CN101236296A - 一种紫外导航敏感器的光学系统 - Google Patents

Abstract

一种紫外导航敏感器的光学系统包括斜装反射镜、平面反射镜、N面锥反射镜、N个滤光镜、组合球透镜、二元光学器件、光纤组合面板和CCD接收器，环形视场的光线经滤光镜滤光后射入N面锥反射镜，入射光线由N面锥反射镜反射至平面反射镜，再由平面反射镜反射进入组合球透镜、二元光学器件成像，该成像经环形视场光纤面板展平后进入CCD接收器进行光电转换；中心视场的光线经斜装反射镜反射后直接进入组合球透镜、二元光学器件成像，该成像经中心视场光纤面板展平后进入CCD接收器进行光电转换。本发明能够同时接收紫外光和可见光，可以克服视场外杂光和子视场间的相互干扰，并且环形视场动态工作范围宽，环形视场的动态范围可达到20°。

Description

一种紫外导航敏感器的光学系统

技术领域

本发明涉及一种紫外敏感器的光学系统，尤其涉及一种紫外导航敏感器的光学系统。

背景技术

目前，用于卫星姿态测量的敏感器主要有星敏感器、地球敏感器和太阳敏感器，如美国的Honeywell公司、德国的Jena Optronik GmbH公司、意大利的Officine Galileo公司、法国的Sodern公司以及丹麦的Terma公司等，其中美国的Honeywell公司报道了的紫外敏感器。目前，国外发表了两篇有关紫外敏感器的文章，1992年《Proc，of 6th AIAA/USU Cont.on Small Satellites》，Session IV发表了名为《紫外三轴姿态敏感器》的文章，著者为James Bling-Ross，Teresa Fritz，Douglas Pledger，1993年《Proc，of 7th AIAA/USUCont.on Small Satellites》Session VII.发表了名为《小卫星地球基准姿态确定系统的研制》的文章，著者为Douglas Pledger，主要介绍了Honeywell公司紫外三轴姿态敏感器，用于地球三轴姿态确定系统，介绍了紫外工作波段和工作原理，未涉及具体结构。国内文献主要报道了哈尔滨工业大学的紫外星敏感器、中国科学院光电技术研究所和国家天文台的星敏感器、清华大学的太阳敏感器，其中哈尔滨工业大学研究的是紫外星敏感器，但观测对象、探测波段及成像原理与该技术均不相同。

紫外导航敏感器的工作原理源于紫外三轴地球姿态敏感器，美国霍尼韦尔公司申请的专利号为US5837894名称为“WideField of View Sensor withdiffrative Optical Corrector”中公开的一种利用紫外谱段的三轴姿态敏感器，利用一个组合反射式二面镜反射阵列和一个球透镜系统，构成了一个具有超大视场角的组合光学系统，由于对地观测的是地球边缘的图像，所以可利用中心视场来观测其它天体目标，这样就构成了一个光学系统具有两个信息通道同时敏感来自两个信息通道(如恒星、地球)的非常规光学系统，紫外地球敏感器通过对提取的目标信息进行处理后，为卫星提供三轴姿态数据和自主导航数据。图1是美国Honeywell公司紫外地球敏感器光学系统的工作原理图，紫外地球敏感器光学系统由平面反射镜和六面锥反射镜组成的二面镜反射阵列、球透镜与二元光学器件组成的物镜光学系统、光纤面板与ICCD器件组合成的探测器。成像过程是地球边缘的紫外辐射首先经六面锥反射到平面反射镜，再由平面反射镜反射后进入球透镜，然后球透镜将地球边缘成像到探测器组件上，由光纤面板将弯曲的像面再转换为平面像，同时完成紫外光谱转换；中心视场内的恒星直接通过球透镜成像在像面上，这个过程同时完成了对恒星和地球环形的成像。从图1中可以看出Honeywell公司紫外地球敏感器用于敏感恒星的中心视场为30°，用于敏感地球环形的环形视场为133°～143°，工作波段为260nm～280nm。

