CN111649765A - 一种用于星敏感器性能测试的热真空试验装置 - Google Patents

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张凯胜
王东
裴行行
王海波
王�华
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Abstract

本发明公开一种用于星敏感器性能测试的热真空试验装置，包括：真空模拟系统、目标模拟系统、控温系统，还包括设置在所述真空模拟系统内部的支架控温模块、设置在所述真空模拟系统外部的至少一个自准直仪检测系统、安装在所述热真空实验装置下方的多级隔振地基系统，以及数据采集分析系统；其中，星敏感器安装至所述真空模拟系统内部分星敏感器支架上，所述目标模拟器与所述星敏感器对准。本发明可用于测量真空、温度变化条件下星敏感器光学性能和基准坐标系的变化量，用于地面验证在轨热环境条件下，星敏感器的真实性能变化，其具有较高的通用性和简易性。

Description

一种用于星敏感器性能测试的热真空试验装置
技术领域
本发明涉及航天设备测试领域，尤其涉及一种用于星敏感器性能测试的热真空试验装置。
背景技术
随着航天技术的不断发展，星敏感器做为航天探测的关键设备，其性能要求越来越高，故对于星敏感器设备性能的前期模拟测试显得尤为重要，其星敏感器设备性能的检测技术也成为当今航天测试设备领域研究的一个热点。特别在星敏感器设备研制完成后，对其光学性能稳定性的高精度测试试验是保证其设备可靠性能的关键环节。
目前，由于星敏感器在轨运行期间，受真空、热环境等空间因素影响，产品光机结构会产生热变形，带来测量误差。如何保证航天器在运行过程中的正常工作，就需要在航天器制造和安装检测的各个阶段进行特殊环境(振动、热、低温、密封及真空外太空环境等)下的模拟实验，以检测航天器各个分系统或者部件的各项性能。为了在地面验证星敏感器在太空环境中的光学性能，产品整机完成装配后，需要进行专项的试验测试，验证产品的热稳定性。
发明内容
本发明的目的是提供一种用于星敏感器性能测试的热真空试验系统，可用于测量真空、温度变化条件下星敏感器光学性能和基准坐标系的变化量，用于地面验证在轨热环境条件下，星敏感器的真实性能变化，其具有较高的通用性和简易性。
为了实现根据上述所述的目的和优点，本发明提供一种用于星敏感器性能测试的热真空试验装置，包括：真空模拟系统、目标模拟系统、控温系统，还包括设置在所述真空模拟系统内部的支架控温模块、设置在所述真空模拟系统外部的至少一个自准直仪检测系统、安装在所述热真空实验装置下方的多级隔振地基系统，以及数据采集分析系统；
其中，星敏感器安装至所述真空模拟系统内部分星敏感器支架上，所述目标模拟器与所述星敏感器对准。
进一步地，所述支架控温模块还可安装在所述星敏感器支架上。
进一步地，所述目标模拟系统包括长出瞳准直光学系统、星点分划板、匀光板以及光源。
进一步地，测量的温度误差在±1℃内。
进一步地，测量时，在同一真空度下，温度的变化速率大于0.5℃/min。
进一步地，所述真空模拟系统的真空度至少为1×10-3Pa。
进一步地，所述数据采集分析系统可实现自动化操控，或，人工操作。
进一步地，所述真空模拟系统外还设有遮光罩。所述遮光罩上贴有加热片。
本发明的有益效果：该系统可实现真空环境下星敏感器热形变高精度检测；该系统可实现太空热环境的真实模拟，对航天设备在太空热环境下的性能变化检测具有很高的实用价值及意义；该系统实现了一种简便的地面模拟测试试验方法，解决了传统技术测试中无法进行精确地面测试的技术问题；该系统各部分相互独立，系统具有独立可调性，便于装配及检测。
本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明提供的热真空模拟试验系统结构组成示意图。
图2为目标模拟系统结构组成示意图。
图3为星敏感器热形变检测示意图一。
图4为星敏感器热形变测试示意图二。
图5是真空模拟系统结构组成示意图。
图6是星敏感器热形变检测原理示意图。
图7是星敏感器热形变检测组成示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。
应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。
为了实现对星敏感器光学热稳定性性能的测试，本发明采用热真空模拟的设计方法，根据测试需求，进行不同温度下星敏感器的光学稳定性性能模拟测试。
本发明提供一种用于星敏感器性能测试的热真空试验装置，包括：真空模拟系统1、目标模拟系统3、控温系统5，还包括设置在所述真空模拟系统1内部的支架控温模块2、设置在所述真空模拟系统1外部的至少一个自准直仪检测系统4、安装在所述热真空实验装置下方的多级隔振地基系统7，以及数据采集分析系统6；其中，星敏感器安装至所述真空模拟系统1内部分星敏感器支架上，所述目标模拟器与所述星敏感器对准。
在本发明的技术方案中，可以理解，所述热真空模拟系统为整个测试系统的热环境模拟系统，为星敏感器的热形变检测提供真实的太空环境模拟。
在本发明的技术方案中，可以理解，所述支架控温模块主要模拟安装面或者卫星的辐射，以分析空间光学设备的在轨环境适应性。
在本发明的技术方案中，可以理解，所述目标模拟器系统置于热真空模拟系统外，为待测星敏感器设备提供特定的天区星图，并作为热真空测试基准，其所模拟星点在准直光学系统视场内相互之间具有不同的特定角位置，用以完成一幅完整特定模拟星图的构成。
在本发明的技术方案中，可以理解，所述自准直仪检测系统置于热真空模拟系统窗口处，是一种非接触式测量微小角度变化量的测量系统，具有非常高的测量精度和分辨率。
在本发明的技术方案中，可以理解，所述控温系统由加热片、电源、测温系统构成，置于待测星敏感器尾部。
在本发明的技术方案中，可以理解，所述数据采集分析系统6集成真空模拟系统1、支架控温模块2、自准直仪检测系统4、目标模拟系统3、控温系统5在同一台控制操作软件上；数据采集、存储、处理、仪器操控可实现自动化信息化，亦可人为操控(当设备出现故障时，可人为进行干预)。
在本发明的技术方案中，可以理解，所述多级隔振地基系统7为整个测试系统提供良好的外界稳定环境。进一步的本套系统主要实现的功能为：在真空、温度变化的条件下测试星敏感器光学性能和基准坐标系的变化量。用于地面仿真在轨热环境下星敏感器的真实性能变化。
如图7所示，可以看出所述支架控温模块还可安装在所述星敏感器支架上，与星敏感器之间距离越小，就更能准确的为星模拟器模拟出提供准确的太空环境。
如图2所示，所述目标模拟系统包括长出瞳准直光学系统组件、星点分划板组件、匀光板组件以及光源组件。目标模拟系统模拟出一幅由固定的点光源组成的星图，星图中包含精确的星点位置以及精确的星对角间距。其特点是：结构设计稳定，杂散光抑制效果好，机械稳定性高，可用于星敏感器地面状态和整星状态的功能和性能的测试，也可用在诸如热真空、热循环等环境试验条件下，对星敏感器的性能进行测试。
可以理解，爆了保证测量数据的准确性，测量时的温度应该保持在一定的范围内，所以，在本发明的技术方案中，测量的温度误差应该在±1℃内保证测量的准确性。
可选的，为了保证测量的效率，在测量时，在同一真空度下，温度的变化速率大于0.5℃/min。
可选的，在本发明的技术方案中，所述真空模拟系统的真空度至少为1×10-3Pa。
可选的，在本发明的技术方案中，若需构建具有温度梯度的温度场，在所述真空模拟系统外还设有遮光罩，在遮光罩表面贴敷加热片保证温度。
本发明还提供了一个实施例1，将热真空模拟系统1、支架控温模块2、目标模拟器系统3、自准直仪检测系统4、控温系统5、数据采集分析系统6和多级隔振地基系统7进行安装，如图1所示，在基于目标模拟器系统3在真空模拟系统1变温环境下测量星敏感器的热变形，试验前将星敏感器安装于真空模拟系统1的星敏感器支架上对准目标模拟器系统3，再调整目标模拟系统3的支架，与星敏感器进行初始对准，使星敏感器顺利进入跟踪模式输出姿态信息，如图3、4所示。
开启真空模拟系统1的真空罐，当真空度达到1×10-3Pa时，调整罐温，使星敏感器安装面温度达到平衡，支架控温模块主要模拟安装面或者卫星的辐射，然后通过自准直仪检测系统4，测量出星敏感器棱镜A和棱镜B的初始位置，再通过目标模拟系统3，精确计算出星敏感器输出的姿态四元数Q20；通过自准直仪检测系统4，可以精确测出测量棱镜A的姿态转移四元数QA_20与棱镜B的姿态转移四元数QB_20，如图5、6、7所示。
星敏感器测量坐标系至棱镜B坐标系之间的变化量由姿态四元数的变化量扣除棱镜B之间姿态转移四元数的变化量得到。
本发明还提供一个实施例2，在实施例1的基础上分别调整星敏感器安装面温度，使星敏感器安装面温度达到测量温度范围之间的多个温度点，容差为±1℃，记录星敏感器输出的姿态四元数，棱镜A的姿态转移四元数和棱镜B的姿态转移四元数。
本发明还通过一个实施例3，作为实施例1和2优选的实施方式，若需构建具有温度梯度的温度场，可在遮光罩表面贴敷加热片。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅限于说明书和实施方式中所列运用。它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改。因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (9)

