本專利涉及星載紅外地球敏感器的地面測(cè)試設(shè)備,具體涉及一種適用于面陣靜態(tài)紅外地球敏感器半物理仿真試驗(yàn)設(shè)備。
背景技術(shù):
紅外地球敏感器一種是利用地球自身的紅外輻射來測(cè)量航天器相對(duì)于當(dāng)?shù)卮咕€或者當(dāng)?shù)氐仄椒轿坏淖藨B(tài)敏感器,也稱地平儀。目前紅外地球敏感器主要有3種形式:地平穿越式、邊界跟蹤式和輻射熱平衡式。線列陣靜態(tài)紅外地球敏感器是一種典型的輻射熱平衡式地球敏感器,因?yàn)闆]有運(yùn)動(dòng)部件,體積和質(zhì)量較小,功耗低,特別適合長壽命飛行任務(wù),廣泛應(yīng)用于對(duì)地定向偵探、氣象、通訊、地資等人造衛(wèi)星上。
線列陣靜態(tài)紅外地球敏感器(以下簡稱地球敏感器)一般具有等間隔對(duì)稱分布的4個(gè)光學(xué)系統(tǒng)。每個(gè)光學(xué)系統(tǒng)分別接收來自地球不同部分的紅外輻射,通過對(duì)每個(gè)光學(xué)系統(tǒng)接收到的不同紅外輻射能量進(jìn)行分析而得出航天器姿態(tài)。例如地球敏感器當(dāng)所有光學(xué)系統(tǒng)接收能量相等時(shí),表示航天器姿態(tài)角為零。當(dāng)前后兩個(gè)光學(xué)系統(tǒng)接收能量不相等時(shí),表示航天器在俯仰軸有姿態(tài)偏差;同樣地,當(dāng)左右兩個(gè)視場接收能量不相等時(shí),表示在滾動(dòng)軸有姿態(tài)偏差。
地球敏感器的性能和精度將直接影響衛(wèi)星在軌道上的工作狀態(tài)。為了對(duì)地球敏感器進(jìn)行性能測(cè)試及精度標(biāo)定,必須在地面上為其開發(fā)一套專用的性能測(cè)試設(shè)備,即地球模擬器,模擬出地球敏感器在不同軌道、不同姿態(tài)下運(yùn)行時(shí)看到的地球紅外圖像,實(shí)現(xiàn)地球敏感器性能指標(biāo)的地面測(cè)試評(píng)估。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素:
本專利的目的自在于提供一種用于面陣地球敏感器半物理仿真的地球模擬器。
一種用于面陣地球敏感器半物理仿真的地球模擬器包括地球紅外輻射模擬單元1、姿態(tài)模擬單元2和系統(tǒng)控制單元3。其中:
所述地球紅外輻射模擬單元中加熱薄膜1-5粘貼在熱板1-1上,加熱薄膜隔熱板1-6覆蓋于加熱薄膜1-5上通過螺釘與熱板1-1連接固定,熱板1-1與冷光闌1-3通過四個(gè)熱板隔熱支架1-2進(jìn)行連接固定,紅外準(zhǔn)直鏡(1-4)通過螺釘與框架側(cè)板1-7連接固定,通過控制地球紅外輻射模擬單元(1)中的熱板(1-1)和冷光闌1-3的溫度差模擬地球紅外輻射,冷光闌1-3上根據(jù)特征軌道高度開有不同的光闌孔模擬不同軌道高度地球紅外輻射;
通過系統(tǒng)控制單元3控制姿態(tài)模擬單元2中的二維平移臺(tái)2-1帶動(dòng)地球紅外輻射模擬單元1進(jìn)行平移,模擬不同姿態(tài)的角度變化。從而實(shí)現(xiàn)在面陣紅外地球敏感器裝星后仿真衛(wèi)星載荷姿態(tài)角的變化,進(jìn)行姿態(tài)角的測(cè)試。
本專利優(yōu)點(diǎn)在于:模擬器通用性強(qiáng)、穩(wěn)定性好,體積小巧輕便。
附圖說明
