CN115824419A - 一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统 - Google Patents

Abstract

一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统，包括沿光路依次设置的红外入射单元、反射单元、红外成像装置；所述红外入射单元包括入射镜片、用于固定入射镜片的第一镜片固定架；所述反射单元包括反射镜和用于固定反射镜的第二镜片固定架。本申请可以有效改变光线传播路径，增强透过光线强度，使成像达到类似传统的将光学窗口安装在飞行器前端的预期效果。

Description

一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统

技术领域

本发明属于成像的技术领域，尤其涉及一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统。

背景技术

红外光学窗口探测可广泛认为是利用探测器接收到目标和背景的不可见红外辐射能，经过光电转换成为人们直观可见的图像，根据目标与背景温度不同，比较两者之间红外辐射特性的差异，依此进行图像分辨，从而发现待观测的价值目标或防止自身被发现。成像技术可以应用在各种探测场景中，如天基探测，地基探测，以及近年来发展的临近空间基探测，搭载在飞行器上进行红外制导等。二战结束后，美国率先将红外技术应用到国防军事中，在人造卫星上搭载红外探测系统，实现对高速飞行器的实时探测，并先后发射多颗卫星组成SBIRS天基预警系统。

自红外成像技术被应用于各类高速飞行器，可靠的高质量图像作为目标信息源前端一直成为学者们关注的重点。高速飞行环境下，光学窗口会因复杂热环境产生变形，造成结构上的变形或者功能失效；气动热效应作用下也可能导致获取发生像差、畸变等问题，严重威胁成像质量。在红外探测器自身性能和工艺达到一定瓶颈的时候，学者们常常通过数值模拟及半实物仿真平台，设计并验证成像系统的性能，依此来研究高速飞行器红外系统稳定可靠成像问题。

针对高速飞行器上红外光学窗口会因复杂气动力热环境产生非均匀温度分布和变形，成像系统容易产生严重像差，影响成像质量和探测精度等问题，国内外对其成像方法设计展开广泛研究。一般地，为方便探测成像，这类红外窗口大多部署在高速飞行器前端，可靠成像方法的研究多集中于热效应机理、流场力热特性预测计算、窗口热响应分析、窗口折射率、光线追迹、结构形变等方面。随着研究深入展开，人们发现就成像质量和外流场光传输效果，共形窗口光传输特性比平面窗口好，且一般情况下飞行器前端温度最高，温度由驻点向底端逐渐降低；考虑到这一点，将光学窗口安装在导引头侧面，可以减小复杂热环境对成像的影响。但是，将光学窗口安装在飞行器侧面，首先在成像方法设计上就提出了难题，必须考虑大入射角影响下的光线透过率和光线强度问题，以及空间布局、光路偏转等现实问题。

偏转光路设计出发点是为了改变光束传播指向或者调整成像视轴，根据物理原理不同可分为：机械式光偏转技术、微机电系统式(Micro-electromechanical Systems)光偏转技术、非机械式光偏转技术。

机械式光偏转系统一般是通过惯性机械部件，控制反射镜、透射镜的空间位置变化使光束的入射角发生改变，进而达到光路偏转的目的；或者通过旋转棱镜(双光楔、Risley棱镜等)的共轴独立旋转来改变光束的出射方向，用来调整视轴指向。微机电系统式光偏转技术的基本原理为通过磁力或静电的作用使可以转动的微镜面发生转动或者平动，从而改变入射光的传播方向，可分为静电驱动微镜、压电驱动微镜、电热驱动微镜、电磁驱动微镜等模式。非机械式光偏转技术是通过控制声光效应、电光效应等改变入射光束所经过介质的折射率来控制出射光束的相位分布从而实现出射光束的偏转，可分为声光调制、电光调制两种模式。

通常来说，机械式光偏转系统中的关键器件是惯性机械元件以及光学成像镜等，可实现大角度偏转，经济成本低，但一般情况体积与重量都较大。微机电式光偏转技术具有需要的驱动电压比较高、制备复杂，偏转角度较小(一般小于10°)，适用范围有限。非机械式光偏转技术应用中比较典型的是液晶光栅，可实现光束的大角度偏转、能量效率高、驱动电压低，但元器件比较精细，制作难度大，经济成本较高。

发明内容

针对上述背景，本专利提出一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统，可以很好考虑大入射角及空间尺寸问题，通过光路偏转实现稳定成像。具体方案如下：

