CN111907726A - 一种高速飞行器外视相机热防护装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种高速飞行器外视相机热防护装置，包括飞行器舱壁、反射镜保护壳、外置透视玻璃、反射镜固定销、反射镜、内置透视玻璃、相机支架、相机减振器、相机、相机密封垫、相机电缆及电连接器，反射镜保护壳安装在飞行器机舱外部，外置透视玻璃固定在反射镜保护壳中，两个反射镜固定销分别安装在反射镜保护壳内部，用于安装反射镜，反射镜反射光线的一侧朝向外置透视玻璃，内置透视玻璃安装在飞行器舱壁。本发明在飞行器机舱外部组件的尺寸，较直接将相机安装在飞行器外部的方式更小，因此产生的气动加热量更小，对飞行器气动外形的影响更小。
Description
技术领域
本发明内容涉及一种高速飞行器外视相机热防护装置，属于结构防热技术领域。
背景技术
在飞行器任务执行的过程中，有时需要拍摄飞行器机身外表面状态与外部环境的变化。飞行器在高速飞行过程中，由于飞行器舱壁外表面与空气高速摩擦产生气动加热，导致飞行器机身外表面的温度很高，能够达到几百至上千摄氏度。相机中电子元器件能够正常工作的最高温度为125℃，远低于飞行过程中的环境温度，因此需要对相机进行热防护，保持相机的工作环境温度在允许的范围内。
常规的热防护方式有两种：
一种是将相机安装在飞行器外部，在相机四周包裹隔热材料，如石英棉或隔热瓦等，镜头前端放置透光的石英玻璃，减缓热量向相机传导，这种方式的缺点是放置舱外组件的体积较大，对飞行器外形的影响较大，使飞行器的气动特性发生较大的变化，此外为了维持相机的工作温度，需要使用较厚的隔热材料，材料体积的增大反而导致气动加热量增大。
另一种工作原理类似内窥镜，将相机安装在飞行器舱内，将小型镜头单独放置在舱外，通过柔性光纤将镜头与相机连接，在镜头四周包裹隔热材料，镜头前端放置透光的石英玻璃，这种方式的优点是放置在飞行器外部的装置体积小，但缺点是拍摄图像的光学分辨率低，清晰度较低，且镜头表面镀膜材料能够承受的最高温度约200℃，高温环境使镀膜的透射性能发生变化，导致图像清晰度进一步下降。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种高速飞行器外视相机热防护装置，兼具降低外视相机的工作环境温度与对飞行器气动外形影响的特点。
本发明的技术解决方案是：
一种高速飞行器外视相机热防护装置，包括：飞行器舱壁、反射镜保护壳、外置透视玻璃、反射镜固定销、反射镜、内置透视玻璃、相机支架、相机减振器、相机、相机密封垫和相机电缆；
反射镜保护壳安装在飞行器机舱外部，与飞行器舱壁连接，安装外置透视玻璃的平面与飞行器舱壁的夹角为A；
外置透视玻璃使用高温胶固定在反射镜保护壳的通孔中，与反射镜保护壳外表面平齐，高温胶同时可减弱反射镜保护壳向外置透视玻璃传导高频振动；
两个反射镜固定销分别安装在反射镜保护壳内部，反射镜固定在两个反射镜固定销之间，反射镜反射光线的一侧朝向外置透视玻璃，该侧与飞行器舱壁的夹角为B；
内置透视玻璃使用高温胶固定在飞行器舱壁的通孔中，与飞行器舱壁外表面平齐，高温胶同时起到减弱飞行器舱壁向内置透视玻璃传导高频振动的作用；
相机支架固定在飞行器舱壁内侧，相机通过相机减振器固定在相机支架上，相机的镜头朝向内置透视玻璃，相机支架与相机之间铺设相机密封垫，固定在相机支架一侧，相机电缆穿过相机支架与相机密封垫的通孔，连接相机与飞行器机舱内部设备；
入射光线经过外置透视玻璃照射到反射镜上，经过反射后穿过内置透视玻璃，照射到相机的镜头中。
进一步的，飞行器舱壁、反射镜保护壳、相机支架均通过金属与隔热材料分层铺设，内层为金属层时，外层为隔热材料层；内层为隔热材料层时，外层为金属层。
进一步的，外置透视玻璃与飞行器舱壁的夹角A可以根据任务需求调整，调整范围为0°～90°。
进一步的，通过调整反射镜固定销的位置，可调节反射镜与飞行器舱壁的夹角B，调整范围为0°～90°。
进一步的，根据任务需求，反射镜可选择平面镜、凹面镜或突面镜，不同的反射镜可扩大或缩小相机拍摄的视野范围。
