CN112068217A - 一种飞行器用昼夜探测器 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞行器用昼夜探测器，包括反射镜机构和位于反射光路上的双通道成像机构，可见光或红外经反射机构反射进入双通道成像机构；所述的反射镜机构包括通过轴承嵌套在横滚框架上的俯仰框架，陀螺组件和反射镜分别设置在俯仰框架的两个相平行的陀螺轴和反射镜轴上；陀螺组件包括设在陀螺轴上悬空框内的双轴陀螺，所述反射镜的镜面朝向采集图像的探测器；所述的双通道成像机构包括探测框架；所述红外探测通道内设有红外探测光学组件，红外探测器位于红外探测通道末端的红外成像焦点处。本发明通过反射+双通道成像的图像采集方式，能够相对飞行器进行横滚/俯仰两维转动，并能够隔离振动，保持探测器的视轴稳定。

Description

一种飞行器用昼夜探测器
技术领域
本发明属于探测器技术领域，涉及一种飞行器用昼夜探测器。
背景技术
近些年来，随着包括无人机在内的飞行技术的蓬勃发展，无论在国民经济领域还是在国防军事上其重要性日益突出；其中飞行拍摄或者航拍是其中重要的应用之一。不同温度的物体在红外波段有明显特征，温度越低，颜色越深。红外光学系统探测的的是目标的自身辐射，相比可见光光学系统，具有全天候观测、不受环境影响、穿透力强的优点。比如采用无人机红外与可见光同步遥感技术进行环境监察，可以有效地检查出河流两岸隐蔽在草丛中的正在排水的暗口。
但是一个迫切需要解决的问题在于，在飞行连续拍摄时，随飞行抖动翻滚可能形成S型排布的图片，因此需要拍摄视轴的稳定。用三维框架稳定是很多产品所采取的方案，三维稳定非常复杂，适用于大型高价值设备，如平台式惯导系统等，通常的摄像或拍照稳定系统难以承受。而且限于飞行器有限的搭载环境，拍摄用的图像采集器容易产生振动，影响拍摄效果。
发明内容
本发明解决的技术问题在于提供一种飞行器用昼夜探测器，通过反射+双通道成像的图像采集方式，能够相对飞行器进行横滚/俯仰两维转动，并能够隔离振动，保持探测器的视轴稳定。
本发明是通过以下技术方案来实现：
一种飞行器用昼夜探测器，包括反射镜机构和位于反射光路上的双通道成像机构，可见光或红外经反射机构反射进入双通道成像机构；
所述的反射镜机构包括通过轴承嵌套在横滚框架上的俯仰框架，陀螺组件和反射镜分别设置在俯仰框架的两个相平行的陀螺轴和反射镜轴上；陀螺组件包括设在陀螺轴上悬空框内的双轴陀螺，所述反射镜的镜面朝向采集图像的探测器；
在俯仰框架的一侧陀螺轴、反射镜轴还以/的传动比通过转轮、钢带传动机构相连接，陀螺轴还通过传输带与俯仰电机的输出轴相连接；俯仰框架的另一侧还设有与双轴陀螺相连接的测角传感器；
所述的横滚框架上设有可驱动俯仰框架旋转的横滚电机，以及与双轴陀螺相连接的方位传感器；
测角传感器、方位传感器分别与反射镜控制单元的信号输入端相连接，反射镜控制单元的信号输出端经PWM驱动模块与俯仰电机、横滚电机相连接；
所述的双通道成像机构包括探测框架，其上开设有相平行的红外探测通道和可见光探测通道；所述红外探测通道内设有红外探测光学组件，红外探测器位于红外探测通道末端的红外成像焦点处，或者位于红外成像焦点经反射镜组反射的光路上；
所述可见光探测通道内设有可见光探测光学组件，可见光探测器固定光探测光学组件末端出口的上方，可见光探测通道中心线与可见光探测器的探测器靶面中心相垂直。
所述的红外探测器位于红外检测通道的末端，中空的红外检测通道的中心线与红外探测器的探测器靶面中心相对准；所述的红外检测通道内开设有多个物镜固定台，物镜固定在圈架上并通过圈架嵌套在物镜固定台上；
所述的物镜包括依次设置在红外检测通道头部的第一物镜、第二物镜和第三物镜，以及设置在红外检测通道尾部的第四物镜；第三物镜与第四物镜之间留有后截距所需的间距；探测器靶面位于第四物镜的成像焦点处。
所述第一物镜作为接收光线的光阑，其与红外检测通道之间还用密封胶进行密封；所述第二物镜凸面为非球面，以校正第一物镜引入的球差；所述第三物镜的凸面与第二物镜的凹面相贴合，以校正色差；所述第四物镜的凸面为非球面，通过旋转圈架可调整第三物镜与第四物镜之间的后截距间距。
所述的可见光探测通道内开设有聚光腔和反射腔，反射腔内设有直角反射棱镜，可见光探测器固定在反射腔的出口处；所述的聚光腔内开设有多个透镜固定台，透镜固定在圈架上并通过其嵌套在透镜固定台上；
所述的透镜包括依次设置在聚光腔头部的第一透镜和第二透镜，以及设置在聚光腔尾部并相贴合的第三透镜、第四透镜和第五透镜；第二透镜与第三透镜之间设有小孔光阑；探测器靶面与第四透镜的成像焦点镜面对称。
所述的第一透镜为弯月形薄透镜，第二透镜为厚透镜；第三透镜为校正色差的胶合镜，第四透镜为校正场曲的厚透镜，第五透镜为校正球差的薄透镜；改变第二透镜与第四透镜之间的距离可校正像散。
