本发明涉及航空航天领域、太阳能收集领域，具体地，涉及一种太阳光汇聚系统，特别是一种空间非跟踪式阵列式太阳光汇聚系统。
背景技术：
空间高聚光比的聚光器一直都是空间太阳能聚集技术的研究热点，而高聚光比的太阳能聚光器，其光学系统的光轴必须与太阳光保持平行，太阳中心相对采光口的方向是固定的，所以必须跟踪太阳。跟踪式太阳能聚光器系统相对复杂，且需要考虑系统长期性的机构磨损、抗辐射和空间腐蚀等问题。
技术实现要素：
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种太阳光汇聚系统。
根据本发明提供的太阳光汇聚系统，包含聚光镜、汇光结构以及传导光纤；
多个聚光镜安装在汇光结构上，多个所述聚光镜沿球面布置；所述传导光纤安装在汇光结构中；
聚光镜、汇光结构、传导光纤依次连接构成光线通道；多个所述聚光镜中的光线在汇光结构中汇聚后到达传导光纤中。
优选地，聚光镜包含在轴向方向上依次连接的聚光部、渐缩适应部、装配部；
聚光部上安装有透镜，渐缩适应部径向尺寸随轴向延伸减小，装配部与汇光结构上设置的接收部相匹配。
优选地，所述汇光结构上设置有多个安装孔，安装孔形成所述接收部；
聚光镜的装配部安装在安装孔中，聚光镜与安装孔一一对应。
优选地，所述汇光结构几何中心所在位置形成汇光点，所述传导光纤在长度延伸方向上通过汇光点。
优选地，所述传导光纤包含球状部，球状部球心与汇光点空间位置一致。
优选地，所述球状部位于传导光纤的轴向端部。
优选地，所述球状部直径为3mm，传导光纤上球状部之外的部分的口径为1.75mm。
优选地，所述传导光纤上设置有耐高温涂层。
优选地，包含85个聚光镜沿球面分布安装在汇光结构上。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明采用空间非跟踪式阵列式的太阳光汇聚系统，除了接收太阳的直射辐射外，还能接收其接收角范围内的散射辐射，具有成本低、效率高、容易扩充规模等优点。
2、本发明提供的太阳光汇聚系统可以应用到具有远距离聚光需求的高、中、低轨的各类空间飞行器和探测器中，也可用于其他类似需求的空间太阳能发电、空间光-光通信等应用场合。
3、本发明通过非跟踪式汇光结构实时聚集阳光，不受跟踪精度约束，在聚集光斑处通过端面球状结构光纤，将聚集阳光最大限度传导入光纤，最终实现空间太阳光的高效汇聚。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明提供的太阳光汇聚系统原理框图；
图2为阵列式聚光镜原理性装置图；
图3为非跟踪式的汇光结构原理装置图；
图4为传导光纤结构示意图；
图5为传导光纤a部端面详图。
图中示出：
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
如图1所示，本发明提供的太阳光汇聚系统，包含聚光镜1、汇光结构2以及传导光纤3，包含多个聚光镜1安装在汇光结构2上，多个所述聚光镜1沿球面布置；所述传导光纤3安装在汇光结构2中，聚光镜1、汇光结构2、传导光纤3依次连接构成光线通道；多个所述聚光镜1中的光线在汇光结构2中汇聚后到达传导光纤3中。
如图2所示，聚光镜1包含在轴向方向上依次连接的聚光部4、渐缩适应部5、装配部6，聚光部4上安装有透镜7，渐缩适应部5径向尺寸随轴向延伸减小，装配部6与汇光结构2上设置的接收部相匹配。所述汇光结构2上设置有多个安装孔8，安装孔8形成所述接收部，聚光镜1的装配部6安装在安装孔8中，聚光镜1与安装孔8一一对应。渐缩适应部5的设置能够防止聚光镜1在靠近分布球面的球心的位置上产生结构的干涉。优选地，所述聚光镜1与汇光结构2之间可以是通过卡合、嵌套、粘结、螺纹等方式连接的。
如图3所示，所述汇光结构2为球形，其几何中心所在位置形成汇光点，所述传导光纤3在长度延伸方向上通过汇光点。所述传导光纤3包含球状部9，球状部9球心与汇光点空间位置一致。所述球状部9位于传导光纤3的轴向端部。优选地，所示球状部9也可以位于传导光纤的中部。各个聚光镜1的中轴线也指向汇光点，即球心位置，这样汇光结构在球心处将太阳光汇聚形成光斑，光斑也组成球状，传统光纤头位矩形，无法将光斑完全汇聚，如图4、图5所示，本发明中，传导光纤3端部的球状部9的设置，可将光斑最大程度进行汇聚。
优选实施方式：
阵列式排布的聚光镜1，分布在球形结构上，该球形结构直径1m，分布85片口径0.1m石英凸透镜。每片透镜7聚光透过率＞98％，空间太阳光谱辐照度为1367w/m2，每片透镜7可聚焦光功率为10.52w，85片透镜7聚光总能量为894.34w，由于同一时刻30％的透镜7可接受阳光直射，30％的透镜7部分可接收阳光直射，40％的透镜7无法接受阳光照射，故多个聚光镜1组成的系统的聚光总能量为402.39w。
传导光纤3上的球状部9直径为3mm，传导光纤3上球状部9之外的部分的口径为1.75mm。传导光纤3每米传输损耗低于5‰，较传统光纤其最大传输能量可增大60％。由于球状部9温度可高达150℃以上，传导光纤3需添加耐高温涂层，本发明中采用聚酰亚胺涂层，最高可耐500℃高温。光线通过传导光纤3传导后，可引入飞行器舱体进行高效利用。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，
本技术：
的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。