进一步的，飞行器舱壁、内置透视玻璃、相机支架与相机密封垫构成密封空间，相机支架与相机密封垫预留穿过相机电缆的通孔。
进一步的，反射镜包含石英玻璃、反射涂层与底座，
反射涂层在石英玻璃贴近底座一侧，可根据任务中反射不同波长光线的需求及环境温度，使用铝或银材料；石英玻璃与底座紧贴安装，石英玻璃不与反射镜固定销接触；
底座与反射镜固定销连接，固定处留有活动间隙，可防止石英玻璃破裂及防止将热量传导至反射涂层，保征反射涂层对光线的反射性能。
进一步的，当夹角B小于45°时，反射镜可以向相机反射飞行器舱壁外表面的光线；当夹角B等于45°时，反射镜可以向相机反射平行于飞行器舱壁的光线；当B大于45°时，反射镜可以向相机反射飞行器外部环境的光线。
进一步的，当机舱外部组件由于受到恶劣环境的影响破损后，内置透视玻璃可以防止飞行器机舱外部的热气流进入机舱内部，由内置透视玻璃承担防隔热功能。
进一步的，当内置透视玻璃破损后，相机支架、相机与相机密封垫可以防止飞行器机舱外部的热气流进入机舱内部，由相机支架承担防隔热功能。
本发明内容的有益效果是：
(1)本装置在飞行器机舱外部组件的尺寸，较直接将相机安装在飞行器外部的方式更小，因此产生的气动加热量更小，对飞行器气动外形的影响更小；
(2)本装置的成像质量较镜头与相机分别放置的内窥镜方式成像质量更高；
(3)本装置安装在飞行器机舱外部的组件包括金属、隔热材料、石英玻璃和反射镜，反射镜包括石英玻璃和反射镀层，材料可以承受的最高温度远高于放置在飞行器机舱外部的相机或镜头能够可以的最高温度，因此对热防护的要求更低；
(4)本装置对比其他相机热防护装置具有的更低的成本。
附图说明
图1为本发明一种高速飞行器外视相机热防护装置侧视图；
图2为本发明一种高速飞行器外视相机热防护装置前视图；
图3为本发明夹角B小于45°相机拍摄范围；
图4为本发明夹角B大于45°相机拍摄范围；
图5为本发明反射镜的结构图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步详细描述。
如图1和图2所示，本发明提出了一种高速飞行器外视相机热防护装置，包括：飞行器舱壁1、反射镜保护壳2、外置透视玻璃3、反射镜固定销4、反射镜5、内置透视玻璃6、相机支架7、相机减振器8、相机9、相机密封垫10、相机电缆11。
飞行器舱壁1、反射镜保护壳2、相机支架7均通过金属与隔热材料分层铺设，内层为金属层时，外层为隔热材料层，可以为隔热毡或玻璃钢或陶瓷；内层为隔热材料层时，外层为金属层。
入射光线12经过外置透视玻璃3照射到反射镜5上，经过反射后穿过内置透视玻璃6，照射到相机9的镜头中。
反射镜保护壳2与飞行器舱壁1通过螺钉连接，反射镜保护壳2的金属组件带有螺纹的盲孔，飞行器舱壁1在对应位置设置通孔，从飞行器内部将螺钉穿过飞行器舱壁1，与反射镜保护壳2连接，使反射镜保护壳2与飞行器舱壁1固定。反射镜保护壳2安装外置透视玻璃3的平面与飞行器舱壁1的夹角为A，根据任务需求，夹角A可在0°～90°之间调整，以适应飞行器的外形。
反射镜保护壳2安装外置透视玻璃3平面的开窗内侧具有突出的台阶，用于固定外置透视玻璃3。在反射镜保护壳2与外置透视玻璃3之间涂抹耐高温胶粘接固定。反射镜保护壳2的整体厚度为外置透视玻璃3、反射镜保护壳2突出的台阶、高温胶的厚度之和，使外置透视玻璃3的外表面与反射镜保护壳2的外表面平齐，不存在台阶，避免产生气动加热。高温胶同时起到减弱反射镜保护壳2向外置透视玻璃3传导高频振动的作用。
两个反射镜固定销4通过螺钉安装在反射镜保护壳2内部。反射镜5固定在两个反射镜固定销4之间，通过螺钉连接。反射镜5反射光线的一侧朝向外置透视玻璃3，与飞行器舱壁1的夹角为B。通过调整两个反射镜固定销4的位置与反射镜5的尺寸，可以改变夹角B。
内置透视玻璃6安装在飞行器舱壁1的开窗中，开窗内部具有突出的台阶，用于固定内置透视玻璃6。在飞行器舱壁1与内置透视玻璃6之间涂抹耐高温胶，能够承受高温环境。飞行器舱壁1的厚度为内置透视玻璃6、飞行器舱壁1突出的台阶、高温胶的厚度之和，内置透视玻璃6与飞行器舱壁1的外表面平齐，不存在台阶，避免产生气动加热。高温胶同时起到减弱飞行器舱壁1向内置透视玻璃6传导高频振动的作用。