所述的悬空框位于俯仰框架的的中心，当载体姿态变化时陀螺组件将探测到悬空框产生的角速度，所述的测角传感器、方位传感器分别将检测的俯仰位置信号、方位位置信号发送给反射镜控制单元；反射镜控制单元生成保持反射镜视轴稳定的驱动指令，并通过PWM驱动模块发送给俯仰电机、横滚电机
所述的反射镜与水平方向的倾角为45°，光线经反射镜反射水平进入双通道成像机构；
当载体俯仰方向发生角度变化时，测角传感器向反射镜控制单元输出角度变化对应的俯仰信号，反射镜控制单元向俯仰电机发出驱动指令，使陀螺轴相对载体反向转动同样的角度，陀螺组件相对于惯性空间不变；
当载体横滚方向发生角度变化时，方位传感器向反射镜控制单元输出角度变化对应的方位信号，反射镜控制单元向横滚电机发出驱动指令，使陀螺轴相对载体反向转动同样的角度，陀螺组件相对于惯性空间不变；
当陀螺组轴相对于载体转动时，钢带传动机构带动反射镜轴转动一半的角度，使反射镜的视轴在惯性空间保持稳定。
当探测器拍摄曝光时间不足时，反射镜控制单元向俯仰电机或横滚电机发出驱动指令，带动反射镜向载体飞行的反方向旋转进行像移补偿或视轴补偿，将视轴驻留在场景或目标物上；像移补偿或视轴补偿时间结束，则反射镜控制单元向俯仰电机或横滚电机发出驱动指令，带动反射镜向载体飞行的方向加速旋转，恢复到像移补偿或视轴补偿前的视轴位置。
所述的俯仰框架上设有闭锁销，其上设有限位块；探测框架上开设有与闭锁销相匹配的闭锁孔，闭锁孔内还设有与限位块相匹配的定位环槽，定位环槽的后侧设有弹簧；
所述的俯仰框架与探测框架的闭锁、解锁为：
闭锁销伸入闭锁孔中，限位块被定位环槽卡住，实现射镜固定框与成像固定框的闭锁；
当反射镜固定框受到足够冲击时，惯性带动闭锁销冲破定位环槽对限位块的限制，限位块压缩弹簧；被压缩的弹簧回弹，将闭锁销从闭锁孔中推出，弹簧被限制在闭锁孔内，实现实现射镜固定框与成像固定框的解锁；
所述的反射镜固定框与成像固定框解锁后，反射镜轴由俯仰电机、横滚电机提供的电机力矩保持稳定。
所述的探测框上开设有减震固定孔，减震固定孔内套设有H型金属隔圈，H型金属隔圈与固定框之间还设有双向减震垫；减震螺钉穿过减震固定孔将固定框固定在固定联盘上。
与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：
由于飞行中拍摄时处于非常复杂的运动环境中，为了保持图像采集或拍摄的稳定性；本发明通过反射机构来实现视轴的惯性稳定，双通道成像装置固定不动，由反射镜旋转来实现拍摄轴的稳定，使得拍摄的系列图片呈直线排布而非S性排布，这样的方式比成像机构的平台式稳定占有更小的空间。而且将驱动电机的驱动轴与转轴之间的传动比设为1/2，当反射机构相对转动时，1/2传动机构带动反射镜转动一半的角度，根据反射镜几何光学原理，入射光不动，反射镜法线转动半度，出射光将转动一度，由此保证了视轴在惯性空间保持稳定的效果。
本发明提供的双通道成像机构保证了成像质量，其中红外光学物镜采用四片式结构，而且物镜光学表面引入非球面设计可以减小F数，提高视场边沿的成像质量，还可以使轴外视场的高级球差和轴上的孔径高级球差同时减小，可以在较大视场的情况下，获得较高的成像质量。
本发明将反射镜通过转轴架设在俯仰框架上，再将俯仰框架通过转轴设置在横滚框架上，使得该反射镜能够相对载体进行横滚/俯仰两维转动，使得反射镜能够解脱与飞行载体之间的耦合，然后再通过电机的驱动使得反射镜始终保持合理的倾角，从而将景物或目标物经反射光路传入探测器，使其输入光束与像面光束保持相对稳定，较好地克服了载体在空间和惯量方面的限制，保持探测器的视轴稳定；
本发明的反射镜可相对进行横滚和俯仰两维运动，俯仰范围-5°～+5°，横滚范围-40°～+40°；当飞行器横滚时，反射镜将绕镜轴反向旋转，当横滚范围小于-30°～+30°时，可见光成像、热像光路几乎不受影响；左滚40°时，热像光路入射能量下降5％，可见光不受影响；右滚40°时，热像光路入射能量下降5％，可见光光路入射能量下降25％；巧妙的实现了飞行探测器的视轴稳定。
附图说明
图1为本发明的结构示意图之一；
图2为本发明的结构示意图之二；
图3本发明的双通道成像机构结构示意图；
图4为本发明的探测通道及其探测光学组件示意图；
图5为本发明的红外组件结构示意图；
图6为本发明可见组件结构示意图；
图7为反射镜及反射镜驱动机构的结构示意图之一；
图8为反射镜及反射镜驱动机构的结构示意图之二；
图9为反射镜及反射镜驱动机构的结构示意图之三；
图10为反射镜及反射镜驱动机构的结构示意图之四；
图11为本发明的光学组件固定框结构示意图；
图12为发射镜光轴示意图；