紫外地球敏感器主要通过观测地球边缘和同时观测恒星来确定卫星的滚动、俯仰和偏航姿态，紫外地球敏感器要观测的范围是从地球的表面到地球表面以上10°，因此要求紫外地球敏感器具有超大的观测视场角。一般对地观测卫星通常工作在低轨道上(大约在200～1000公里左右)，卫星在轨对地球环形的张角＞130°，而且轨道越低，对环形视场的动态范围要求越高。而现有Honeywell公司紫外地球敏感器的环形视场动态范围太小，只有5°，不能满足卫星对地观测的动态工作范围；入射的光谱范围为紫外光谱，而恒星的光谱大部分为可见光，不利于观测恒星；二面镜反射阵列视场系统中6个子视场间没有隔离，不能避免视场外杂光干扰和子视场间的相互干扰。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种紫外导航敏感器的光学系统，能够同时接收紫外光和可见光，可以克服视场外杂光和子视场间的相互干扰，并且环形视场动态工作范围宽。

本发明的技术解决方案是：一种紫外导航敏感器的光学系统包括：斜装反射镜、平面反射镜、N面锥反射镜、N个滤光镜、组合球透镜、二元光学器件、光纤组合面板、CCD接收器，所述的光纤组合面板为曲面，由环形视场光纤面板和中心视场光纤面板组成，中心视场光纤面板置于环形视场光纤面板中并保持同心，中心视场光纤面板的曲面低于环形视场光纤面板的曲面；所述的二元光学器件安装在组合球透镜的两个半球之间；环形视场的光线经滤光镜滤光后射入N面锥反射镜，入射光线由N面锥反射镜反射至平面反射镜，再由平面反射镜反射进入组合球透镜、二元光学器件成像，该成像经环形视场光纤面板展平后进入CCD接收器进行光电转换；中心视场的光线经斜装反射镜反射后直接进入组合球透镜、二元光学器件成像，该成像经中心视场光纤面板展平后进入CCD接收器进行光电转换。

所述的光学系统还包括中心视场遮光罩、环形视场遮光罩，中心视场遮光罩与斜装反射镜固联防止杂光入射，环形视场遮光罩与N面锥反射镜固联防止杂光入射。

所述的光学系统还包括N个子视场隔离板，每个子视场隔离板分别对应N面锥反射镜的每个棱面。

所述的N为6、或8、或10。

所述的光纤组合面板中环行视场光纤面板和中心视场光纤面板的曲率半径均为12.98mm。

所述的中心视场光纤面板的曲面较环形视场光纤面板的曲面低0.18mm。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

(1)本发明的光纤组合面板采用环形视场组合面板和中心视场组合面板的结构形式，中心视场组合面板可以接收恒星的可见光，环形视场组合面板可以接收地球的紫外光，能够实现双像面、双光谱接收，相比现有技术提高了紫外导航敏感器的光谱接收范围。

(2)本发明通过采用中心视场遮光罩、环形视场遮光罩等方式，可有效防止视场外杂光引起的相互干扰，采用隔离板可以使环形视场内的子视场间相互隔离。

(3)本发明由平面反射镜与N面锥反射镜组成的二面镜反射阵列系统可以实现环形视场入射角范围为110°～150°，环形视场的动态范围达到20°，是国外的4倍，大大提高了环形视场的动态范围。

