一种基于粒子径迹成像云室的粒子运动轨迹成像装置

技术领域

本发明属于空间辐射粒子径迹成像设备技术领域，具体地说，涉及一种基于粒子径迹成像云室的粒子运动轨迹成像装置。

背景技术

随着探月工程的不断推进，载人登月开始提上日程，在月球南极发现的水冰更是让此处拥有了建立驻月基地的可能。然而载人登月还面临着一系列的问题，其中在空间粒子辐射与防护即是重要的一方面。粒子径迹成像是空间粒子辐射探测的一项重要技术，其根据粒子径迹，获取粒子的相关信息。

现有的粒子成像探测装置主要包括核乳胶、固体径迹探测器、云室、气泡室、流光室和火花室。其中，火花室、流光室由于在工作过程中会使用高电压并产生火花，给航天器一定程度上带来了安全隐患，故不适用于天基平台。核乳胶和固体径迹探测器是目前天基平台使用较多也较为成熟的手段，但其获取数据时需要将样品或探测器本身带回地面进行处理，增加了任务成本。而气泡室由于需要携带大量液体，造成重量大大增加。云室是一种适用于天基平台的粒子成像技术。天基平台的云室需要开展空间环境适应性设计和小型化设计。目前还没有应用于天基平台的成像云室设计的案例。本发明针对天基平台的成像云室开展，获得空间辐射粒子的径迹或运动轨迹进行显像。

发明内容

为解决现有技术存在的上述缺陷，本发明提出了一种基于粒子径迹成像云室的粒子运动轨迹成像装置，以适应天基平台对于粒子径迹显像载荷的要求。其拥有小型化、自动化、高集成度、安全性好、数据获取方便、无需等待载荷实体返回地球等特点，可同时满足科学研究和科普的任务需求。

本发明提供了一种基于粒子径迹成像云室的粒子运动轨迹成像装置，该装置包括：粒子径迹成像云室、液体循环子装置、温度控制子装置、照明与影像记录子装置、电路控制子装置和外壳；

粒子径迹成像云室、液体循环子装置、温度控制子装置、照明与影像记录子装置和电路控制子装置均设置在外壳内；

粒子径迹成像云室与外壳之间设置液体循环子装置、温度控制子装置、照明与影像记录子装置和电路控制子装置；

粒子径迹成像云室与外壳之间设置液体循环子装置，控制隔热云室内提供的恒定的温度梯度乙醇蒸汽环境及其云室内的气压平衡；温控控制子装置与粒子径迹成像云室电性连接，控制隔热云室内的温度，照明与影像记录子装置设置在隔热云室的底部，并位于隔热云室与外壳之间的空隙处，对射进隔热云室内的空间辐射粒子的径迹或运动轨迹进行识别和记录，并将其制成视频传回地球；

电路控制子装置分别与粒子径迹成像云室、液体循环子装置、温度控制子装置和照明与影像记录子装置中的电子部件电性连接，控制对应的电子部件正常运行和工作。

作为上述技术方案的改进之一，所述粒子径迹成像云室包括：隔热云室、磁场发生线圈、第一半导体制热片阵列、第二半导体制热片阵列、半导体制冷片阵列和蒸发室；

隔热云室的顶部开设圆孔，第一半导体制热片阵列固定设置在隔热云室的顶部，且隔热云室顶部开设的圆孔位于第一半导体制热片阵列的中部，并在该圆孔处铺设蒸汽输送管道，通过蒸汽输送管道与蒸发室连通，蒸发室内的底部固定设置第二半导体制热片阵列；

隔热云室的底部固定设置半导体制冷片阵列，靠近隔热云室的底部的圆周侧壁上增设蒸汽冷凝管道；隔热云室的外圆周侧壁上增设磁场发生线圈，使得磁场发生线圈环绕在隔热云室的外圆周壁上；

靠近蒸发室底部的圆周侧壁上增设液态乙醇输送管道，将液态乙醇输送至蒸发室，通过蒸发室底部的第二半导体制热片阵列，将液态乙醇加热至乙醇蒸汽，再通过蒸汽输送管道，输送至隔热云室内，第一半导体制热片阵列和半导体制冷片阵列在热电偶的监测下，控制输送至隔热云室内的乙醇蒸汽在隔热云室的纵向方向上由上到下的温度，形成上热下冷的温度梯度场，使蒸汽乙醇在隔热云室的底部形成过饱和乙醇蒸汽；

