CN111811540B - 一种星敏感器光轴热稳定性测试系统及方法 - Google Patents

一种星敏感器光轴热稳定性测试系统及方法 Download PDF

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CN111811540B CN202010691002.5A CN202010691002A CN111811540B CN 111811540 B CN111811540 B CN 111811540B CN 202010691002 A CN202010691002 A CN 202010691002A CN 111811540 B CN111811540 B CN 111811540B
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Abstract

本发明公开了一种星敏感器光轴热稳定性测试系统及方法，该系统包含：真空罐；设在真空罐内部的基准棱镜、五角棱镜及星敏感器；所述基准棱镜安装在真空罐侧壁；所述五角棱镜安装在所述真空罐的后侧；设在真空罐开门处的第一大理石平台；该大理石平台上安装有静态多星模拟器；所述真空罐侧壁安装有两个光学窗口；设在真空罐侧壁外部的两台自准直仪，所述两台自准直仪分别面对着所述两个光学窗口。本发明实现了由于内方位元素变化和测量坐标系与棱镜坐标系关系的变化引起的误差量的测量的目的。

Description

一种星敏感器光轴热稳定性测试系统及方法
技术领域
本发明涉及宇航类星空探测技术，具体涉及一种星敏感器光轴热稳定性测试系统及方法。
背景技术
星敏感器是以恒星星光为观测对象的弱光光电敏感器。根据在轨工况，遮光罩会受到来自太阳光的辐照，该辐照一方面会引起星敏感器受到杂散光干扰，另一方面该辐照会以热的方式传向星敏感器光机组件，引起星敏感器光轴漂移，最终影响星敏感器测试精度下降。
星敏感器是以恒星星光为观测对象的弱光光电敏感器。根据在轨工况，遮光罩会受到来自太阳光的辐照，该辐照一方面会引起星敏感器受到杂散光干扰，另一方面该辐照会以热的方式传向星敏感器光机组件，引起星敏感器光轴漂移，最终影响星敏感器测试精度下降。
热稳定的定义包含两部分：a)内方位元素变化：因温度变化导致的光学系统内方位元素的变化，主要是焦距变化引入的测量误差；b)测量坐标系与棱镜坐标系关系的变化：因温度变化，导致偏置误差的变化。然而，目前并没有专门检测星敏感器光轴热稳定的方法。
发明内容
本发明的目的是提供一种星敏感器光轴热稳定性测试系统及方法，实现由于内方位元素变化和测量坐标系与棱镜坐标系关系的变化引起的误差量的测量的目的。
为了实现上述目的，本发明通过以下技术方案实现：
一种星敏感器光轴热稳定性测试系统，包含：真空罐，位于所述真空罐内部的安装平板、五角棱镜支架、五角棱镜、基准棱镜、星敏感器安装支架、星敏感器、精密控温仪和独立控温系统；所述五角棱镜支架设置在所述安装平板上，且远离所述真空罐的开门的一端；所述星敏感器安装支架设置在所述安装平板上，且靠近所述真空罐的开门的一端；所述五角棱镜设置在所述五角棱镜支架上；所述星敏感器设置在所述星敏感器安装支架上；所述基准棱镜设置在所述星敏感器安装支架的一侧，所述五角棱镜的光轴指向所述基准棱镜的光轴偏差处于预设角度范围内；精密控温仪，其设置在所述星敏感器上，用于模拟在轨工况；独立控温系统，其设置在所述星敏感器安装支架上，用于对所述星敏感器安装支架提供恒温；静态多星模拟器，其位于所述真空罐外部，并靠近所述真空罐开门处且面向所述星敏感器设置；双向自准直仪，其位于所述真空罐外部的一侧，所述双向自准直仪中的一个用于对所述五角棱镜进行自准直，另一个用于对所述基准棱镜进行自准直；调节所述真空罐，使得真空罐内处于预设的测试条件，所述星敏感器对所述静态多星模拟器发出的星点进行探测计算输出此时的四元数数据，所述双向自准直仪输出基准棱镜的三轴测量值，并根据所述四元数数据和所述三轴测量值进行计算得到所述星敏感器光轴热稳定数据。