图13为反射镜翻滚时光轴示意图之一；
图14为反射镜翻滚时光轴示意图之二；
图15为像移补偿示意图之一；
图16为像移补偿示意图之二；
图17为像移补偿示意图之三；
图18为像移补偿时反射镜角速度随时间变化曲线；
图19为的减震固定示意图。
其中，1为整流罩，2为透视口，3为联接盘，4为减震连接件，5为任务管理模块，6为光学探测组件，7为反射镜组件，8为闭锁销，801为定位环槽，9为图像传输模块，10为反射镜控制单元，11为可见光成像组件，12为成像组件，13为可见光探测光学组件，14为红外探测光学组件，15为反射镜，16为横滚控制组件，17为俯仰框架，18为横滚框架，19为横滚电机，20为方位传感器，21为钢带传动机构，22为双轴陀螺仪，23为俯仰电机，24为测角传感器，25为可见光通道，26为红外通道，27为反射镜横滚轴，28为载体横滚轴，29为载体水平轴；30为H型金属隔圈，31为双向减震垫，32为减震螺钉；
1401为第一物镜，1402为第二物镜，1403为第三物镜，1404为第四物镜，1405为红外探测器，1406为红外探测通道，1407为圈架，1408为探测器靶面；1501为第一透镜，1502为第二透镜，1503为第三透镜，1504为第四透镜，1505为第五透镜，1506为可见光探测器，1507为滤光片，1508为直角反射棱镜，1509为小孔光阑。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明做进一步详细描述，所述是对本发明的解释而不是限定。
参见图1-图12，一种飞行器用昼夜探测器，其特征在于，包括反射镜机构和位于反射光路上的双通道成像机构，可见光或红外经反射机构反射进入双通道成像机构；
所述的反射镜机构包括通过轴承嵌套在横滚框架上的俯仰框架，陀螺组件和反射镜分别设置在俯仰框架的两个相平行的陀螺轴和反射镜轴上；陀螺组件包括设在陀螺轴上悬空框内的双轴陀螺，所述反射镜的镜面朝向采集图像的探测器；
在俯仰框架的一侧陀螺轴、反射镜轴还以/的传动比通过转轮、钢带传动机构相连接，陀螺轴还通过传输带与俯仰电机的输出轴相连接；俯仰框架的另一侧还设有与双轴陀螺相连接的测角传感器；
所述的横滚框架上设有可驱动俯仰框架旋转的横滚电机，以及与双轴陀螺相连接的方位传感器；
测角传感器、方位传感器分别与反射镜控制单元的信号输入端相连接，反射镜控制单元的信号输出端经PWM驱动模块与俯仰电机、横滚电机相连接；
所述的双通道成像机构包括探测框架，其上开设有相平行的红外探测通道和可见光探测通道；所述红外探测通道内设有红外探测光学组件，红外探测器位于红外探测通道末端的红外成像焦点处，或者位于红外成像焦点经反射镜组反射的光路上；
所述可见光探测通道内设有可见光探测光学组件，可见光探测器固定光探测光学组件末端出口的上方，可见光探测通道中心线与可见光探测器的探测器靶面中心相垂直。
下面对各部分进行详细的说明。
双通道光学器件，包括反射机构和位于其反射光路上的双通道成像机构，可见光或红外经反射机构反射进入双通道成像机构；
所述的反射机构包括通过转轴固定在反射框架10上的反射镜15，反射镜15与水平方向的倾角为40～60°；转轴通过传输带18与驱动电机相连接，传输带18可带动转轴改变反射镜15与水平方向的倾角；
所述的双通道成像机构包括探测框架11，其上开设有相平行的红外探测通道101和可见光探测通道102；所述红外探测通道101内设有红外探测光学组件14，红外探测器1405位于红外探测通道101末端的红外成像焦点处，或者位于红外成像焦点经反射镜组反射的光路上；
所述可见光探测通道102内设有可见光探测光学组件15，可见光探测器1506固定光探测光学组件15末端出口的上方，可见光探测通道102中心线与可见光探测器1505的探测器靶面中心相垂直。
进一步的，所述的红外探测器1405位于红外检测通道1406的末端，中空的红外检测通道1406的中心线与红外探测器1405的探测器靶面1408中心相对准；所述的红外检测通道1406内开设有多个物镜固定台，物镜固定在圈架1407上并通过圈架1407嵌套在物镜固定台上；
所述的物镜包括依次设置在红外检测通道1406头部的第一物镜1401、第二物镜1402和第三物镜1403，以及设置在红外检测通道1406尾部的第四物镜1404；第三物镜1403与第四物镜1404之间留有后截距所需的间距；探测器靶面1408位于第四物镜1404的成像焦点处。
进一步的，提供红外探测器的另外一种设置方式：
所述的红外检测通道1406末端的红外成像焦点处设有第一反射镜12，第二反射镜13与第一反射镜12以轴对称的方式设置，红外探测器1405固定在红外检测通道1406下方的探测框架11上，并位于第二反射镜13的反射光路上。
