CN111523175A - 一种弹出式星敏感器遮光罩及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种弹出式星敏感器遮光罩及其设计方法，其中，弹出式星敏感器遮光罩包括：多段互相嵌套的遮光罩、圆柱螺旋压缩弹簧和熔断装置；遮光罩包括展开和收缩两种状态，每段遮光罩均包括主体部分和对应的连接部分，主体部分和对应的连接部分采用螺纹连接；圆柱螺旋压缩弹簧包括多段，设置在每段遮光罩上，用于驱动每段遮光罩展开；熔断装置包括控制器、发热器、特殊固定线和固定安装座组成，特殊固定线缠绕在固定安装座中的发热器上，通过控制器控制发热器加热使得特殊控制线断裂，以使遮光罩弹出展开。该弹出式星敏感器遮光罩可以有效减少星敏感器未工作状态的体积，有利于航天器的内部布局并减少发射所需空间，具有非常高的实用价值。

Description

一种弹出式星敏感器遮光罩及其设计方法

技术领域

本发明涉及航天技术领域，特别涉及一种弹出式星敏感器遮光罩及其设计方法。

背景技术

星敏感器是航天器姿态测量中精度最高的姿态敏感器，星敏感器通过拍摄特定区域的星空图像，提取恒星在星敏感器坐标系内的矢量，通过与恒星在天球坐标系中的矢量做转换，可以获得星敏感器相对于天球坐标系的姿态变换矩阵，进而获得航天器的三轴姿态。星敏感器遮光罩使星敏感器在进行星点成像时，能有效地消除地球大气层反射光、太阳光和各种星体发出的杂散光影响，使得星敏感器的背景噪声降低，为星敏感器提取星点坐标、计算姿态提供重要保障。

星敏感器遮光罩通常是固定在星敏感器的壳体上，而现有的星敏感器遮光罩大多数为一体式加工设计，体积大且占用了整个星敏感器的大部分的空间。通常情况下，航天器安装星敏感器时，会使星敏感器的遮光罩暴露在航天器外部，星敏感器的遮光罩在星敏感器工作后才会起到消除杂散光的作用，在此之前星敏感器的遮光罩不仅会增加航天器的整体体积，还会影响发射布局从而增加所需发射空间。

发明内容

本发明旨在至少在一定程度上解决相关技术中的技术问题之一。

为此，本发明的一个目的在于提出一种弹出式星敏感器遮光罩，该遮光罩在星敏感器未工作前处于收缩状态，在星敏感器进入工作状态后弹出展开，解决了星敏感器遮光罩占用空间的问题。

本发明的另一个目的在于提出一种弹出式星敏感器遮光罩的设计方法。

为达到上述目的，本发明一方面实施例提出了一种弹出式星敏感器遮光罩，包括：

多段互相嵌套的遮光罩、圆柱螺旋压缩弹簧和熔断装置；

所述遮光罩包括展开和收缩两种状态，每段遮光罩均包括主体部分和对应的连接部分，主体部分和对应的连接部分采用螺纹连接；

所述圆柱螺旋压缩弹簧包括多段，设置在每段遮光罩上，用于驱动每段遮光罩展开；

所述熔断装置由控制器、发热器、特殊固定线和固定安装座组成，所述特殊固定线缠绕在所述固定安装座中的所述发热器上，通过所述控制器控制所述发热器加热使得所述特殊控制线断裂，以使所述遮光罩弹出展开。

本发明实施例的弹出式星敏感器遮光罩，通过设计可弹出的遮光罩，力学性能和光学性能均无明显减弱，在星敏感器未工作时各级遮光罩处于收缩状态，当星敏感器工作时，熔断装置启动使得弹簧驱动各级遮光罩展开，大大减小了星敏感器未工作时遮光罩的体积，增加了航天器的内部子***布局并减少了航天器所需发射空间，在一定程度上可促进航天器的小型化及单次航天器发射数量，具有非常高的实用价值。