可选地，在所述真空罐内，除了所述五角棱镜和所述基准棱镜的有效通光区域无热控包覆外，其他部件均被热控多层包覆。
可选地，所述独立控温系统位于所述星敏感器安装支架和所述安装平板之间，与所述星敏感器安装支架直接接触；所述安装平板与所述独立控温系统之间采用聚四氟乙烯隔热垫圈隔热。
可选地，所述真空罐侧壁设有两个光学窗口；所述双向自准直仪中的两台自准直仪分别对应面对着所述两个光学窗口。
可选地，还包括：第一大理石平台和第二大理石平台，其中，所述第一大理石平台位于所述真空罐外部一侧，所述双向自准直仪设置在所述第一大理石平台上。所述第二大理石平台位于所述真空罐外部，并靠近所述真空罐开门处，所述静态多星模拟器设置在所述第二大理石平台上。
可选地，所述精密控温仪包括若干个加热片和若干个热敏电阻，所述若干个加热片和所述若干个热敏电阻设置在所述星敏感器的头部和遮光罩上。
可选地，所述星敏感器光轴热稳定数据中星敏感器光轴漂移量△B采用如下公式进行计算：
Figure BDA0002589362410000021
f1＝quat2angle(ΔQ)＝[θx1,θy1,θz1]
Δf＝f1-f2＝[θx1-θx2,θy1-θy2,θz1-θz2]
Figure BDA0002589362410000022
其中，ΔQ为星敏感器测量系四元数变化量；f1为星敏感器四元数变化量转化为三轴欧拉角；quat2angle为四元数转化为三轴欧拉角的函数；θx1,θy1,θz1分别为星敏感器测量系绕x轴、绕y轴、绕z轴的变量；双向自准直仪三轴测量值f2＝[θz2,θy2,θx2]，θx2为基准棱镜坐标系绕x轴转动角度，θy2为基准棱镜坐标系绕y轴转动角度，θz2为基准棱镜坐标系绕z轴转动角度；Δf为星敏感器测量系相对机械系的三轴变化。
另一方面，本发明还提供一种基于上文所述的星敏感器光轴热稳定性测试系统的测试方法，包括：对所述真空罐抽取真空，使得所述真空罐内的压力达到预设压力值；预先开启所述双向自准直仪，达到预设时间后，记录此时的星敏感器输出的初始四元数数据；将所述双向自准直仪清零，采用所述独立控温系统对所述星敏感器安装支架进行控温、以及采用精密控温仪对所述星敏感器进行控温，使得所述真空罐内的温度达到预设温度值，当星敏感器输出的四元数数据和双向自准直仪输出的角度变换在10分钟时间内不发生变化或者变化小于5％，且测温点温度变化在±0.2℃时，以内则认为此时所述真空罐内达到热平衡状态，记录此时的星敏感器输出四元数数据及双向自准直仪输出角度值，并计算所述星敏感器光轴漂移量。
可选地，星敏感器光轴漂移量△B采用如下公式进行计算：
Figure BDA0002589362410000031
f1＝quat2angle(ΔQ)＝[θx1,θy1,θz1]
Δf＝f1-f2＝[θx1-θx2,θy1-θy2,θz1-θz2]
Figure BDA0002589362410000032
其中，ΔQ为星敏感器测量系四元数变化量；f1为星敏感器四元数变化量转化为三轴欧拉角；quat2angle为四元数转化为三轴欧拉角的函数；θx1,θy1,θz1分别为星敏感器测量系绕x轴、绕y轴、绕z轴的变量；双向自准直仪三轴测量值f2＝[θz2,θy2,θx2]，θx2为基准棱镜坐标系绕x轴转动角度，θy2为基准棱镜坐标系绕y轴转动角度，θz2为基准棱镜坐标系绕z轴转动角度；Δf为星敏感器测量系相对机械系的三轴变化。
