CN111874263A - 利用运载火箭发射搭载的近地空间大气环境原位探测器 - Google Patents

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Abstract

本发明实施例提供了一种利用运载火箭搭载的近地空间大气环境原位探测器，其特征在于，包括：电源模块、无线通信模块、防护壳、中心控制模块、热控模块以及位姿测量模块；防护壳为空心球体，由两个半圆壳体组成球形密闭舱体，舱体内用于放置上述模块；热控模块用于采集及调节舱体温度，保证舱体内温度在任务期间平稳可控；位姿测量模块用于实时获取探测器的位置、加速度、角速度等姿态信息；无线通信模块，用于将探测器采集的温度、位姿测量以及内部各种采集的信息，通过内置天线，发送向地面进行接收和解析处理；电源模块为探测器中其他各模块供电；中心控制模块用于整合其他各模块的数据，完成对探测信息的收集、分发、故障诊断、数据处理功能。

Description

利用运载火箭发射搭载的近地空间大气环境原位探测器
技术领域
本发明属于近地空间(高度20-150km)应用的探测技术领域，涉及一种利用运载火箭发射搭载的近地空间大气环境原位探测器。
背景技术
近地空间(高度20-150km)是航空和航天业务区域的过渡区域，该区域的大气环境的研究对于军事、通信、气候演变等研究都有极大的价值，近年逐步成为目前国内外环境研究的焦点，目前能够开展该区域大气环境原位探测的手段在应用上还存在以下不足，主要表现在：
1.现有常规探测方案难以满足要求。目前地基雷达开展近地空间环境探测的手段中，光学手段易受天气环境的影响，无线电观测要素也仅限风场，且只能开展定点区域探测；天基卫星开展遥感探测，主要利用掩星技术开展探测，无法定点探测，探测有效高度范围较低，且要素受限。两种探测方式目前都难以满足科学研究要求；
2.探测空间不覆盖。目前近地空间(高度20-150km)的大气环境原位探测能力上：30km之下的大气原位探测手段可利用气球、飞机、飞艇等搭载多种手段，通过常规探空仪开展探测；30-60km可以利用膨胀落球、降落伞探空仪等多种设备开展探测；60-100km可以利用膨胀落球开展探测，100km-150km乃至覆盖整个高度20-150km高度范围的原位探测装备目前还不具备；
3.发射搭载手段有限。目前近地空间(高度20-150km)的大气环境原位探测，基本都是利用探空火箭搭载探测装置开展探测；而利用运载火箭开展原位探测，运载火箭的速度相比探空火箭手段速度要快很多，探测器从火箭上分离后的速度远远超过探空火箭分离时的速度，对于探测装置自身的气动热设计防护能力要求较高，目前的探测装置基本都不具备运载火箭搭载发射开展探测需要的防护能力；
4.现有原位探测成本较高。对于30km高度之下的探测可以利用低成本的探空气球之外，30km高度之上的大气原位探测目前都依赖于探空火箭搭载发射，单次探测成本较高；
现有近地空间大气环境探测技术，存在覆盖范围小，测量空间、时间、要素等受限等不足，而现有的原位探测装备也存在探测成本高、探测空间范围小等不足，且目前还没有利用运载火箭开展高度20-150km高度大气环境原位探测的探测装置。
发明内容
本发明的目的在于提供一种利用运载火箭搭载的近地空间大气环境原位探测器，其特征在于，包括：电源模块1、无线通信模块2、防护壳3、中心控制模块6、热控模块5以及位姿测量组合；其中，
所述防护壳3为空心球体，由两个半圆壳体组成了球形密闭舱体，舱体用于放置上述各模块；
所述热控模块5用于采集及调节舱体温度，保证舱体内温度在任务期间平稳可控；
所述位姿测量组合(三轴加速度计4、GNSS定位导航单元7、陀螺仪8)用于实时获取探测器的位置、姿态信息；
所述无线通信模块，用于将热控模块、位姿测量模块获取的信息通过内置天线，发送向地面进行接收和解析处理；
所述电源模块为探测器中其他各模块供电；
所述中心控制模块6用于整合其他各模块的数据，完成对探测信息的收集、分发、故障诊断、数据处理功能。
优选地，所述防护壳3采用非金属硬质透波材料制作，外侧面光滑。
优选地，所述防护壳3的外部材料具有耐高温防热能力；中间为隔热层；内部为舱体。
优选地，所述热控模块5包括温度传感器、加热器以及导热材料；所述温度传感器用于采集探测器内部温度；所述加热器和导热材料用于平衡探测器内部温度。
优选地，所述位姿测量模块包括GNSS定位导航单元，用于实施原位测量探测器任务过程中的定位信息。
优选地，所述位姿测量模块还包括三轴加速度计(4)，设置在探测器的质心位置，用于实施测量原位探测器探测抛落期间的加速度。
优选地，所述位姿测量组合包括GNSS定位导航单元(7)，用于实施原位测量探测器任务过程中的定位信息。
优选地，所述位姿测量模块还包括陀螺仪(8),用于实施测量原位探测器探测抛落期间的旋转角速度。
本发明提供的硬质落球原位探测装置，可以适应运载火箭发射过程中的温度、振动、冲击、高速等苛刻的环境条件，能够对高度20-150km高度空间大气环境参量开展原位探测，探测器具有体积小、重量轻的特点，能够充分利用运载火箭发射主任务基础上的富余运输能力，并且具备不影响运载火箭发射主任务的优点。与现有原位探测装置相比，本发明具备的优点是：可以利用与运载火箭搭载开展探测，并能够适用于探空火箭探测活动；具备高度20-150km高度大气环境原位探测的范围全覆盖的探测能力。