空间辐射粒子进入隔热云室内，由于磁场发生线圈使得空间辐射粒子发生偏转，使空间辐射粒子从外至内运动，并通过过饱和乙醇蒸汽环境，形成空间辐射粒子的径迹或运动轨迹。

作为上述技术方案的改进之一，所述隔热云室为圆柱状结构，采用3mm厚的一体成型聚甲基丙烯酸甲酯材料的、单层有机玻璃制成。

作为上述技术方案的改进之一，所述液体循环子装置包括：氮气源、气源开关阀、气压监测装置、冷凝室、回流泵、乙醇储存装置、回流阀、出流阀和出流泵；

氮气源上设置气源开关阀，并通过气源通道与蒸汽输送管道连通；

蒸发室的圆周侧壁上增设的液态乙醇输送管道与出流泵的输出端连通，出流泵的输入端通过输送管道与乙醇储存装置的输出端连通，且乙醇储存装置的输出端设置出流阀，控制液态乙醇的输出流速；

乙醇储存装置的输入端通过回流管道与回流泵的输出端连通，且乙醇储存装置的输入端设置回流阀，控制液态乙醇的回流速度；

回流泵的输入端通过输送管道与冷凝室底部增设的输出口连通，隔热云室的圆周侧壁上增设的蒸汽回流管道与冷凝室的圆周侧壁上增设的输入口连通。

作为上述技术方案的改进之一，所述外壳包括：方柱状壳体、准直器、第一限位挡板、第二限位挡板、第三限位挡板、乙醇固定环和氮气源固定环；

方柱状壳体的外侧壁上采用3mm厚的镁合金辐条，使得粒子只能通过准直器进入载荷内部；其内侧壁上涂覆磁场屏蔽材料薄膜；

方柱状壳体的底部固定第一限位挡板；方柱状壳体的内侧壁上的不同位置处增设第二限位挡板、第三限位挡板、乙醇固定环和氮气源固定环；

隔热云室通过第一限位挡板固定在方柱状壳体的底部，蒸发室固定在第二限位挡板上，冷凝室固定在第三限位挡板上，乙醇储存装置固定在乙醇固定环内，氮气源固定在氮气源固定环内；

方柱状壳体的外壁的底部增设准直器，将不同入射角度的空间辐射粒子从该准直器进入，使得经过准直器校正后的空间辐射粒子能够从隔热云室的底部水平射进隔热云室内。

作为上述技术方案的改进之一，所述温度控制子装置包括：温控器、第一热电偶、第二热电偶和热敏电阻；

第一热电偶与第一半导体制热片阵列电性连接，第二热电偶与半导体制冷片阵列电性连接，第一热电偶和第二热电偶均与温控器电性连接，将第一热电偶和第二热电偶实时监测的隔热云室内的气态乙醇的蒸汽温度，反馈至温控器，温控器再根据对应的反馈结果，实时调节对应位置处的蒸汽温度，形成由上而下的65℃至-25℃的温度梯度场，

热敏电阻设置在蒸发室内，实时监测蒸发室内的气态乙醇的蒸汽温度，控制第二半导体制热片阵列的制热温度；热敏电阻与温控器电性连接，温控器与第二半导体制热片阵列电性连接；

第一热电偶和第二热电偶分别检测隔热云室内的气态乙醇的蒸汽温度，并将对应的蒸汽温度值反馈至温控器，温控器根据反馈结果，控制第一半导体制热片阵列进行制热，同时控制半导体制冷片阵列进行制冷，维持气态乙醇在隔热云室内的对应位置处的蒸汽温度，形成温度梯度场，其中，位于隔热云室顶部的气态乙醇的蒸汽温度为65℃，位于隔热云室底部的气态乙醇的蒸汽温度为-25℃。

作为上述技术方案的改进之一，所述照明与影像记录子装置包括：第一发光二极管阵列、第二发光二极管阵列、第一成像仪、第二成像仪和数据存储与转发装置；

第一发光二极管阵列和第二发光二极管阵列对称设置在隔热云室的底部，第一成像仪和第二成像仪对称倾斜设置在隔热云室的外圆周侧壁外，第一发光二极管阵列、第二发光二极管阵列、第一成像仪和第二成像仪呈四面体排列；第一成像仪和第二成像仪均与数据存储与转发装置电性连接；