另外，根据本发明上述实施例的弹出式星敏感器遮光罩还可以具有以下附加的技术特征：

在本发明的实施例中，所述遮光罩为三段，各段互相嵌套，每段包含两个部分，遮光罩主体部分为A₁、A₂、A₃，长度分别为H₁、H₂、H₃；对应的连接部分为B₁、B₂、B₃，长度分别为l₁、l₂、l₃；遮光罩主体部分A_i与对应的连接部分B_i之间采用螺纹连接；在收缩状态，相邻遮光罩之间的间隙距离分别为h₁、h₂、h₃，其中，h_i≥4mm，各段遮光罩到镜头通光口径的距离x_i与遮光罩之间满足：

其中，H_i为遮光罩主体部分对应的长度，h_i为相邻遮光罩之间的间隙距离，i为遮光罩编号，i＝1,2,3。

在本发明的实施例中，遮光罩主体部分A_i的外形为锥度设计，锥度角为α，其中，α∈[0.5°,5°]，对应的连接部分B_i可分为两个部分，第一部分bx_i的外部为螺纹，与遮光罩主体部分A_i的连接长度为l_xi，其中，l_xi≥3mm，内部为锥度设计且锥度与主体部分A_i的锥度相等；第二部分by_i为与第一部分bx_i垂直的直角部分，长度为l_yi，对应的连接部分B_i与两个部分的长度满足l_i＝l_xi+l_yi，其中，l_i为对应的连接部分B_i的长度，在遮光罩完全展开状态下，对应的连接部分B_i与底部端面距离大于

其中，H_i为遮光罩主体部分对应的长度，i为遮光罩编号，i＝1,2,3；在遮光罩完全收缩状态下，对应的连接部分B_i底面与遮光罩底部端面紧密贴合。

在本发明的实施例中，遮光罩主体部分的锥度部分与遮光罩之间的约束关系为

其中，α为遮光罩主体部分的锥度角，D_i为遮光罩主体部分A_i的大端直径，d_i为遮光罩主体部分A_i的小端直径，遮光罩主体部分A_i与对应的连接部分B_i+1之间的摩擦系数μ满足μ＜tanα，其中A₀表示镜头固定座主体部分。

在本发明的实施例中，遮光罩对应的连接部分B_i与遮光罩主体部分A_i-1的径向配合间隙为Δm，遮光罩对应的连接部分B_i与遮光罩接触长度为p_i，且满足p_i>D_i-1sinα，其中，D_i-1为遮光罩主体部分A_i-1的大端直径，α为遮光罩主体部分的锥度角，在遮光罩完全展开状态，遮光罩大端受到径向作用力时，相邻遮光罩之间发生相对倾斜的角度θ为：

其中，

倾斜角θ满足θ＜θ_m，θ_m为遮光罩最大变形角，根据倾斜角公式确定配合间隙Δm的最大值。

在本发明的实施例中，通过各段圆柱螺旋压缩弹簧驱动各段遮光罩的展开，各段圆柱螺旋压缩弹簧的外径D_si满足D_si＜d_i，d_i为遮光罩主体部分A_i的小端直径；在遮光罩处于收缩状态时，各段圆柱螺旋压缩弹簧处于压缩状态，各段圆柱螺旋压缩弹簧的压并高度H_bi满足H_bi＜h_i，h_i为相邻遮光罩之间的间隙距离；在遮光罩处于展开状态时，各段圆柱螺旋压缩弹簧仍然处于压缩状态，则各段圆柱螺旋压缩弹簧的自由高度满足H_oi＜H_i，H_i为遮光罩主体部分对应的长度，在遮光罩处于完全展开状态时，各段圆柱螺旋压缩弹簧满足如下关系：

kΔx_i>κμN_i

其中，k为圆柱螺旋压缩弹簧的胡克系数，κ为比例因子，Δx_i为第i段圆柱螺旋压缩弹簧的形变量，N_i表示对应的连接部分B_i对主体部分A_i-1的正压力。

在本发明的实施例中，通过所述特殊固定线将遮光罩置于收缩状态，所述控制器接收控制指令，通过控制器控制所述发热器加热所述特殊固定线使其断裂，所述遮光罩解除收缩状态，各段遮光罩在所述圆柱螺旋压缩弹簧的作用力驱动下弹出展开。