附图说明
图1是本发明的一种基于运载火箭搭载的近地空间大气环境探测器结构示意图；
图2是本发明的一种基于运载火箭搭载的近地空间大气环境探测器跟随运载火箭搭载发射、从火箭分离抛出、探测的全探测流程示意图。
具体实施方式
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
本发明的目的在于提供一种应用于近地空间(高度20-150km)环境探测，基于运载火箭搭载发射的原位探测装置。解决原位探测装置无法适应运载火箭发射及探测过程中的气动热防护的严苛要求；解决目前的探测装置探测垂直范围有限，不能覆盖整个高度20-150km高度空间的探测等问题。为了解决上述现有技术的不足，本发明的提供一种具备适应运载火箭发射的严苛的气动热环境适应能力要求，并能够覆盖高度20-150km高度近地空间大气环境原位探测的硬质落球探测器。实现高精度的原位探测技术能力。
本发明提供的一种利用运载火箭搭载的近地空间大气环境原位探测器，其特征在于，包括：电源模块1、无线通信模块2、防护壳3、中心控制模块6、热控模块5以及位姿测量组合(三轴加速度计4、GNSS定位导航单元7、陀螺仪8)；其中，所述防护壳3为空心球体，由两个半圆壳体组成了球形密闭舱体，舱体用于放置上述各模块；所述热控模块5用于采集及调节舱体温度，保证舱体内温度在任务期间平稳可控；所述位姿测量模块用于实时获取探测器的位置、姿态信息；所述无线通信模块，用于将热控模块、位姿测量模块获取的信息通过内置天线，发送向地面进行接收和解析处理；所述电源模块为探测器中其他各模块供电；所述中心控制模块6用于整合其他各模块的数据，完成对探测信息的收集、分发、故障诊断、数据处理功能。
所述的基于运载火箭搭载的硬质落球探测器，通过运载火箭搭载开展原位探测，探测器安装于运载火箭一子级内，在运载火箭发射过程中一二子级分离后再被动弹出，不会对运载火箭的发射主任务产生影响，探测器在近地空间(高度20-150km)环境中的抛落过程中，开展环境参数的原位测量，并将探测数据实时传送到地面。
根据本发明的一个实施例，探测器整体设计构型采用光滑球体密闭结构，结构采用非金属硬质透波材料制成，结构外部为防热层、中间为隔热层、内部为仪器舱(安装各功能组件及模块)。其中，防热层采用陶瓷复核材料，具有耐高温的防护能力。
根据本发明的一个实施例，热控模块5采用温度测量、主动导热和温度加热方式，控制器舱内部温度在任务期间平稳可控。采用温度传感器，采集探测器内部各部分的温度；采用加热器和导热材料，平衡探测器内部温度和变化率。
根据本发明的一个实施例，所述位姿测量组合还包括三轴加速度计4，设置在探测器的质心位置，用于实施测量原位探测器探测抛落期间的三轴加速度。所述位姿测量组合包括GNSS定位导航单元7，用于实施原位测量探测器任务过程中的定位信息。所述惯性测量组合包括陀螺仪8；用于实施测量原位探测器探测抛落期间的旋转角速度。例如，三轴加速度计4，用于实施测量原位探测器探测抛落期间的三轴加速度信息；GNSS定位导航单元7，用于实施原位测量探测器任务过程中的定位信息，包括速度、位置、时间要素；陀螺仪8，用于实施测量原位探测器探测抛落期间的旋转角速度信息。
根据本发明的一个实施例，中心控制模块6对探测器的信息和电气进行综合管理，集成控制、测量、信息处理等电气信息功能的实现，完成探测器信息交互、数据管理、故障诊断及处理等功能。
根据本发明的一个实施例，无线通信模块2负责探测器和地面之间的数据通讯功能，将探测数据实时发送向地面。例如将硬质落球探测器的GNSS全球导航定位信息、加速度、旋转角速度数据、探测器内部温度信息，通过内置天线发送向地面进行接收和解析处理。
根据本发明的一个实施例，电源管理模块1负责探测器的电源管理，包括电源供给功能。
本发明提供的硬质落球原位探测装置，可以适应运载火箭发射过程中的温度、振动、冲击、高速等苛刻的环境条件，能够对高度20-150km高度空间大气环境参量开展原位探测，探测器具有体积小、重量轻的特点，能够充分利用运载火箭发射主任务基础上的富余运输能力，并且具备不影响运载火箭发射主任务的优点。与现有原位探测装置相比，本发明具备的优点是：可以利用与运载火箭搭载开展探测，并能够适用于探空火箭探测活动；具备高度20-150km高度大气环境原位探测的范围全覆盖的探测能力。
如图2所示，是本发明全探测流程示意图，探测器安装于运载火箭级间段中，随运载火箭发射进入近地空间，在运载火箭一二子级分离后备分离弹出，高抛后开始下落，和火箭分离后的下落弹道路径上，开展20-150km高度范围的近地空间大气环境参数的原位探测活动，将获取的探测器的时间、位置、速度、加速度、角速度、温度等测量信息实时发送下传到地面接收设备，通过这些测量信息，可以用于结算反演出探测路径的空间大气温度、压力、密度、风场等环境参数信息。
显然，本领域的技术人员可以对发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。

