一种基于光纤网络的月球车用激光点阵器的制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种基于光纤网络的月球车用激光点阵器，由主备份两只尾纤输出型激光器、控制电路、两路驱动电路、两路温控电路、光纤分束器，16个光纤准直器和机壳组成。主备两只激光器发出的光经2×16型光纤分束器，两路激光先合2为1，再分成16束，每束激光经过安装在机壳上的光纤准直器进行光学准直。通过调整光纤准直器在机壳上的安装位置和出射方向，可以生成不同分布特征的激光点阵。本发明实现了轻小型月球车用激光点阵器，能生成能量密度高且均匀的激光点阵，解决了激光点阵器高可靠性和复杂航天环境适应性等瓶颈问题。
【专利说明】一种基于光纤网络的月球车用激光点阵器
【技术领域】
[0001]本发明属于月球车设计领域，具体地，涉及一种基于光纤网络的月球车用激光点阵器。
【背景技术】
[0002]为了实现满足要求的激光点阵，目前的技术方案主要为不分光和分光两种方案。不分光方案米用多只激光器输出，每只激光器输出的激光经准直后出射形成一个光斑，16个点阵则需要16只激光器。该方案需要较大的空间布置16只激光器和相应的驱动和温控电路，并且没有冗余和备份。
[0003]分光方案将一只激光器输出的激光分成若干束，每束经光纤准直器准直之后输出形成一个光斑，分光方式主要采用透镜阵列和光栅分光的方式实现。该方案采用的透镜和光栅分光，光学零件体积大，且均匀度较差，并且激光在自由空间传输，相互串扰，抗干扰能力不够。
【发明内容】
[0004]本发明主要解决的技术问题是:克服现有光栅系统或是棱镜系统分光不足的缺陷，提供一种基于光纤网络的月球车用激光点阵器。本发明实现了轻小型月球车用激光点阵器，在严格的体积、重量和功耗要求下产生具有特定分布的激光点阵，产生的激光点阵作为相机含有特征分布的标志点，可以用于月球车及其他地外行星探测器自主避障，也可以用于目标特征的获取与识别。
[0005]本发明采用的技术方案包括:
[0006]一种基于光纤网络的月球车用激光点阵器，包括:主尾纤输出型激光器和备份尾纤输出型激光器、控制电路、第一驱动电路、第二驱动电路、第一温控电路、第二温控电路、光纤分束器，16个光纤准直器、以及机壳，其中，主尾纤输出型激光器和备份尾纤输出型激光器、控制电路、第一驱动电路、第二驱动电路、第一温控电路、第二温控电路、光纤分束器，以及16个光纤准直器均装配在机壳中；第一驱动电路和第一温控电路控制主尾纤输出型激光器的工作；第二驱动电路和第二温控电路控制备份尾纤输出型激光器的工作；上电后，第一驱动电路和第一温控电路工作，控制主尾纤输出型激光器发光；控制电路采集主尾纤输出型激光器内的光电探测器的输出信号，并将该输出信号与控制电路内部预设的信号进行比较，判断主尾纤输出型激光器是否正常工作，如果正常，则不做任何处理；如果不正常，则切换至第二驱动电路和第二温控电路，由第二驱动电路和第二温控电路控制备份尾纤输出型激光器发光；主尾纤输出型激光器或备份尾纤输出型激光器发出的光经光纤分束器分成16束，每束光经过一个光纤准直器准直后照射到月面上。
[0007]进一步地，其特征在于，光纤准直器的金属结构材料选用低膨胀合金4J32B。
[0008]进一步地，定义16个光纤准直器的激光光轴与机壳底面之间的夹角为俯仰角，16个光纤准直器的激光光轴与机壳前表面之间的夹角为方位角，则:第一光纤准直器的俯仰角为41.91°，第二和第八光纤准直器的俯仰角为42.29°，第九和第十六光纤准直器的俯仰角为47.32°，第三至第七光纤准直器的俯仰角为42.43°，第十至十五光纤准直器的俯仰角为47.49° ;第一至十六光纤准直器的方位角依次为43.03° ,51.05°，61.60°，74.87 °，90°，-74.87 °，-61.60 °，-51.05 °，40.84 °，50.28 °，63.51°，80.57。, -80.66° , -63.51° ,-50.28° 和-40.84。。
[0009]本发明与现有技术相比的优点在于:
[0010]1、本发明选用尾纤输出的激光器作为光源，激光器输出光纤与光纤分束器输入端光纤熔接，激光器输出的激光在光纤分束器中传输，光纤分束器输出端光纤用陶瓷插针与光纤准直器连接，激光经透镜准直输出，光传播全程为封闭环境，光束质量不受外界环境干扰，可靠性高。
[0011]2、整机采用主备份设计，可以提高系统的可靠性。
[0012]3、采取宽温迟滞型温控设计，减小系统所需的功耗。
