CN114485447B - 星载激光测量装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航天器用测量装置领域内的一种星载激光测量装置，包括遮光罩、滤光片、电路板以及壳体；遮光罩设有光路入口与光路出口，光路入口与光路出口之间的光路通道内安装有挡光环，滤光片位于光路出口处；电路板上设置有感光芯片，电路板安装于壳体上，壳体与遮光罩紧固连接后，电路板与滤光片平行，且滤光片位于光路出口与电路板之间；入射的激光光束经依次光路入口、光路通道、光路出口以及滤光片后照射到感光芯片上，挡光环用于阻挡超过预设入射角度范围的入射光照射到感光芯片上，电路板根据激光光束照射在感光芯片上的位置变化对应输出电压变化。本发明通过遮光罩、挡光环以及滤光片三重保护设计，有效遮蔽杂散光，大幅提高测量精度。
Description
技术领域
本发明涉及一种航天器用测量装置，具体地，涉及一种星载激光测量装置，特别涉及一种具备遮光热控功能的星载激光测量装置，用于诸如卫星结构在轨标校、在轨变形的非接触式测量。
背景技术
由于卫星结构及其材料的复杂性，同时由于空间环境中冷热交变、振动耦合等原因，航天器高精度载荷结构外形会产生一定的变化，影响载荷性能。因此，为满足航天器载荷高精度、高稳定性的要求，开展航天器结构在轨运行过程中的变形测量，对其性能监测和补偿校准具有重要意义。传统的结构变形测量装置体积大、重量重且易变形，容易引入系统误差，影响测量结果。因此研制一种具备遮光热控功能的高精度、轻量化、非接触式测量装置非常重要。
专利文献CN108871223A(申请号：CN201810957472.4)公开了一种卫星天线热变形自动测量系统及方法，使用非接触摄影测量的方法，通过悬臂控制测量相机获得天线靶标点的空间坐标，计算得到天线变形量。该方法需要在天线表面粘贴靶标，在某些条件(如天线镀膜)下不适合测量，且多用于地面试验。而本发明采用的激光非接触式测量的方法，可用于地面及在轨环境，应用范围广。
专利文献CN101625230B(申请号：CN200910032860.2)公开了一种分布式光纤大变形测量传感器，该发明主要针对大量程变形，将应变传感光纤植入到大变形测量的弹簧中，通过测量光线应变对应得到弹簧变形量，进而得到被测物变形。而本发明主要针对航天器结构微小变形，要求测量装置本身重量轻且不易变形，对系统精度有较高要求。
专利文献CN108801169A(申请号：CN201810664429.9)公开了一种适用于卫星结构在轨变形测量的一维PSD传感器组件。该发明采用激光非接触式测量的方法，仅加装滤光片，当有太阳光、地气光等照射时，无法充分滤除，引入误差较大。而本发明采用滤光片、遮光罩、挡光环三重保护设计，有效抑制杂散光，极大提高了测量精度。
专利文献号CN112629429A(申请号：CN202011407050.3)，公开了一种真空和变温环境下整星热变形测量装置、系统及方法，涉及卫星热变形测量技术领域。本发明所述的真空和变温环境下整星热变形测量装置，包括真空罐以及设置在所述真空罐内的石英测试件和激光位移传感器，所述石英测试件适于安装在载荷安装基板上，所述激光位移传感器安装在所述石英测试件上，所述激光位移传感器用于测量所述载荷安装基板的变形量。该发明主要用于地面模拟。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种星载激光测量装置。
根据本发明提供的一种星载激光测量装置，包括遮光罩、滤光片、电路板以及壳体；
所述遮光罩的轴向两端设有光路入口与光路出口，所述光路入口与所述光路出口之间的光路通道内安装有挡光环，所述滤光片位于所述光路出口处；
所述电路板上设置有感光芯片，所述电路板安装于所述壳体上，所述壳体与所述遮光罩紧固连接后，所述电路板与所述滤光片平行，且所述滤光片位于所述光路出口与所述电路板之间；
入射的激光光束经依次所述光路入口、所述光路通道、所述光路出口以及所述滤光片后照射到所述感光芯片上，所述挡光环用于阻挡超过预设入射角度范围的入射光照射到所述感光芯片上，所述电路板根据激光光束照射在所述感光芯片上的位置变化对应输出电压变化。
一些实施方式中，所述挡光环为多个，多个所述挡光环依次间隔且相互平行地设置于所述光路通道内。
一些实施方式中，所述挡光环的数量大于等于3组，相邻两组所述挡光环之间的间距相等或不等。
