CN103207443A

CN103207443A - 近红外飞行器姿态位置测量物镜系统

Info

Publication number: CN103207443A
Application number: CN2013100948847A
Authority: CN
Inventors: 刘伟奇; 吕博; 张大亮; 姜珊; 康玉思
Original assignee: Changchun Institute of Optics Fine Mechanics and Physics of CAS
Current assignee: Changchun Institute of Optics Fine Mechanics and Physics of CAS
Priority date: 2013-03-22
Filing date: 2013-03-22
Publication date: 2013-07-17
Anticipated expiration: 2033-03-22
Also published as: CN103207443B

Abstract

近红外飞行器姿态位置测量物镜系统，属于光学系统设计领域，该物镜系统自左至右同轴设置：平板滤波片、前镜组、后镜组和CCD；前镜组从左至右依次为第一正弯月透镜、第二正弯月透镜、第三正弯月透镜；后镜组从左至右依次为第一负弯月透镜、第二负弯月透镜、第三负弯月透镜、第一双凸透镜、第二双凸透镜；前镜组和后镜组中的透镜均为球面镜；光经过平板滤波片、前镜组和后镜组后成像在CCD上，该物镜系统适用波段0.79～0.88μm，全视场2ω≥32°，焦距f′=20mm，相对孔径：D/f′=1/2.85，分辨率在全视场0.5～150m，全波段绝对畸变小于1.5μm，色偏差≤0.5μm，工作温度：-70℃～+70℃。

Description

近红外飞行器姿态位置测量物镜系统

技术领域

本发明属于光学设计领域，涉及一种物镜系统，特别涉及近红外飞行器姿态位置测量物镜系统。

背景技术

在轨飞行的两个飞行器实现在轨对接，需要采用特殊的对接机构。

现有的光电设备中，对目标飞行器位置姿态测量通常采用星敏感器对恒星成像，由所成恒星像通过查找星历表进而确定目标飞行器的姿态位置。但星敏感器是对无穷远恒星成像，对无穷远恒星成像焦面位于CCD表面，但跟踪飞行器在与目标飞行器不断靠近过程中，目标飞行器上的标志灯成像在跟踪飞行器上的星敏感器CCD上将产生较大的像移，无法准确计算标志灯质心位置，尤其轴外视场标志灯质心位置将随两飞行器相对距离的变化而发生大幅度变化，造成计算电路计算姿态位置测量的错误，进而无法实现在有限距离、跟踪飞行器与目标飞行器在轨对接时对目标飞行器实时姿态位置测量的要求。

近红外光源指780nm～3000nm范围内的电磁波。采用近红外光源作为标志灯发出的信号光可以避开太阳强辐照谱段光对空间跟踪捕捉物镜成像影响。

如果从目标飞行器上若干个标志灯发出或反射的信号光在跟踪飞行器上的跟踪捕捉物镜成像，所得标志灯质心像通过镶嵌在跟踪飞行器内部的计算电路与存储的姿态信息进行计算比对，即可实现在一定物距范围内对目标飞行器进行实时高精度姿态测量。这种方法需要飞行器姿态位置测量物镜对目标飞行器上标志灯成像，且要求同一视场的标志灯在一定物距范围内成像位置不变，即要求此物镜具有一定的像方远心特性，同时工作波长适合工作在太空环境中。

现有技术中的像方远心物镜达不到飞行器姿态位置测量物镜的要求，例如：

申请号为201210095425.6的中国专利揭露了一种高投射比投影物镜，该高投射比投影物镜具有正光焦度的第一镜组、具有正光焦度的第二镜组、光阑及显示芯片，具有像方远心的性质。该物镜光学总长123.61mm，具有两个非球面。此镜头含有11片透镜，两个非球面，无法满足结构紧凑轻量化、透镜元件加工检测难度低的目的，同时该物镜适用于可见光波段，无法在近红外波段良好成像。

申请号为200910206333.9的中国专利揭露了一种定焦镜头，该定焦镜头包括三个透镜群，具有正光焦度的第一透镜群、具有正光焦度的第二透镜群、具有正光焦度的第三透镜群，共7片透镜，有较小的像方视场角。该镜头具有8个非球面，存在一定的加工检测难度，同时该定焦镜头适用于可见光波段，无法再近红外波段良好成像。

申请号为200910020932.1的中国专利揭露了一种全反射光学系统，该光学系统由5片反射镜构成，具有像方远心、高分辨观测、不受使用波长严格限制的光学性质。但系统中含有一片抛物反射面、一片双曲面反射面、一片高次非球面、一片凹椭球面，对于加工检测存在较大难度，同时该光学系统口径较大导致体积过大，较小的视场导致在物距不大时观测视场范围过小。