附图说明

图1为美国Honeywell公司紫外地球敏感器的工作原理图；

图2为本发明结构和工作原理图；

图3为本发明光纤组合面板组成结构图；

图4为本发明二元光学器件计算结果图；

图5为本发明可见光中心能量计算结果图；

图6为本发明可见光弥散斑计算结果图；

图7为本发明紫外光中心能量计算结果图；

图8为本发明紫外光弥散斑计算结果图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细地描述：

如图2所示，本发明由45°反射镜1、平面反射镜2、N面锥反射镜3、N个滤光镜4、组合球透镜5、二元光学器件6、光纤组合面板7、CCD接收器8、中心视场遮光罩9、环形视场遮光罩10、N个子视场隔离板11组成，中心视场遮光罩9与45°反射镜1通过特殊的航天用胶和螺钉固连，45°反射镜1与平面反射镜2采用螺钉固连，平面反射镜2与N面锥反射镜3形成二面镜反射阵列系统，环形视场遮光罩10安装在N面锥反射镜3外部，N个滤光镜4中每个滤光镜4对应N面锥反射镜3的一个锥面，N个子视场隔离板11中每个子视场隔离板11分别对应N面锥反射镜3的每个棱面，二元光学器件6安装在组合球透镜5的两个半球之间，组合球透镜5与二面镜反射阵列系统组成光学成像系统，光纤组合面板7与CCD接收器8粘贴组成光电转换系统，根据测试精度的要求N为6、或8、或10。如图3所示，光纤组合面板7为曲面，由环形视场光纤面板31和中心视场光纤面板32组成，中心视场光纤面板32置于环形视场光纤面板31中并保持同心，为了保证紫外光和可见光在光纤组合面板7上的成像不出现像差，需要对紫外波段像面往前移动，这样使得中心视场光纤面板32的曲面要低于环形视场光纤面板31的曲面。

本发明工作时，环形视场的光线经滤光镜4将工作波段外的光谱滤掉后射入N面锥反射镜3，入射光线由N面锥反射镜3反射至平面反射镜2，再由平面反射镜2反射进入组合球透镜5、二元光学器件6成像，该成像经环形视场光纤面板31展平后进入CCD接收器8进行光电转换；中心视场的光线经45°反射镜1反射后直接进入组合球透镜5、二元光学器件6成像，该成像经中心视场光纤面板32展平后进入CCD接收器8进行光电转换。

实施例

本实施例采用八面锥反射镜，八个滤光镜、八个子视场隔离板，其中八面锥反射镜的锥角设计成20°，使得环形视场的入射角度为110°～150°，中心视场和环形视场都有遮光罩，可有效防止中心视场和环形视场外杂光引起的相互干扰；由滤光镜提取有效工作波段，可选择性强；8个子视场组成的反射阵列较6个子视场增加了2个计算参量，有利于提高测量精度。

紫外恒星与地球的紫外辐射能量上相差较大，这就要求CCD的感光动态范围很大，不然要在一个CCD上同时处理两个目标像难度较大，地球边缘紫外辐射能量较恒星可见光的辐射能量强，为了敏感到恒星，因而要求光学系统要有大的相对孔径，才能保证光学系统能够接收更多的目标辐射。为了克服这些困难，本实施例选择可见光波段500nm～800nm作为恒星工作波段；选择355～365nm作为观测地球工作波段，这两个波段的辐射从能量上计算都在CCD探测器的工作动态范围之内，但是要一个光学系统完成两个波段同时成像，这是一个双光谱成像的重要的技术问题，一般常规镜头不容易实现。本发明采用球透镜与二元光学器件组成透镜系统，其中球透镜镜头材料选用蓝宝石，该材料抗冲击、耐腐蚀、耐高温，在短波范围折射率大，有利于消除光学系统球差，与二面镜反射阵列系统构成超大视场角光学系统，二元光学器件在孔径光栏处的平面上，孔径光栏大小为φ6mm，球透镜口径为φ19mm，光学系统的相对孔径接近1/1。二元光学器件台阶形状如图4所示，采用八台阶，台阶周期数为22，最小线宽为10μm，可见光波段中心波长为0.550μm，这样利用二元光学器件和球透镜组成的透镜系统将两个不同波段的光谱衍射在光纤组合面板上，球透镜系统中加入二元光学器件可消除光学系统中的像差，提高系统中的成像质量。由于两个像面离开一定的距离，将光纤组合面板的中心视场组合面板和环形视场组合面板的曲率半径设计为12.980±0.01mm，并使中心视场光纤面板的曲面要低于环形视场光纤面板的曲面0.18±0.01mm，保证了两个视场的衍射像均为一级衍射像。CCD接收器要求宇航级，可以适应空间环境，对紫外光谱灵敏度高，要求具有较高的量子效率，本实施例采用英国的E2v-CCD-4720。

本实施例的工作效果为：对于可见光波段，波长为500nm～800nm的光斑的中心能量分布如图5所示，可见光波段的点列如图6所示，80％能量光斑半径小于22μm；对于紫外波段，紫外波段像面往前移动约0.18mm，波长为360nm的光斑的中心能量分布如图7所示，紫外光的点阵列如图8所示，波长360nm点列阵80％能量光斑半径25μm。