為了更清楚的說明本專利實(shí)施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案,下面將對(duì)實(shí)施例或現(xiàn)有技術(shù)描述中所需要使用的附圖作簡單介紹,顯而易見,下面描述中的附圖是本專利的一些實(shí)施例,對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講,在不付出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下,還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。
圖1為本專利地球模擬器的組成圖;
圖中:1-地球紅外輻射模擬單元;2-姿態(tài)模擬單元;3-系統(tǒng)控制單元;
圖2為本專利地球模擬器的結(jié)構(gòu)圖。
圖中:1-1-熱板、1-2-隔熱柱、1-3-冷光闌、1-4-紅外準(zhǔn)直鏡、1-5-加熱薄膜和1-6-加熱薄膜隔熱板、1-7-框架側(cè)板和2-1-二維平移臺(tái)。
具體實(shí)施方式
下面根據(jù)圖1-圖2給出本專利一個(gè)較好實(shí)施例,并予以詳細(xì)描述,以使更好的了解本專利的結(jié)構(gòu)特征和功能特點(diǎn),要指出的是,所給出的實(shí)施例是為了說明本專利,而不是用來限制本專利的范圍。
如圖1圖2所示,所述地球紅外輻射模擬單元包括:地球紅外輻射模擬單元1、姿態(tài)模擬單元2和系統(tǒng)控制單元3。其中通過控制地球紅外輻射模擬單元1產(chǎn)生紅外輻射信號(hào),姿態(tài)模擬單元2帶動(dòng)地球紅外輻射模擬單元1進(jìn)行平移,系統(tǒng)控制單元3控制地球紅外輻射模擬單元1的溫差和姿態(tài)模擬單元2的平移參數(shù)來模擬(滾動(dòng)角0°、俯仰角5°)、(滾動(dòng)角5°、俯仰角0°)(滾動(dòng)角0°、俯仰角-5°)和(滾動(dòng)角-5°、俯仰角0°)四個(gè)姿態(tài)角地球紅外輻射,面陣紅外地球敏感器通過采集、處理和計(jì)算得到對(duì)應(yīng)的姿態(tài)角變化,與平移地球模擬器模擬的姿態(tài)角進(jìn)行對(duì)應(yīng),來對(duì)面陣紅外地球敏感器裝星后進(jìn)行地面試驗(yàn)和判定測(cè)試。
如圖2其中加熱薄膜1-5粘貼在熱板1-1上,加熱薄膜隔熱板1-6覆蓋于加熱薄膜1-5上通過螺釘與熱板1-1連接固定,熱板1-1與冷光闌1-3通過四個(gè)熱板隔熱支架1-2進(jìn)行連接固定,紅外準(zhǔn)直鏡1-4通過螺釘與框架側(cè)板1-7連接固定,通過控制地球紅外輻射模擬單元1中的熱板1-1和冷光闌1-3的溫度差模擬地球紅外輻射,冷光闌1-3上根據(jù)特征軌道高度開有不同的光闌孔模擬不同軌道高度地球紅外輻射;通過系統(tǒng)控制單元(3)控制姿態(tài)模擬單元(2)中的二維平移臺(tái)(2-1)帶動(dòng)地球紅外輻射模擬單元(1)進(jìn)行平移,模擬不同姿態(tài)的角度變化。從而實(shí)現(xiàn)在面陣紅外地球敏感器裝星后仿真衛(wèi)星載荷姿態(tài)角的變化,進(jìn)行姿態(tài)角的測(cè)試。其中紅外準(zhǔn)直鏡1-4的通光口徑為70mm,焦距為93.24mm,冷光闌1-3光闌、熱板1-1表面均黑色陽極氧化處理,發(fā)射系數(shù)εh≥0.85。