将第一成像仪和第二成像仪采集的不同角度的空间辐射粒子的径迹或运动轨迹，制成视频，发送至数据存储与转发装置，再由数据存储与转发装置，将制成的视频通过外接的接口转发至位于地面。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

1、本发明的装置能够将空间粒子辐射可视化，能够直观地记录空间粒子的径迹或运动轨迹，并将其图像化，制成视频，传回地球，不需要将空间粒子的样品返回地球，降低了成本；相比于现有的火花室或流光室，大大提高了安全性；除了视觉效果直观生动以外，双视角成像仪的布置也有利于获取空间辐射粒子的三维运动轨迹；

2、本发明的装置采用双摄像机记录的方式，从不同角度得到粒子的径迹或运动轨迹的影像，进而还原出粒子的运动轨迹的立体分布，从而得到粒子的相关信息，例如荷质比、能量等；

3、本发明的装置旨在为航天器平台提供一种基于云室工作原理的载荷，可获得比地面上更好的对空间辐射粒子的观测结果；且相比于现有的气泡室、火花室、流光室等其他空间辐射粒子显像手段，隔热云室21具有易实现、相对安全的优点，具有可复用性好、轨迹影像易获取、无需等待载荷实体返回地球的优点；

4、本发明的装置在结构上高度集成，实现了对体积和质量的压缩，使其能够适应航天器平台的搭载要求，且可以在收到启动命令后自主运行，无需额外操作。同时其为适应航天器平台而进行的集成化设计也增强了它的便携性，在地球上测试时携带更为便捷，其重量和体积仅一人就可携带。

附图说明

图1是本发明的一种基于粒子径迹成像云室的粒子运动轨迹成像装置的结构示意图；

图2是图1的本发明的一种基于粒子径迹成像云室的粒子运动轨迹成像装置的粒径径迹成像云室的结构示意图；

图3是图1的本发明的一种基于粒子径迹成像云室的粒子运动轨迹成像装置的液体循环子装置3的结构示意图；

图4是图1的本发明的一种基于粒子径迹成像云室的粒子运动轨迹成像装置的温度控制子装置4的结构示意图；

图5是图1的本发明的一种基于粒子径迹成像云室的粒子运动轨迹成像装置的照明与影像记录子装置5的结构示意图；

图6是图1的本发明的一种基于粒子径迹成像云室的粒子运动轨迹成像装置的外壳1的结构示意图；

图7是图1的本发明的一种基于粒子径迹成像云室的粒子运动轨迹成像装置的工作过程的流程图。

附图标记：

1、外壳 2、粒子径迹成像云室

3、液体循环子装置 4、温度控制子装置

5、照明与影像记录子装置 6、电路控制子装置

21、隔热云室 22、磁场发生线圈

23、第一半导体制热片阵列 24、第二半导体制热片阵列

25、半导体制冷片阵列 26、蒸发室

27、温度梯度场 28、蒸汽输送管道

29、蒸汽冷凝管道 30、液态乙醇输送管道

31、氮气源 32、气源开关阀

33、气压监测装置 34、冷凝室

35、回流泵 36、乙醇储存装置

37、回流阀 38、出流阀

39、出流泵

41、温控器 42、第一热电偶

43、第二热电偶 44、热敏电阻

51、第一发光二极管阵列 52、第二发光二极管阵列

53、第一成像仪 54、第二成像仪

55、数据存储与转发装置

具体实施方式

现结合附图对本发明作进一步的描述。

如图1所示，本发明提供一种基于粒子径迹成像云室的粒子运动轨迹成像装置，采用粒子径迹成像云室2实现空间辐射的直观化表征，载荷拟采用温度梯度乙醇云室作为粒子径迹成像云室2，辅以偏转磁场、液体循环、照明、数据记录等辅助，用成像仪记录粒子径迹成像云室2中的空间辐射粒子的运动轨迹，并将其制作成视频发回地球；同时本发明拟在地球设立对照组，用以形成直观对比，有利于相关载荷搭乘相关航天器前往月球开展工作。

