本發(fā)明屬于航天
技術領域：
中光學設備的環(huán)境試驗方法，具體涉及一種衛(wèi)星激光角反射器陣列熱真空試驗系統(tǒng)及方法。
背景技術：
：衛(wèi)星激光角反射器陣列是由若干激光角反射器按照一定的排布方式形成的陣列結構。目前，國內(nèi)外許多衛(wèi)星上都裝載了激光角反射器陣列，如國外的ALOS、CHAMP、LAGEOS、GALILEO、ICESAT衛(wèi)星以及國內(nèi)的海洋系列衛(wèi)星、資源系列衛(wèi)星和北斗系列衛(wèi)星等。通常情況下，低軌與中軌衛(wèi)星激光角反射器陣列采用半球形和球形結構，而高軌衛(wèi)星激光角反射器陣列采用平面結構。圖1和圖2給出了我國海洋二號衛(wèi)星激光角反射器陣列的結構圖，它是由9個激光角反射器1裝配到半球形的支座2而形成的。衛(wèi)星激光反射器陣列在軌運行過程中，要使其工作面3始終朝向地面，而非工作面4朝向衛(wèi)星。衛(wèi)星激光角反射器陣列通常作為遠程激光測距中的合作目標，用于反射人衛(wèi)激光測站所發(fā)射的激光能量，提高其接收機位置處的激光能量密度，增加接收信號的探測成功概率，從而配合人衛(wèi)激光測站完成對衛(wèi)星的高精度激光測距任務?？紤]到衛(wèi)星激光角反射器陣列與人衛(wèi)激光測站之間的距離遠大于激光角反射器半徑，則從激光角反射器出射光束必然受到衍射效應的制約，即人衛(wèi)激光測站接收機位置處的信號強度為激光角反射器陣列的遠場衍射強度。同時，由于地球與衛(wèi)星之間存在著速度差，導致入射光束與出射光束之間存在著速差偏角，使得人衛(wèi)激光測站接收機位置處的遠場衍射強度發(fā)生變化，因此，人衛(wèi)激光測站接收到的信號受到激光角反射器陣列遠場衍射效應和衛(wèi)星速差效應的綜合影響。衛(wèi)星激光角反射器陣列與人衛(wèi)激光測站的聯(lián)測原理見圖3。隨著衛(wèi)星的在軌運動，速差偏角不斷發(fā)生改變，則人衛(wèi)激光測站接收到的信號也相應地會出現(xiàn)變化，其信號數(shù)值大小是速差環(huán)帶內(nèi)的遠場衍射強度。速差環(huán)帶的最大角半徑與最小角半徑分別等于最大速差偏角θmax和最小速差偏角θmin，它們可以表示為：θmax=2cRe2gRe+H---(1)]]>θmin=θmax1-(ReRe+H)2---(2)]]>式(1)～(2)中，c為光速，Re為地球半徑，H為衛(wèi)星軌道高度，g為重力加速度。通常情況下，在激光角反射器陣列的參數(shù)優(yōu)化設計過程中，應盡量保證速差環(huán)帶內(nèi)的遠場衍射強度值滿足人衛(wèi)激光測站的探測要求。然而，激光角反射器陣列在軌運行期間會受到各種宇宙外熱流的影響，從而改變激光角反射器的幾何參數(shù)，使得速差環(huán)帶內(nèi)的遠場衍射強度分布發(fā)生變化，可能影響人衛(wèi)激光測站的正常探測。因此，衛(wèi)星激光角反射器陣列的研制過程必須設置地面熱真空試驗環(huán)節(jié)，以分析其在熱真空環(huán)境條件下的工作能力。近年來美國和意大利聯(lián)合研制的LARES衛(wèi)星激光角反射器陣列文獻中報道過熱真空試驗方法(BoscoA,CantoneC,Dell'AgnelloS,etal.ProbinggravityinNEO'swithhigh-accuracylaser-rangedtestmasses[J].InternationalJournalofModernPhysicsD,2007,16(12a):2271-2285)，該方法在熱真空罐內(nèi)放置太陽模擬器和地球紅外模擬器等設備，模擬激光角反射器陣列的實際在軌運行環(huán)境，結合熱真空罐外的光路系統(tǒng)記錄激光角反射器陣列的遠場衍射強度分布。