[0013]4、通过各部分的协同作用，可以最小化系统体积、重量和功耗，并保证光功率的均匀和系统的可靠性。产品通过了各种环境下的性能测试、航天力学环境试验和航天热环境试验考核，并在CE-3月球车的避障探测中成功应用，在其他行星探测器的避障探测以及目标特征识别等领域中，可以直接进行技术移植，具有很好的推广前景。
【专利附图】
【附图说明】
[0014]图1为本发明的组成图；
[0015]图2为本发明的设备简图；
[0016]图3a-图3c为光纤盘绕方向示意图；
[0017]图4为本发明的主备份切换原理图；
[0018]图5为本发明的温控电路原理图；
[0019]图6为本发明的驱动电路原理图；
[0020]图7为本发明的激光出射方向示意图。
【具体实施方式】
[0021]下面将结合附图和具体实施例对根据本发明的基于光纤网络的月球车用激光点阵器做进一步详细的说明。
[0022]根据本发明的激光点阵器可用于月球车，在严格的体积、重量和功耗要求下产生具有特定分布的高亮度激光点阵，可以用于月球车及其他地外行星探测器自主避障，也可以用于目标特征的获取与识别。
[0023]该基于光纤网络的月球车用激光点阵器，由主备份两只尾纤输出型激光器、控制电路、第一和第二驱动电路、第一和第二温控电路、光纤分束器,16个光纤准直器和机壳组成。主备两只尾纤输出型激光器发出的光经2X 16型光纤分束器,先合2为I,再分成16束，每束激光经过安装在机壳上的光纤准直器进行光学准直。通过调整准直器在机壳上的安装位置和出射方向，可以生成不同分布特征的激光点阵。尾纤输出型激光器采用恒流源精密控制实现光功率稳定输出，采取独特的宽温迟滞型温控设计，显著减小系统功耗。
[0024]具体地，如图1、图2和图4所示，第一驱动电路和第一温控电路控制主尾纤输出型激光器的工作；第二驱动电路和第二温控电路控制备份尾纤输出型激光器的工作；上电后，第一驱动电路和第一温控电路工作，控制主尾纤输出型激光器发光；控制电路采集主尾纤输出型激光器内的光电探测器的输出信号，并将该输出信号与控制电路内部预设的信号进行比较，判断主尾纤输出型激光器是否正常工作，如果正常，则不做任何处理；如果不正常，则切换至第二驱动电路和第二温控电路，由第二驱动电路和第二温控电路控制备份尾纤输出型激光器发光；主尾纤输出型激光器或备份尾纤输出型激光器发出的光经光纤分束器分成16束，每束光经过一个光纤准直器准直后照射到月面上。
[0025]本发明实现了轻小型月球车用激光点阵器，能生成能量密度高且均匀的激光点阵，解决了激光点阵器高可靠性和复杂航天环境适应性等瓶颈问题。
[0026]选用2X16型熔融拉锥式光纤分束器进行分光。主备两只激光器发出的光经2 X 16型光纤分束器合为I束后再分成16束。分束器的分光效率(输出功率和与输入功率之比)优于90%，能量均匀性(16束输出激光最大功率与最小功率之比)优于1.3。光纤为柔性材料，可以在空间中自由盘绕，各部组件空间布置更加灵活，大大降低所需空间。
[0027]选用尾纤输出型激光器作为光源，激光器输出光纤与光纤分束器输入端的光纤熔接，激光器输出的激光在光纤分束器中传输，最后经陶瓷插针输出，经透镜准直输出，光传播全程为封闭环境，光束质量不受外界环境干扰，可靠性高。
[0028]为了适应月球车用及地外行星探测复杂高低温环境，光纤准直器的金属结构材料选用低膨胀合金4J32B。
[0029]如图3a_图3c所示，光纤为柔性材料，可以在空间中自由盘绕，光纤盘绕采用环形盘绕和“8”字形盘绕相结合的方式，局部通过结构进行固定，大大减小系统所需空间。
[0030]考虑到在宽温范围实现高精度温控需要较大的功率消耗，如图5所示，本发明采取宽温迟滞型温控设计，仅在极端温度条件下启动温控工作。温控电路通过尾纤输出型激光器中的热敏电阻监测其LD (半导体二极管)的工作温度，将温度信号转化为电信号，并进行判断和运算处理。当LD的温度低于+15°C时，温控电路对尾纤输出型激光器内集成的TEC(半导体制冷器)加反向偏置电流，对LD加热；当LD的温度高于+36°C时，温控电路对尾纤输出型激光器内集成的TEC加正向偏置电流，对LD制冷降温。温控电路采用PID算法控制TEC的输出功率，实现LD的温度控制。这种温控电路设计采用较小的温控功率实现了LD的主动温度。