如图1所示，该装置包括：粒子径迹成像云室2、液体循环子装置3、温度控制子装置4、照明与影像记录子装置5、电路控制子装置6和外壳1；

粒子径迹成像云室2、液体循环子装置3、温度控制子装置4、照明与影像记录子装置5和电路控制子装置6均设置在外壳1内；

粒子径迹成像云室2与外壳1之间设置液体循环子装置3、温度控制子装置4、照明与影像记录子装置5和电路控制子装置6；

粒子径迹成像云室2与外壳1之间设置液体循环子装置3，控制隔热云室21内提供的恒定的温度梯度乙醇蒸汽环境及其云室内的气压平衡；温控控制子装置与粒子径迹成像云室2电性连接，控制隔热云室21内的温度，照明与影像记录子装置5设置在隔热云室21的底部，并位于隔热云室21与外壳1之间的空隙处，对射进隔热云室21内的空间辐射粒子的径迹或运动轨迹进行识别和记录，并将其制成视频传回地球；

电路控制子装置6分别与粒子径迹成像云室2、液体循环子装置3、温度控制子装置4和照明与影像记录子装置5中的电子部件电性连接，控制对应的电子部件正常运行和工作。

如图2所示，所述粒子径迹成像云室2包括：隔热云室21、磁场发生线圈22、第一半导体制热片阵列23、第二半导体制热片阵列24、半导体制冷片阵列25、蒸发室26；

隔热云室21的顶部开设圆孔，第一半导体制热片阵列23固定设置在隔热云室21的顶部，且隔热云室21顶部开设的圆孔位于第一半导体制热片阵列23的中部，并在该圆孔处铺设蒸汽输送管道28，通过蒸汽输送管道28与蒸发室26连通，蒸发室26内的底部固定设置第二半导体制热片阵列24；

隔热云室21的底部固定设置半导体制冷片阵列25，靠近隔热云室21的底部的圆周侧壁上增设蒸汽冷凝管道29；隔热云室21的外圆周侧壁上增设磁场发生线圈22，使得磁场发生线圈22环绕在隔热云室21的外圆周壁上；

第一半导体制热片阵列23和半导体制冷片阵列25分别外接热电偶；

靠近蒸发室26底部的圆周侧壁上增设液态乙醇输送管道30，将液态乙醇输送至蒸发室26，通过蒸发室26底部的第二半导体制热片阵列24，将液态乙醇加热至乙醇蒸汽，再通过蒸汽输送管道28，输送至隔热云室21内，第一半导体制热片阵列23和半导体制冷片阵列25在热电偶的监测下，控制输送至隔热云室21内的乙醇蒸汽在隔热云室21的纵向方向上由上到下的温度，形成上热下冷的温度梯度，将蒸汽乙醇在隔热云室21的底部形成过饱和乙醇蒸汽，并通过蒸汽冷凝管道29进入回流过程；

空间辐射粒子进入隔热云室21内，由于磁场发生线圈22使得空间辐射粒子发生偏转，使空间辐射粒子从外至内运动，并通过过饱和乙醇蒸汽环境，形成空间辐射粒子的径迹或运动轨迹。具体地，空间粒子是从准直器进入，穿透云室壁进入冷的过饱和乙醇蒸汽环境的，以准直器为外面，空间辐射粒子应是从外往内穿越的，其运动轨迹只经过隔热云室的底部的冷过饱和乙醇蒸汽环境，不经过隔热云室顶部的热过饱和乙醇蒸汽环境，即使有偏转磁场，其轨迹也是在水平方向内偏转而非垂直方向。由于粒子径迹或运动轨迹经过一段时间后会自行消失，在维持乙醇蒸气过饱和状态的情况下，隔热云室21可对空间辐射粒子持续显像。

在本实施例中，所述隔热云室21为圆柱状结构，采用3mm厚的一体成型聚甲基丙烯酸甲酯材料的、单层有机玻璃制成，其直径为300mm，高为250mm。

其中，如图3所示，所述液体循环子装置3包括：氮气源31、气源开关阀32、气压监测装置33、冷凝室34、回流泵35、乙醇储存装置36、回流阀37、出流阀38和出流泵39；