但是該方法所需設備的成本昂貴，系統(tǒng)較為復雜且不易操作，同時未提供遠場衍射強度的定量分析與判定方法。技術實現(xiàn)要素：本發(fā)明的目的是提供一種在確保成本控制的同時、還簡單易操作并能定量評估的衛(wèi)星激光角反射器陣列熱真空試驗系統(tǒng)及方法。為達到上述目的，本發(fā)明提供的衛(wèi)星激光角反射器陣列熱真空試驗系統(tǒng)，包括熱真空系統(tǒng)和檢測光路系統(tǒng)，其中：熱真空系統(tǒng)包括熱真空罐、加熱籠、裝夾機構和測溫控溫單元，熱真空罐配置光學窗口，加熱籠和裝夾機構設于熱真空罐內(nèi)，測溫控溫單元設于熱真空罐外，從加熱籠引出控溫導線并連接至測溫控溫單元；檢測光路系統(tǒng)包括激光準直單元和光束質量分析單元，激光準直單元進一步包括沿光路依次設置的激光器、聚焦透鏡、光闌、分束鏡、準直透鏡，準直透鏡正對光學窗口；光束質量分析單元設于分束鏡反光光路上。上述裝夾機構包括設于熱真空罐底的導軌和設于導軌上的裝夾支架。所述的導軌高度可調(diào)。上述聚焦透鏡和光闌采用空間濾波器實現(xiàn)。上述光束質量分析單元包括沿光路依次設置的顯微物鏡、圖像傳感器。上述顯微物鏡的物面與準直透鏡的焦點重合。本發(fā)明還提供了采用上述衛(wèi)星激光角反射器陣列熱真空試驗系統(tǒng)的試驗方法，包括：將衛(wèi)星激光角反射器陣列的非工作面固定于裝夾機構，使其工作面朝向光學窗口，從其非工作面上引出測溫導線并連接至測溫控溫單元；將加熱籠套裝于衛(wèi)星激光角反射器陣列的外部；使熱真空罐內(nèi)溫度和壓力達到預設的溫度和壓力；開啟激光器和光束質量分析單元，采集衛(wèi)星激光角反射器陣列的遠場衍射強度分布。上述試驗方法中，采用加熱籠或向熱真空罐內(nèi)通入液氮的方式，使熱真空罐內(nèi)溫度達到預設的溫度。本發(fā)明還提供了一種衛(wèi)星激光角反射器陣列的遠場衍射強度分布的處理方法，包括：使熱真空罐內(nèi)為常溫常壓狀態(tài)，采集衛(wèi)星激光角反射器陣列的遠場衍射強度分布I1；使熱真空罐內(nèi)為高溫真空狀態(tài)，采集衛(wèi)星激光角反射器陣列的遠場衍射強度分布I2；使熱真空罐內(nèi)為低溫真空狀態(tài)，采集衛(wèi)星激光角反射器陣列的遠場衍射強度分布I3；根據(jù)I1、I2、I3分別解算各狀態(tài)下速差環(huán)帶內(nèi)的遠場衍射強度值Δ1、Δ2、Δ3；計算歸一化系數(shù)ηk＝Δk/Ek，Ek表示第k個狀態(tài)下遠場衍射強度的總和，k＝1、2、3；計算差異值ξ1＝η2-η1和ξ2＝η3-η1；將ξ1和ξ2與變化指標閾值ξr比較，若ξ1和ξ2均小于ξr，則衛(wèi)星激光角反射器陣列能承受規(guī)定的熱真空試驗環(huán)境；否則，不能承受規(guī)定的熱真空試驗環(huán)境；所述的熱真空試驗環(huán)境包括溫度范圍和真空壓力；所述的高溫和低溫分別為溫度范圍的最大值和最小值；所述的真空指規(guī)定的真空壓力；所述的變化指標閾值ξr取人衛(wèi)激光測站的光電子數(shù)冗余量(nr-n)/nr，nr為人衛(wèi)激光測站接收到的光電子數(shù)，n為人衛(wèi)激光測站實際探測要求的光電子數(shù)。