CN111929967B - 一种高杂光抑制比的遮光罩系统及其设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种高杂光抑制比的遮光罩系统及其设计方法，属于光机系统杂光抑制领域。根据系统指标要求提供的太阳规避角θ、光学系统半视场角ω和入瞳直径d，计算出遮光罩的长度L，同时为了有效抑制地气光的影响，在遮光罩前端设置了挡光板，发射时挡光板收起，进入预定轨道后挡光板张开。整个遮光罩系统包括第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环、第六组挡光环、遮光罩外壳和挡光板，保证星敏感器在25度太阳规避角和30度地气光规避角能输出有效数据。该遮光罩设计方法和系统具有易加工、易装调、同时规避太阳杂散光和地气杂散光、杂光抑制比高等优点。
Description
技术领域
本发明涉及相机系统的杂散光抑制领域，具体涉及一种高杂光抑制比的遮光罩系统及其设计方法，其为对太阳杂散光和地气杂散光有严格要求的卫星星敏感器遮光罩及其实现方法。
背景技术
杂散光，也称为杂散光或者杂散辐射，是指光学系统中通过非成像光路到达探测器上的非成像光线。由于杂散光的存在，使光学系统的成像对比度和信噪比下降，严重时会导致探测系统失效。
星敏感器是通过对天球上的恒星成像，计算恒星在相机坐标系和地心坐标系的变换矩阵而达到测量航天器姿态的目的。星敏感器的成像对象是恒星，信号强度弱，在实际应用中容易受到来自于太阳直射光，或者月球地球反照光等强光源影响，严重时导致星敏感器性能下降，甚至不能工作。所以星敏感器基本上都配备有遮光罩，用于抑制或者排除太阳、地球和月球杂散光的影响，尽可能的扩大对全天球区域的观测范围。
星敏感器遮光罩的光学结构设计思路是：1、避免非成像光束直接照射到光学镜头第一片镜片表面；2、使入射到光学镜头第一片镜片表面的杂散光经过至少两次或两次以上的散射，其目的是对入射的杂散光能量进行最大限度地衰减；3、对挡光板、挡光环和遮光罩外内表面喷涂消光漆，以减小表面散射和镜面反射。
综上所述，为了从光学角度上实现对杂散光的最大衰减，保证星敏感器在25度太阳规避角和30度地气光规避角能输出有效数据，对遮光罩及挡光环的设计和优化显得尤为重要。
发明内容
针对现有技术存在的缺陷，本发明解决的技术问题为：提出一种高杂光抑制比遮光罩系统及其设计方法，在不增加遮光罩体积尺寸的情况下，对杂散光抑制效果有数量级的提升，保障在25度太阳规避角和30度地气光规避角处星敏感器可以输出有效的姿态数据。
本发明采用的技术方案为：一种高杂光抑制比的遮光罩系统，系统包括第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环、第六组挡光环、遮光罩外壳和挡光板；
所述第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环为锥形，且挡光环与光轴夹角为60度；
所述第六组挡光环为7个小挡环构成，形状为平面，与光轴垂直，挡光环深度为5mm，环尖端与遮光罩外壳后端齐平；
挡光板、第一挡光环、第六组挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环依次与遮光罩外壳连接。
其中，第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环、第六组挡光环、遮光罩外壳内表面和挡光板均喷涂吸收率>98％消光漆，遮光罩外壳外表面采用黑色阳极氧化。
其中，所述遮光罩太阳规避角25度,地气光规避角30度,星敏感器视场角13度，镜头入瞳直径42mm。
其中，所述挡光板发射时挡光板收起，进入预定轨道后挡光板张开。
其中，第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环与遮光罩外壳采用螺钉连接，挡光板与遮光罩外壳采用弹簧连接。
其中，第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环和挡光板采用单独加工方式，遮光罩外壳和第六组挡光环采用一体化加工方式。
一种高杂光抑制比的遮光罩系统的设计方法，该方法根据系统指标要求提供的太阳规避角θ、光学系统半视场角ω和入瞳直径d，计算出遮光罩的长度L，同时为了有效抑制地气光的影响，在遮光罩前端设置了挡光板，发射时挡光板收起，进入预定轨道后挡光板张开。
进一步地，一种高杂光抑制比遮光罩系统，整个遮光罩系统包括第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环、第六组挡光环、遮光罩外壳和挡光板。其中第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环为锥形，且挡光环与光轴夹角为60度。同时第一挡光环刃口、第二挡光环刃口、第三挡光环刃口朝向遮光罩后端，第四挡光环刃口、第五挡光环刃口朝向遮光罩前端，第一挡光环刃口和第五挡光环刃口连线与遮光罩中心线成24度夹角，考虑加工和装配公差，以实现25度太阳规避角要求。
