CN115824417A - 一种基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统，涉及卫星遥感技术领域，用于解决现有技术中无法在轨实时监测重点区域，不利于热红外卫星的快速组网，从而影响到对重点区域预警的技术问题。本申请包括热红外光学镜头和非制冷探测器组件，热红外光学镜头用于接收目标对象的热红外辐射信号；所述非制冷探测器组件与所述热红外光学镜头电性连接，所述非制冷探测器组件用于将所述热红外光学镜头接收到的所述目标对象的热红外辐射信号转换为电信号。本申请采用整体曝光的快照式成像模式的星载热红外光学系统，可以对特定区域的红外热异常进行实时凝视监视，从而可以对特定区域的红外热异常进行更好的预警。

Description

一种基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统

技术领域

本申请涉及卫星遥感技术领域，具体涉及一种快照式星载热红外光学系统，尤其涉及一种基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统。

背景技术

随着全球气候变暖，森林火灾频发，在应急救灾和林火预警领域中，重点区域的热红外遥感数据对时效性提出了更高要求。当前暂无专门的热红外卫星星座，原因是现有技术中热红外遥感光学系统的成本过高，单个研发成本超500万元，同时热红外遥感光学系统的研制周期也较长，研制周期约1年，并且现有技术中的热红外遥感光学系统均为推扫式成像，无法对重点特定区域的红外热异常进行实时凝视监视，从而影响到对特定区域的预警。

现有技术中的热红外遥感光学系统均采用制冷型红外探测器。由于制冷型探测器有其专属的制冷机，其体积和功耗大，使得卫星整星能源需求和散热需求增加，成本也相应增加，且当前的热红外遥感系统的镜头均采用机械补偿，通过增加调焦机构的方式来实现焦距的精确调整，来保障成像的清晰度，因此无法在轨实时监测重点区域，不利于热红外卫星的快速组网。

发明内容

本申请的主要目的在于提供一种基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统，旨在解决现有技术中无法在轨实时监测重点区域，不利于热红外卫星的快速组网，从而影响到对重点区域预警的技术问题。

为实现上述目的，本申请提供一种基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统，包括热红外光学镜头，用于接收目标对象的热红外辐射信号；

非制冷探测器组件，所述非制冷探测器组件与所述热红外光学镜头电性连接，所述非制冷探测器组件用于将所述热红外光学镜头接收到的所述目标对象的热红外辐射信号转换为电信号。

可选地，还包括调整垫片，所述调整垫片安装在所述热红外光学镜头与所述非制冷探测器组件间，所述调整垫片用于调节所述热红外光学镜头与所述非制冷探测器组件间的距离。

可选地，所述非制冷探测器组件的分辨率为1280×1024，像元间距为12μm，帧频为30Hz，响应波段为8～14μm，噪声等效温差为小于或等于50mK@25℃，光圈数为1.0。

可选地，所述非制冷探测器组件包括相互电性连接的非制冷探测器、探测器驱动模块和成像处理模块，所述成像处理模块包括处理芯片；

所述探测器驱动模块用于对所述非制冷探测器进行驱动；

所述非制冷探测器用于将所述热红外光学镜头接收的所述目标对象的热红外辐射信号转换为电信号；

所述成像处理模块用于对所述探测器驱动模块光电转换的电信号进行处理和输出；

所述处理芯片用于实现所述成像处理模块的数据处理功能。

可选地，所述处理芯片上设有钽片，所述钽片用于防辐射，以使所述热红外光学系统满足太空的辐射环境；

所述非制冷探测器内设有加固点，所述加固点用于加固所述非制冷探测器，以使所述热红外光学系统能够满足通过火箭发射时的力学振动条件。

可选地，所述热红外光学镜头包括镜筒，所述镜筒内从所述热红外光学镜头到所述非制冷探测器组件的方向依次安装有第一光学透镜、第二光学透镜、第三光学透镜、第四光学透镜和第五光学透镜；

所述镜筒的材质为膨胀合金材质。

可选地，所述第一光学透镜的材料为硫化锌，所述第三光学透镜的材料为硫系玻璃，所述第二光学透镜、所述第四光学透镜和所述第五光学透镜的材料均为锗；所述镜筒的材料为合金殷钢。