氮气源31上设置气源开关阀32，并通过气源通道与蒸汽输送管道28连通；

蒸发室26的圆周侧壁上增设的液态乙醇输送管道30与出流泵39的输出端连通，出流泵39的输入端通过输送管道与乙醇储存装置36的输出端连通，且乙醇储存装置36的输出端设置出流阀38，控制液态乙醇的输出流速；

乙醇储存装置36的输入端通过回流管道与回流泵35的输出端连通，且乙醇储存装置36的输入端设置回流阀37，控制液态乙醇的回流速度；

回流泵35的输入端通过输送管道与冷凝室34底部增设的输出口连通，隔热云室21的圆周侧壁上增设的蒸汽回流管道与冷凝室34的圆周侧壁上增设的输入口连通。

液态乙醇储存于乙醇储存装置36中，通过出流阀38控制液态乙醇的出流速度，乙醇储存装置36中设有液面高度监测装置，实时监测液态乙醇的储量。工作前，出流阀38打开，出流泵39通过输送管道将少量液态乙醇(15ml)抽入蒸发室26，而后液态乙醇进入蒸发室26内，并通过第二半导体制热片阵列24，转化为气态乙醇，并进入隔热云室21，通过第一半导体制热片阵列23和半导体制冷片阵列25，形成温度梯度，形成过饱和蒸汽乙醇环境。完成工作后，过饱和的冷气态乙醇，通过蒸汽冷凝管道29进入冷凝室34凝结为液态乙醇；冷凝室34的内壁为毛玻璃，可为过冷乙醇蒸汽提供凝结条件。冷凝室34的液态乙醇集中到预先设定的收集量后，打开回流阀37，并通过回流泵35机抽回乙醇储存装置36，以待下次使用，形成循环式闭合系统，大大提高乙醇的利用率。在本实施例中，蒸发室26的直径为30mm，高为30mm的圆柱结构，冷凝室34的直径为30mm，高为30mm的圆柱结构。

各个部件之间连通的输送管道整体呈封闭状态，但在月球表面环境下，输送管道内原有气体会逐渐逸散，使得输送管道内逐渐接近真空，导致泵机无法抽出乙醇；因此，为了平衡气压，本发明增设了氮气源31，实时充入氮气，并配备了气压监测装置33，以维持管道内气压。

如图6所示，所述外壳1包括：方柱状壳体11、准直器12、第一限位挡板13、第二限位挡板14、第三限位挡板15、乙醇固定环16和氮气源固定环17；

方柱状壳体11的外圆周侧壁上采用3mm厚的镁合金辐条加固以加强强度，壳体自身可屏蔽来自外部的辐射，使得粒子只能通过准直器12进入载荷内部；其中，加固主要基于结构强度考虑，使其能够承受火箭发射时的冲击，屏蔽则是外壳本身具有的特性；其内侧壁上涂覆磁场屏蔽材料薄膜，防止环绕在隔热云室21外圆周壁上的磁场发生线圈22产生的磁场影响其他载荷和航天器；

方柱状壳体11的底部固定第一限位挡板13；方柱状壳体11的内侧壁上的不同位置处增设第二限位挡板14、第三限位挡板15、乙醇固定环16和氮气源固定环17；

隔热云室21通过第一限位挡板13固定在方柱状壳体11的底部，蒸发室26固定在第二限位挡板14上，冷凝室34固定在第三限位挡板15上，乙醇储存装置36固定在乙醇固定环16内，氮气源31固定在氮气源固定环17内；

方柱状壳体11的外壁的底部增设准直器12，将不同入射角度的空间辐射粒子从该准直器12进入，使得经过准直器12校正后的空间辐射粒子能够从隔热云室21的底部水平射进隔热云室21内。

其中，在本实施例中，准直器12的长为10cm，外直径为10cm，重为0.2kg，安装于方柱状壳体11的外圆周壁的底部，并靠近隔热云室21的外侧，准直器12的进入口正对隔热云室21的底部的低温区，保证射进隔热云室21的空间辐射粒子的入射方向，隔热云室21的内部设有等效厚度为10mm镁合金板的叶片，可阻挡入射方向不合适的40MeV以下的空间辐射粒子，。对于能量低于40MeV的粒子，只有当入射方向正确时，才能通过所有圆孔，入射方向不正确的粒子，则会被叶片阻挡。