在本发明的实施例中，所述遮光罩主体部分及其连接部分的材质为铝合金，所述遮光罩内壁喷涂高吸收率低散射率的材料，遮光罩主体部分的外表面与连接部分的内表面喷涂聚四氟乙烯材料。

为达到上述目的，本发明另一方面实施例提出了一种弹出式星敏感器遮光罩的设计方法，包括：

根据遮光罩分段个数、二次散射遮光罩结构几何设计原则、遮光罩的几何结构要求和遮光罩弹出时的摩擦阻力，确定各段遮光罩的直径、长度和罩壁锥度；

根据遮光罩罩壁锥度，确定遮光罩摩擦系数，根据遮光罩在完全展开状态下的倾斜角度，确定遮光罩与对应的连接部分的接触长度和配合关系；

通过熔断装置控制各段遮光罩的收缩与展开，通过圆柱螺旋压缩弹簧驱动各段遮光罩的展开，根据各段遮光罩直径、完全收缩与展开的长度，确定圆柱螺旋压缩弹簧的直径、压并高度与自由高度，根据各段遮光罩弹出时的摩擦阻力确定圆柱螺旋压缩弹簧的材料和型号。

本发明实施例的弹出式星敏感器遮光罩的设计方法，通过设计可弹出的遮光罩，力学性能和光学性能均无明显减弱，在星敏感器未工作时各级遮光罩处于收缩状态，当星敏感器工作时，熔断装置启动使得弹簧驱动各级遮光罩展开，大大减小了星敏感器未工作时遮光罩的体积，增加了航天器的内部子***布局并减少了航天器所需发射空间，在一定程度上可促进航天器的小型化及单次航天器发射数量，具有非常高的实用价值。

本发明附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为根据本发明一个实施例的弹出式星敏感器遮光罩完全展开的状态示意图；

图2为根据本发明一个实施例的弹出式星敏感器遮光罩收缩状态示意图；

图3为根据本发明一个实施例的弹出式星敏感器遮光罩设计示意图；

图4为根据本发明一个实施例的弹出式遮光罩弹出过程中自锁受力示意图；

图5为根据本发明一个实施例的遮光罩完全展开状态下的倾斜示意图；

图6为与本发明实施例的弹出式星敏感器遮光罩具有相同光阑位置的一体式遮光罩；

图7为图1和图6所示的两种遮光罩的光学性能PST对比图；

图8为根据本发明一个实施例的弹出式星敏感器遮光罩的设计方法流程图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

下面参照附图描述根据本发明实施例提出的弹出式星敏感器遮光罩及其设计方法。

首先将参照附图描述根据本发明实施例提出的弹出式星敏感器遮光罩。

图1为根据本发明一个实施例的弹出式星敏感器遮光罩完全展开的状态示意图。

图2为根据本发明一个实施例的弹出式星敏感器遮光罩收缩状态示意图。

如图1和图2所示，该弹出式星敏感器遮光罩包括：多段互相嵌套的遮光罩、圆柱螺旋压缩弹簧和熔断装置。其中，弹出式星敏感器遮光罩的熔断装置位于星敏感器电子舱上。

在本发明的实施例中，遮光罩包括展开和收缩两种状态，每段遮光罩均包括主体部分和对应的连接部分，主体部分和对应的连接部分采用螺纹连接。圆柱螺旋压缩弹簧包括多段，设置在每段遮光罩上，用于驱动每段遮光罩展开。熔断装置包括控制器、发热器、特殊固定线和固定安装座组成，特殊固定线缠绕在固定安装座中的发热器上，通过控制器控制发热器加热使得特殊控制线断裂，以使遮光罩弹出展开。

