Светоотражающий элемент для космического аппарата

Светоотражающий элемент для космического аппарата

Реферат

 

Использование: в оптическом приборостроении, в частности в устройствах отражения света при лазерной локации космических аппаратов. Сущность изобретения: устройство содержит по крайней мере одну преломляющую и одну отражающую поверхности с оптически прозрачной средой между ними. Причем сумма оптических длин пути излучения в этих средах, отнесенная к суммарной геометрической длине пути излучения в элементе, лежит в пределах от 1,5724 до 1,6619. 4 ил., 2 табл.

Изобретение относится к оптическому приборостроению, в частности к оптическим светолокационным системам для определения координат космических аппаратов.

Известны светоотражающие элементы в светодальномерах, использующие тройные зеркала, трипельпризмы и зеркально-линзовые светоотражающие элементы [1] При определении координат космических объектов получили распространение светоотражающие элементы в виде трипельпризм, т.е. стеклянных тетраэдров с тремя отражающими боковыми гранями и одной преломляющей гранью в основании призмы, являющейся входным и выходным отверстием для излучения лазерного локатора.

При точном изготовлении двугранных углов тетраэдра в наземных условиях (неподвижное положение призмы относительно дальномера) излучение возвращается в том же направлении, в котором оно приходит на входную грань призмы. В случае установки светоотражающего элемента на быстродвижущемся космическом объекте возникает явление "скоростной аберрации" (эффект Брэдли), выражающееся в том, что отраженное излучение отклоняется от направления падения. При узких диаграммах отражения это приводит к значительному ослаблению сигнала, приходящегося на приемо-передатчики, что является существенным недостатком светоотражающих элементов этого типа.

Наиболее близким по своей технической сущности к данному изобретению является светоотражающий элемент [2] содержащий несколько последовательно установленных преломляющих поверхностей и одну отражающую поверхность. За счет изменения оптических параметров преломляющих поверхностей (наклон их относительно оси) направление отраженного излучения может быть отклонено от направления падающего излучения, чем может быть полностью компенсирована "скоростная аберрация".

Недостатком известного технического решения являются потери света из-за разделения отраженного излучения на два потока, один из которых не используется, и необходимость изменения наклона преломляющих поверхностей при изменении высоты полета и особенно из-за изменения высоты над горизонтом космического аппарата. Например, при высоте полета около 600 км угловая величина "скоростной аберрации" меняется от 5,3 угловой секунды близ горизонта до 10,4 угловых секунд в зените, т. е. в два раза.

Целью изобретения является обеспечение максимального совпадения направлений падающего и отраженного излучений. Для этого авторы используют обнаруженное ими явление компенсации эффекта "скоростной аберрации" за счет эффекта Физо, т.е. эффекта сложения скорости света и скорости движения оптической среды, в которой он распространяется.

Цель достигается усовершенствованием светоотражающего элемента, содержащего по крайней мере одну преломляющую и одну отражающую поверхности.

Усовершенствование заключается в том, что пространство между преломляющей и отражающей поверхностями заполнено оптически прозрачными средами, сумма оптических длин путей излучения в которых внутри отражающего элемента, отнесенная к удвоенной геометрической длине отражающего элемента вдоль его оси симметрии, лежит в пределах от 1,6619 до 1,5724, т.е. удовлетворяется соотношение где 2d суммарная толщина оптически прозрачных сред при прохождении излучения в прямом и обратном направлениях вдоль оси симметрии отражающего элемента; k количество оптически прозрачных сред, через которые проходит излучение от входа до выхода из светоотражающего элемента; d_i толщина i-й оптически прозрачной среды; n_i показатель преломления i-й оптически прозрачной среды; d_i, n_i оптическая длина пути излучения.

На фиг. 1.4 показаны некоторые из возможных вариантов исполнения предлагаемого световозвращающего элемента.

На фигурах обозначены: тетраэдрическая призма 1, иллюминатор 2, зеркало 3, заполняющая среда 4, объектив типа Кассегрена 5, объектив с двумя линзовыми блоками 6. Толщины и показатели преломления оптически прозрачных сред обозначены на фиг. 1.4, как это принято на оптических схемах, буквами d_i и n_i с указанием отрезков по оси симметрии отражающего элемента. Отражающие поверхности обозначены наклонной штриховкой, кроме фиг. 1, где показан внешний вид, а не сечение элемента. Оси симметрии элементов показаны штрих-пунктирными линиями.

Вариант исполнения, изображенный на фиг. 1, представляет собой триппельпризму 1. Излучение локатора входит слева направо в плоскую грань - основание тетраэдра, проходит вдоль оси симметрии отрезок d₁ в оптически прозрачной среде с показателем преломления n₁, после чего, с учетом отражения от трех боковых граней тетраэдра, вновь выходит через грань - основание триппельпризмы 1. Суммарная толщина равна 2d.