具体的，所述的圈架1407通过螺纹嵌套在红外检测通道1406内，物镜固定台上、圈架1407外侧均设有相匹配的螺纹；
固定所述第一物镜1401、第二物镜1402、第三物镜1403的圈架1407直径依次递减，且用于嵌套相应圈架1407的物镜固定台依次设置。
具体的，所述第一物镜1401作为接收光线的光阑，其与红外检测通道1406之间还用密封胶进行密封；所述第二物镜1402凸面为非球面，以校正第一物镜1401引入的球差；所述第三物镜1403的凸面与第二物镜1402的凹面相贴合，以校正色差；所述第四物镜1404的凸面为非球面，通过旋转圈架1407可调整第三物镜1403与第四物镜1404之间的后截距间距。
进一步的，所述的可见光探测通道102内开设有聚光腔和反射腔，反射腔内设有直角反射棱镜1508，可见光探测器1506固定在反射腔的出口处；所述的聚光腔内开设有多个透镜固定台，透镜固定在圈架上并通过其嵌套在透镜固定台上；
所述的透镜包括依次设置在聚光腔头部的第一透镜1501和第二透镜1502，以及设置在聚光腔尾部并相贴合的第三透镜1503、第四透镜1504和第五透镜1505；第二透镜1503与第三透镜1504之间设有小孔光阑1509；探测器靶面与第四透镜1504的成像焦点镜面对称。
具体的，所述的第一透镜1501为弯月形薄透镜，第二透镜1502为厚透镜；第三透镜1503为校正色差的胶合镜，第四透镜1502为校正场曲的厚透镜，第五透镜1505为校正球差的薄透镜；改变第二透镜1502与第四透镜1502之间的距离可校正像散。
具体的，所述的第一透镜1501为双单透镜或多单透镜，所述的直角反射棱镜1508的出射面上还设有滤光片1507；所述的直角反射棱镜1508通过固定胶与反射腔的侧壁相固定；所述的滤光片1507通过固定胶与直角反射棱镜1508的出射面相固定。
所述的反射镜15与水平方向的倾角为45°，光线经反射镜15反射水平进入双通道成像机构；当双通道成像机构相对于垂直方向发生偏转时，驱动电机经驱动传输带18驱动反射镜15旋转，保持光线经反射水平进入双通道成像机构。
所述的反射框架10与探测框架11之间还通过固定销17相连接；
所述的驱动电机和反射镜15安装在反射框架10两个平行的轴上，驱动电机的驱动轴与转轴之间的传动比为1/2，所述的传输带18为钢带。
下面给出具体的实施例。
为了满足飞行中的可见光、红外高精度探测，本发明的两通道组件需要在100m高度对下方30m区域覆盖拍摄；而由于光学设计很难兼顾大光谱范围成像的质量，为了兼顾50～100000lux范围内的成像，以及成像的质量考虑提出以下参数要求：照度范围：50～100000lux、帧频：≥5fps、单帧曝光时间：≤40ms、图像畸变：≤5％、视场角：不小于24°×18°(横向×纵向)。
下面进行红外光学组件的说明。
1)红外光学系统参数要求
针对成像要求，采用1028×768分辨率的热像仪可以满足分辨力的要求；在高度超过100m时，单位像素空间分辨率不大于0.42m；其他的光学系统参数要求如下：帧频：≥5fps；单帧曝光时间：≤40ms；在视场边缘处，图像畸变：≤5％；视场角不小于24°×18°(横向×纵向)；可采用一个24°×18°视场对其全面覆盖，当置信度为0.8时，探测组件的可靠度大于等于0.99。
基于以上条件所设计的光学系统要求：视场：24°×18°、口径：Φ＝34、积分时间：10ms、在视场边缘处，图像畸变≤5％。
则焦距计算为：
接收传感器(热像仪)分辨率为1024×768，像元大小为14μm，计算得到靶面的尺寸为14.336mm×10.752mm，靶面对角线为17.92mm，设计要求的视场大小为24°×18°，利用公式(1)计算光学系统的焦距：
Figure BDA0002710999840000111
式中：
f'——光学系统焦距，单位mm；
d——靶面高度，单位mm；
ω——半视场角，单位°。
利用公式(1)计算得出其焦距为f'＝33.72mm。
入瞳直径计算为：
光学系统F数取为1，利用公式(2)计算系统的入瞳直径：
Figure BDA0002710999840000112
式中：
D——入瞳直径，单位mm。
f'——当前视场焦距，单位mm；
F#——系统的F数
利用公式(2)计算得出其入瞳直径
Figure BDA0002710999840000113
根据以上的计算，光学系统设计要求的外部参数如下：
1)焦距：f'＝33.72mm；
2)波长范围：8～14μm；
3)视场：2ω＝24°×18°；
4)F数：1。
2)光学系统设计
鉴于光学成像的视场较大，光学物镜采用四片式结构以满足成像要求。为了减小F数，提高视场边沿的成像质量，物镜光学表面采用非球面，该结构可以使轴外视场的高级球差和轴上的孔径高级球差同时减小，可以在较大视场的情况下，获得较高的成像质量。