可选地，还包括测试前准备过程：所述测试前准备过程包括：
步骤S1、将位于所述真空罐内的所有部件除油除气；
步骤S2、确认待测试星敏感器状态、真空罐状态、整个测试环境处于防静电状态、真空罐接口状态；
步骤S3、确定星敏感器安装极性；
步骤S4、在所述真空罐外部，通过所述安装平板将星敏感器安装支架、星敏感器、五角棱镜、五角棱镜支架进行光学装调，达到所述五角棱镜光轴指向与安装支架棱镜偏差为10″；
步骤S5、所述五角棱镜一端对准所述基准棱镜，另一端对准待调光路的双向自准直仪，并进行自准直，用于把五角棱镜和支架上的棱镜建立关联，准直后在所述五角棱镜支架上安装目标反射镜，目标反射镜置于五角棱镜与双向自准直仪中间，镜面面向双向自准直仪，通过目标反射镜自带的调节机构调节镜面，使双向自准直仪进行自准直，待测试光路进入真空罐后，利用罐外的自准直建立该目标反射镜关系，找出罐外自准直与管内的光路，使该目标反射镜光轴与五角棱镜光轴保持一致；
步骤S6、在星敏感器安装支架和星敏感器的遮光罩处粘贴热敏电阻及加热片；
步骤S7、在所述真空罐的罐外，双向自准直仪分别对所述基准、所述目标反射镜进行自准直，当找到像后，将所述目标反射镜取下；
步骤S8、关闭真空罐，并抽真空控温到指定温度，在此期间，释放罐内安装应力72小时；
步骤S9、将静态多星模拟器放置在光学窗口前端，通过星敏姿态输出判断星模角度调整，确保星敏感器中心视场有8颗定姿星输出。
本发明至少具有以下优点之一：
本发明提供的一种星敏感器光轴热稳定性测试方法，可以测试星敏感器绕x轴，绕y轴，绕z轴角度变化，完成内方位元素变化和测量坐标系与棱镜坐标系关系的变化引起的误差量的测量，本发明的检测设备精度为±0.1秒，使得光轴测量精度高达±0.5″，重复性精度达到±0.3″。
本发明利用一个热真空罐、双向自准直仪(两台光电自准直仪)、静态多星模拟器、基准棱镜、五角棱镜、两个大理石光学平台、精密控温仪、独立控温系统可标定出星敏感器遮光罩在轨受热时引起光轴偏移量，用于评估当遮光罩受到来自空间辐射时对星敏感器光轴的影响，有助于进一步分析星敏感器低频误差；对星敏感器的材料选取和构型优化具有指导作用，对整星布局和热控设计具有参考意义。
附图说明
图1为本发明一实施例提供的星敏感器光轴热稳定性测试系统示意图；
图2为本发明一实施例提供的真空罐内细节示意图。
具体实施方式
以下结合附图1～2和具体实施方式对本发明一种星敏感器光轴热稳定性测试系统及方法作进一步详细说明。根据下面说明，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图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方式的目的。为了使本发明的目的、特征和优点能够更加明显易懂，请参阅附图。须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
本实施例提供了一种星敏感器光轴热稳定性测试系统，结合1所示，该系统包含：真空罐100(真空罐系统)，位于所述真空罐100内部的安装平板300、五角棱镜支架401、五角棱镜400、基准棱镜800、星敏感器安装支架201、星敏感器200、精密控温仪(图中未示出)和独立控温系统(图中未示出)；所述五角棱镜支架401设置在所述安装平板300上，且远离所述真空罐100的开门的一端；所述星敏感器安装支架201设置在所述安装平板300上，且靠近所述真空罐100的开门的一端；所述五角棱镜400设置在所述五角棱镜支架401上；所述星敏感器200设置在所述星敏感器安装支架201上；所述基准棱镜800设置在所述星敏感器安装支架