进一步地，作为一种具体的实施方式，弹出式星敏感器遮光罩分为三段，各段互相嵌套，且每段包含两个部分，遮光罩主体部分为A₁、A₂、A₃，长度分别为H₁、H₂、H₃；对应的连接部分为B₁、B₂、B₃，长度分别为l₁、l₂、l₃；A_i与B_i之间采用螺纹连接；在收缩状态，相邻遮光罩之间的间隙距离分别为h₁、h₂、h₃且h_i≥4mm；各段遮光罩到镜头通光口径的距离x_i与遮光罩之间满足：

其中，H_i为遮光罩主体部分对应的长度，h_i为相邻遮光罩之间的间隙距离，i为遮光罩编号，i＝1,2,3。

具体地，结合图3所示，各段遮光罩到镜头通光口径的距离x_i为根据二次散射遮光罩结构几何设计原则确定的，具体地步骤为：

1)根据星敏感器所需的地气光抑制角

镜头通光口径d和遮光罩的半视场角θ，确定遮光罩的理论长度L和遮光罩的入光端通光孔径D：

D＝d+2×L×tanθ

2)如图3所示，以遮光罩的镜头通光口径d中心o为中心，遮光罩轴向为x轴建立直角坐标系。可以得到星敏感器镜头通光口径A点坐标

A’点坐标

遮光罩入光端B点坐标

B’点坐标

第一段遮光罩边沿直线l₁的直线方程为

第二段遮光罩边沿直线l₂的直线方程为

第三段遮光罩边沿直线l₃的直线方程为

3)以星敏感器遮光罩入光端B’点为起点，基于星敏感器的太阳光抑制角ω，为了保证B点在第一段遮光罩边沿直线l₃以下，第一段遮光罩的直径D₁应满足如下关系：

D₁≥2×L×tanω-D

否则需要返回第1)步，重新确定遮光罩的理论长度L和遮光罩的入光端通光孔径D，或需要重新确定第一段遮光罩的直径d₁。

4)基于太阳光抑制角ω与遮光罩半视场角θ，确定遮光罩一级光阑C点的位置(x_c,y_c)。直线B’D与视场轮廓线AB相交于点C，根据点A的坐标与点B的坐标，可以得出直线AB的方程为：

再根据B’点坐标与D’点坐标可以得出直线B’D的方程为：

联立直线AB的方程与直线B’D的方程，可求出点C的位置坐标(x_c,y_c)：

过C点做垂线交第二段遮光罩边沿直线l₂与点E,则CE为遮光罩一级光阑。

5)基于镜头通光口径d、第二段遮光罩的直径d₂和整体遮光罩的入光端通光孔径D，确定遮光罩二级光阑G点的位置(x_G,y_G)。为了获得遮光罩二级光阑G点的位置，必须先获得F点的位置坐标。连接A’C并做其延长线交第二段遮光罩边沿直线l₃于点F，根据A点坐标与C点的坐标，可以得出直线A’C的方程为：

根据第二段遮光罩边沿直线l₂的方程，则可得到点F的坐标为：

连接B’F交视场轮廓线AB于点G，根据点B的坐标与点F的坐标，可得出B’F的直线方程为：

联立B’F的方程与视场轮廓线AB的方程，可得出点G的坐标为：

过点G做垂线交第三段遮光罩边沿直线l₃与点H，则GH为遮光罩二级光阑。

6)遮光罩内可以设计多级光阑，本发明在整体遮光罩内设计两个光阑。连接A’G并做其延长线交BK于点K，点K须不在第三段遮光罩边沿直线l₃上，则第三段遮光罩的直径d₃应满足：