可选地，所述第一光学透镜、所述第二光学透镜和所述第五光学透镜均为凹透镜；所述第三光学透镜和所述第四光学透镜均为凸透镜。

可选地，所述第一光学透镜的光焦度为-0.15<f/f1<-0.10；第二光学透镜的光焦度为-0.20<f/f2<-0.15第三光学透镜的光焦度为0.8<f/f3<0.9；第四光学透镜的光焦度为0.8<f/f4<0.9；第五光学透镜的光焦度为0.1<f/f5<0.15；

其中，f为整个星载热红外光学系统的焦距，f1为第一光学透镜的焦距，f2为第二光学透镜的焦距，f3为第三光学透镜的焦距，f4为第四光学透镜的焦距，f5为第五光学透镜的焦距。

可选地，所述热红外光学系统的像元分辨率为66.7m@500km，幅宽为85km×68km@500km；

所述热红外光学镜头的光圈数为1.2，焦距为90mm，视场角为9.8°×7.8°。

通过上述技术方案，本申请与现有技术相比，至少具有以下有益效果：

本申请提供一种基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统，包括热红外光学镜头和非制冷探测器组件，热红外光学镜头用于接收目标对象的热红外辐射信号；所述非制冷探测器组件与所述热红外光学镜头电性连接，用于将所述热红外光学镜头接收到的所述目标对象的热红外辐射信号转换为电信号。

即，当需要对目标对象实时凝视监视时，通过热红外光学镜头接收目标对象的热红外辐射信号，再将目标对象的热红外辐射信号传送给非制冷探测器组件，再通过非制冷探测器组件将目标对象的热红外辐射信号转换为电信号，根据转换的电信号即可实时凝视监视目标对象。即，由于将非制冷探测器组件应用于卫星遥感领域，非制冷探测器组件不需要搭载专门的制冷装置，且采用的热红外光学镜头温度适应性高，减少了对卫星热控的需求，且快照式红外光学系统的非制冷探测器是全局曝光模式，非制冷探测器的类型为面阵，镜头视场大，因此相比现有技术中采用制冷型红外探测器的红外光学系统，该采用整体曝光的快照式成像模式的星载热红外光学系统，可以在轨实时监测重点区域，更有利于热红外卫星的快速组网，从而可以对重点区域的红外热异常进行更好的预警。

另外，本申请采用的非制冷探测器，非制冷探测器组件的研制价格不超过10万元，可节省成本90％以上；热红外光学镜头由于采用无热化设计，通过采用低膨胀合金材料殷刚(4J32)作为镜头结构材料，通过镜头镜片不同温度下的光焦度补偿设计，实现无运动机构(调焦机构)的设计。从而实现体积重量的减少，实现70m地面分辨率，热红外遥感相机的质量不到4kg，较传统方案减少50％以上。因此，本发明提出的基于工业非制冷探测器的快照式热红外遥感相机，极大的降低了星载热红外光学系统的研发成本和研制的生产周期，通过快照式成像体制，可实现重点区域的实时凝视监视工作。

附图说明

为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。在所有附图中，类似的元件或部分一般由类似的附图标记标识。附图中，各元件或部分并不一定按照实际的比例绘制。

图1为本申请实施例提供的一种基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统的正面结构示意图；

图2为本申请实施例提供的热红外光学镜头的正面剖视结构示意图；

图3为本申请实施例提供的无热化热红外镜头20℃时的光学传递函数曲线示意图；

图4为本申请实施例提供的无热化热红外镜头0℃时的光学传递函数曲线示意图；

图5为本申请实施例提供的无热化热红外镜头40℃时的光学传递函数曲线示意图；

图6为本申请实施例中使用该热红外光学系统获取的一个目标对象的遥感图像；

图7为本申请实施例中使用Landsat卫星同场景获得的遥感图像。

附图标记：1、热红外光学镜头；2、调整垫片；3、非制冷探测器组件；4、镜筒；5、第一光学透镜；6、第二光学透镜；7、第三光学透镜；8、第四光学透镜；9、第五光学透镜。

本申请目的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，若本发明实施例中有涉及“第一”、“第二”等的描述，则该“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，全文中出现的“和/或”的含义，包括三个并列的方案，以“A和/或B”为例，包括A方案、或B方案、或A和B同时满足的方案。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

随着地球变暖，森林火灾频发，在应急救灾和林火预警领域，对重点区域热红外遥感数据的时效性也提出了更高的要求，当前暂无专门的应急救灾星座，尤其是热红外卫星的星座，一个主要的原因就是当前热红外遥感相机成本太高，单个遥感相机的研发成本要超过500万元，同时研制周期也较长，研制周期约一年，不利于热红外卫星的快速组网，而且当今热红外遥感相机都是推扫式成像，无法实现对重点、特定区域的凝视监视。