201的一侧，所述五角棱镜400的光轴指向所述基准棱镜800的光轴偏差处于预设角度范围(例如10″)内；精密控温仪，其设置在所述星敏感器200上，用于模拟在轨工况；独立控温系统，其设置在所述星敏感器安装支架201上，用于对所述星敏感器安装支架201提供恒温；静态多星模拟器500，其位于所述真空罐100外部，并靠近所述真空罐100开门处且面向所述星敏感器200设置；双向自准直仪(第一自准直仪601和第二自准直仪602)，其位于所述真空罐100外部的一侧，所述双向自准直仪中的一个(在本实施例中，为第二自准直仪602)用于通过所述五角棱镜400对所述基准棱镜800进行自准直，另一个(在本实施例中，为第一自准直仪601)用于直接对所述基准棱镜800进行自准直；调节所述真空罐100，使得真空罐100内处于预设的测试条件，所述星敏感器200对所述静态多星模拟器500发出的星点进行探测计算输出此时的四元数数据(四元数)，所述双向自准直仪输出基准棱镜800的三轴测量值，并根据所述四元数数据和所述三轴测量值进行计算得到所述星敏感器200光轴热稳定数据。
所述真空罐100侧壁设有两个光学窗口；所述双向自准直仪中的两台自准直仪分别对应面对着所述两个光学窗口。
所述真空罐100还设有：第一大理石平台701和第二大理石平台702，其中，所述第一大理石平台701位于所述真空罐100外部一侧，所述双向自准直仪设置在所述第一大理石平台701上。所述第二大理石平台702位于所述真空罐100外部，并靠近所述真空罐100开门处，所述静态多星模拟器500设置在所述第二大理石平台702上。
在真空罐100内，除了所述五角棱镜400和所述基准棱镜800的有效通光区域无热控包覆外(目的是留有光路)，其他区域(包括星敏感器安装支架201与星敏感器200)均被热控多层包覆，实现温度场独立，不受外界干扰。
所述精密控温仪包括若干个加热片和若干个热敏电阻，所述若干个加热片和所述若干个热敏电阻设置在所述星敏感器的头部202和遮光罩203上。
本系统所使用的检测设备如表1所示：
表1现有硬件及状态
Figure BDA0002589362410000071
进一步地，真空罐100的罐内热源有：真空罐100本身热源(真空罐不控温，热源与真空罐外界温度相关)、遮光罩203处加热片热源、星敏感器功耗热源。
本系统还包含独立控温系统，该独立控温系统位于所述星敏感器安装支架201和所述安装平板300之间，与所述星敏感器安装支架201直接接触；所述安装平板201与所述独立控温系统之间采用聚四氟乙烯隔热垫圈隔热，垫圈位于两者固连处，作为两者的分界面。独立控温系统与其他部件均采用隔热材料处理，隔热材料为聚四氟乙烯；该独立控温系统只对星敏感器安装支架201提供恒温。
真空罐100内设有若干个测温点，测温点覆盖整个罐内温度采集关键点处。
真空罐100罐内的温度场传播状态：五角棱镜400、五角棱镜支架401及安装平板300的温度变化均为±0.5℃，忽略他们各自的形变。
测试现场震源状态满足以下条件：
所述真空罐外部设有真空罐分子泵用于实现真空罐的罐内具有高真空度的目的，真空罐分子泵采用磁悬浮技术，震动量级影响为±0.5″，试验阶段真空罐分子泵停止工作。
独立控温系统在工作时会产生震动，采取的措施如下：a.独立控温系统的压缩机距离真空罐100现场4米远以上；b.独立控温系统的压缩机底座加装50cm厚度橡胶和隔振泡沫，据数据显示，通过该项处理，能够有效隔离震动优于5Hz。
独立控温系统的冷凝管采用橡胶隔震工艺，并对冷凝液纯度进行相关处理，其震动影响量为±0.2″，冷凝液流动对独立控温系统的震动。
工作现场通过隔离带限制制定区域人员走动，距离测试设备5m远的人员轻微走动，不会对测试造成±0.2″震动影响。