则整体遮光罩入光端为遮光罩三级光阑，完成弹出式遮光罩设计。否则改变设计参数，使点K落在整体遮光罩入光端光阑上。因此第一段遮光罩到镜头通光口径的距离x₁＝x_c；第二段遮光罩到镜头通光口径的距离x₂＝x_G；第二段遮光罩到镜头通光口径的距离x₁＝D。

二次散射遮光罩结构几何设计原则所确定的各段遮光罩到镜头通光口径的距离x_i与遮光罩之间应满足：

其中i＝1,2,3。

作为一种具体的实施例，h₁＝h₂＝h₃＝4mm，H₁＝x₁+2h₁，H₂＝x₁-H₁+h₂+2h₁，H₃＝x₃-H₂-H₁+h₃+h₂+2h₁。

进一步地，在本发明的实施例中，遮光罩主体部分A_i的外形为锥度设计，锥度角为α，其中，α∈[0.5°,5°]，因为主体部分A_i部分的锥度角α很小，考虑α对计算出的光阑位置变化不大，因此在α＝0的情况下使用二次散射遮光罩结构几何设计原则设计能够满足遮光罩的光学要求。

对应的连接部分B_i可分为两个部分，第一部分bx_i的外部为螺纹，与遮光罩主体部分A_i的连接长度为l_xi，其中，l_xi≥3mm，内部为锥度设计且锥度与主体部分A_i的锥度相等；第二部分by_i为与第一部分bx_i垂直的直角部分，长度为l_yi，对应的连接部分B_i与两个部分的长度满足l_i＝l_xi+l_yi，其中，l_i为对应的连接部分B_i的长度。

作为一种具体的实施例，遮光罩有三段时，对应的连接部分B₁与B₂只有第一部分bx_i，B₃包含两个部分。

在遮光罩完全展开状态下，对应的连接部分B_i与底部端面距离大于

其中，H_i为遮光罩主体部分对应的长度，i为遮光罩编号，i＝1,2,3；在遮光罩完全收缩状态下，对应的连接部分B_i底面与遮光罩底部端面紧密贴合。

具体的，B₁至底部端面距离为H₁-l₁+L₀，B₂至底部端面距离为H₁+H₂-l₂+L₀，B₃至底部端面距离为H₁+H₂+H₃-l₃+L₀，L₀为镜头固定座的长度。

进一步地，弹出式星敏感器遮光罩的锥度角中，锥度部分与遮光罩之间的约束关系为

其中，D_i为遮光罩主体部分A_i的大端直径，d_i为遮光罩主体部分A_i的小端直径。遮光罩A_i与连接部分B_i+1之间的摩擦系数μ＜tanα时，能确保遮光罩弹出过程中不会出现自锁现象。

具体的，遮光罩自锁状态受力如图4所示，以第一段遮光罩与第二段遮光罩为例，假设弹簧作用力T沿着第二段遮光罩的中心线方向，满足下式受力方程，则遮光罩发生自锁：

f₂cos(α+β)+f₁cos(β-α)＝Tcosβ

f₂sin(α+β)+f₁sin(β-α)＝Tsinβ

其中，第二段遮光罩受到的摩擦力f₁与f₂为：

f₁＝μF₁

f₂＝μF₂

其中，弹簧的作用力T可以按方向分解为F₁与F₂，根据几何关系：

F₁＝F₂＝F

将上式代入到自锁方程中，可得自锁的临界条件为：

tanα＝μ

则防止遮光罩自锁的条件为：

tanα>μ

进一步地，在设计的弹出式星敏感器遮光罩中，遮光罩对应的连接部分B_i与遮光罩主体部分A_i-1的径向配合间隙为Δm，遮光罩对应的连接部分B_i与遮光罩接触长度为p_i，且需满足p_i>D_i-1sinα，则在遮光罩完全展开状态时，如图5所示，遮光罩大端受到径向作用力时，相邻遮光罩之间发生相对倾斜的角度θ推导过程如下：