现有的热红外遥感相机均采用制冷型红外探测器，由于制冷型探测器有专属的制冷机，因此其体积、功耗较大，会带来整星能源和散热需求的增加，而且价格也比较昂贵，单个探测器价格就要超过100万元。综上，目前热红外光学系统无法对特定区域红外热异常进行实时凝视监视，从而影响到对特定区域的预警。

为了解决上述技术问题，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。

如图1所示，本申请提供了一种基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统，包括热红外光学镜头1和非制冷探测器组件3，热红外光学镜头1用于接收目标对象的热红外辐射信号；所述非制冷探测器组件3与所述热红外光学镜头1电性连接，所述非制冷探测器组件3用于将所述热红外光学镜头1接收到的所述目标对象的热红外辐射信号转换为电信号。

本实施例中，该热红外光学系统用于卫星遥感领域，使用时需要将该热红外光学系统的快门拆卸掉。当需要对目标对象实时凝视监视时，通过热红外光学镜头接收目标对象的热红外辐射信号，再将目标对象的热红外辐射信号传送给非制冷探测器组件，再通过非制冷探测器组件将目标对象的热红外辐射信号转换为电信号，根据转换的电信号即可实时凝视监视目标对象。即，由于将非制冷探测器组件应用于卫星遥感领域，非制冷探测器组件不需要搭载专门的制冷装置，且采用的热红外光学镜头温度适应性高，减少了对卫星热控的需求，且快照式红外光学系统的非制冷探测器是全局曝光模式，非制冷探测器的类型为面阵，镜头视场大，因此相比现有技术中采用制冷型红外探测器的红外光学系统，该采用整体曝光的快照式成像模式的星载热红外光学系统，可以在轨实时监测重点区域，更有利于热红外卫星的快速组网，从而可以对重点区域的红外热异常进行更好的预警。

另外，本申请采用的非制冷探测器，非制冷探测器组件的研制价格不超过10万元，可节省成本90％以上；热红外光学镜头由于采用无热化设计，通过采用低膨胀合金材料殷刚(4J32)作为镜头结构材料，通过镜头镜片不同温度下的光焦度补偿设计，实现无运动机构(调焦机构)的设计。从而实现体积重量的减少，实现70m地面分辨率，热红外遥感相机的质量不到4kg，较传统方案减少50％以上。因此，本发明提出的基于工业非制冷探测器的快照式热红外遥感相机，极大的降低了星载热红外光学系统的研发成本和研制的生产周期，通过快照式成像体制，可实现重点区域的实时凝视监视工作。

在一些实施例中，如图1所示，该热红外线相机还包括调整垫片2，所述调整垫片2安装在所述热红外光学镜头1与所述非制冷探测器组件3间，所述调整垫片2用于调节所述热红外光学镜头1与所述非制冷探测器组件间的距离。

本实施例中，该调整垫片2为常规相机的常规垫片，具体结构、使用方式以及安装方式均为本领域技术人员所知晓的，通过调整垫片2可以根据实际需要调节该热红外光学系统的焦距，从而可以对目标对象进行更好的实时凝视监视，增加调整垫片2的方式来实现焦距的精确调整，从而可以保障成像的清晰度。

在一些实施例中，如图1所示，所述非制冷探测器组件3包括相互电性连接的非制冷探测器、探测器驱动模块和成像处理模块，所述成像处理模块包括处理芯片；所述探测器驱动模块用于对所述非制冷探测器进行驱动；所述非制冷探测器用于将所述热红外光学镜头1接收的所述目标对象的热红外辐射信号转换为电信号；所述成像处理模块用于对所述探测器驱动模块光电转换的电信号进行处理和输出；所述处理芯片用于实现所述成像处理模块的数据处理功能。

本实施例中，该非制冷探测器组件3优选的分辨率为1280×1024，像元间距为12μm，帧频为30Hz，响应波段为8～14μm，噪声等效温差为小于或等于50mK@25℃，光圈数为1.0。当热红外光学镜头1接收到的目标对象的热红外辐射信号传递给非制冷探测器组件3时，非制冷探测器用于将热红外光学镜头1接收的目标对象的热红外辐射信号转换为电信号，将转换后的电信号传递给成像处理模块，由成像处理模块对转换后的电信号进行处理和输出，基于输出的电信号即可对特定区域的红外热异常进行实时凝视监视。