静态多星模500和双向自准直仪分别安装在大理石平台上，每一大理石平台重量450Kg，隔振频率优于2Hz。
为了便于理解，本实施例所提供的测试系统的试验原理如下：
在星敏感器光轴热稳定性试验中，星敏感器安装支架201总的形变量来源共有两处：1.星敏感器温度场热传递导致变形量q1；2.安星敏感器安装支架201控温不均导致变形量f2。为简化该物理模型，在本试验中做出两个简化：1.将遮光罩203、安装头部202各个的形变量统一为星敏感器整机形变量(遮光罩和头部硬性链接，所以认为是统一形变)；2.忽略安星敏感器安装支架201控温不均导致的影响。其函数关系如下：
△B＝f(q1，f2，q0) (1)
式中：△B为星敏感器光轴漂移量；f为运算函数；q0为星敏感器初始测试数据(星敏感器姿态四元数初始值)；q1为星敏感器整机热变形量(星敏感器姿态四元数测量值，变温后通过星敏感器对静态多星模姿态定位获取)。f2为星敏感器安装工装(星敏感器安装支架201)温度场热传递导致变形量。双向自准直仪三轴测量值f2＝[θz2,θy2,θx2]，θx2为基准棱镜坐标系绕x轴转动角度，θy2为基准棱镜坐标系绕y轴转动角度，θz2为基准棱镜坐标系绕z轴转动角度，通过星敏感器安装支架201上的基准棱镜800变化量获得。
由于星敏感器200的遮光罩203变化、头部202变化均可通过光电自准直仪(第一自准直仪601)对星敏感器安装支架201上的基准棱镜800进行评估，因此将两种变量共同导致的热变形进行统一数据处理。独立控温系统控温精度达到±0.2℃，在该温度变化范围内，可以近似认为星敏感器安装支架201控温分布不会导致星敏感器安装支架201形变。
综上所述，热稳定性试验需要获得的测量值为q1、f2。当获取q1、f2后，星敏感器光轴漂移量(所述星敏感器光轴热稳定数据)△B且可采用如下公式进行计算：
Figure BDA0002589362410000091
其中，ΔQ为星敏感器测量系四元数变化量；f1为星敏感器四元数变化量转化为三轴欧拉角；quat2angle为四元数转化为三轴欧拉角的函数；θx1,θy1,θz1分别为星敏感器测量系绕x轴、绕y轴、绕z轴的变量；双向自准直仪三轴测量值f2＝[θz2,θy2,θx2]，θx2为基准棱镜坐标系绕x轴转动角度，θy2为基准棱镜坐标系绕y轴转动角度，θz2为基准棱镜坐标系绕z轴转动角度；Δf为星敏感器测量系相对机械系的三轴变化。
双向自准直仪三轴测量值即自准直仪三轴测量值，其是双向自准直仪中的两个自准直仪测量出来的合成量。
另一方面，本发明还提供一种基于上文所述的星敏感器光轴热稳定性测试系统的测试方法，包括：对所述真空罐100抽取真空，使得所述真空罐内的压力达到预设压力值；预先开启所述双向自准直仪，达到预设时间后，记录此时的星敏感器输出的初始四元数数据；将所述双向自准直仪清零。
例如，试验或测试当天21:30开启双向自准直仪，使其先工作半小时，用无线鼠标操控双向自准直仪(确保人员不会再工作现场附近5m)，22:00记录星敏感器采取的四元数并将双向自准直仪清零，默认此时采取的四元数为初始值；然后星敏感器安装支架进行控温、遮光罩进行如表2所示的下工况，当在某一工况时，星敏感器输出的四元数和自准直仪输出的角度变换在10分钟时间内不发生变化(或者变化小于5％)，且测温点温度变化在±0.2℃以内则认为此时达到热平衡状态，记录此时星敏感器的四元数及双向自准直仪输出角度值。
表2、光轴热稳定试验工况
Figure BDA0002589362410000101