相机支架7通过螺钉固定在飞行器舱壁1内侧的飞行器机舱内，相机9通过螺钉与相机减振器8固定在相机支架7上，相机9的镜头朝向内置透视玻璃6。在相机支架7与相机9之间铺设有柔性的相机密封垫10，相机密封垫10使用高温胶粘贴在相机支架7上，相机支架7与相机密封垫10设有的通孔，相机电缆11穿过通孔连接相机9与飞行器机舱内部设备，相机9与相机密封垫10遮挡通孔，使飞行器舱壁1与相机支架7组成密封的空间。
入射光线12经过外置透视玻璃3，照射到反射镜5上，经过反射后穿过内置透视玻璃6，照射到相机9的镜头。
考虑到热防护需求，飞行器舱壁1、反射镜保护壳2与相机支架7包含金属与隔热材料，分层铺设，根据任务需求不同，材料的层叠顺序可以不同。
夹角B可在0°～90°之间调节。
如图1所示，夹角B等于45°，反射镜5能够向相机反射平行于飞行器舱壁1的光线，相机拍摄对应的环境。
如图3所示，夹角B小于45°，反射镜5能够向相机反射飞行器舱壁1外表面的光线，相机拍摄飞行器舱壁外表面的状态变化。
如图4所示，夹角B大于45°，反射镜5能够向相机反射飞行器外部环境的光线，相机拍摄飞行器外部环境的变化。
当反射镜5使用平面镜时，相机拍摄的视野范围无变化，无形状畸变。
当反射镜5使用凹面镜时，相机拍摄的视野范围变小，物体形状有畸变。
当反射镜5使用凸面镜时，相机拍摄的视野范围变大，物体形状有畸变。
当机舱外部组件由于受到恶劣环境的影响脱落后，内置透视玻璃6保证机舱内部与外部的隔离，防止飞行器机舱外部的热气流进入机舱内部。当内置透视玻璃6破损后，由相机支架7、相机9与相机密封垫10组成的密封空间，可防止飞行器机舱外部的热气流进入机舱内部。相机支架7使用隔热材料，因此可以承担防隔热功能，此时不保证相机9的工作环境温度。
如图5所示，反射镜5包含石英玻璃13、反射图层14、底座15。
反射图层14在石英玻璃13贴近底座一侧，将入射光线12反射至相机9。反射图层14可针对任务中对不同波长光线的反射需求及环境温度，选用铝或银等材料。
石英玻璃13与底座15紧贴安装，石英玻璃13上开有通孔，使用螺钉16固定在底座15上。石英玻璃13不与反射镜固定销4接触。
反射镜固定销4由两层组成，顶层开有通孔，底层开有带螺纹的盲孔，通孔直径大于盲孔直径。底座15开有通孔，直径大于反射镜固定销4底层盲孔的直径。底座15放置在反射镜固定销4的顶层与底层之间。螺钉17穿过垫片18与弹片19、反射镜固定销4顶层通孔、底座15通孔后，连接反射镜固定销4底层的盲孔。螺钉17使用力矩扳手施加预定的力矩。底座15具有较好的刚性，当反射镜保护壳2发生形变时，两个反射镜固定销4的相对位置发生变化，此时反射镜固定销4与底座15产生相对位移，以减少底座15的形变，降低石英玻璃13破裂的风险。底座15具有良好隔热能力，防止反射镜保护壳2的热量传导至反射图层14，保征反射图层14对光线的反射性能。
下面给出一个具体实施例：
飞行器舱壁1与反射镜保护壳2外层采用高温合金钢，内层铺设柔性隔热毡，相机支架7使用高温合金钢，在安装相机9的一侧铺设柔性隔热毡，高温合金钢牌号为GH4169，可承受约700℃，柔性隔热毡材质为石英棉，主要材料为二氧化硅，导热系数≤0.05W/m·K，可承受约1700℃。
外置透视玻璃3与内置透视玻璃6采用石英玻璃，材料为二氧化硅，此种材料能够承受约1700℃。
高温胶选用Dq441J-108型号，在高温下状态稳定，能够承受约500℃。
反射涂层14使用银，能够承受约961℃。
底座15使用陶瓷材料，具有很强的刚性与良好的隔热性能，可承受约3000℃。
相机密封垫10使用Dq441J-108型号高温胶定制，提供较好的密封性，且不会影响相机减振器8的减振性能，此种材料能够承受约500℃。
本装置在飞行器机舱外部组件的尺寸，较直接将相机安装在飞行器外部的方式更小，因此产生的气动加热量更小，对飞行器气动外形的影响更小。
本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。
Claims (10)