На фиг. 2 изображен полый трехгранник, образованный зеркалами 3 (в сечении видны два зеркала), с иллюминатором 2 на входе. Толщина иллюминатора d₁, показатель преломления среды n₁. Пространство между иллюминатором 2 и зеркалами 3 заполнено прозрачной средой 4, например жидкостью, с показателем преломления среды n₂ и толщиной d₂, вдоль оси симметрии трехгранника. Излучение входит в иллюминатор 2, проходит в его среде вдоль оси симметрии расстояние d₁, выходит во вторую заполняющую среду 4 с показателем преломления n₂ и толщиной вдоль оси d₂, проходит эту среду и, с учетом отражения от трех зеркал 3, вновь выходит из иллюминатора 2. Суммарная толщина равна 2 (d₁ + d₂).

На фиг. 3 изображен вариант исполнения элемента в виде зеркально-линзовой системы с объективом типа Кассегрена 5. Показан вариант системы с тремя линзовыми деталями, на двух из которых нанесено отражающее покрытие.

Суммарная толщина d образуется при проходе излучения сначала через входную сферическую поверхность линзы с толщиной вдоль оси d₂ (показатель преломления n₂), затем через линзу с толщиной d₃/n₃/, отражении от зеркального покрытия, повторном прохождении линз с толщинами d₃ и d₂, затем прохождении мениска толщиной d₁ (показатель преломления n₁), отражении от зеркального покрытия, последовательном прохождении линз с d₁, d₂ и d₃, отражении и вновь прохождении линз с толщинами d₃ и d₂. Таким образом, суммарная толщина равна 2(d₁ + 2d₂ + 2d₃).

Фиг. 4 изображает зеркально-линзовый светоотражающий элемент 6 с четырьмя линзами, на одной из которых нанесено отражающее покрытие. Линзы соединены в два блока, между которыми имеется промежуток, заполненный воздухом или вакуумом. Излучение проходит вдоль оси симметрии дважды и суммарная толщина равна 2(d₁ + d₂ + d₃ + d₄ + d₅).

Возможны и другие варианты исполнения, соответствующие вышеизложенному техническому решению.

Светоотражающий элемент работает следующим образом. Излучение от наземного лазерного локатора проходит атмосферу и выходит в открытый космос, после чего попадает на космический аппарат. На борту установлен либо один светоотражатель, либо панель с блоком светоотражателей, обращенных входными отверстиями в сторону Земли. Излучение локатора входит в каждый светоотражающий элемент и проходит через оптически прозрачные среды, заполняющие пространство между входной преломляющей поверхностью и отражающей поверхностью (или отражающими поверхностями). При этом оно может проходить через несколько преломляющих поверхностей внутри светоотражающего элемента (см. табл. 1, иллюстрирующую изображенные на рисунках варианты исполнения). За счет сложения скоростей распространения света в заполняющих средах светоотражающего элемента и движения вместе с космическим аппаратом этих заполняющих сред возникает разность фаз излучения, вошедшего в противолежащие по движению края входного отверстия светоотражающего элемента. Возникающая разность фаз отклоняет излучение на угол (выраженный в радианах) , где v тангенциальная скорость движения светоотражающего элемента; с скорость света в вакууме; n показатель преломления заполняющей среды светоотражающего элемента.

При полном или частичном заполнении внутренней полости светоотражающего элемента оптически прозрачным материалом величина угла изменяется. В табл. 2 приведены величины коэффициента (n+1-n²) для случая исполнения светоотражающего элемента по схеме фиг. 1. Там же для сравнения приведены величина коэффициента при использовании полого уголкового отражателя (тройное зеркало) и триппельпризмы из кварца КVI. В этих двух случаях показатели преломления среды (вакуум и кварц) находятся вне границ соотношения, приведенного в формуле изобретения, тогда как для стекол ВФ24, Ф101 и ТФ1 предусмотренное соотношение выполняется.

Технико-экономическое преимущество заявленного изобретения заключается в том, что за счет уменьшения угла отклонения отраженного излучения возможно использовать светоотражающие элементы с более узкими диаграммами отражения и за счет этого либо уменьшить число отражателей, либо уменьшить мощность лазерных излучателей, либо увеличить дальность действия локаторов.

Формула изобретения

Светоотражающий элемент для космического аппарата, содержащий по крайней мере одну преломляющую и одну отражающую поверхности с оптически прозрачной средой между ними, отличающийся тем, что сумма оптических длин пути внутри светоотражающего элемента, отнесенная к удвоенной геометрической длине светоотражающего элемента вдоль его оси симметрии, лежит в пределах 1,6619 - 1,5724.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5