采用所述独立控温系统对所述星敏感器安装支架进行控温、以及采用精密控温仪对所述星敏感器进行控温，使得所述真空罐内的温度达到预设温度值，当星敏感器输出的四元数数据和双向自准直仪输出的角度变换在10分钟时间内不发生变化或者变化小于5％，且测温点温度变化在±0.2℃时，以内则认为此时所述真空罐内达到热平衡状态，记录此时的星敏感器输出四元数数据及双向自准直仪输出角度值，并计算所述星敏感器光轴漂移量。
所述星敏感器光轴漂移量△B采用如下公式进行计算：
Figure BDA0002589362410000111
其中，ΔQ为星敏感器测量系四元数变化量；f1为星敏感器四元数变化量转化为三轴欧拉角；quat2angle为四元数转化为三轴欧拉角的函数；θx1,θy1,θz1分别为星敏感器测量系绕x轴、绕y轴、绕z轴的变量；双向自准直仪三轴测量值f2＝[θz2,θy2,θx2]，θx2为基准棱镜坐标系绕x轴转动角度，θy2为基准棱镜坐标系绕y轴转动角度，θz2为基准棱镜坐标系绕z轴转动角度；Δf为星敏感器测量系相对机械系的三轴变化。
上述测试过程还包括测试前准备过程：所述测试前准备过程包括：
步骤S1、将位于所述真空罐100内的所有部件除油除气。
步骤S2、确认待测试星敏感器200状态、真空罐状态、整个测试环境处于防静电状态、真空罐接口状态。
步骤S3、确定星敏感器200安装极性。
步骤S4、在所述真空罐外部时候，通过所述安装平板将星敏感器安装支架、星敏感器、五角棱镜、五角棱镜支架进行光学装调，达到所述五角棱镜光轴指向与安装支架棱镜偏差为10″；之后再将位于所述真空罐内的部件安装至所述真空罐内部。
步骤S5、所述五角棱镜一端对准所述基准棱镜，另一端对准待调光路的双向自准直仪，并进行自准直，用于把五角棱镜和支架上的棱镜建立关联，准直后在所述五角棱镜支架上安装目标反射镜，目标反射镜置于五角棱镜与双向自准直仪中间，镜面面向双向自准直仪，通过目标反射镜自带的调节机构调节镜面，使双向自准直仪进行自准直，待测试光路进入真空罐后，利用罐外的自准直建立该目标反射镜关系，既可以找出罐外自准直与管内的光路，使该目标反射镜光轴与五角棱镜光轴保持一致。
步骤S6、在星敏感器安装支架和星敏感器的遮光罩处粘贴热敏电阻及加热片。
步骤S7、真空罐的罐外，双向自准直仪分别对基准棱镜和目标反射镜进行自准直，当找到像后，将目标反射镜取下。
步骤S8、关闭真空罐，并抽真空控温到指定温度，在此期间，释放罐内安装应力72小时。
步骤S9、将静态多星模拟器放置在光学窗口前端，通过星敏姿态输出判断星模角度调整，确保星敏感器中心视场有8颗定姿星输出。
进一步地，S3步骤中确定星敏感器安装极性，星敏感器与双向自准直仪极性判断包括：首先确定星敏感器在真空罐内的安装方式；在入真空罐前，按着入罐的方式搭建测试平台，即星敏感器安装在多维调整架(星敏感器安装支架)上(实现星敏感器俯仰、方位、滚动运动)，星敏感器面对静态多星模，且静态多星模保持不动(作为基准)；按照罐内状态调试光路，即：第一台自准直仪通过五角棱镜观测星敏感器安装支架上的基准棱镜，第二台自准直仪观测星敏感器安装支架棱镜另一侧；单一转动星敏感器某一方向，计算星敏感器输出的四元数并对比双向自准直仪输出角度，以此判断自准直极性。
综上所述，本实施例提供了一种星敏感器光轴热稳定性测试系统，该系统由一个真空罐系统、光电检测系统、静态多星模拟器、精密独立控温系统(见表1)；该系统可标定出星敏感器遮光罩在轨受热时引起光轴偏移量，用于评估当遮光罩受到来自空间辐射时对星敏感器光轴的影响，有助于进一步分析星敏感器低频误差；对星敏感器的材料选取和构型优化具有指导作用，对整星布局和热控设计具有参考意义。