上述速差環(huán)帶內(nèi)的遠場衍射強度值Δk＝Ik(rmax)-Ik(rmin)，其中，k表示狀態(tài)，k＝1、2、3；Δk表示第k個狀態(tài)下的遠場衍射強度值；Ik(rmax)、Ik(rmin)表示第k個狀態(tài)下半徑為rmax和rmin的圓周內(nèi)的遠場衍射強度之和；rmax和rmin分別表示速差環(huán)帶外圓半徑和速差環(huán)帶內(nèi)圓半徑，rmax＝f×M×θmax，rmin＝f×M×θmin，f為準直透鏡的焦距，M為顯微物鏡的放大倍數(shù)，θmax和θmin分別最大速差偏角和最小速差偏角。上述衛(wèi)激光測站接收到的光電子數(shù)其中：η為人衛(wèi)激光測站的接收光電器件的量子效率；hν為光子能量；Et為發(fā)射激光束的能量；R為衛(wèi)星斜距；θt為光束全發(fā)散角；ρ為衛(wèi)星激光角反射器陣列中激光角反射器的反射率；Iret為速差環(huán)帶內(nèi)衛(wèi)星激光角反射器陣列的理論平均遠場衍射強度；ηt和ηr分別為人衛(wèi)激光測站光學系統(tǒng)的發(fā)射效率和接收效率；T為大氣的單程透過率，Ar為接收望遠鏡的面積。本發(fā)明利用加熱籠以及向熱真空罐通入液氮的方式，使熱真空罐內(nèi)產(chǎn)生規(guī)定的熱真空試驗環(huán)境，結合熱真空罐外的檢測光路系統(tǒng)，完成衛(wèi)星激光角反射器陣列遠場衍射強度的監(jiān)測。通過對監(jiān)測的遠場衍射強度圖樣進行處理解算，得到速差環(huán)帶內(nèi)的遠場衍射強度值；基于速差環(huán)帶內(nèi)遠場衍射強度的變化大小，對衛(wèi)星激光角反射器陣列對熱真空試驗環(huán)境的承受能力進行定量評估。和現(xiàn)有技術相比，本發(fā)明具有如下優(yōu)點和有益效果：(1)本發(fā)明在熱真空罐內(nèi)采用加熱籠和液氮產(chǎn)生規(guī)定的熱真空條件，采用檢測光路系統(tǒng)記錄不同熱真空條件下衛(wèi)星激光角反射器陣列的遠場衍射強度分布。試驗成本低、系統(tǒng)簡單且易操作。(2)本發(fā)明可準確解算不同熱真空條件下速差環(huán)帶內(nèi)的遠場衍射強度值，從而實現(xiàn)衛(wèi)星激光角反射器陣列對規(guī)定熱真空環(huán)境承受能力的定量評估。附圖說明圖1是海洋二號衛(wèi)星激光角反射器陣列的外觀結構圖；圖2是海洋二號衛(wèi)星激光角反射器陣列的剖視圖；圖3是衛(wèi)星激光角反射器陣列與人衛(wèi)激光測站的聯(lián)測原理示意圖；圖4是本發(fā)明系統(tǒng)的具體示意圖；圖5是海洋二號衛(wèi)星激光角反射器陣列的實物圖；圖6是粘連了測溫導線的衛(wèi)星激光角反射器陣列實物圖；圖7是裝夾支架結構示意圖；圖8是衛(wèi)星激光角反射器陣列與裝夾支架的裝配效果示意圖；圖9是測溫控溫單元的實物圖；圖10是加熱籠的實物圖；圖11是檢測光路系統(tǒng)的實物圖；圖12是常溫常壓條件下的遠場衍射強度分布；圖13是高溫真空條件下的遠場衍射強度分布；圖14是低溫真空條件下的遠場衍射強度分布。圖中，1-激光角反射器，2-支座，3-工作面，4-非工作面，5-衛(wèi)星激光角反射器陣列，6-人衛(wèi)激光測站，7-熱真空系統(tǒng)，710-熱真空罐，720-加熱籠，730-測溫控溫單元，740-光學窗口，751-導軌，752-裝夾支架，8-檢測光路系統(tǒng)，810-激光準直單元，811-激光器，812-聚焦透鏡，813-光闌，814-分束鏡，815-準直透鏡，820-光束質量分析單元，821-顯微物鏡，822-圖像傳感器；9-螺紋孔。具體實施方式下面通過實施例，并結合附圖，對本發(fā)明技術方案作進一步具體的說明。