在三角形ACD中，由余弦定理：

S²+(R-Δ)²-2S(R-Δ)cos(90+β-α)＝R²

其中：

解出来得到：

为了将β换掉，在三角形ACF中，由正弦定理得：

进而获得sin(α-β)与cos(α-β)：

倾斜的角度θ为：

在三角形ACF中,根据余弦定理：

R²＝p²+(D+Δm)²-2p(D+Δm)sinα

最终得到相对倾斜的角度θ为：

其中：

倾斜角应满足θ＜θ_m，θ_m为遮光罩最大变形角，则可以根据倾斜角公式确定配合间隙Δm的最大值。

进一步地，在设计的弹出式星敏感器遮光罩中，各段遮光罩的展开由各段圆柱螺旋压缩弹簧驱动，各段圆柱螺旋压缩弹簧的外径D_si应满足D_si＜d_i；在遮光罩处于收缩状态时，各段圆柱螺旋压缩弹簧处于压缩状态，各段圆柱螺旋压缩弹簧的压并高度H_bi应满足H_bi＜h_i；在遮光罩处于展开状态时，各段圆柱螺旋压缩弹簧仍然处于压缩状态，则各段圆柱螺旋压缩弹簧的自由高度应满足H_oi＜H_i。为了确保各段遮光罩能够弹出展开，在遮光罩处于完全展开状态时，弹簧需要满足如下关系：

kΔx_i＞κμN_i

其中，k为圆柱螺旋压缩弹簧的胡克系数，κ为比例因子，Δx_i为第i段圆柱螺旋压缩弹簧的形变量，N_i表示B_i对A_i-1的正压力。

进一步地，在设计的弹出式星敏感器遮光罩中，熔断装置由控制器、发热器、特殊固定线和固定安装座组成，其中，特殊固定线缠绕在固定安装座中的发热器上。通过特殊固定线将弹出式星敏感器遮光罩置于收缩状态，其他设备或者星敏感器发送控制指令到遮光罩的控制器，进而控制器控制熔断装置通过发热器加热特殊固定线使其断裂，使星敏感器遮光罩解除收缩状态，各段遮光罩在圆柱螺旋压缩弹簧的作用力支撑下弹出展开。

在本发明的一个具体实施例中，遮光罩展开后第三段遮光罩顶端至底部端面的长度为74.46mm，遮光罩收缩后第三段遮光罩顶端至底部端面的长度约为30.5mm。有效地缩短了星敏感器遮光罩在星敏感器未工作时的长度，有利于航天器空间布局与航天器发射所需空间。

本发明实施例提出的弹出式星敏感器遮光罩计算光阑位置时默认罩壁锥度为0，为了验证本发明所改进的带一定锥度的遮光罩对各级光阑位置的影响，如图6所示，设计了与弹出式星敏感器遮光罩具有相同光阑位置的一体式遮光罩。以点光源透射率(PointSource Transmittance，PST)作为遮光罩光学性能的评价指标，结果如图7所示，在不同太阳入射角的情况下，两种遮光罩对杂散光的抑制能力几乎相同。因此，本发明所提出的弹出式遮光罩具有良好的光学性能。

在本发明的实施例中，各段遮光罩采用铝合金制造，具有成本低、重量轻的特点，遮光罩内壁喷涂高吸收率低散射率的材料，以提高遮光罩的消光性能。圆柱螺旋压缩弹簧采用标准弹簧制品。遮光罩主体部分外表面与连接部分内表面喷涂聚四氟乙烯材料，使得遮光罩弹出时遮光罩相互之间的摩擦力进一步减小。