[0031]如图6所示，由于LD的输出光功率与电流近似于线性关系，其驱动必须采用恒流源设计。系统一次供电为5.5V，为了提高驱动电源的效率，此处采用BUCK型开关降压电路，首先将一次供电电压降到2V ;然后采用功率晶体管、电流控制电路和取样电阻，将上级BUCK开关型电压源路转化为电流源，电流反馈和电流控制功能实现LD驱动源的恒流、稳流输出设计。针对LD专门做一系列的防护措施:限流控制完成LD的过流保护措施，延时保护功能使LD避免静电电荷积累和电压冲击，软启动功能避免在开机过程中形成的对LD浪涌电流冲击，电压反馈监测LD上工作电压，对LD进行过压保护。
[0032]在根据本发明的月球车用激光点阵器中，定义16个光纤准直器的激光光轴与机壳底面之间的夹角为俯仰角，16个光纤准直器的激光光轴与机壳前表面之间的夹角为方位角，则:第一光纤准直器的俯仰角为41.91°，第二和第八光纤准直器的俯仰角为42.29°，第九和第十六光纤准直器的俯仰角为47.32°，第三至第七光纤准直器的俯仰角为42.43°，第十至十五光纤准直器的俯仰角为47.49° ;第一至十六光纤准直器的方位角依次为 43.03。,51.05° ,61.60° ,74.87° ,90° , -74.87° , -61.60° , -51.05° ,40.84°，50.28。,63.51° ,80.57° , -80.66° , -63.51° , -50.28° 和-40.84。。
[0033]如图2所示，激光板12仅用于尾纤输出型激光器的安装和固定，驱动温控板11包括所有的电路。机壳10为前后两部分，前面部分用于固定尾纤输出型激光器6和7、光纤准直器9和光纤分束器8，后半部分用于固定驱动控制板11，前后两部分扣合，用螺钉连接形成一个整体。
[0034]在此，需要说明的是，本说明书中未详细描述的内容，是本领域技术人员通过本说明书中的描述以及现有技术能够实现的，因此，不做赘述。
[0035]以上所述仅为本发明的优选实施例，并非用来限制本发明的保护范围。对于本领域的技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，可以对本发明做出若干的修改和替换，所有这些修改和替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。
【权利要求】
1.一种基于光纤网络的月球车用激光点阵器，其特征在于，包括:主尾纤输出型激光器和备份尾纤输出型激光器、控制电路、第一驱动电路、第二驱动电路、第一温控电路、第二温控电路、光纤分束器，16个光纤准直器、以及机壳，其中，主尾纤输出型激光器和备份尾纤输出型激光器、控制电路、第一驱动电路、第二驱动电路、第一温控电路、第二温控电路、光纤分束器，以及16个光纤准直器均装配在机壳中； 第一驱动电路和第一温控电路控制主尾纤输出型激光器的工作；第二驱动电路和第二温控电路控制备份尾纤输出型激光器的工作； 上电后，第一驱动电路和第一温控电路工作，控制主尾纤输出型激光器发光；控制电路采集主尾纤输出型激光器内的光电探测器的输出信号，并将该输出信号与控制电路内部预设的信号进行比较，判断主尾纤输出型激光器是否正常工作，如果正常，则不做任何处理；如果不正常，则切换至第二驱动电路和第二温控电路，由第二驱动电路和第二温控电路控制备份尾纤输出型激光器发光； 主尾纤输出型激光器或备份尾纤输出型激光器发出的光经光纤分束器分成16束，每束光经过一个光纤准直器准直后照射到月面上。
2.根据权利要求1所述的基于光纤网络的月球车用激光点阵器，其特征在于，光纤准直器的金属结构材料选用低膨胀合金4J32B。
3.根据权利要求1所述的基于光纤网络的月球车用激光点阵器，其特征在于，定义16个光纤准直器的激光光轴与机壳底面之间的夹角为俯仰角，16个光纤准直器的激光光轴与机壳前表面之间的夹角为方位角，则:第一光纤准直器的俯仰角为41.91° ,第二和第八光纤准直器的俯仰角为42.29°，第九和第十六光纤准直器的俯仰角为47.32°，第三至第七光纤准直器的俯仰角为42.43°，第十至十五光纤准直器的俯仰角为47.49° ； 第一至十六光纤准直器的方位角依次为43.03 °，51.05 °，61.60 °，.74.87 °，90 °，-74.87 °，-61.60 °，-51.05 °，40.84 °，50.28 °，63.51 °，.80.57。, -80.66° , -63.51° ,-50.28° 和-40.84。。
【文档编号】G02B27/09GK104375274SQ201410601965
【公开日】2015年2月25日 申请日期:2014年10月30日 优先权日:2014年10月30日
【发明者】王春辉, 张慧, 李明山, 郑永超, 李旭, 王遨游 申请人:北京空间机电研究所