圖4為本發(fā)明系統(tǒng)的一種具體結構圖，包括熱真空系統(tǒng)7和檢測光路系統(tǒng)8。其中，熱真空系統(tǒng)7包括熱真空罐710、加熱籠720、裝夾機構和測溫控溫單元730，熱真空罐710配置光學窗口740，加熱籠720和裝夾機構設于熱真空罐710內(nèi)，測溫控溫單元730設于熱真空罐710外。加熱籠720用來給熱真空罐710加熱，從加熱籠720引出控溫導線并連接至測溫控溫單元730；測溫控溫單元730用來測量衛(wèi)星激光角反射器陣列5的溫度并控制加熱籠720的加熱。裝夾機構用來固定衛(wèi)星激光角反射器陣列5，為便于使用，本實施例中，裝夾機構包括設于熱真空罐710底的高度可調(diào)的導軌751和設于導軌751上的裝夾支架752，裝夾支架752可沿導軌751移動。使用時，將衛(wèi)星激光角反射器陣列5的非工作面固定于裝夾支架752上，其工作面朝向光學窗口740。檢測光路系統(tǒng)8設于光學平臺上，包括激光準直單元810和光束質量分析單元820，本實施例中，激光準直單元810包括沿光路依次設置的激光器811、聚焦透鏡812、光闌813、分束鏡814、準直透鏡815。準直透鏡815正對光學窗口740，以使準直后的激光束從光學窗口740射入熱真空罐710，并達到衛(wèi)星激光角反射器陣列5。光束質量分析單元820包括沿光路依次設置的顯微物鏡821、圖像傳感器822，其設于分束鏡814的反光光路上。本實施例中，熱真空系統(tǒng)7和檢測光路系統(tǒng)8所用各組部件的規(guī)格型號、技術指標及功能見表1。圖11是本發(fā)明系統(tǒng)的具體實物圖。下面將提供采用上述系統(tǒng)的熱真空試驗方法，本實施例測試對象是我國海洋二號衛(wèi)星激光角反射器陣列，其實物見圖5。海洋二號衛(wèi)星的軌道高度為963km，其熱真空試驗環(huán)境為：溫度范圍是-55℃～60℃，空氣壓力不超過1.3×10-3Pa。表1熱組部件的規(guī)格型號、技術指標及功能具體試驗過程如下：1、齊備熱真空系統(tǒng)和檢測光路系統(tǒng)的組部件，包括下述過程：(1.1)齊備配置光學窗口的熱真空罐、用于升溫的加熱籠、用于溫度測量和控制的測溫控溫單元；(1.2)齊備裝夾機構，包括用來固定衛(wèi)星激光角反射器陣列的裝夾支架和高度可調(diào)的導軌；(1.3)齊備光學平臺；(1.4)齊備激光準直單元，包括激光器、聚焦透鏡、光闌、分束鏡和準直透鏡；(1.5)齊備光束質量分析單元，包括顯微物鏡和圖像傳感器。2、將衛(wèi)星激光角反射器陣列的非工作面固定于裝夾支架，并從其非工作面上引出測溫導線并連接至測溫控溫單元，包括下述過程：(2.1)在衛(wèi)星激光角反射器陣列的非工作面粘連測溫導線，見圖6；(2.2)通過螺紋孔9將衛(wèi)星激光角反射器陣列安裝于裝夾支架，并使衛(wèi)星激光角反射器陣列的工作面朝向光學窗口；見圖7～8；(2.3)將裝夾支架固定于導軌上，調(diào)節(jié)導軌高度，使衛(wèi)星激光角反射器陣列的中心高度與光學窗口的中心高度保持一致；(2.4)將測溫導線從裝夾支架背面引出并連接至測溫控溫單元，測溫控溫單元的實物圖見圖9。3、將加熱籠套裝在衛(wèi)星激光角反射器陣列的外部，并在加熱籠側端引出控溫導線至測溫控溫箱，包括下述過程：(3.1)將加熱籠放置于熱真空罐內(nèi)并套裝在衛(wèi)星激光角反射器陣列的外部，確保衛(wèi)星激光角反射器陣列完全被加熱籠包覆；(3.2)在加熱籠側面安裝控溫導線，見圖10，并將控溫導線引出至測溫控溫單元；(3.3)微調(diào)加熱籠位置，使其不遮擋光學窗口。