其次参照附图描述根据本发明实施例提出的弹出式星敏感器遮光罩的设计方法。

图8为根据本发明一个实施例的弹出式星敏感器遮光罩的设计方法流程图。

如图8所示，该弹出式星敏感器遮光罩的设计方法包括：

S1，根据遮光罩分段个数、二次散射遮光罩结构几何设计原则、遮光罩的几何结构要求和遮光罩弹出时的摩擦阻力，确定各段遮光罩的直径、长度和罩壁锥度；

S2，根据遮光罩罩壁锥度，确定遮光罩摩擦系数，根据遮光罩在完全展开状态下的倾斜角度，确定遮光罩与对应的连接部分的接触长度和配合关系；

S3，通过熔断装置控制各段遮光罩的收缩与展开，通过圆柱螺旋压缩弹簧驱动各段遮光罩的展开，根据各段遮光罩直径、完全收缩与展开的长度，确定圆柱螺旋压缩弹簧的直径、压并高度与自由高度，根据各段遮光罩弹出时的摩擦阻力确定圆柱螺旋压缩弹簧的材料和型号。

需要说明的是，前述对弹出式星敏感器遮光罩实施例的解释说明也适用于该实施例的设计方法，此处不再赘述。

根据本发明实施例提出的弹出式星敏感器遮光罩的设计方法，通过设计可弹出的遮光罩，力学性能和光学性能均无明显减弱，在星敏感器未工作时各级遮光罩处于收缩状态，当星敏感器工作时，熔断装置启动使得弹簧驱动各级遮光罩展开，大大减小了星敏感器未工作时遮光罩的体积，增加了航天器的内部子***布局并减少了航天器所需发射空间，在一定程度上可促进航天器的小型化及单次航天器发射数量，具有非常高的实用价值。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (9)

1.一种弹出式星敏感器遮光罩，其特征在于，包括：

多段互相嵌套的遮光罩、圆柱螺旋压缩弹簧和熔断装置；

所述遮光罩包括展开和收缩两种状态，每段遮光罩均包括主体部分和对应的连接部分，主体部分和对应的连接部分采用螺纹连接；

所述圆柱螺旋压缩弹簧包括多段，设置在每段遮光罩上，用于驱动每段遮光罩展开；

所述熔断装置由控制器、发热器、特殊固定线和固定安装座组成，所述特殊固定线缠绕在所述固定安装座中的所述发热器上，通过所述控制器控制所述发热器加热使得所述特殊控制线断裂，以使所述遮光罩弹出展开。

2.根据权利要求1所述的弹出式星敏感器遮光罩，其特征在于，

所述遮光罩为三段，各段互相嵌套，每段包含两个部分，遮光罩主体部分为A₁、A₂、A₃，长度分别为H₁、H₂、H₃；对应的连接部分为B₁、B₂、B₃，长度分别为l₁、l₂、l₃；遮光罩主体部分A_i与对应的连接部分B_i之间采用螺纹连接；在收缩状态，相邻遮光罩之间的间隙距离分别为h₁、h₂、h₃，其中，h_i≥4mm，各段遮光罩到镜头通光口径的距离x_i与遮光罩之间满足：

其中，H_i为遮光罩主体部分对应的长度，h_i为相邻遮光罩之间的间隙距离，i为遮光罩编号，i＝1,2,3。

3.根据权利要求1所述的弹出式星敏感器遮光罩，其特征在于，

遮光罩主体部分A_i的外形为锥度设计，锥度角为α，其中，α∈[0.5°,5°]，对应的连接部分B_i可分为两个部分，第一部分bx_i的外部为螺纹，与遮光罩主体部分A_i的连接长度为l_xi，其中，l_xi≥3mm，内部为锥度设计且锥度与主体部分A_i的锥度相等；第二部分by_i为与第一部分bx_i垂直的直角部分，长度为l_yi，对应的连接部分B_i与两个部分的长度满足l_i＝l_xi+l_yi，其中，l_i为对应的连接部分B_i的长度，在遮光罩完全展开状态下，对应的连接部分B_i与底部端面距离大于