光学系统设计结果如图4所示，系统光学有效口径32mm，光学总长小于50mm。第一物镜采用锗材料，作为系统的光阑，用以接收大范围的光线；第二物镜用以校正第一物镜引入的球差，同样采用锗材料，其凸面为非球面。第三物镜采用硫化锌材料，用以校正系统的色差。第四物镜采用锗材料，其凸面为非球面，用以调整系统的后截距，保证最终的成像质量。像质评价检测表明系统的MTF>0.3(35lp/mm)，最大视场点列斑15μm，约等于一个像元大小；最大畸变小于5％。
3)透过率计算
系统透过率按照公式(3)计算
τ＝τ1 N1×τ2 n (3)
式中：
τ－总透过率
τ1—与空气接触面的透过率，99％；
N1—透射面数，4个；
τ2—由吸收系数计算出的光学材料透过率，90％；
n—材料总厚度，12mm；
Figure BDA0002710999840000121
4)公差分析
光学透镜材料误差、面型误差、厚度误差和间隔误差会影响到系统的成像质量，用反转灵敏度法，对上述误差进行计算，重点对光学零件面型和间隔进行了公差分析，分析结果表明系统对光圈，材料均不敏感，加工和装调工艺简单可行。
5)光机结构布置
参见图5，在红外探测通道1406末端设置红外探测器1405，红外探测通道1406的中心线与红外探测器1405的探测器靶面1408中心相对准；物镜固定在圈架1407上并通过圈架1407嵌套在红外探测通道1406内；第一物镜1401、第二物镜1402和第三物镜1403设置在红外探测通道1406头部，第四物镜1404设置在红外探测通道1406尾部；第三物镜1403与第四物镜1404之间留出间距，以调整后截距所需的间距。
下面给出可见光组件的说明。
1)可见光光学系统参数要求
由于光学设计很难兼顾大光谱范围成像的质量，为了兼顾50～100000lux范围内的成像，以及成像的质量考虑提出以下参数要求：照度范围：50～100000lux、帧频：≥5fps、单帧曝光时间：≤40ms、图像畸变：≤5％、视场角：不小于24°×18°(横向×纵向)。
为了提高弱光成像效果，在空间允许的条件下，尽可能减小F数，这将导致强光下成像抗饱和能力下降，仅靠摄像机本身的动态范围调整是难以应对的；因此提出在光路中插入一个小孔光阑，即在强光环境下通过小孔光阑可以显著地减小光通量，当外部光强变弱时小孔光阑再退出光路。
焦距计算：
接收传感器靶面的尺寸为15.1312mm×10.5984mm(对角线为17.664)，视场为24°×18°，利用公式(1)计算可见光的焦距：
Figure BDA0002710999840000131
式中：
f'——当前视场焦距，单位mm；
d——靶面高度，单位mm；
ω——半视场角，单位°。
利用公式(1)计算得出其焦距为f'＝33.24mm。
入瞳直径计算：
利用公式(2)计算系统的入瞳直径：
Figure BDA0002710999840000141
式中：
D——入瞳直径，单位mm；
f'——当前视场焦距，单位mm；
F#——F数。
利用公式(2)，取F＝1.8计算得出其入瞳直径D＝φ18mm。
根据以上的计算，可见光光学系统设计参数如下：
焦距：f'＝32.66mm；波长范围：0.65～0.85μm；视场：2ω＝24°×18°；F数：1.8。
2)可见光成像方案
本发明的可见光成像装置，属于较大孔径和较大视场光学系统，故以三片型透镜作为设计基础。三片型透镜的F数可以设计到4～5，视场角可以设计到400到500。
而为了减小F数，提高视场边沿的成像质量，对三片型透镜进行优化，增加一块透镜；前半部系统由一个弯月形薄透镜和一个厚透镜组成，后半系统由一个厚透镜和薄透镜组成，此时的四片透镜趋于对称型。
由于对称系统垂轴像差很容易校正，只需要考虑球差、色差、场曲、像散的校正。因此，通过后半系统的厚透镜的结构变化校正场曲，利用薄透镜的弯曲校正球差，改变两块厚透镜间的距离可以校正像散，并在厚透镜中引入胶合面来校正色差。
为了进一步满足更大相对孔径，并保证成像质量，将弯月形薄透镜进一步设计为双单/多单透镜，该结构可以使轴外视场的高级球差和轴上的孔径高级球差同时减小，可以在较大视场的情况下，获得较高的成像质量。因此，本发明以对称型四片结构为基础，在其后半部的厚透镜中引入胶合镜以校正色差，该结构可以使轴外视场的高级球差和轴上的孔径高级球差同时减小，可以在较大视场的情况下，获得较高的成像质量。
所组成的光学透镜要求工作波段为0.4～0.8μm，光学系统有效口径16.7mm，光学总长60mm；可见光波段系统的MTF接近0.4(150lp/mm)，点列斑<4μm，畸变小于3.5％。