表1、表2分别是本发明与国外紫外敏感器的有关技术参数：

                表1  美国Honeywell公司紫外地球敏感器技术参数表

物镜光学系统	光学孔径	中心视场	环形视场	工作波段	视场压缩器	探测器	体积	子视场
									球透镜+二元光学器件(蓝宝石)	1cm2	30°	133～143°	240n～300nm	反射式	ICCD1024×1024	2000cm2	6个

                   表2  本发明紫外导航敏感器技术参数表

物镜光学系统

光学孔径

中心视场

环形视场

紫外波段nm

视场压缩器

探测器

体积cm2

子视场

球透镜(蓝宝石)

0.98cm2

30°

110°～150°

可见光谱：500～800紫外光谱：360

反射式

CCD1024×1024

16000

8个

通过以上两个表格内技术参数的比较可以看到：

本发明所研制的紫外导航敏感器克服了Honeywell公司的紫外地球敏感器存在的问题，创造了双波段、大孔径成像光学系统，创造了双像面的焦平面处理方法。

本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。

Claims (11)

1、一种紫外导航敏感器的光学系统，其特征在于：包括斜装反射镜(1)、平面反射镜(2)、N面锥反射镜(3)、N个滤光镜(4)、组合球透镜(5)、二元光学器件(6)、光纤组合面板(7)、CCD接收器(8)，所述的光纤组合面板(7)为曲面，由环形视场光纤面板(31)和中心视场光纤面板(32)组成，中心视场光纤面板(32)置于环形视场光纤面板(31)中并保持同心，中心视场光纤面板(32)的曲面低于环形视场光纤面板(31)的曲面；所述的二元光学器件6安装在组合球透镜5的两个半球之间；环形视场的光线经滤光镜(4)滤光后射入N面锥反射镜(3)，入射光线由N面锥反射镜(3)反射至平面反射镜(2)，再由平面反射镜(2)反射进入组合球透镜(5)、二元光学器件(6)成像，该成像经环形视场光纤面板(31)展平后进入CCD接收器(8)进行光电转换；中心视场的光线经斜装反射镜(1)反射后直接进入组合球透镜(5)、二元光学器件(6)成像，该成像经中心视场光纤面板(32)展平后进入CCD接收器(8)进行光电转换。

2、根据权利要求1所述的一种紫外导航敏感器的光学系统，其特征在于：所述的光学系统还包括中心视场遮光罩(9)、环形视场遮光罩(10)，中心视场遮光罩(9)与斜装反射镜(1)固联防止杂光入射，环形视场遮光罩(2)与N面锥反射镜(3)固联防止杂光入射。

3、根据权利要求1或2所述的一种紫外导航敏感器的光学系统，其特征在于：所述的光学系统还包括N个子视场隔离板(11)，每个子视场隔离板(11)分别对应N面锥反射镜(3)的每个棱面。

4、根据权利要求1或2所述的一种紫外导航敏感器的光学系统，其特征在于：所述的N为6、或8、或10。

5、根据权利要求3所述的一种紫外导航敏感器的光学系统，其特征在于：所述的N为6、或8、或10。

6、根据权利要求1或2所述的一种紫外导舷敏感器的光学系统，其特征在于：所述的斜装反射镜为45°反射镜。

7、根据权利要求3所述的一种紫外导航敏感器的光学系统，其特征在于：所述的斜装反射镜为45°反射镜。

8、根据权利要求1或2所述的一种紫外导航敏感器的光学系统，其特征在于：所述的光纤组合面板(7)中环行视场光纤面板(31)和中心视场光纤面板(32)的曲率半径为12.98±0.01mm。

9、根据权利要求3所述的一种紫外导航敏感器的光学系统，其特征在于：所述的光纤组合面板(7)中环行视场光纤面板(31)和中心视场光纤面板(32)的曲率半径为12.98±0.01mm。

10、根据权利要求1或2所述的一种紫外导航敏感器的光学系统，其特征在于：所述的中心视场光纤面板(32)的曲面较环形视场光纤面板(31)的曲面低0.18±0.01mm。

11、根据权利要求3所述的一种紫外导航敏感器的光学系统，其特征在于：所述的中心视场光纤面板(32)的曲面较环形视场光纤面板(31)的曲面低0.18±0.01mm。