一些实施方式中，所述遮光罩与所述挡光环为分体设计，所述遮光罩与所述挡光环通过工装定位后进行胶接装配。
一些实施方式中，所述遮光罩采用铝合金材料，所述遮光罩的内部与外部进行镀黑镍处理。
一些实施方式中，还包括压板，所述压板设有容置槽，所述滤光片安装于所述容置槽内，所述压板夹设于所述遮光罩与所述壳体之间。
一些实施方式中，所述壳体包括主壳体和后壳体，所述电路板安装于所述主壳体上，所述后壳体、所述主壳体、所述压板以及所述遮光罩依次连接。
一些实施方式中，所述主壳体与所述后壳体的材质均为碳纤维复合材料。
一些实施方式中，所述电路板设计有热敏电阻，所述热敏电阻用于在轨温度实时监测。
一些实施方式中，所述后壳体内设有加热块，所述加热块与所述电路板电连接，所述加热块用于在轨低温环境下对所述电路板进行温度补偿。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明通过遮光罩、挡光环以及滤光片三重保护设计，有效遮蔽杂散光，避免引入误差，大幅提高测量精度。
2、本发明通过于遮光罩内部和外部镀黑镍处理，对太阳光有较高的吸收率，具有很强的消光能力，有助于改善热性能。
3、本发明中壳体通过采用碳纤维材料，不易变形，重量轻，实现了整星结构轻量化。
4、本发明具备在轨低温环境下的温度自补偿的功能，适用于舱外恶劣环境，实现舱外自主控温。
5、本发明可在不同的空间环境下，通过改变挡光环长度、优化布局和安装方向等方式抑制入射光线，满足不同需求，适用性强。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明一种具备遮光热控功能的星载激光测量装置的结构示意图；
图2为本发明中星载激光测量装置的剖面图；
图3为本发明中遮光罩的内部结构示意图；
图4为本发明实施例中的遮光罩纵向挡光原理示意图；
图5为本发明实施例中的遮光罩横向挡光原理示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例1
本发明提供了一种星载激光测量装置，如图1-图5所示，包括遮光罩1、滤光片3、电路板5以及壳体，其壳体包括有主壳体4和后壳体6，其主壳体4下方设有固定孔，螺栓8通过固定孔将主壳体4固定在被测结构表面上。遮光罩1为烟囱式结构，其设有光路入口和光路出口，光路入口与光路出口之间为光路通道，其光路通道中安装有挡光环9，挡光环9用于阻挡入射角度超过一定范围值的入射光。优选的，光路通道内安装的挡光环9为多个，多个挡光环9之间间隔一定距离且相互平行。滤光片3安装于光路出口处，滤光片3仅允许波段匹配的激光透过，滤除杂散光。优选的，通过与遮光罩1端口处配合连接的压板2固定滤光片3。压板2与遮光罩1的配合连接结构可设置为部分套接结构，即遮光罩1的光路出口处的端部为凹槽结构，相适配的，压板2上设有外凸的容置部13，容置部13为两端开口结构，滤光片3固定于容置部13内，而外凸的容置部13则伸入遮光罩1的光路出口处的凹槽结构内，此种结构使得压板2与遮光罩1的连接更为紧固牢靠。优选的，遮光罩1选用铝合金2A12材料，壁厚0.5mm，内部、外部镀黑镍处理，对太阳光全谱段吸收率优于96％，具有较好的消光能力，有助于改善热性能。进一步地，遮光罩1与挡光环9采用分体设计，通过工装定位后再进行胶接装配，便于加工且保证了安装精度。
电路板5安装于主壳体4上，同时电路板5的一侧面上设有感光芯片10，感光芯片10通过焊接工艺固定于电路板5上。感光芯片10用于采集入射激光光束的落点，电路板5根据入射激光光束在感光芯片10上的位置变化对应输出电压变化。后壳体6、主壳体4、压板2以及遮光罩1依次同轴连接，可通过螺钉7实现四者的紧固连接，连接后，其滤光片3位于电路板5与光路出口之间，且光路出口的平面、滤光片3的平面以及电路板5的平面为相互平行的平面。电路板5的另一侧面上焊接有插接件11，相应地，后壳体6上设有供插接件11出入的缺口，后壳体6与主壳体4连接后，插接件11的端部延伸至后壳体6的缺口之外，插接件11用于连接外部采集系统，从而实现航天器结构在轨标校、在轨变形的感知和测量。优选的，主壳体4和后壳体6选用碳纤维复合材料，利用碳纤维材料低密度和低热膨胀系数，减轻装置本身的质量，同时减小自身变形引入的测量误差。