上述专利中的成像设备在有限物距发生变化时，某一视场的入射光在像面成像能量质心位置将发生变化，同时复杂的结构将占用较大的空间体积，空间适应性未知，其自身重量带来的发射成本也将会相应增加。

因此发明一种大视场、，体积小巧、占用空间少、有限物距变化下全视场成像质心位置稳定、适应温度变化大的近红外飞行器姿态位置测量物镜系统是亟待解决的问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种近红外飞行器姿态位置测量物镜系统。

本发明的技术方案在于：近红外飞行器姿态位置测量物镜系统，自左至右同轴设置：平板滤波片、前镜组、后镜组和CCD；所述前镜组从左至右依次为第一正弯月透镜、第二正弯月透镜、第三负弯月透镜；所述后镜组从左至右依次为第一正弯月透镜、第二负弯月透镜、第三正弯月透镜、第一双凸透镜、第二双凸透镜；所述前镜组和后镜组中的透镜均为球面镜；信号光经过平板滤波片、前镜组和后镜组后成像在CCD上。

本发明的优点在于：

1、该物镜系统可以克服用CCD对不同距离目标飞行器跟踪捕捉存在的成像缺陷，该物镜系统具有大视场、大相对孔径、0.5～130m物距范围内各视场信号光在像面位置稳定，常温下（20℃）各视场绝对畸变小于1μm，-70℃～+70℃、0.5～130m物距范围内各视场信号光绝对畸变小于±1.5μm，弥散圆几何形状中心对称、能量集中度好；

2、光学元件径向尺寸小，最大通光直径小于17mm；结构紧凑,光学总长小于41mm；重量轻，光学总重量小于11.4g，重量小，空间占有体积小，节约发射成本、节省安装空间；

3、系统采用9片透镜（1个平板透镜，6个正弯月透镜，2个双凸透镜），没有采用非球面光学表面，没有采用衍射元件，制造、检测难度大大降低；

4、全系统无胶合面，没有采用特种光学玻璃，环境温度变化较大情况下绝对畸变变化量较小，弥散圆能量集中度较好、定焦距的设计使其空间工作可靠性高；

5、全视场内无渐晕，各视场信号光在像面成像照度均匀性好。

附图说明

图1：本发明近红外飞行器姿态位置测量物镜系统光路结构示意图。

图2：本发明近红外飞行器姿态位置测量物镜系统在850nm波长光源下0.5m物距畸变图。

图3：本发明近红外飞行器姿态位置测量物镜系统在850nm波长光源下1m物距畸变图。

图4：本发明近红外飞行器姿态位置测量物镜系统在850nm波长光源下150m物距畸变图。

图5：本发明近红外飞行器姿态位置测量物镜系统在850nm波长光源下0.5m物距弥散圆几何分布图。

图6：本发明近红外飞行器姿态位置测量物镜系统在850nm波长光源下1m物距弥散圆几何分布图。

图7：本发明近红外飞行器姿态位置测量物镜系统在850nm波长光源下150m物距弥散圆几何分布图。

图8：本发明近红外飞行器姿态位置测量物镜系统在850nm波长光源下0.5m物距弥散圆能量分布图。

图9：本发明近红外飞行器姿态位置测量物镜系统在850nm波长光源下1m物距弥散圆能量分布图。

图10：本发明近红外飞行器姿态位置测量物镜系统在850nm波长光源下150m物距弥散圆能量分布图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的做进一步详细说明。

如图1所示，近红外飞行器姿态位置测量物镜系统，自左至右同轴设置：平板滤波片1、前镜组2、后镜组3和CCD4；前镜组2从左至右依次为第一正弯月透镜2-1、第二正弯月透镜2-2、第三负弯月透镜2-3；后镜组3从左至右依次为第一正弯月正弯月透镜3-1、第二负弯月透镜3-2、第三正弯月正弯月透镜3-3、第一双凸透镜3-4、第二双凸透镜3-5；前镜组2和后镜组3中的透镜均为球面镜；信号光经过平板滤波片1、前镜组2和后镜组3后成像在CCD4上。以上透镜的光学参数如下：

表1：

平板滤波片1左边同轴设置平板玻璃，作为该物镜系统的保护玻璃。

平板滤波透镜1-2前后表面镀制减反射膜。

CCD4左边同轴设置平板玻璃，作为CCD4的保护玻璃。

本红外跟踪捕捉物镜系统适用波段0.79～0.88μm，全视场2ω≥32°，焦距f′=20mm，相对孔径：D/f′=1/2.85，分辨率在全视场、0.5m～150m、全波段绝对畸变小于1.5μm，色偏差≤0.5μm，工作温度：-70℃～+70℃。