4、搭建檢測光路系統(tǒng)，包括下述過程：(4.1)放置一定尺寸和數(shù)量的光學平臺，使其能完全容納檢測光路系統(tǒng)；(4.2)光學平臺上放置激光準直單元以實現(xiàn)激光的準直，使準直后的激光束能完全覆蓋光學窗口，調(diào)節(jié)激光準直單元高度使準直后的激光束中心與光學窗口中心的高度一致；(4.3)分束鏡的反光光路上放置光束質量分析單元，調(diào)節(jié)光束質量分析單元的位置使顯微物鏡的物面與準直透鏡的焦點重合。5.利用檢測光路系統(tǒng)記錄衛(wèi)星激光角反射器陣列的遠場衍射強度分布，包括下述過程：(5.1)記錄常溫常壓狀態(tài)下衛(wèi)星激光角反射器陣列的遠場衍射強度分布：常溫常壓狀態(tài)下，打開激光器和光束質量分析單元，采集衛(wèi)星激光角反射器陣列的遠場衍射強度分布I1；所述的常溫常壓指20℃～25℃溫度、1個標準大氣壓；(5.2)記錄高溫真空狀態(tài)下衛(wèi)星激光角反射器陣列的遠場衍射強度分布：熱真空罐抽成真空，通過控制加熱籠的電流和電壓，使加熱籠對衛(wèi)星激光角反射器陣列進行加熱；當測溫點達到60℃時，打開激光器和光束質量分析單元，采集衛(wèi)星激光角反射器陣列的遠場衍射強度分布I2；所述的真空指壓力不超過1.3×10-3Pa。(5.3)記錄低溫真空狀態(tài)下衛(wèi)星激光角反射器陣列的遠場衍射強度分布：保持熱真空罐內(nèi)真空狀態(tài)，在熱真空罐內(nèi)通液氮，對衛(wèi)星激光角反射器陣列進行制冷，當測溫點達到低溫-55℃時，打開激光器和光束質量分析單元，采集衛(wèi)星激光角反射器陣列的遠場衍射強度分布I3。本實施例中，常溫常壓狀態(tài)、高溫真空狀態(tài)和低溫真空狀態(tài)下所記錄的遠場衍射強度分布I1、I2和I3分別見圖12～14。6.解算速差環(huán)帶內(nèi)的遠場衍射強度值并判斷衛(wèi)星激光角反射器陣列能否承受規(guī)定的熱真空環(huán)境，包括下述過程：(6.1)利用LBA光束質量分析軟件分別計算常溫常壓狀態(tài)、高溫真空狀態(tài)和低溫真空狀態(tài)下，速差環(huán)帶內(nèi)的遠場衍射強度值Δk：Δk＝Ik(rmax)-Ik(rmin)(1)式(1)中，k＝1、2、3，1、2、3分別代表常溫常壓狀態(tài)、高溫真空狀態(tài)和低溫真空狀態(tài)；Δk表示第k個狀態(tài)下的遠場衍射強度值；Ik(rmax)、Ik(rmin)表示第k個狀態(tài)下半徑為rmax和rmin的圓周內(nèi)的遠場衍射強度I之和，rmax和rmin分別表示速差環(huán)帶外圓半徑和速差環(huán)帶內(nèi)圓半徑，其值如下：rmax＝f×M×θmax＝2000×9.6×4.91×10-5＝0.94mm(2)rmin＝f×M×θmin＝2000×9.6×2.43×10-5＝0.47mm(3)式(2)～(3)中，f為準直透鏡的焦距，M為顯微物鏡的放大倍數(shù)，θmax和θmin分別最大速差偏角和最小速差偏角。(6.2)將遠場衍射強度值Δk進行歸一化處理，得到歸一化系數(shù)ηk：ηk＝Δk/Ek(4)式(4)中，Ek表示第k個狀態(tài)下的遠場衍射強度Ik的總和。(6.3)計算歸一化系數(shù)ηk間的差異ξ1和ξ2：ξ1＝η2-η1(5)ξ2＝η3-η1(6)式(5)～(6)中，η1、η2、η3分別表示常溫常壓、高溫真空和低溫真空條件下的歸一化系數(shù)。