因此，准直器的作用是对40MeV以下的粒子(探测的目标能量段所在能量范围)的入射方向进行限制。

如图4所示，所述温度控制子装置4包括：温控器41、第一热电偶42、第二热电偶43和热敏电阻44；

第一热电偶42与第一半导体制热片阵列23电性连接，第二热电偶43与半导体制冷片阵列25电性连接，第一热电偶42和第二热电偶43均与温控器41电性连接，将第一热电偶42和第二热电偶43实时监测的隔热云室21内的气态乙醇的蒸汽温度，反馈至温控器41，温控器41再根据对应的反馈结果，实时调节对应位置处的蒸汽温度，形成由上而下的65℃至-25℃的温度梯度场27，

热敏电阻44设置在蒸发室26内，实时监测蒸发室26内的气态乙醇的蒸汽温度，控制第二半导体制热片阵列24的制热温度；热敏电阻44与温控器41电性连接，温控器41与第二半导体制热片阵列24电性连接；

第一热电偶42和第二热电偶43分别检测隔热云室21内的气态乙醇的蒸汽温度，并将对应的蒸汽温度值反馈至温控器41，温控器41根据反馈结果，控制第一半导体制热片阵列23进行制热，同时控制半导体制冷片阵列25进行制冷，维持气态乙醇在隔热云室21内的对应位置处的蒸汽温度，形成温度梯度场27，其中，位于隔热云室21顶部的气态乙醇的蒸汽温度为65℃，位于隔热云室21底部的气态乙醇的蒸汽温度为-25℃。

此外，为了防止在加热乙醇实现加速蒸发的过程中乙醇进入沸腾状态，使管道内压力过大，蒸发室26中加装了热敏电阻44，实时监测蒸发室26内的气态乙醇的蒸汽温度，并将其反馈至温控器41，温控器41控制第二半导体制热片阵列24的加热工作，防止输送管道内的气压过大；另外由于载荷计划放置于舱内，舱内温控约为-25～55℃，高于乙醇凝固点，因此，乙醇储存装置36不再额外设置温度阈限装置。

如图5所示，所述照明与影像记录子装置5包括：第一发光二极管阵列51、第二发光二极管阵列52、第一成像仪53、第二成像仪54和数据存储与转发装置55；

第一发光二极管阵列51和第二发光二极管阵列52对称设置在隔热云室21的底部，第一成像仪53和第二成像仪54对称倾斜设置在隔热云室21的外圆周侧壁外，第一发光二极管阵列51、第二发光二极管阵列52、第一成像仪53和第二成像仪54呈四面体排列；第一成像仪53和第二成像仪54均与数据存储与转发装置55电性连接；

将第一成像仪53和第二成像仪54采集的不同角度的空间辐射粒子的径迹或运动轨迹，制成视频，发送至数据存储与转发装置55，再由数据存储与转发装置55，将制成的视频通过外接的接口转发至位于地面的卫星数传系统。

为避开隔热云室21内的温度梯度场27以及第一半导体制热片阵列23和半导体制冷片阵列25对隔热云室21的温度控制；将第一成像仪53和第二成像仪54对称地设置于隔热云室21的顶部的外侧与外壳1内壁之间的空隙中，将第一发光二极管阵列51和第二发光二极管阵列52对称地设置于隔热云室21的外圆周侧壁的底部，成四面体构型；为了获得较好的成像质量，利用第一发光二极管阵列51和第二发光二极管阵列52，通过成像仪上的透镜及遮罩限制其发散立体角，使得隔热云室21的底部在获得充分照明的同时，光线不直射进入两个成像仪的视场。

第一成像仪53和第二成像仪54均为黑白高清相机，每个成像仪的视场通过其上的透镜调整，将视场调整并覆盖至隔热云室21的底面，其可以输出单帧图像数据，或最快以24帧每秒输出视频数据，直观记录空间辐射粒子径迹的消涨过程。采用双成像仪的设置能够提供空间辐射粒子的径迹的立体成像，从而确定空间辐射粒子的径迹在隔热云室21中的空间位置，反演该空间辐射粒子的荷质比和能量的信息。