1.一种用于星敏感器性能测试的热真空试验装置，包括：真空模拟系统、目标模拟系统、控温系统，其特征在于，还包括设置在所述真空模拟系统内部的支架控温模块、设置在所述真空模拟系统外部的至少一个自准直仪检测系统、安装在所述热真空实验装置下方的多级隔振地基系统，以及数据采集分析系统；
其中，星敏感器安装至所述真空模拟系统内部分星敏感器支架上，所述目标模拟器与所述星敏感器对准。
2.如权利要求1所述的用于星敏感器性能测试的热真空试验装置，其特征在于，所述支架控温模块还可安装在所述星敏感器支架上。
3.如权利要求1所述的用于星敏感器性能测试的热真空试验装置，其特征在于，所述目标模拟系统包括长出瞳准直光学系统、星点分划板、匀光板以及光源。
4.如权利要求1所述的用于星敏感器性能测试的热真空试验装置，其特征在于，测量的温度误差在±1℃内。
5.如权利要求1所述的用于星敏感器性能测试的热真空试验装置，其特征在于，测量时，在同一真空度下，温度的变化速率大于0.5℃/min。
6.如权利要求1所述的用于星敏感器性能测试的热真空试验装置，其特征在于，所述数据采集分析系统为自动化操控或人工操作。
7.如权利要求1所述的用于星敏感器性能测试的热真空试验装置，其特征在于，所述真空模拟系统的真空度为小于等于1×10-3Pa。
8.如权利要求1所述的用于星敏感器性能测试的热真空试验装置，其特征在于，所述真空模拟系统外还设有遮光罩。
9.如权利要求8所述的用于星敏感器性能测试的热真空试验装置，其特征在于，所述遮光罩上贴有加热片。
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