(6.4)設定遠場衍射強度的變化指標閾值ξr，將ξ1和ξ2與ξr進行比較，若ξ1和ξ2均小于ξr，則表明衛(wèi)星激光角反射器陣列能承受規(guī)定的熱真空試驗環(huán)境；否則不能承受規(guī)定的熱真空試驗環(huán)境。變化指標閾值ξr與人衛(wèi)激光測站的光電子數(shù)冗余量相同。將人衛(wèi)激光測站接收到的光電子數(shù)記為nr，將人衛(wèi)激光測站實際探測要求的光電子數(shù)記為n，則人衛(wèi)激光測站的光電子數(shù)冗余量為(nr-n)/nr。本發(fā)明提供了一種計算人衛(wèi)激光測站接收到的光電子數(shù)的優(yōu)選方法。人衛(wèi)激光測站發(fā)射的激光能量經(jīng)過大氣傳輸后入射到衛(wèi)星激光角反射器陣列表面，通過衛(wèi)星激光角反射器陣列定向反射和大氣傳輸，進入人衛(wèi)激光測站的接收光電器件，其接收到的光電子數(shù)nr為：nr=ηhν·4EtπR2θt2·ρIret·ηtηrT2·Ar---(7)]]>式(7)中，η為接收光電器件的量子效率；hν為光子能量；Et為發(fā)射激光束的能量；R為衛(wèi)星斜距；θt為光束全發(fā)散角；ρ為衛(wèi)星激光角反射器陣列中激光角反射器的反射率；Iret為速差環(huán)帶內(nèi)衛(wèi)星激光角反射器陣列的理論平均遠場衍射強度；ηt和ηr分別為人衛(wèi)激光測站的光學系統(tǒng)的發(fā)射效率和接收效率；T為大氣的單程透過率，Ar為接收望遠鏡的面積。本實施例中，根據(jù)海洋二號衛(wèi)星激光角反射器陣列的結構參數(shù)、海洋二號衛(wèi)星軌道高度、大氣透過率和人衛(wèi)激光測站的系統(tǒng)參數(shù)等輸入條件，經(jīng)解算得到激光垂直入射至衛(wèi)星激光角反射器陣列表面時人衛(wèi)激光測站接收到的光電子數(shù)nr為10。實際上激光垂直入射時人衛(wèi)激光測站的探測要求為8個光電子數(shù)，則光電子數(shù)冗余量為(10-8)/10＝20％。若輸入條件保持不變，僅考慮衛(wèi)星環(huán)境(熱真空環(huán)境)對衛(wèi)星激光角反射器陣列遠場衍射強度的影響，則人衛(wèi)激光測站的光電子數(shù)冗余量與衛(wèi)星激光角反射器陣列遠場衍射強度的變化量相同。因此，本實施例變化指標閾值ξr為20％。本實施例的解算結果見表2。表2速差環(huán)帶內(nèi)的遠場衍射強度值測量工況常溫常壓高溫真空低溫真空遠場衍射強度值Δk1.31mW1.28mW1.49mW遠場衍射強度Ik的總和3.25mW2.99mW3.12mW遠場衍射強度的歸一化系數(shù)ηk40.31％42.81％47.76％歸一化系數(shù)的差異值ξ1和ξ2--2.5％7.45％變化指標閾值ξr＝20％--小于變化指標閾值小于變化指標閾值從表2可以看出，在高溫真空和低溫真空條件下，遠場衍射強度的變化均小于變化指標閾值，表明衛(wèi)星激光角反射器陣列能承受規(guī)定的熱真空試驗環(huán)境(即溫度范圍為-55℃～60℃，空氣壓力不超過1.3×10-3Pa)。目前，海洋二號衛(wèi)星激光角反射器陣列已成功在軌運行近5年時間，并能夠可靠有效地與人衛(wèi)激光測站完成聯(lián)測工作，從而驗證其可以承受實際的衛(wèi)星環(huán)境條件。本文中所描述的具體實施例僅僅是對本發(fā)明精神作舉例說明。本發(fā)明所屬
技術領域：
的技術人員可以對所描述的具體實施例做各種各樣的修改或補充或采用類似的方式替代，但并不會偏離本發(fā)明的精神或者超越所附權利要求書所定義的范圍。當前第1頁1 2 3