数据存储与发送装置还可对每个成像仪获取的影像数据进行在轨处理、存储及与卫星数传分系统对接。其中，在轨处理包括降采样、图像压缩、视频压缩等，具有输出<1Mbps直播信号、<90kbps预览帧的能力。同时可以储存缓存>30min的无损压缩视频。

所述电路控制子装置6包括：保护电路及变压模块和载荷中央控制模块；载荷由航天器总线供电，通过对航天器的电源接口将电能引入载荷。

所述保护电路及变压模块，用于为各个模块提供合适的工作电压，以及为各个模块提供合适的转换电压，并保护各个模块，防止突然断电对内部仪器造成损伤；

所述载荷中央控制模块，用于控制各个子装置中的各电驱动部件的启动与断电，保证各个电驱动部件的正常运行或正常工作。其中，各个电驱动部件包括：磁场发生线圈22、回流阀37、出流阀38、出流泵39、回流泵35、气压监测装置33、第一半导体制热片阵列23、第二半导体制热片阵列24、半导体制冷片阵列25、第一热电偶42、第二热电偶43、热敏电阻44、第一成像仪53、第二成像仪54、温控器41、第一发光二极管阵列51、第二发光二极管阵列52、数据存储与转发装置55。

本发明的成像装置的工作过程为：

载荷可重复进行多次实验，单次实验时长约为20-30分钟。载荷运行模式分为工作模式和休眠模式。工作模式下载荷将执行包括气压平衡、预热、控温、影像记录、回流等一系列动作。其中，氮气源31为氮气瓶内提供的氮气；乙醇储存装置36为乙醇储存罐；

如图7所示，首次工作前载荷初始状态：各管道内部为近似真空，载荷已经通电但除了中央控制模块外均未通电，液态乙醇全部位于乙醇储罐中，全部阀门关闭。

气压平衡：气压监测装置33如果检测到预热开始前气压不平衡，则会触发气压平衡过程；气压平衡时气瓶阀门将会打开，氮气瓶释放氮气，气压监测装置33检测到气压平衡后，氮气瓶内的气源开关阀32将会关闭，完成管道内气压平衡；

预热：各管道内气压平衡后，乙醇储罐的输出端设置的出流阀38打开，出流泵39将少量液态乙醇抽入蒸发室26，而后出流阀38关闭，出流泵39停止工作，蒸发室26的第二半导体制热片阵列24开始制热工作；

控温：温控器41根据设置在蒸发室26内的热敏电阻44实时监测的温度值，控制第二半导体制热片阵列24的制热温度；

隔热云室21内的第一热电偶42、第二热电偶43和第一半导体制热阵列开始工作，维持隔热云室21的顶部温度和底部温度，并形成稳定的温度梯度，环绕在隔热云室21外的磁场发生线圈22启动，使射进隔热云室21内的空间辐射粒子产生偏转的磁场，不同荷质比的粒子在磁场中具有不同的偏转半径，因此偏转磁场的存在将有助于区分带电粒子的正负性和荷质比，进而帮助确定粒子的种类。

影像记录：隔热云室21内形成的温度梯度场27的控温稳定后，空间辐射粒子经过准直器12的准直校正后，使能量小于40MeV的空间辐射粒子按预定入射方向射进隔热云室21内，在过饱和乙醇蒸汽环境下，第一发光二极管阵列51和第二发光二极管阵列52设置在隔热云室21的底部，使空间辐射粒子在射进隔热云室21后，能够在隔热云室21底部的低温蒸汽乙醇环境下，获得充分照明环境，同时，照明光线不直射进成对设置的成像仪；第一成像仪53和第二成像仪54能够识别和记录该空间辐射粒子的径迹或运动轨迹，并将记录的空间辐射粒子的径迹或运动轨迹制成视频，并通过数据存储与转发装置55将其传回至地球；

回流：第一发光二极管阵列51、第二发光二极管阵、第一成像仪53和第二成像仪54全部关闭，磁场发生线圈22停止通电，蒸发室26内的第二半导体制热片阵列24和隔热云室21的顶部的第一半导体制热片阵列23均停止工作，隔热云室21的底部的半导体制冷片阵列25则继续工作，等待过冷乙醇气体通过蒸汽冷凝管道29，进入冷凝室34凝结，形成液态乙醇，而后回流阀37开启，回流泵35启动，冷凝室34内的液态乙醇回流至乙醇储存罐，则回流阀37关闭，回流泵35关闭，载荷退出工作模式，并进入休眠模式。