进一步地，第一挡光环通光口径为97.60mm，刃口距离遮光罩后端面距离为175.60mm。
进一步地，第二挡光环通光口径为67.54mm，刃口距离遮光罩后端面距离为74.60mm。
进一步地，第三挡光环通光口径为76mm，刃口距离遮光罩后端面距离为69.53mm。
进一步地，第四挡光环通光口径为82.00mm，刃口距离遮光罩后端面距离为45.10mm。
进一步地，第五挡光环通光口径为43.50mm，刃口距离遮光罩后端面距离为20.53mm。
进一步地，第五挡光环通光口径为43.50mm，刃口距离遮光罩后端面距离为20.53mm。
进一步地，第六组挡光环由七个小挡光环组成，形状为平面，与光轴垂直，挡光环深度为5mm，环尖端与遮光罩外壳后端齐平，挡光环间隔为8mm，通光口径为70mm，最后一个小挡光环刃口距离遮光罩后端面距离为110.60mm。
进一步地，第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环、第六组挡光环、遮光罩外壳内表面和挡光板均喷涂吸收率>98％消光漆，遮光罩外壳外表面采用黑色阳极氧化。
进一步地，挡光板在卫星发射时挡光板收起，当卫星进入预定轨道后挡光板张开。
进一步地，第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环与遮光罩外壳采用螺钉连接，挡光板与遮光罩外壳采用弹簧连接。
进一步地，第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环和挡光板采用单独加工方式，遮光罩外壳和第六组挡光环采用一体化加工方式。
进一步地，本发明遮光罩太阳规避角为25度，地气光规避角为30度，系统视场角为13度，镜头入瞳直径42mm。
本发明与现有技术相比具有以下优点：
1、本发明在遮光罩前端放置了挡光板，发射时挡光板收起，在卫星进入预定轨道后挡光板张开工作，可有效抑制地气光对星敏感器对系统性能的影响；
2、本发明在同等遮光罩长度和口径前提下，相对于传统遮光罩设计，在相同太阳规避角前提下，杂光抑制效果有数量级的提升，从而使星敏感器观测灵敏度和测量精度有大幅度的提高。
3、该遮光罩采用分体设计，其中第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环和挡光板可单独加工，大大降低了遮光罩的加工难度，且易于装调，较一体化大大节约了成本。
附图说明
图1为挡光板收起遮光罩剖视图；
图2为挡光板张开遮光罩剖视图；
图3为挡光板外形图；
图4为除挡光板外遮光罩外形图；
图5为遮光罩杂光抑制能力PST图；
标号说明：1-第一挡光环、2-第二挡光环、3-第三挡光环、4-第四挡光环、5-第五挡光环、6-第六组挡光环、7-遮光罩外壳、8-挡光板。
具体实施方式
为了更好地说明本发明的目的和优点，下面结合附图对本发明作进一步说明。
图1为挡光板收起遮光罩剖视图，当卫星发射时，挡光板8收起，遮光罩长度L主要由受太阳规避角θ、光学系统半视场角ω和入瞳直径d决定，并考虑遮光罩加工和装调公差，在本实施例中，太阳规避角θ为25度，半视场角为10度，入瞳直径42mm，加工和装调误差d1取1mm，则遮光罩长度L为：
考虑遮光罩第一挡光环1和第五挡光环5均为斜环以及遮光罩材料厚度因素，整个遮光罩最后长度为192mm，材料为铝合金、钛合金或光学碳纤维等。
整个遮光罩系统包括第一挡光环1、第二挡光环2、第三挡光环3、第四挡光环4、第五挡光环5、第六组挡光环6、遮光罩外壳7和挡光板8。挡光板8、第一挡光环1、第六组挡光环6、第二挡光环2、第三挡光环3、第四挡光环4、第五挡光环5依次与遮光罩外壳7连接，其中第一挡光环1、第二挡光环2、第三挡光环3、第四挡光环4、第五挡光环5为锥形，且挡光环与光轴夹角为60度。同时第一挡光环1刃口、第二挡光环2刃口、第三挡光环3刃口朝向遮光罩后端，第四挡光环4刃口、第五挡光环5刃口朝向遮光罩前端，第一挡光环1刃口和第五挡光环5刃口连线与遮光罩中心线成24度夹角，考虑加工和装配公差，以实现25度太阳规避角要求。
遮光罩前端口径为131mm，后端口径为120mm；
第一挡光环1通光口径为97.60mm，刃口距离遮光罩后端面距离为175.60mm；
第二挡光环2通光口径为67.54mm，刃口距离遮光罩后端面距离为74.60mm；
第三挡光环3通光口径为76mm，刃口距离遮光罩后端面距离为69.53mm；
第四挡光环4通光口径为82.00mm，刃口距离遮光罩后端面距离为45.10mm；
第五挡光环5通光口径为43.50mm，刃口距离遮光罩后端面距离为20.53mm；
第六组挡光环6由七个小挡光环组成，形状为平面，与光轴垂直，挡光环深度为5mm，环刃口尖端与遮光罩外壳后端齐平，挡光环间隔为8mm，通光口径为70mm，最后一个小挡光环刃口距离遮光罩后端面距离为110.60mm。