1.一种高速飞行器外视相机热防护装置，其特征在于，包括：飞行器舱壁(1)、反射镜保护壳(2)、外置透视玻璃(3)、反射镜固定销(4)、反射镜(5)、内置透视玻璃(6)、相机支架(7)、相机减振器(8)、相机(9)、相机密封垫(10)和相机电缆(11)；
反射镜保护壳(2)安装在飞行器机舱外部，与飞行器舱壁(1)连接，安装外置透视玻璃(3)的平面与飞行器舱壁(1)的夹角为A；
外置透视玻璃(3)使用高温胶固定在反射镜保护壳(2)的通孔中，与反射镜保护壳(2)外表面平齐，高温胶同时可减弱反射镜保护壳(2)向外置透视玻璃(3)传导高频振动；
两个反射镜固定销(4)分别安装在反射镜保护壳(2)内部，反射镜(5)固定在两个反射镜固定销(4)之间，反射镜(5)反射光线的一侧朝向外置透视玻璃(3)，该侧与飞行器舱壁(1)的夹角为B；
内置透视玻璃(6)使用高温胶固定在飞行器舱壁(1)的通孔中，与飞行器舱壁(1)外表面平齐，高温胶同时起到减弱飞行器舱壁(1)向内置透视玻璃(6)传导高频振动的作用；
相机支架(7)固定在飞行器舱壁(1)内侧，相机(9)通过相机减振器(8)固定在相机支架(7)上，相机(9)的镜头朝向内置透视玻璃(6)，相机支架(7)与相机(9)之间铺设相机密封垫(10)，固定在相机支架(7)一侧，相机电缆(11)穿过相机支架(7)与相机密封垫(10)的通孔，连接相机(9)与飞行器机舱内部设备；
入射光线(12)经过外置透视玻璃(3)照射到反射镜(5)上，经过反射后穿过内置透视玻璃(6)，照射到相机(9)的镜头中。
2.根据权利要求1所述的一种高速飞行器外视相机热防护装置，其特征在于：飞行器舱壁(1)、反射镜保护壳(2)、相机支架(7)均通过金属与隔热材料分层铺设，内层为金属层时，外层为隔热材料层；内层为隔热材料层时，外层为金属层。
3.根据权利要求1所述的一种高速飞行器外视相机热防护装置，其特征在于：外置透视玻璃(3)与飞行器舱壁(1)的夹角A可以根据任务需求调整，调整范围为0°～90°。
4.根据权利要求1所述的一种高速飞行器外视相机热防护装置，其特征在于：通过调整反射镜固定销(4)的位置，可调节反射镜(5)与飞行器舱壁(1)的夹角B，调整范围为0°～90°。
5.根据权利要求1所述的一种高速飞行器外视相机热防护装置，其特征在于：根据任务需求，反射镜(5)可选择平面镜、凹面镜或突面镜，不同的反射镜可扩大或缩小相机拍摄的视野范围。
6.根据权利要求1所述的一种高速飞行器外视相机热防护装置，其特征在于：飞行器舱壁(1)、内置透视玻璃(6)、相机支架(7)与相机密封垫(10)构成密封空间，相机支架(7)与相机密封垫(10)预留穿过相机电缆(11)的通孔。
7.根据权利要求1所述的一种高速飞行器外视相机热防护装置，其特征在于：反射镜(5)包含石英玻璃(13)、反射涂层(14)与底座(13)，
反射涂层(14)在石英玻璃(13)贴近底座一侧，可根据任务中反射不同波长光线的需求及环境温度，使用铝或银材料；石英玻璃(13)与底座(15)紧贴安装，石英玻璃(13)不与反射镜固定销(4)接触；
底座(15)与反射镜固定销(4)连接，固定处留有活动间隙，可防止石英玻璃(13)破裂及防止将热量传导至反射涂层(14)，保征反射涂层(14)对光线的反射性能。
8.根据权利要求4所述的一种高速飞行器外视相机热防护装置，其特征在于：当夹角B小于45°时，反射镜(5)可以向相机反射飞行器舱壁外表面的光线；当夹角B等于45°时，反射镜(5)可以向相机反射平行于飞行器舱壁(1)的光线；当B大于45°时，反射镜(5)可以向相机反射飞行器外部环境的光线。
9.根据权利要求6所述的一种高速飞行器外视相机热防护装置，其特征在于：当机舱外部组件由于受到恶劣环境的影响破损后，内置透视玻璃(6)可以防止飞行器机舱外部的热气流进入机舱内部，由内置透视玻璃(6)承担防隔热功能。
10.根据权利要求9所述的一种高速飞行器外视相机热防护装置，其特征在于：当内置透视玻璃(6)破损后，相机支架(7)、相机(9)与相机密封垫(10)可以防止飞行器机舱外部的热气流进入机舱内部，由相机支架(7)承担防隔热功能。
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