本实施例还提供了一种星敏感器光轴热稳定性测试方法，该方法将虚拟光轴(光学镜头、探测器耦合成的轴线)通过数据融合(计算探测器和镜头耦合的轴线偏移量)实现光轴外化(通过搭建光路，将光学系统的光轴引入到搭建的光路中)，实现定量分析星敏感器光轴、绕光轴数据变化。该方法模拟星敏感器在轨工况，并根据在轨工况定量分析热源从遮光罩传递到光机组件过程中各个关键部组(星敏感器数据、安装支架偏移量数据)建温度变化；本实施例作出两个简化：1.将遮光罩、安装头部各个的形变量同一为星敏感器整机形变量；2.忽略安装支架控温不均导致的影响。本实施例基于两个简化，且检测设备精度为±0.1秒，使得光轴测量精度高达±0.5″，重复性精度达到±0.3″。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (8)

1.一种星敏感器光轴热稳定性测试系统，其特征在于，包含：
真空罐，
位于所述真空罐内部的安装平板、五角棱镜支架、五角棱镜、基准棱镜、星敏感器安装支架、星敏感器、精密控温仪和独立控温系统；
所述五角棱镜支架设置在所述安装平板上，且远离所述真空罐的开门的一端；
所述星敏感器安装支架设置在所述安装平板上，且靠近所述真空罐的开门的一端；
所述五角棱镜设置在所述五角棱镜支架上；所述星敏感器设置在所述星敏感器安装支架上；
所述基准棱镜设置在所述星敏感器安装支架的一侧，
所述五角棱镜的光轴指向所述基准棱镜的光轴偏差处于预设角度范围内；
精密控温仪，其设置在所述星敏感器上，用于模拟在轨工况；所述精密控温仪包括若干个加热片和若干个热敏电阻，所述若干个加热片和所述若干个热敏电阻设置在所述星敏感器的头部和遮光罩上；
独立控温系统，其设置在所述星敏感器安装支架上，用于对所述星敏感器安装支架提供恒温；
静态多星模拟器，其位于所述真空罐外部，并靠近所述真空罐开门处且面向所述星敏感器设置；
双向自准直仪，其位于所述真空罐外部的一侧，所述双向自准直仪中的一个用于对所述五角棱镜进行自准直，另一个用于对所述基准棱镜进行自准直；
调节所述真空罐，使得真空罐内处于预设的测试条件，所述星敏感器对所述静态多星模拟器发出的星点进行探测计算输出此时的四元数数据，所述双向自准直仪输出基准棱镜的三轴测量值，并根据所述四元数数据和所述三轴测量值进行计算得到所述星敏感器光轴热稳定数据。
2.如权利要求1所述的星敏感器光轴热稳定性测试系统，其特征在于，所述真空罐内，除了所述五角棱镜和所述基准棱镜的有效通光区域无热控包覆外，其他区域均被热控多层包覆。
3.如权利要求1所述的星敏感器光轴热稳定性测试系统，其特征在于，所述独立控温系统位于所述星敏感器安装支架和所述安装平板之间，与所述星敏感器安装支架直接接触；
所述安装平板与所述独立控温系统之间采用聚四氟乙烯隔热垫圈隔热。
4.如权利要求1所述的星敏感器光轴热稳定性测试系统，其特征在于，
所述真空罐侧壁设有两个光学窗口；
所述双向自准直仪中的两台自准直仪分别对应面对着所述两个光学窗口。
5.如权利要求1所述的星敏感器光轴热稳定性测试系统，其特征在于，
还包括：第一大理石平台和第二大理石平台，其中，所述第一大理石平台
位于所述真空罐外部一侧，所述双向自准直仪设置在所述第一大理石平台上；
所述第二大理石平台位于所述真空罐外部，并靠近所述真空罐开门处，所述静态多星模拟器设置在所述第二大理石平台上。
6.如权利要求1所述的星敏感器光轴热稳定性测试系统，其特征在于，
所述星敏感器光轴热稳定数据中星敏感器光轴漂移量△B采用如下公式进行计算：
Figure FDA0003515519310000021
f1＝quat2angle(ΔQ)＝[θx1,θy1,θz1]
Δf＝f1-f2＝[θx1-θx2,θy1-θy2,θz1-θz2]
Figure FDA0003515519310000022
