CN107462975B - 用于航天飞行器导航系统的星敏感器光学镜头 - Google Patents
用于航天飞行器导航系统的星敏感器光学镜头 Download PDFInfo
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Abstract
本发明涉及一种用于航天飞行器导航系统的星敏感器光学镜头，包括镜头本体和设置在镜头本体内的前镜组A、光阑B、后镜组C，前镜组A包括正月牙透镜A‑1、正月牙透镜A‑2、双凹透镜A‑3、双凸透镜A‑4，后镜组C包括双凹透镜C‑1、双凸透镜C‑2、正月牙透镜C‑3、负月牙透镜C‑4、平凸透镜C‑5、负月牙透镜C‑6，前镜组A与光阑B之间的空气间隔为3.5mm，光阑B与后镜组C之间的空气间隔为3.5mm，正月牙透镜A‑1由LAK9G15防辐射材料制成，正月牙透镜A‑2由ZK506防辐射材料制成，镜头本体由钛合金材料制成，本发明具有防高能粒子辐射、防宇宙射线的能力，能长时间在辐射环境下工作。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于航天飞行器导航系统的星敏感器光学镜头，属于光电技术领域。
背景技术
航天飞行器需要高精度的导航定位系统提供定位、姿态调整，主要是通过对恒星的观测、成像，与现有星象图比对，得到高精度的恒星观测矢量，确定出飞行器相对于惯性坐标系的姿态角。星敏感器光学镜头是该导航定位系统最重要的部件之一，需要满足以下要求：要求具备防高能粒子辐射、防宇宙射线能力；要求图像光学畸变、倍率色差极小以便对恒星定位准确；要求光学弥散斑对称性好；要求相对孔径大以便尽可能多收集微弱的恒星光能量；要求能适应宽范围温度工作环境等。普通摄像镜头侧重于图像清晰度，对防辐射、光圈、畸变、倍率色差、弥散光斑形状等要求并不严格，无法满足星敏感器的应用要求。
发明内容
鉴于现有技术的不足，本发明所要解决的技术问题是提供一种用于航天飞行器导航系统的星敏感器光学镜，配合其他设备，通过对恒星的观测、成像，得到高精度的恒星观测矢量，确定出飞行器相对于惯性坐标系的姿态角，从而为航天飞行器提供导航、定位服务。
为了解决上述技术问题，本发明的技术方案是：一种用于航天飞行器导航系统的星敏感器光学镜头，包括镜头本体和设置在镜头本体内的沿光线自左向右入射方向依次设置的前镜组A、光阑B、后镜组C，所述前镜组A包括依次设置的正月牙透镜A-1、正月牙透镜A-2、双凹透镜A-3、双凸透镜A-4，所述后镜组C包括依次设置的双凹透镜C-1、双凸透镜C-2、正月牙透镜C-3、负月牙透镜C-4、平凸透镜C-5、负月牙透镜C-6。
进一步的，所述前镜组A与光阑B之间的空气间隔为3.5mm，光阑B与后镜组C之间的空气间隔为3.5mm。
进一步的，所述正月牙透镜A-1与正月牙透镜A-2之间的空气间隔为13.00mm，正月牙透镜A-2与双凹透镜A-3之间的空气间隔为2.00mm，双凹透镜A-3与双凸透镜A-4之间的空气间隔为2.30mm，所述双凹透镜C-1与双凸透镜C-2之间的空气间隔为1.80mm，双凸透镜C-2与正月牙透镜C-3之间的空气间隔为0.10mm，正月牙透镜C-3与负月牙透镜C-4之间的空气间隔为0.10mm，负月牙透镜C-4与平凸透镜C-5之间的空气间隔为1.60mm，平凸透镜C-5与负月牙透镜C-6之间的空气间隔为1.50mm。
进一步的，所述正月牙透镜A-1由LAK9G15防辐射材料制成，正月牙透镜A-2由ZK506防辐射材料制成。
进一步的，所述镜头本体由钛合金材料制成。
进一步的，所述镜头本体包括用于固定前镜组A、光阑B、后镜组C的镜框，所述镜框包括主镜座，主镜座前段内壁内依次装配有前压圈、正月牙透镜A-1、第一隔圈、正月牙透镜A-2、第二隔圈、双凹透镜A-3、第三隔圈和双凸透镜A-4，主镜座后段内壁依次装配有双凹透镜C-1、隔圈D、双凸透镜C-2、隔圈E、正月牙透镜C-3、隔圈F、负月牙透镜C-4、隔圈G、平凸透镜C-5、隔圈H、负月牙透镜C-6和后压圈。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：结构简单，设计合理，具有防高能粒子辐射、防宇宙射线的能力，能长时间在辐射环境下工作。