3)透过率计算
系统透过率按照公式(3)计算
τ＝τ1 N1×τ2 n×τ3 (3)
式中：
τ—总透过率；
τ1—与空气接触面的透过率，99％；
N1—透射面数，10个；
τ2—由吸收系数计算出的光学材料透过率，99％；
n—材料总厚度，3.57cm；
τ3—滤光镜透过率92％；
Figure BDA0002710999840000151
4)单位像素空间分辨率验证
当目标距离为1km，像元尺寸为3.45μm时，检测得到目标在探测器靶面占N＝1lp时的目标大小0.208m，故单个像素空间分辨率为0.104m。
所述的反射镜机构包括通过轴承嵌套在横滚框架18上的俯仰框架17，陀螺组件和反射镜15分别设置在俯仰框架17的两个相平行的陀螺轴和反射镜轴上；陀螺组件包括设在陀螺轴上悬空框内的双轴陀螺，所述反射镜15的镜面朝向采集图像的探测器；
在俯仰框架17的一侧陀螺轴、反射镜轴还以1/2的传动比通过转轮、钢带传动机构21相连接，陀螺轴还通过传输带与俯仰电机23的输出轴相连接；俯仰框架17的另一侧还设有与双轴陀螺相连接的测角传感器24；
所述的横滚框架18上设有可驱动俯仰框架17旋转的横滚电机19，以及与双轴陀螺相连接的方位传感器20；
测角传感器24、方位传感器20分别与反射镜控制单元的信号输入端相连接，反射镜控制单元的信号输出端经PWM驱动模块与俯仰电机23、横滚电机19相连接。
所述的悬空框位于俯仰框架17的的中心，当载体姿态变化时陀螺组件将探测到悬空框产生的角速度，所述的测角传感器24、方位传感器20分别将检测的俯仰位置信号、方位位置信号发送给反射镜控制单元；反射镜控制单元生成保持反射镜视轴稳定的驱动指令，并通过PWM驱动模块发送给俯仰电机23、横滚电机19。
具体的，当载体俯仰方向发生角度变化时，测角传感器24向反射镜控制单元输出角度变化对应的俯仰信号，反射镜控制单元向驱动电机发出驱动指令，使陀螺轴相对载体反向转动同样的角度，陀螺组件相对于惯性空间不变；
当载体横滚方向发生角度变化时，方位传感器20向反射镜控制单元输出角度变化对应的方位信号，反射镜控制单元向驱动电机发出驱动指令，使陀螺轴相对载体反向转动同样的角度，陀螺组件相对于惯性空间不变。
当陀螺组轴相对于载体转动时，钢带传动机构21带动反射镜轴转动一半的角度，使反射镜15的视轴在惯性空间保持稳定的效果。
具体的，所述的俯仰框架17包括设有转轴的横臂和其两侧设置的音叉型纵臂，音叉型纵臂之间设有相平行的陀螺轴和反射镜轴；其中陀螺轴上设有呈方型的悬浮框架，用于安装陀螺组件。
本发明是根据飞行载体姿态变化情况，通过控制反射镜轴相对载体进行横滚/俯仰两维反向转动，使采集图像的探测器的视轴能够解脱与飞行载体之间的耦合，这样光路中的反射镜就保持稳定(反射镜保持45°的倾角，景物或目标物的视轴始终铅垂向下)，使其输入光束与像面光束保持相对稳定，较好地克服了载体在空间和惯量方面的限制；并能够隔离振动，保持视轴的稳定(铅垂向下)，不发生晃动，使得拍摄的系列图片呈直线排布，而非S性排布。
反射镜可相对进行横滚和俯仰两维运动，俯仰范围-5°～+5°，横滚范围-40°～+40°：
当飞行器横滚时，反射镜将绕镜轴反向旋转，当横滚范围小于-30°～+30°时，可见光成像、热像光路几乎不受影响；
左滚40°时，热像光路入射能量下降5％，可见光不受影响；
右滚40°时，热像光路入射能量下降5％，可见光光路入射能量下降25％；
本发明采用反射镜机构来实现视轴的惯性稳定，比平台式稳定占有更小的空间，采集图像的可见光/热像传感器固定不动，可由60mm见方的反射镜旋转来实现拍摄轴在惯性空间的稳定。
横臂轴承支撑起悬臂型音叉，构成横滚框架，两音叉臂间固定了陀螺轴和反射镜轴，其中陀螺轴上设有呈方型的悬浮框架，用于安装陀螺。
横滚框架和俯仰框架在电机的作用下，可相对载体进行两维运动，可解除载体耦合，相对自由运动。
具体的，陀螺安装在俯仰框架的中心，当载体姿态发生变化时，通过框架轴承的摩擦力矩，带动陀螺框架产生角运动，陀螺探测到该角速度，并通过测角传感器24发送探测信号；反射镜控制单元向驱动电机发出驱动指令，使陀螺轴相对载体反向转动同样的角度，陀螺组件相对于惯性空间不变；
陀螺和反射镜安装在同一框架两个平行的轴上，两者之间用钢带以1/2传动比相联，即陀螺轴转一度，反射镜转半度。
当俯仰方向发生一个角度的变化时，陀螺立即输出一个对应的信号，然后又驱动电机做相反运动，使陀螺相对载体反向转动同样一个角度，其结果是陀螺组件相对于惯性空间不变。
当陀螺组件相对于载体转动时，1/2传动机构带动反射镜转动一半的角度，根据反射镜几何光学原理，入射光不动，反射镜法线转动半度，出射光将转动一度，保证了视轴在惯性空间保持稳定。