在一些实施例中，如图1-图2所示，所述处理芯片上设有钽片，所述钽片用于防辐射，以使所述热红外光学系统满足太空的辐射环境；所述非制冷探测器内设有加固点，所述加固点用于加固所述非制冷探测器，以使所述热红外光学系统能够满足通过火箭发射时的力学振动条件。

本实施例中，由于太空环境的特殊性：真空、低温和辐射等，同时发射阶段恶劣的力学环境都决定了非制冷探测器无法直接应用到星载相机，为了把非制冷探测器组件3应用到热红外光学系统上，需对探测器组件做适应性的改造，如加钽片防辐射，加固抗力学振动等。具体的，在处理芯片上设有钽片，钽片可以防止辐射，从而可以使该热红外光学系统应用于太空中；另外，采用非制冷探测器，在非制冷探测器内设有加固点，加固点优选的可以是进行点胶加固局部加固的方案，可以使热红外光学系统能够满足通过火箭发射时的力学振动条件。同时，该非制冷探测器组件研制价格不超过10万元，可节省成本90％以上。

在一些实施例中，如图2所示，所述热红外光学镜头1包括镜筒4，所述镜筒4内从所述热红外光学镜头1到所述非制冷探测器组件3的方向依次安装有第一光学透镜5、第二光学透镜6、第三光学透镜7、第四光学透镜8和第五光学透镜9。其中，所述第一光学透镜5的材料为硫化锌(ZNS)，所述第三光学透镜7的材料为硫系玻璃(IRG206)，所述第二光学透镜6、所述第四光学透镜8和所述第五光学透镜9的材料均为锗(GE_long)；所述镜筒4的材料为合金殷钢(4J32)。

本实施例中，如图3-图5所示，图3为本申请实施例提供的无热化热红外镜头20℃时的光学传递函数曲线示意图；图4为本申请实施例提供的无热化热红外镜头0℃时的光学传递函数曲线示意图；图5为本申请实施例提供的无热化热红外镜头40℃时的光学传递函数曲线示意图；基于第一光学透镜5、第二光学透镜6、第三光学透镜7、第四光学透镜8和第五光学透镜9分别采用上述材质，成像镜头采用无热化热红外光学镜头1，具有较宽的温度适应性，可在0℃～40℃的温度范围内不离焦，传递函数(MTF)无明显变化。无热化热红外镜头在0℃和40℃时，截止频率处的值均大于0.3，与20℃时相比没明显变化，因此该热红外光学系统的无热化热红外镜头的温度适应性特别好，在0-40℃范围内均可正常成像，对卫星的热控需求较低。从而可以使得该热红外光学系统能进一步更好的适应于太空，进而能搭载在卫星上，对目标对象进行更好的实时凝视监视。

在一些实施例中，所述第一光学透镜5、所述第二光学透镜6和所述第五光学透镜9均为凹透镜；所述第三光学透镜7和所述第四光学透镜8均为凸透镜。所述第一光学透镜5的光焦度为-0.15<f/f1<-0.10；第二光学透镜6的光焦度为-0.20<f/f2<-0.15第三光学透镜7的光焦度为0.8<f/f3<0.9；第四光学透镜8的光焦度为0.8<f/f4<0.9；第五光学透镜9的光焦度为0.1<f/f5<0.15；其中，f为整个星载热红外光学系统的焦距，f1为第一光学透镜5的焦距，f2为第二光学透镜6的焦距，f3为第三光学透镜7的焦距，f4为第四光学透镜8的焦距，f5为第五光学透镜9的焦距。

本实施例中，该热红外光学系统的像元分辨率为66.7m@500km，幅宽为85km×68km@500km；热红外光学镜头1的光圈数为1.2，焦距为90mm，视场角为9.8°×7.8°。通过限定第一光学透镜5、第二光学透镜6、第三光学透镜7、第四光学透镜8和第五光学透镜9的透镜类型以及具体光焦度，可以减少对该热红外光学系统的调焦频繁程度；同时，第一光学透镜5、第二光学透镜6、第三光学透镜7、第四光学透镜8和第五光学透镜9中的光焦度有正有负，正负搭配的透镜可以降低该热红外光学系统的色差，从而使得该热红外光学系统对目标对象的实时凝视监视更加清晰。