下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步详细的说明。
附图说明
图1为本发明实施例光学系统示意图。
图2为本发明实施例MTF曲线图。
图3为本发明实施例点列图。
图4为本发明实施例畸变曲线图。
图5为镜头结构剖视图。
图中：
A-前镜组A、B-光阑B、C-后镜组C、D-成像靶面、1-正月牙透镜A-1、2-前压圈、3-主镜座、4-第一隔圈、5-正月牙透镜A-2、6-第二隔圈、7-双凹透镜A-3、8-第三隔圈、9-双凸透镜A-4、10-隔圈D、11-双凹透镜C-1、12-后压圈、13-隔圈H、14-平凸透镜C-5、15-负月牙透镜C-6、16-隔圈G、17-负月牙透镜C-4、18-隔圈F、19-正月牙透镜C-3、20-隔圈F、21-双凸透镜C-2。
具体实施方式
为让本发明的上述特征和优点能更明显易懂，下文特举实施例，并配合附图，作详细说明如下。
如图1~5所示，一种用于航天飞行器导航系统的星敏感器光学镜头，包括镜头本体和设置在镜头本体内的沿光线自左向右入射方向依次设置的前镜组A、光阑B、后镜组C，所述前镜组A包括依次设置的正月牙透镜A-1、正月牙透镜A-2、双凹透镜A-3、双凸透镜A-4，所述后镜组C包括依次设置的双凹透镜C-1、双凸透镜C-2、正月牙透镜C-3、负月牙透镜C-4、平凸透镜C-5、负月牙透镜C-6。
在本实施例中，所述前镜组A与光阑B之间的空气间隔为3.5mm，光阑B与后镜组C之间的空气间隔为3.5mm。
在本实施例中，所述正月牙透镜A-1与正月牙透镜A-2之间的空气间隔为13.00mm，正月牙透镜A-2与双凹透镜A-3之间的空气间隔为2.00mm，双凹透镜A-3与双凸透镜A-4之间的空气间隔为2.30mm，所述双凹透镜C-1与双凸透镜C-2之间的空气间隔为1.80mm，双凸透镜C-2与正月牙透镜C-3之间的空气间隔为0.10mm，正月牙透镜C-3与负月牙透镜C-4之间的空气间隔为0.10mm，负月牙透镜C-4与平凸透镜C-5之间的空气间隔为1.60mm，平凸透镜C-5与负月牙透镜C-6之间的空气间隔为1.50mm。
在本实施例中，所述正月牙透镜A-1由LAK9G15防辐射材料制成，正月牙透镜A-2由ZK506防辐射材料制成。
在本实施例中，所述镜头本体由钛合金材料制成。
在本实施例中，所述镜头本体包括用于固定前镜组A、光阑B、后镜组C的镜框，所述镜框包括主镜座，主镜座前段内壁内依次装配有前压圈、正月牙透镜A-1、第一隔圈、正月牙透镜A-2、第二隔圈、双凹透镜A-3、第三隔圈和双凸透镜A-4，主镜座后段内壁依次装配有双凹透镜C-1、隔圈D、双凸透镜C-2、隔圈E、正月牙透镜C-3、隔圈F、负月牙透镜C-4、隔圈G、平凸透镜C-5、隔圈H、负月牙透镜C-6和后压圈。
在本实施例中，各个隔圈控制尺寸公差保证透镜之间的空气间隔。
在本实施例中，采用光学被动式无热化设计，在-40℃~60℃温度范围内能正常工作。
在本实施例中，由上述镜片组构成的光学结构达到了以下光学指标：
焦距：f′=33.5mm；
相对孔径D/F=1/1.05；
视场角2ω：18°；
适用光谱范围：500nm～800nm；
光路总长∑≤80.3mm；
工作温度：-40℃~60℃。
各镜片参数如下：
在本实施例中，在前两片镜片分别使用了LAK9G15、ZK506防辐射材料，镜筒材料为钛合金，具有防高能粒子辐射、防宇宙射线的能力，能长时间在辐射环境下工作。
在本实施例中，本镜头的光圈值高达1.05，有利于微弱恒星光能量的收集，同时优化了各种像差，光斑对称性好，光学畸变、倍率色差极小，均小于2.5um，小于二分之一像元。