Claims (7)

1.一种利用运载火箭搭载的近地空间大气环境原位探测器，其特征在于，包括：电源模块(1)、无线通信模块(2)、防护壳(3)、中心控制模块(6)、热控模块(5)以及位姿测量组合；其中，
所述防护壳(3)为空心球体，由两个半圆壳体组成了球形密闭舱体，舱体用于放置上述各模块；
所述热控模块(5)用于采集及调节舱体温度，保证舱体内温度在任务期间平稳可控；
所述位姿测量模块用于实时获取探测器的位置、姿态信息；
所述无线通信模块，用于将热控模块、位姿测量模块获取的信息通过内置天线，发送向地面进行接收和解析处理；
所述电源模块为探测器中其他各模块供电；
所述中心控制模块(6)用于整合其他各模块的数据，完成对探测信息的收集、分发、故障诊断、数据处理功能。
2.如权利要求1所述的原位探测器，其特征在于，所述防护壳(3)采用非金属硬质透波材料制作，外侧面光滑。
3.如权利要求2所述的原位探测器，其特征在于，所述防护壳(3)的外部材料具有高温防护能力；中间为隔热层；内部为舱体。
4.如权利要求1所述的原位探测器，其特征在于，所述热控模块(5)包括温度传感器、加热器以及导热材料；所述温度传感器用于采集探测器内部温度；所述加热器和导热材料用于平衡探测器内部温度。
5.如权利要求1所述的原位探测器，其特征在于，所述位姿测量模块还包括三轴加速度计(4)，设置在探测器的质心位置，用于实施测量原位探测器探测抛落期间的加速度。
6.如权利要求5所述的原位探测器，其特征在于，所述位姿测量模块包括GNSS定位导航单元(7)，用于实施原位测量探测器任务过程中的定位信息。
7.如权利要求6所述的原位探测器，其特征在于，所述位姿测量模块还包括陀螺仪(8),用于实施测量原位探测器探测抛落期间的旋转角速度。
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