具体实施例1：

平板滤波片1与其左侧的平板玻璃的空气间隔为0.5mm；前镜组2中第一正弯月透镜2-1与第二正弯月透镜2-2的空气间隔为0.4mm，第二正弯月透镜2-2与第三负弯月透镜2-3的空气间隔为0.4mm；后镜组3中第一正弯月透镜3-1与第二负弯月透镜3-2的空气间隔为1.13mm，第二负弯月透镜3-2与第三正弯月透镜3-3的空气间隔为0.4mm，第三正弯月透镜3-3与第一双凸透镜3-4的空气间隔为0.4mm，第一双凸透镜3-4与第二双凸透镜3-5的空气间隔为0.39mm；平板滤波片1与前镜组2第一正弯月透镜2-1的空气间隔为0.5mm，前镜组2第三负弯月透镜2-3与后经组3第一正弯月透镜3-1的空气间隔为1.82mm，第二双凸透镜3-5与CCD靶面4左侧的平板玻璃的空气间隔为6.98mm，CCD靶面4与CCD靶面4左侧的平板玻璃的空气间隔为1mm。

平板滤波片1左侧设置平板玻璃为该物镜系统的前端保护玻璃，平板滤波片1的前后表面镀减反射膜。

前镜组2由第一正弯月透镜2-1、第二正弯月透镜2-2、第三负弯月透镜2-3组成。由于视场较大，为避免产生较大高级像差量，控制入射光线进入第一正弯月透镜2-1、第二正弯月透镜2-2、第三负弯月透镜2-3表面的入射角，减小彗差对弥散斑对称性的影响，同时较小的入射光线高度及较小的入射角将降低后镜组2校正像差的难度。

后镜组3由第一正弯月透镜3-1、第二负弯月透镜3-2、第三正弯月透镜3-3及第一双凸透镜3-4、第二双凸透镜3-5组成。正光焦度的第一正弯月透镜3-1继续压低入射光线高，避免之后透镜元件通光口径过大，第二负弯月透镜3-2产生的正球差、正像散将平衡前镜组2产生的大量负球差及负像散。第三正弯月透镜3-3及第一双凸透镜3-4、第二双凸透镜3-5起到会聚光束、产生各视场合适质心高的作用。

平板玻璃设置在CCD4左侧作为保护玻璃，起到防尘、保护等作用。CCD靶面4为CCD所在平面。

按上述光学元件组成的近红外飞行器姿态位置测量物镜系统其最佳工作波长（850nm）在0.5米物距下的畸变如图2所示，全视场畸变小于0.5%；按上述光学元件组成的近红外飞行器姿态位置测量物镜系统其最佳工作波长（850nm）在1米物距下的畸变图3所示，全视场畸变小于0.5%；按上述光学元件组成的近红外飞行器姿态位置测量物镜系统其最佳工作波长（850nm）在150米物距下的畸变图4所示，全视场畸变小于0.5%。

如表1是本发明一最佳实施例的物镜系统各个透镜的设计参数，记载了每一篇透镜的前后表面面型、透镜前后表面曲率半径、透镜厚度或者相邻两片透镜表面的间隔距离、透镜材料折射率、透镜前后表面的通光全口径，从表中可以看出该物镜系统总长为41.92mm，最大透镜表面全口径16.442mm。

表2所示为本发明物镜系统在常温20℃时，工作波长790nm下系统的绝对畸变量，0.5m物距、不同视场下最大绝对畸变值为0.782μm，1m物距、不同视场下最大绝对畸变值为-0.838μm，150m物距、不同视场下最大绝对畸变值为-0.948μm，其绝对畸变值均在±1μm之内。

表2：

表3所示为本发明物镜系统在常温20℃时，工作波长808nm下系统的绝对畸变量，物距0.5m、不同视场下最大绝对畸变值为0.842μm，物距1m、不同视场下最大绝对畸变值为-0.792μm，物距150m、不同视场下最大绝对畸变值为-0.936μm，其绝对畸变值均在±1μm之内。

表3：

表4所示为本发明物镜系统在常温20℃时，波长850nm下系统的绝对畸变量，0.5m物距、不同视场下最大绝对畸变值为0.931μm，物距1m、不同视场下最大绝对畸变值为-0.553μm，物距150m、不同视场下最大绝对畸变值为-0.816μm，其绝对畸变值均在±1μm之内。

表4：

表5所示为本发明物镜系统在常温20℃时，波长880nm下系统的绝对畸变量，0.5m物距、不同视场下最大绝对畸变值为0.934μm，物距1m、不同视场下最大绝对畸变值为0.380μm，150m物距、不同视场下最大绝对畸变值为-0.968μm，其绝对畸变值均在±1μm之内。