本发明星载激光测量装置的工作原理为：
入射的激光光束依次经光路入口、光路通道、光路出口、过滤片3后照射在感光芯片10上，其进入光路通道内入射光，超出预设角度时会照射在挡光环9上，大部分照射在挡光环9上的入射光被其吸收，剩余的极小部分经过多次反射后通过滤光片3照射在感光芯片10上，如图4-图5所示，其光路通道内安装有相互平行的三组挡光环9，入射的激光光束经过光路入口进入光路通道内，超过一定角度α(或β)的入射光被挡光环9吸收，仅有很小部分的光线需要经过4次反射后才能通过滤光片3照射在感光芯片10上，此时能量已经衰减到极其微弱可以忽略，从而完成对杂散光的滤除，避免杂散光对测量装置的影响。本实施例中光线纵向入射角记为α，光线横向入射角记为β，其中α＞β。本发明通过遮光罩、挡光环以及滤光片三重保护设计，有效遮蔽杂散光，避免引入误差，大幅提高测量精度。
优选的，设置于光路通道内的挡光环9的组数大于等于3组，相邻两组挡光环9之间的间距可以相同，亦可不同。进一步的，通过优化挡光环9的布局、安装方向以及调节挡光环9的长度等方式可以进一步减小或消除入射的杂散光对测量装置的影响，使得测量精度能够优于0.05mm。
另外，本发明星载激光测量装置外部可包覆隔热多层，实现在轨舱外隔热控温。
实施例2
本实施例2是在实施例1的基础上形成，通过对电路板自身的优化设计以及设置辅助的加热模块，使得本装置具备了热控功能，提高了星载激光测量装置对环境的适应能力。具体地：
如图1-图5所示，通过于电路板5上设置热敏电阻进行在轨实时监测温度。在后壳体6上安装有加热块12，加热块12为半导体加热块，加热块12通过导线与电路板5电连接，加热块12用于电路板5在轨低温环境下的温度补偿。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (7)
1.一种星载激光测量装置，其特征在于，包括遮光罩（1）、滤光片（3）、电路板（5）以及壳体；
所述遮光罩（1）的轴向两端设有光路入口与光路出口，所述光路入口与所述光路出口之间的光路通道内安装有挡光环（9），所述滤光片（3）位于所述光路出口处；
所述电路板（5）上设置有感光芯片（10），所述电路板（5）安装于所述壳体上，所述壳体与所述遮光罩（1）紧固连接后，所述电路板（5）与所述滤光片（3）平行，且所述滤光片（3）位于所述光路出口与所述电路板（5）之间；
入射的激光光束经依次所述光路入口、所述光路通道、所述光路出口以及所述滤光片（3）后照射到所述感光芯片（10）上，所述挡光环（9）用于阻挡超过预设入射角度范围的入射光照射到所述感光芯片（10）上，所述电路板（5）根据激光光束照射在所述感光芯片（10）上的位置变化对应输出电压变化；
所述挡光环（9）为多个，多个所述挡光环（9）依次间隔且相互平行地设置于所述光路通道内；
还包括压板（2），所述压板（2）设有容置部（13），所述滤光片（3）安装于所述容置部（13）内，所述压板（2）夹设于所述遮光罩（1）与所述壳体之间；
所述壳体包括主壳体（4）和后壳体（6），所述电路板（5）安装于所述主壳体（4）上，所述后壳体（6）、所述主壳体（4）、所述压板（2）以及所述遮光罩（1）依次连接。
2.根据权利要求1所述的星载激光测量装置，其特征在于，所述挡光环（9）的数量大于等于3组，相邻两组所述挡光环（9）之间的间距相等或不等。
3.根据权利要求1-2任一所述的星载激光测量装置，其特征在于，所述遮光罩（1）与所述挡光环（9）为分体设计，所述遮光罩（1）与所述挡光环（9）通过工装定位后进行胶接装配。
4.根据权利要求3所述的星载激光测量装置，其特征在于，所述遮光罩（1）采用铝合金材料，所述遮光罩（1）的内部与外部进行镀黑镍处理。
5.根据权利要求1所述的星载激光测量装置，其特征在于，所述主壳体（4）与所述后壳体（6）的材质均为碳纤维复合材料。
6.根据权利要求1所述的星载激光测量装置，其特征在于，所述电路板（5）设计有热敏电阻，所述热敏电阻用于在轨温度实时监测。
7.根据权利要求6所述的星载激光测量装置，其特征在于，所述后壳体（6）内设有加热块（12），所述加热块（12）与所述电路板（5）电连接，所述加热块（12）用于在轨低温环境下对所述电路板（5）进行温度补偿。
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