至可控硅75，再由可控硅75控制电加热膜片76的加热电流，载热体71外侧面安装加热膜片76，用于补偿其导热不均问题，提高整个载热体的温度均匀性，使得地球敏感器视线扫过载热体边缘时能给出阶梯式的辐射变化，同时简化了系统的结构，最终实现载热体71表面的恒定温度；单片机通讯控制器74与通讯总线控制器79相连接。

旋转立柱6采用双列环形滚动导轨支承，可以充分保证立柱运动的稳定性，以及具有更大的抗倾覆能力，并且易于实现低速运行；机械传动通过行星齿轮3进行，驱动电机1通过减速机2驱动行星齿轮3沿固定中心齿轮4分度圆滚动，从而带动旋转立柱6实现圆周滚动；齿轮传动的效率和工作寿命，特别是制造精度要比蜗杆传动高。

实施例2

采用圆形铝合金板作为载热体进行地球模拟器的制作，板体厚度6mm。圆形铝合金板正面表面发黑，再喷涂耐热黑漆，确保铝合金板表面发热温度在分块紧密并列圆形电加热膜片(共计24片)的加热下均匀一致。

由于电气监控系统采用模块型结构，本实例共用到24个电热监控模块，每个模块由测温元件、温度变送器、单片机通讯控制器、可控硅、电加热膜片构成。各模块之间采用通讯总线并联连接，通讯总线最后接入通讯总线控制器，通讯总线控制器与监控上位机采用串行数据通讯线连接。

由此，圆形铝合金板作为发热载体，24个圆形电热膜片、24个加热温度测量元件、24个单片机控制器、1个通讯总线控制器(另包括1个环境室温测量元件)、电气监控上位计算机、机械基座构成完整的地球目标模拟器系统。

测温元件可以选用pt100铂电阻，测温范围：0～100℃；测温精度：0.1％；引出线2条。

温度变送器：测量范围：0～100℃；输出：4～20mADC；测量精度：0.5％。

单片机通讯/控制板：八位单片机；A/D转换：8位；时钟：11.0592MHz。

可控硅：控制信号：3VDC；供电：220VAC；最大控制电流：10AAC。

上述各主要零件组成一个电热监控模块，事先固定在一块铝合金板上，再将其并列安装在圆形铝合金载热板背面的铝合金电气控制箱内。

圆形电加热膜片：共计24片，用圆形特种泡沫塑料板贴敷电热合金铜片；供电：220VAC；功耗：450W/片。紧密并列贴敷在圆形铝合金载热板的背面，再由电木隔热板压紧固定。

圆形铝合金板作为模拟地球发热体及载热体，在铝板的后表面紧密并列贴敷24组电加热膜片和处于电加热膜片几何形状中部的测温元件。

温度变送器将温度信号转换为4～20mADC电流信号进入单片机，由单片机将此电流信号经A/D转换为实测数字温度值。单片机将通过数据通讯总线和通讯总线控制器接收到的上位机发出的恒温控制温度值与实测温度值经过PID比较运算产生控制信号控制可控硅，可控硅输出连线至电加热膜片，由可控硅控制圆形电加热膜片的加热电流，实现对电加热膜的温度控制。

实施例3

本发明的支承结构采用环形滚动导轨，根据制造厂家导轨的环形曲率半径大小，可设计成多段环形导轨对接而成圆形导轨，以满足连续圆周转动；也可以采用密珠滚动轴承，其特点是根据结构需要自行设计尺寸大小(不受生产厂家产品规格限制)，更能满足该设备的性能要求。环形滚动导轨及密珠滚动轴承，其共同特点是承载能力大，具有较大的支承半径，因此抗倾斜复力矩的能力是很高的。特别适于承载大和低速度转动的场合。

实施例4

由于地球敏感器对地球波采用微分处理方案，所以载热体边缘的性能是非常重要的，地球敏感器视线扫过载热体边缘时应给出阶梯式的辐射变化。但事实上，常因边缘传热设计不完善，以及附近空气被加热形成气流的影响，使载热体不能给出尖锐的边缘。解决这个问题的常规方法是在载热体热圆盘前方设置一冷屏式光阑，光阑中心为空心圆形，从地球敏感器观察热载热体圆盘时，限制视直径的是光阑而不再是地球辐射板(及载热体)，光阑可以用水或油冷却的方法使其稳定在某个设定的温度。由于光阑和地球辐射板有一定距离，可以防止对光阑的影响，光阑的温度应和天空背景仿真器的温度一致。本发明在载热体(71)的外侧面也安装了加热膜片等电热监控模块，用来补偿其散热不均问题，提高整个载热体的温度均匀性，这样简化了系统的结构。

Claims (2)

1.一种空间飞行器地面仿真中地球目标模拟装置，包括驱动电机(1)、减速机(2)、行星齿轮(3)、固定中心齿轮(4)、环形导轨(5)、旋转立柱(6)和地球模拟器(7)，驱动电机(1)与减速机(2)输入轴相连接，减速机(2)输出轴与行星齿轮(3)相连接；其特征在于，所述地球模拟器(7)包括多组电热监控模块(80)，载热体(71)、地模基座(77)、电气监控上位机(78)和通讯总线控制器(79)；固定中心齿轮(4)和环形导轨(5)安装在空间飞行器地面仿真台的基座上，旋转立柱(6)安放在环形导轨(5)上，地球模拟器(7)安装在旋转立柱(6)上，各组电热监控模块(80)之间采用通讯总线并联连接，之后接入通讯总线控制器(79)，最后与电气监控上位机(78)实现数据指令的传输；电热监控模块(80)包括测温元件(72)、温度变送器(73)、单片机通讯控制器(74)、可控硅(75)和电加热膜片(76)，通过测温元件(72)和温度变送器(73)将载热体(71)表面的温度转换为电信号，并将此信号送入单片机通讯控制器(74)，由单片机通讯控制器(74)完成此信号的模拟/数字转换，再将此实测温度值与从电气监控上位机(78)得到的温度设定值进行PID比较控制运算，产生的控制信号输出至可控硅(75)，再由可控硅(75)控制电加热膜片(76)的加热电流，载热体(71)外侧面安装加热膜片(76)，最终实现载热体(71)表面的恒定温度；单片机通讯控制器(74)与通讯总线控制器(79)相连接。

2.根据权利要求1所述的一种空间飞行器地面仿真中地球目标模拟装置，其特征在于，所述旋转立柱(6)采用双列环形滚动导轨支承，机械传动通过行星齿轮(3)进行，驱动电机(1)通过减速机(2)驱动行星齿轮(3)沿固定中心齿轮(4)分度圆滚动，从而带动旋转立柱(6)实现圆周滚动。