横滚向反射镜转一度，视轴也转一度，故横滚向陀螺和反射镜直接固联，当陀螺组件在惯性空间稳定时，视轴也得到稳定。
对于反射镜控制单元向俯仰电机或横滚电机发出驱动指令，带动反射镜进行的像移补偿或视轴补偿，将其简化为飞行载体为逆时针旋转、反射镜为顺时针旋转来说明。
飞行载体逆时针旋转，在一定速高比下，带动可见光和热像探测光轴相飞行器成像系统的视轴相对地面景物的扫描过程。
电机驱动反射镜做顺时针旋转，转动时长为40ms，在此期间，大小转台转速比为2：1，使得光轴在空间中保持不动。在此40ms时间内，热像或可见光的光轴相对景物静止不动，可完成常时间的曝光拍摄(通常20ms)。
在此过程中，飞行载体一直匀速转动，当摄像机完成拍摄后，补偿反射镜迅速返回到起始位置，在按时间同步要求进行下一循环的反转补偿动作。
还是以顺时针、逆时针旋转来对像移补偿的时序控制进行说明：
飞行载体以36°/s速度匀速旋转，即10s扫描一周，探测器视场为5°，每隔3.6°拍摄一幅图像，拍摄时需要视轴在该位置驻留40ms，为热像仪提供必要的积分时间，因此热像仪在一个圆周内，可拍摄100幅图像，对其拼接，获得全景图像。
反射镜相对物方空间进行步进运动，步进角为3.6°，步进周期为100ms，在没一个步进角度视轴驻留时间为40ms，其余60ms为调整时间。
飞行载体逆时针转动，速度36°/s，反射镜顺时针转动，速度为18°/s，因反射镜的反射角的2倍关系，视轴转角速度可达到速度36°/s，使得视轴在空间静止不动，这个过程持续40ms，探测轴在0°静止的状态如图15所示。
40ms后飞行载体开始逆时针转动，60ms后，当反射镜逆时针转动到3.6°时，飞行载体逆时针转过1.8°，视轴则转过3.6°，即回到与反射镜的初始相对位置，或称为零位，即视轴从0°跳转到了3.6°，如图16所示，视轴从位置1跳转到位置2，两位置夹角为3.6°。
100ms后，反射镜继续逆时针匀速旋转，飞行载体又开始顺时针扫描，两者相抵，视轴就静止在3.6°处，即位置2处，保持40ms，驻留转台开始逆时针转动，经60ms后，驻留转台回到零位，而反射镜则到达7.2°位置，即位置3处，如图4所示。
如此过程，经过100个循环后，就可得到整个圆周的100幅图像。
而对于探测器的整体布局是基于飞行器的空间要求和安装形式，采用了悬臂式前后布局；以光学器件为主体，激光测距控制电路板和图像传输控制电路板分别固定在其左右两侧，图像处理组件固定在其上部，反射镜及反射镜驱动机构固定在其前端，再用减震固定螺栓通过固定联盘将其本身固定在飞行器的安装面上。
具体的，图像采集器通过减震螺栓固定在飞行器的固定联盘上，呈悬臂状态；
反射镜及反射镜驱动机构布置最前端，反射镜在反射镜驱动机构的驱动下可以将下方的景物或目标物通过反射便于视像通道内的光学器件感光，克服了光学器件直接朝下放拍摄时调整带来的不便，同时也节省了空间。
本装置与飞行器之间由减震螺栓联接，该螺栓与飞行器固联在一起，螺栓与本装置之间有减震橡胶，可吸收飞行器带来的高频振动，实现振动的物理隔离，为图像采集的稳定创造条件。飞行中所受的冲击是前进方向，由固定联盘传递而来，在冲击时有强度不高的切向分量。光学器件被固定在固定框内，抗冲击能力较强，并进一步在固定框外侧包覆橡胶、海绵片等塑性变形结构来吸收来冲击力。本发明通过对各部件进行合理布局，并采用悬臂及缓冲结构避免飞行对图像采集器的干扰。
本发明能够在飞行中进行红外、可见光的两种探测，能够在大范围、较大视场的情况下，获得高精度的成像拍摄；适应于飞行中红外、可见光的分别或同时探测。
以上给出的实施例是实现本发明较优的例子，本发明不限于上述实施例。本领域的技术人员根据本发明技术方案的技术特征所做出的任何非本质的添加、替换，均属于本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种飞行器用昼夜探测器，其特征在于，包括反射镜机构和位于反射光路上的双通道成像机构，可见光或红外经反射机构反射进入双通道成像机构；
所述的反射镜机构包括通过轴承嵌套在横滚框架上的俯仰框架，陀螺组件和反射镜分别设置在俯仰框架的两个相平行的陀螺轴和反射镜轴上；陀螺组件包括设在陀螺轴上悬空框内的双轴陀螺，所述反射镜的镜面朝向采集图像的探测器；
在俯仰框架的一侧陀螺轴、反射镜轴还以/的传动比通过转轮、钢带传动机构相连接，陀螺轴还通过传输带与俯仰电机的输出轴相连接；俯仰框架的另一侧还设有与双轴陀螺相连接的测角传感器；
所述的横滚框架上设有可驱动俯仰框架旋转的横滚电机，以及与双轴陀螺相连接的方位传感器；
测角传感器、方位传感器分别与反射镜控制单元的信号输入端相连接，反射镜控制单元的信号输出端经PWM驱动模块与俯仰电机、横滚电机相连接；