第一挡光环1、第二挡光环2、第三挡光环3、第四挡光环4、第五挡光环5与遮光罩外壳7采用螺钉连接，挡光板8与遮光罩外壳7采用弹簧连接。
同时，第一挡光环1、第二挡光环2、第三挡光环3、第四挡光环4、第五挡光环5、第六组挡光环6、遮光罩外壳7内表面和挡光板8均喷涂吸收率>98％消光漆，遮光罩外壳7外表面采用黑色阳极氧化。
图2为挡光板张开遮光罩剖视图，为有效抑制地气光对星敏感器的影响，在卫星进入预定轨道后，挡光板8张开，以满足30度地气光规避角使用需求。
图3为挡光板外形图，挡光板8外形为圆形，半径为65mm，采用弹簧和遮光罩外壳7连接，当卫星在发射时，挡光板8收起，卫星进预定轨道后，挡光板8张开，以减小地气光对星敏感器的影响。
图4为除挡光板外遮光罩外形图，第一挡光环1、第二挡光环2、第三挡光环3、第四挡光环4、第五挡光环5和遮光罩外壳7相对于系统光轴成轴对称分布。
图5遮光罩杂光抑制能力PST图，光学系统对点杂散光源(太阳和月亮)的抑制能力国际上通常采用PST(point Source Transmittance，即点源透射比，下面简称PST)来衡量，点源透射比反映了遮光罩本身对杂光的抑制水平。定义为：遮光罩视场外离轴角为θ的点杂光源的辐射经遮光罩后在后端端面处产生的辐照度Ed与其在遮光罩入口处辐照度Ei的比值。其数学表达式为：
其中：
θ为杂光源与系统光轴的夹角；
Ed为杂光源在像面上引起的杂光辐照度；
Ei为垂直输入孔径上的杂光辐照度。
根据尺寸建立遮光罩仿真模型，利用ASAP杂散光分析软件，表面吸收率设置为0.95，仿真得到不同离轴角PST如图5所示，从仿真数据可以看出，本发明抑制杂散光的性能较好。
本发明未详细公开的部分属于本领域的公知技术。
本技术领域中的普通技术人员应当认识到，以上的实施例仅是用来说明本发明，而并非用作为对本发明的限定，只要在本发明的实质精神范围内，对以上所述实施例变化，变型都将落在本发明权利要求书的范围内。
Claims (1)
1.一种高杂光抑制比的遮光罩系统，其特征在于：系统包括第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环、第六组挡光环、遮光罩外壳和挡光板，
所述第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环为锥形，且挡光环与光轴夹角为60度；
所述第六组挡光环为7个小挡环构成，形状为平面，与光轴垂直，挡光环深度为5mm，环尖端与遮光罩外壳后端齐平；
挡光板、第一挡光环、第六组挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环依次与遮光罩外壳连接；
第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环、第六组挡光环、遮光罩外壳内表面和挡光板均喷涂吸收率>98%消光漆，遮光罩外壳外表面采用黑色阳极氧化；
所述遮光罩太阳规避角25度,地气光规避角30度,星敏感器视场角13度，镜头入瞳直径42mm；
所述挡光板发射时挡光板收起，进入预定轨道后挡光板张开；
第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环与遮光罩外壳采用螺钉连接，挡光板与遮光罩外壳采用弹簧连接；
第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环和挡光板采用单独加工方式，遮光罩外壳和第六组挡光环采用一体化加工方式；
该高杂光抑制比的遮光罩系统根据系统指标要求提供的太阳规避角θ、光学系统半视场角ω和入瞳直径d，计算出遮光罩的长度L，同时为了有效抑制地气光的影响，在遮光罩前端设置了挡光板，发射时挡光板收起，进入预定轨道后挡光板张开；
进一步地，第一挡光环刃口、第二挡光环刃口、第三挡光环刃口朝向遮光罩后端，第四挡光环刃口、第五挡光环刃口朝向遮光罩前端，第一挡光环刃口和第五挡光环刃口连线与遮光罩中心线成24度夹角，考虑加工和装配公差，以实现25度太阳规避角要求；
第一挡光环通光口径为97.60mm，刃口距离遮光罩后端面距离为175.60mm；
第二挡光环通光口径为67.54mm，刃口距离遮光罩后端面距离为74.60mm；
第三挡光环通光口径为76mm，刃口距离遮光罩后端面距离为69.53mm；
第四挡光环通光口径为82.00mm，刃口距离遮光罩后端面距离为45.10mm；
第五挡光环通光口径为43.50mm，刃口距离遮光罩后端面距离为20.53mm；
第六组挡光环的小挡环间隔为8mm，通光口径为70mm，最后一个小挡环刃口距离遮光罩后端面距离为110.60mm。
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2020
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