休眠模式：载荷在退出工作模式后直接进入休眠模式，各个子装置均处于关闭状态，以减少耗能。

本发明可由航天器搭载，其对外部行星环境的要求较为宽松，可在有重力的行星、卫星等表面使用，适用范围不仅限于地球或月球表面，具有较好的行星环境通用性。

本发明在结构上高度集成，实现了对整个成像装置的体积和质量的压缩，使其能够适应航天器平台的搭载要求，且可以在收到启动命令后自主运行，无需额外操作。同时其为适应航天器平台而进行的集成化结构也增强便携性，在地球上测试时携带更为便捷，其重量和体积仅一人就可携带。

本发明的装置可探测到的粒子能段为18-20MeV，能够保证按入射方向2π，入射面积0.1×0.1m计算，每分钟有1.5万个粒子进入隔热云室21，并完成成像，制成视频，能够让测试者在地球上，预计粒子轨迹出现的频率、密度和长度，且预计会有较明显的地月对比效果。

对于乙醇的气液相变，其饱和蒸汽压随温度满足以下经验公式：

其中P

是否能产生显著的粒子径迹，与乙醇蒸汽的过饱和度密切相关。蒸汽过饱和度可利用以下定义：

其中T

因此，本发明的温度梯度场的上下端温度的范围为65℃至-25℃，使得在这个温度范围内乙醇蒸汽可以达到过饱和状态并且对粒子进行显像。

能量在MeV级别的粒子(以质子为例进行计算)为相对论性粒子，故引入相对论公式：

E＝pc (4)

结合以下公式计算粒子能量、线圈电流强度和偏转半径的关系：

p＝eBR (6)

B＝μ

取N＝100匝，Le＝0.1m，I＝8A(100匝线圈预估电阻为1Ω，所以线圈所加电压为8V左右，线圈功率约为64W)，E＝5MeV，可得B＝0.01T，R＝1.67m。结合5.1.1的射程结果，预计8A电流/64W线圈功率/0.01T线圈磁场磁感应强度的设置可以让带电粒子产生可见的偏转效果。线圈工作模式为固定强度持续工作，在工作过程中维持0.01T的磁场强度不变。穿透云室过程中质子的能量不断减少，偏转半径也逐渐减少，预计在飞行轨迹末端可见螺旋状轨迹。

因此，线圈电流数值(8A)以及产生的磁感应强度数值(0.01T)的设置是合理的，能够让入射的带电粒子径迹产生明显可见的弧度弯曲。

在本实施例中，外壳1的尺寸如下：长为0.4m，宽为0.3m，高为0.3m；由于在长度和高度上留了余量，实际工程尺寸可能会缩小为如下尺寸：长为0.35m，宽为0.3m，高为0.28m。其中，隔热云室21的主体直径为0.3m，高为0.25m；蒸发室26和冷凝室34的尺寸均为直径为30mm，高为30mm。隔热云室21和蒸发室26、冷凝室34直接放置于外壳1底板上，并通过限位挡板固定各自的位置。

氮气瓶拟采用两个33g钢瓶，每个钢瓶重为115g(不含气体)，高为15cm，直径为3cm。每个钢瓶可储存21g(0.75mol)的氮气，在标准状况下，可释放16.8L氮气，相当于可在完全真空的状况下，充满管道中的所有空间。

乙醇储罐拟采用常压铝罐，重为35g，高为4cm，直径为3cm，内含15g(20ml)无水乙醇。乙醇单次实验用量为12g(15ml)。

各个管道拟采用塑料硬管。出流泵39和回流泵35均拟采用尺寸为40×30×40mm的微型泵。中央控制模器、温控器41和数据存储与发送装置集成于一个电控箱中，电控箱尺寸为5×10×20cm。

为了增加外壳1的强度，增设了与外壳1同材质的3mm厚辐条。辐条分两种，一种是立框辐条，沿长方体外壳1的边框铺设，另一种是固面辐条，在长方体外壳1的面上呈X形铺设。

最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。