如图6-图7所示，图6为本申请实施例中使用该热红外光学系统获取的一个目标对象的遥感图像；图7为本申请实施例中使用Landsat卫星同场景获得的遥感图像；根据图6和图7的对比，说明基于非制冷探测器的基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统成像效果与制冷型基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统相当，可以替代制冷型探测器。且采用本申请的成像镜头由于采用无热化设计，通过采用低膨胀合金材料殷刚(4J32)作为镜头结构材料，通过镜头镜片不同温度下的光焦度补偿设计，实现无运动机构(调焦机构)的设计，从而实现体积重量的减少，实现70m地面分辨率，热红外遥感相机的质量不到4kg，较传统方案减少50％以上。基于工业非制冷探测器的快照式热红外遥感相机，极大的降低了基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统的研发成本和研制的生产周期，通过快照式成像体制，可实现重点区域的实时凝视监视工作。

以上仅为本申请的优选实施例，并非因此限制本申请的专利范围，凡是利用本申请说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本申请的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统，其特征在于，包括：

热红外光学镜头，用于接收目标对象的热红外辐射信号；

非制冷探测器组件，所述非制冷探测器组件与所述热红外光学镜头电性连接，所述非制冷探测器组件用于将所述热红外光学镜头接收到的所述目标对象的热红外辐射信号转换为电信号。

2.根据权利要求1所述的基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统，其特征在于，还包括调整垫片，所述调整垫片安装在所述热红外光学镜头与所述非制冷探测器组件间，所述调整垫片用于调节所述热红外光学镜头与所述非制冷探测器组件间的距离。

3.根据权利要求1所述的基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统，其特征在于，所述非制冷探测器组件的分辨率为1280×1024，像元间距为12μm，帧频为30Hz，响应波段为8～14μm，噪声等效温差为小于或等于50mK@25℃，光圈数为1.0。

4.根据权利要求1所述的基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统，其特征在于，所述非制冷探测器组件包括相互电性连接的非制冷探测器、探测器驱动模块和成像处理模块，所述成像处理模块包括处理芯片；

所述探测器驱动模块用于对所述非制冷探测器进行驱动；

所述非制冷探测器用于将所述热红外光学镜头接收的所述目标对象的热红外辐射信号转换为电信号；

所述成像处理模块用于对所述探测器驱动模块光电转换的电信号进行处理和输出；

所述处理芯片用于实现所述成像处理模块的数据处理功能。

5.根据权利要求4所述的基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统，其特征在于，所述处理芯片上设有钽片，所述钽片用于防辐射，以使所述热红外光学系统满足太空的辐射环境；

所述非制冷探测器内设有加固点，所述加固点用于加固所述非制冷探测器，以使所述热红外光学系统能够满足通过火箭发射时的力学振动条件。

6.根据权利要求1所述的基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统，其特征在于，所述热红外光学镜头包括镜筒，所述镜筒内从所述热红外光学镜头到所述非制冷探测器组件的方向依次安装有第一光学透镜、第二光学透镜、第三光学透镜、第四光学透镜和第五光学透镜；

所述镜筒的材质为膨胀合金材质。

7.根据权利要求6所述的基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统，其特征在于，所述第一光学透镜的材料为硫化锌，所述第三光学透镜的材料为硫系玻璃，所述第二光学透镜、所述第四光学透镜和所述第五光学透镜的材料均为锗；所述镜筒的材料为合金殷钢。

8.根据权利要求6所述的基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统，其特征在于，所述第一光学透镜、所述第二光学透镜和所述第五光学透镜均为凹透镜；所述第三光学透镜和所述第四光学透镜均为凸透镜。

9.根据权利要求6所述的基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统，其特征在于，所述第一光学透镜的光焦度为-0.15<f/f1<-0.10；所述第二光学透镜的光焦度为-0.20<f/f2<-0.15第三光学透镜的光焦度为0.8<f/f3<0.9；所述第四光学透镜的光焦度为0.8<f/f4<0.9；所述第五光学透镜的光焦度为0.1<f/f5<0.15；

其中，f为整个星载热红外光学系统的焦距，f1为第一光学透镜的焦距，f2为第二光学透镜的焦距，f3为第三光学透镜的焦距，f4为第四光学透镜的焦距，f5为第五光学透镜的焦距。

10.根据权利要求1所述的基于非制冷探测器的快照式星载热红外光学系统，其特征在于，所述热红外光学系统的像元分辨率为66.7m@500km，幅宽为85km×68km@500km；

所述热红外光学镜头的光圈数为1.2，焦距为90mm，视场角为9.8°×7.8°。

Images