其中，H_i为遮光罩主体部分对应的长度，i为遮光罩编号，i＝1,2,3；在遮光罩完全收缩状态下，对应的连接部分B_i底面与遮光罩底部端面紧密贴合。

4.根据权利要求1所述的弹出式星敏感器遮光罩，其特征在于，

遮光罩主体部分的锥度部分与遮光罩之间的约束关系为

其中，α为遮光罩主体部分的锥度角，D_i为遮光罩主体部分A_i的大端直径，d_i为遮光罩主体部分A_i的小端直径，遮光罩主体部分A_i与对应的连接部分B_i+1之间的摩擦系数μ满足μ＜tanα，其中A₀表示镜头固定座主体部分。

5.根据权利要求1所述的弹出式星敏感器遮光罩，其特征在于，

遮光罩对应的连接部分B_i与遮光罩主体部分A_i-1的径向配合间隙为Δm，遮光罩对应的连接部分B_i与遮光罩接触长度为p_i，且满足p_i>D_i-1sinα，其中，D_i-1为遮光罩主体部分A_i-1的大端直径，α为遮光罩主体部分的锥度角，在遮光罩完全展开状态，遮光罩大端受到径向作用力时，相邻遮光罩之间发生相对倾斜的角度θ为：

其中，

倾斜角θ满足θ＜θ_m，θ_m为遮光罩最大变形角，根据倾斜角公式确定配合间隙Δm的最大值。

6.根据权利要求1所述的弹出式星敏感器遮光罩，其特征在于，

通过各段圆柱螺旋压缩弹簧驱动各段遮光罩的展开，各段圆柱螺旋压缩弹簧的外径D_si满足D_si＜d_i，d_i为遮光罩主体部分A_i的小端直径；在遮光罩处于收缩状态时，各段圆柱螺旋压缩弹簧处于压缩状态，各段圆柱螺旋压缩弹簧的压并高度H_bi满足H_bi＜h_i，h_i为相邻遮光罩之间的间隙距离；在遮光罩处于展开状态时，各段圆柱螺旋压缩弹簧仍然处于压缩状态，则各段圆柱螺旋压缩弹簧的自由高度满足H_oi＜H_i，H_i为遮光罩主体部分对应的长度，在遮光罩处于完全展开状态时，各段圆柱螺旋压缩弹簧满足如下关系：

kΔx_i>κμN_i

其中，k为圆柱螺旋压缩弹簧的胡克系数，κ为比例因子，Δx_i为第i段圆柱螺旋压缩弹簧的形变量，N_i表示对应的连接部分B_i对主体部分A_i-1的正压力。

7.根据权利要求1所述的弹出式星敏感器遮光罩，其特征在于，

通过所述特殊固定线将遮光罩置于收缩状态，所述控制器接收控制指令，通过控制器控制所述发热器加热所述特殊固定线使其断裂，所述遮光罩解除收缩状态，各段遮光罩在所述圆柱螺旋压缩弹簧的作用力驱动下弹出展开。

8.根据权利要求1所述的弹出式星敏感器遮光罩，其特征在于，

所述遮光罩主体部分及其连接部分的材质为铝合金，所述遮光罩内壁喷涂高吸收率低散射率的材料，遮光罩主体部分的外表面与连接部分的内表面喷涂聚四氟乙烯材料。

9.一种弹出式星敏感器遮光罩的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

根据遮光罩分段个数、二次散射遮光罩结构几何设计原则、遮光罩的几何结构要求和遮光罩弹出时的摩擦阻力，确定各段遮光罩的直径、长度和罩壁锥度；

根据遮光罩罩壁锥度，确定遮光罩摩擦系数，根据遮光罩在完全展开状态下的倾斜角度，确定遮光罩与对应的连接部分的接触长度和配合关系；

通过熔断装置控制各段遮光罩的收缩与展开，通过圆柱螺旋压缩弹簧驱动各段遮光罩的展开，根据各段遮光罩直径、完全收缩与展开的长度，确定圆柱螺旋压缩弹簧的直径、压并高度与自由高度，根据各段遮光罩弹出时的摩擦阻力确定圆柱螺旋压缩弹簧的材料和型号。

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