在本实施例中，镜片无胶合组，无对温度敏感的超低色散玻璃材料，且实现了光学被动式无热化设计，温度适应性良好，能在宽温度动态范围内工作。
在本实施例中，各个透镜厚度与直径比都适当加大，提高透镜强度，各透镜压圈、隔圈与透镜接触面都设计成锥面，提高镜头整体抗振能力。
以上所述仅为本发明的较佳实施例，凡依本发明申请专利范围所做的均等变化与修饰，皆应属本实用新型的涵盖范围。
Claims (2)
1.一种用于航天飞行器导航系统的星敏感器光学镜头，其特征在于：包括镜头本体和设置在镜头本体内的沿光线自左向右入射方向依次设置的前镜组A、光阑B、后镜组C，所述前镜组A包括依次设置的正月牙透镜A-1、正月牙透镜A-2、双凹透镜A-3、双凸透镜A-4，所述后镜组C包括依次设置的双凹透镜C-1、双凸透镜C-2、正月牙透镜C-3、负月牙透镜C-4、平凸透镜C-5、负月牙透镜C-6，所述前镜组A与光阑B之间的空气间隔为3.5mm，光阑B与后镜组C之间的空气间隔为3.5mm，所述正月牙透镜A-1与正月牙透镜A-2之间的空气间隔为13.00mm，正月牙透镜A-2与双凹透镜A-3之间的空气间隔为2.00mm，双凹透镜A-3与双凸透镜A-4之间的空气间隔为2.30mm，所述双凹透镜C-1与双凸透镜C-2之间的空气间隔为1.80mm，双凸透镜C-2与正月牙透镜C-3之间的空气间隔为0.10mm，正月牙透镜C-3与负月牙透镜C-4之间的空气间隔为0.10mm，负月牙透镜C-4与平凸透镜C-5之间的空气间隔为1.60mm，平凸透镜C-5与负月牙透镜C-6之间的空气间隔为1.50mm，所述正月牙透镜A-1由LAK9G15防辐射材料制成，正月牙透镜A-2由ZK506防辐射材料制成，所述镜头本体由钛合金材料制成；正月牙透镜A-1的物侧面的曲率半径为50.102~53.255mm，像侧面的曲率半径为155.012~165.417mm；正月牙透镜A-2的物侧面的曲率半径为60.478~53.214mm，像侧面的曲率半径为250.1~253.7mm；双凹透镜A-3的物侧面的曲率半径为-51.385~-50.452mm，像侧面的曲率半径为30.2~30.652mm；双凸透镜A-4的物侧面的曲率半径为24.7~25.875mm，像侧面的曲率半径为-62.525~-60.374mm；双凹透镜C-1的物侧面的曲率半径为-26.745~-25.555mm，像侧面的曲率半径为25.555~26.745mm；
双凸透镜C-2的物侧面的曲率半径为38.454~39.978mm，像侧面的曲率半径为-49.322~-48.557mm；正月牙透镜C-3的物侧面的曲率半径为27.285~28.275mm，像侧面的曲率半径为435~522.3mm；负月牙透镜C-4的物侧面的曲率半径为28.452~29.232mm，像侧面的曲率半径为15.752~15.875mm；平凸透镜C-5的物侧面的曲率半径为26.535~28.947mm，像侧面的曲率半径为-5542.120~-2740.323mm；负月牙透镜C-6的物侧面的曲率半径为-25.932~-25.112mm，像侧面的曲率半径为-355.221~-327.458mm。
2.根据权利要求1所述的用于航天飞行器导航系统的星敏感器光学镜头，其特征在于：所述镜头本体包括用于固定前镜组A、光阑B、后镜组C的镜框，所述镜框包括主镜座，主镜座前段内壁内依次装配有前压圈、正月牙透镜A-1、第一隔圈、正月牙透镜A-2、第二隔圈、双凹透镜A-3、第三隔圈和双凸透镜A-4，主镜座后段内壁依次装配有双凹透镜C-1、隔圈D、双凸透镜C-2、隔圈E、正月牙透镜C-3、隔圈F、负月牙透镜C-4、隔圈G、平凸透镜C-5、隔圈H、负月牙透镜C-6和后压圈。
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