其中，ΔQ为星敏感器测量系四元数变化量；f1为星敏感器四元数变化量转化为三轴欧拉角；quat2angle为四元数转化为三轴欧拉角的函数；θx1,θy1,θz1分别为星敏感器测量系绕x轴、绕y轴、绕z轴的变量；自准直仪三轴测量值f2＝[θx2,θy2,θz2]，θx2为基准棱镜坐标系绕x轴转动角度，θy2为基准棱镜坐标系绕y轴转动角度，θz2为基准棱镜坐标系绕z轴转动角度；Δf为星敏感器测量系相对机械系的三轴变化。
7.一种基于权利要求1～6中任一项所述的星敏感器光轴热稳定性测试系统的测试方法，其特征在于，包括：
对所述真空罐抽取真空，使得所述真空罐内的压力达到预设压力值；
预先开启所述双向自准直仪，达到预设时间后，记录此时的星敏感器输出的初始四元数数据；
将所述双向自准直仪清零，
采用所述独立控温系统对所述星敏感器安装支架进行控温、以及采用精密控温仪对所述星敏感器进行控温，使得所述真空罐内的温度达到预设温度值，当星敏感器输出的四元数数据和双向自准直仪输出的角度变换在10分钟时间内不发生变化或者变化小于5％，且测温点温度变化在±0.2℃时，以内则认为此时所述真空罐内达到热平衡状态，记录此时的星敏感器输出四元数数据及双向自准直仪输出角度值，并计算所述星敏感器光轴漂移量；
还包括测试前准备过程：所述测试前准备过程包括：
步骤S1、将位于所述真空罐内的所有部件除油除气；
步骤S2、确认待测试星敏感器状态、真空罐状态、整个测试环境处于防静电状态、真空罐接口状态；
步骤S3、确定星敏感器安装极性；
步骤S4、在所述真空罐外部，通过所述安装平板将星敏感器安装支架、星敏感器、五角棱镜、五角棱镜支架进行光学装调，达到所述五角棱镜光轴指向与安装支架棱镜偏差为20″；
步骤S5、所述五角棱镜一端对准所述基准棱镜，另一端对准待调光路的双向自准直仪，并进行自准直，用于把五角棱镜和支架上的棱镜建立关联，准直后在所述五角棱镜支架上安装目标反射镜，目标反射镜置于五角棱镜与双向自准直仪中间，镜面面向双向自准直仪，通过目标反射镜自带的调节机构调节镜面，使双向自准直仪进行自准直，待测试光路进入真空罐后，利用罐外的自准直建立该目标反射镜关系，找出罐外自准直与管内的光路，使该目标反射镜光轴与五角棱镜光轴保持一致；
步骤S6、在星敏感器安装支架和星敏感器的遮光罩处粘贴热敏电阻及加热片；
步骤S7、在所述真空罐的罐外，双向自准直仪分别对所述基准、所述目标反射镜进行自准直，当找到像后，将所述目标反射镜取下；
步骤S8、关闭真空罐，并抽真空控温到指定温度，在此期间，释放罐内安装应力72小时；
步骤S9、将静态多星模拟器放置在光学窗口前端，通过星敏姿态输出判断星模角度调整，确保星敏感器中心视场有8颗定姿星输出。
8.如权利要求7所述的星敏感器光轴热稳定性测试系统的测试方法，其特征在于，
星敏感器光轴漂移量△B采用如下公式进行计算：
Figure FDA0003515519310000041
f1＝quat2angle(ΔQ)＝[θx1,θy1,θz1]
Δf＝f1-f2＝[θx1-θx2,θy1-θy2,θz1-θz2]
Figure FDA0003515519310000042
其中，ΔQ为星敏感器测量系四元数变化量；f1为星敏感器四元数变化量转化为三轴欧拉角；quat2angle为四元数转化为三轴欧拉角的函数；θx1,θy1,θz1分别为星敏感器测量系绕x轴、绕y轴、绕z轴的变量；双向自准直仪三轴测量值f2＝[θx2,θy2,θz2]，θx2为基准棱镜坐标系绕x轴转动角度，θy2为基准棱镜坐标系绕y轴转动角度，θz2为基准棱镜坐标系绕z轴转动角度；Δf为星敏感器测量系相对机械系的三轴变化。
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