所述的双通道成像机构包括探测框架，其上开设有相平行的红外探测通道和可见光探测通道；所述红外探测通道内设有红外探测光学组件，红外探测器位于红外探测通道末端的红外成像焦点处，或者位于红外成像焦点经反射镜组反射的光路上；
所述可见光探测通道内设有可见光探测光学组件，可见光探测器固定光探测光学组件末端出口的上方，可见光探测通道中心线与可见光探测器的探测器靶面中心相垂直。
2.如权利要求1所述的飞行器用昼夜探测器，其特征在于，所述的红外探测器位于红外检测通道的末端，中空的红外检测通道的中心线与红外探测器的探测器靶面中心相对准；所述的红外检测通道内开设有多个物镜固定台，物镜固定在圈架上并通过圈架嵌套在物镜固定台上；
所述的物镜包括依次设置在红外检测通道头部的第一物镜、第二物镜和第三物镜，以及设置在红外检测通道尾部的第四物镜；第三物镜与第四物镜之间留有后截距所需的间距；探测器靶面位于第四物镜的成像焦点处。
3.如权利要求2所述的飞行器用昼夜探测器，，其特征在于，所述第一物镜作为接收光线的光阑，其与红外检测通道之间还用密封胶进行密封；所述第二物镜凸面为非球面，以校正第一物镜引入的球差；所述第三物镜的凸面与第二物镜的凹面相贴合，以校正色差；所述第四物镜的凸面为非球面，通过旋转圈架可调整第三物镜与第四物镜之间的后截距间距。
4.如权利要求1所述的飞行器用昼夜探测器，其特征在于，所述的可见光探测通道内开设有聚光腔和反射腔，反射腔内设有直角反射棱镜，可见光探测器固定在反射腔的出口处；所述的聚光腔内开设有多个透镜固定台，透镜固定在圈架上并通过其嵌套在透镜固定台上；
所述的透镜包括依次设置在聚光腔头部的第一透镜和第二透镜，以及设置在聚光腔尾部并相贴合的第三透镜、第四透镜和第五透镜；第二透镜与第三透镜之间设有小孔光阑；探测器靶面与第四透镜的成像焦点镜面对称。
5.如权利要求4所述的飞行器用昼夜探测器，其特征在于，所述的第一透镜为弯月形薄透镜，第二透镜为厚透镜；第三透镜为校正色差的胶合镜，第四透镜为校正场曲的厚透镜，第五透镜为校正球差的薄透镜；改变第二透镜与第四透镜之间的距离可校正像散。
6.如权利要求1所述的飞行器用昼夜探测器，其特征在于，所述的悬空框位于俯仰框架的的中心，当载体姿态变化时陀螺组件将探测到悬空框产生的角速度，所述的测角传感器、方位传感器分别将检测的俯仰位置信号、方位位置信号发送给反射镜控制单元；反射镜控制单元生成保持反射镜视轴稳定的驱动指令，并通过PWM驱动模块发送给俯仰电机、横滚电机。
7.如权利要求1或6所述的飞行器用昼夜探测器，其特征在于，所述的反射镜与水平方向的倾角为45°，光线经反射镜反射水平进入双通道成像机构；
当载体俯仰方向发生角度变化时，测角传感器向反射镜控制单元输出角度变化对应的俯仰信号，反射镜控制单元向俯仰电机发出驱动指令，使陀螺轴相对载体反向转动同样的角度，陀螺组件相对于惯性空间不变；
当载体横滚方向发生角度变化时，方位传感器向反射镜控制单元输出角度变化对应的方位信号，反射镜控制单元向横滚电机发出驱动指令，使陀螺轴相对载体反向转动同样的角度，陀螺组件相对于惯性空间不变；
当陀螺组轴相对于载体转动时，钢带传动机构带动反射镜轴转动一半的角度，使反射镜的视轴在惯性空间保持稳定。
8.如权利要求1或6所述的飞行器用昼夜探测器，其特征在于，当探测器拍摄曝光时间不足时，反射镜控制单元向俯仰电机或横滚电机发出驱动指令，带动反射镜向载体飞行的反方向旋转进行像移补偿或视轴补偿，将视轴驻留在场景或目标物上；像移补偿或视轴补偿时间结束，则反射镜控制单元向俯仰电机或横滚电机发出驱动指令，带动反射镜向载体飞行的方向加速旋转，恢复到像移补偿或视轴补偿前的视轴位置。
9.如权利要求1所述的飞行器用昼夜探测器，其特征在于，所述的俯仰框架上设有闭锁销，其上设有限位块；探测框架上开设有与闭锁销相匹配的闭锁孔，闭锁孔内还设有与限位块相匹配的定位环槽，定位环槽的后侧设有弹簧；
所述的俯仰框架与探测框架的闭锁、解锁为：
闭锁销伸入闭锁孔中，限位块被定位环槽卡住，实现射镜固定框与成像固定框的闭锁；
当反射镜固定框受到足够冲击时，惯性带动闭锁销冲破定位环槽对限位块的限制，限位块压缩弹簧；被压缩的弹簧回弹，将闭锁销从闭锁孔中推出，弹簧被限制在闭锁孔内，实现实现射镜固定框与成像固定框的解锁；
所述的反射镜固定框与成像固定框解锁后，反射镜轴由俯仰电机、横滚电机提供的电机力矩保持稳定。
10.如权利要求所述的飞行器用昼夜探测器，其特征在于，所述的探测框上开设有减震固定孔，减震固定孔内套设有H型金属隔圈，H型金属隔圈与固定框之间还设有双向减震垫；减震螺钉穿过减震固定孔将固定框固定在固定联盘上。
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