表5：

为降低计算不同视场入射光成像质心位置的误差，不同物距下目标飞行器上标志灯所成像的弥散圆应尽量保持良好的对称性。其中，在波长850nm，物距0.5m下，不同视场入射光在CCD成像面上的弥散圆几何分布情况如图5所示，弥散圆几何分布基本成中心对称，弥散圆能量分布如图8所示，80%能量集中在130μm直径范围内；在波长850nm，物距1m下，不同视场入射光在CCD成像面上的弥散圆几何分布情况如图6所示，弥散圆几何分布基本成中心对称，弥散圆能量分布如图9所示，80%能量集中在12μm直径范围内；在波长850nm，物距150m下，不同视场入射光在CCD成像面上的弥散圆几何分布情况如图7所示，弥散圆几何分布基本成中心对称，弥散圆能量分布如图10所示，80%能量集中在110μm直径范围内。

由于太空环境温度变化大，近红外飞行器姿态位置测量物镜系统需要在-70℃～+70℃的温度环境中正常工作，同时保证光学性能在较大的温差范围内基本不变。

表6所示为本发明物镜系统在-70℃环境温度、波长850nm下，1、0.8、0.4归一化视场下的绝对畸变，可见在物距0.5m下，最大绝对畸变为-1.388μm，在物距1m下，最大绝对畸变为-1.307μm，在物距150m下，最大绝对畸变为-1.160μm，均在±1.5μm之内。

表6：

表7所示为本发明物镜系统在-50℃环境温度、波长850nm下，1、0.8、0.4归一化视场下的绝对畸变，可见在物距0.5m下，最大绝对畸变为-1.072μm，在物距1m下，最大绝对畸变为-1.003μm，在物距150m下，最大绝对畸变为-0.937μm，均在±1.5μm之内。

表7：

表8所示为本发明物镜系统在+50℃环境温度、波长850nm下，1、0.8、0.4归一化视场下的绝对畸变，可见在物距0.5m下，最大绝对畸变为0.844μm，在物距1m下，最大绝对畸变为0.567μm，在物距150m下，最大绝对畸变为0.765μm，均在±1.5μm之内。

表8：

表9所示为本发明物镜系统在+70℃环境温度、工作波长850nm下，1、0.8、0.4归一化视场下的绝对畸变，可见在物距0.5m下，最大绝对畸变为1.237μm，在物距1m下，最大绝对畸变为1.310μm，在150m物距下，最大绝对畸变为1.130μm，均在±1.5μm之内。

表9：

本发明通过的透镜元件设计，校正了系统大量像差，成像质量良好，温度适应性好；全球面设计降低了加工、检测的难度，同时本近红外飞行器姿态位置测量物镜系统结构紧短小，适宜在空间有限的跟踪飞行器上进行应用。

Claims

1.近红外飞行器姿态位置测量物镜系统，其特征是，自左至右同轴设置：平板滤波片（1）、前镜组（2）、后镜组（3）和CCD（4）；所述前镜组（2）从左至右依次为第一正月牙透镜（2-1）、第二正月牙透镜（2-2）、第三正月牙透镜（2-3）；所述后镜组（3）从左至右依次为第一负月牙透镜（3-1）、第二负月牙透镜（3-2）、第三负月牙透镜（3-3）、第一双凸透镜（3-4）、第二双凸透镜（3-5）；所述前镜组（2）和后镜组（3）中的透镜均为球面镜；光经过平板滤波片（1）、前镜组（2）和后镜组（3）后成像在CCD（4）上；以上透镜的光学参数如下：

。

2.根据权利要求1所述的一种近红外飞行器姿态位置测量物镜系统，其特征在于，所述平板滤波片（1）左边同轴设置平板玻璃，作为该物镜系统的保护玻璃。

3.根据权利要求1所述的一种近红外飞行器姿态位置测量物镜系统，其特征在于，所述平板滤波透镜（1-2）前后表面镀制减反射膜。

4.根据权利要求1所述的近红外飞行器姿态位置测量物镜系统，其特征在于，所述第一正月牙透镜（2-1）为正光焦度，第二正月牙透镜（2-2）为负光焦度、第三正月牙透镜（2-3）为正光焦度。

5.根据权利要求1所述的近红外飞行器姿态位置测量物镜系统，其特征在于，所述CCD（4）左边同轴设置平板玻璃，作为CCD（4）的保护玻璃。

6.根据权利要求1所述的近红外飞行器姿态位置测量物镜系统，其特征在于，该物镜系统适用波段0.79～0.88μm，全视场2ω≥32°，焦距f′=20mm，相对孔径：D/f′=1/2.85，分辨率在全视场0.5～150m，全波段绝对畸变小于1.5μm，色偏差≤0.5μm，工作温度：-70℃～+70℃。