一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统，包括沿光路依次设置的红外入射单元、反射单元、红外成像装置；所述红外入射单元包括入射镜片、用于固定入射镜片的第一镜片固定架；所述反射单元包括反射镜和用于固定反射镜的第二镜片固定架。

具体地说，所述入射镜片为蓝宝石。

具体地说，所述蓝宝石上镀有膜，所述镀膜后的光谱范围为3.0-5.0μm，表面平整度为λ/2，百度公差为±0.3mm。

具体地说，所述入射镜片为异性结构。

具体地说，所述反射镜的材料为石英玻璃，反射面镀制中波红外反射率不小于98％的全反射银膜。

具体地说，所述红外成像装置中探测器的视场角为±10°×±18°，焦距为14.8mm，F数为2，每像素对应张角为1，10km高空15m目标对应的像素为1.5。

具体地说，还包括支撑组件，所述支撑组件包括位于红外成像装置下方的第一支撑板，所述第一支撑板下方还固定有转接底板，所述第二镜片固定架设置在所述转接底板的侧面，所述转接底板通过支座压在第二支撑板上，所述第一镜片固定架设置在第二支撑板侧边。

具体地说，所述第一镜片固定架和第二镜片固定架与对应的转接底板、第二支撑板侧边夹角可调。

具体地说，所述第一镜片固定架和第二镜片固定架上设置有用于放置对应镜片的凹槽，所述镜片通过压块压在凹槽内。

具体地说，系统还包括包住红外入射单元、反射单元、红外成像装置的外壳，所述外壳由第一镜片固定架组成的一侧面，外壳的底部为第二支撑板。

本发明的有益效果在于：

(1)本申请考虑采取开侧窗的方式，将光学成像系统安装在相对安全的位置，可以有效降低气动热环境影响；相应地，这种安装部署位置需要考虑可靠成像问题，光束入射方向近乎沿飞行器飞行方向，本系统可以有效改变光线传播路径，增强透过光线强度，使成像达到类似传统的将光学窗口安装在飞行器前端的预期效果。

(2)蓝宝石适合用于1.2-8μm区域的近红外波段。因为蓝宝石材料具有密度小的特点(其密度是锗材料或硒化锌材料的一半)，在一些对重量要求敏感的场合尤为适用，特别在3-5um波段的应用。可以保证红外光的透过率和硬度及耐高温要求。

(3)所述第一镜片固定架和第二镜片固定架与对应的转接底板、第二支撑板侧边夹角可调，可以在不调整红外成像装置角度的基础上，接收不同角度的红外光束。

(4)凹槽和压块的设置可以更好的定位对应的镜片。

(5)本申请满足大入射角光路，其入射光线角度范围为65°～85°，具备适应并克服低强度光线的能力，通过调节透镜的安装角度，可使进光角度达到50°～70°，光线的透光率达到40％～50％。

(6)系统具备小空间搭建能力，能够在有限空间内实现成像效果，其光路设计空间不大于300mm的立方空间。

附图说明

图1为系统结构示意图；

图2为硅材料光谱透过率曲线图。

图3(a)、图3(b)、图3(c)分别对应为系统最终成像的像素在常温、低温MTF(-40℃)、高温MTF(80℃)情况下的光学传递函数图。

图4(a)、图4(b)、图4(c)分别对应为常温、低温MTF(-40℃)、高温MTF(80℃)的点列图。

1、红外入射单元；11、入射镜片；12、第一镜片固定架；21、反射镜；22、第二镜片固定架；3、支撑架；4、光束接收镜头；5、红外成像装置；51、支撑座；61、第一支撑板；62、转接底板；63、支座；64、第二支撑板。

具体实施方式

如图1-3所示，一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统，包括沿光路依次设置的红外入射单元1、反射单元、红外成像装置5、支撑组件；所述红外入射单元1包括入射镜片11、用于固定入射镜片11的第一镜片固定架12；所述反射单元包括反射镜21和用于固定反射镜21的第二镜片固定架22。

所述入射镜片11为蓝宝石。所述蓝宝石上镀有膜，所述镀膜后的光谱范围为3.0-5.0μm，表面平整度为λ/2，百度公差为±0.3mm。具体地说，所述入射镜片11为异性结构。入射镜片11为异性结构可以适应视场尺寸的不对称性，光路设计的出发点是侧窗开口，斜前方观测；还有考虑加工和装置适配问题，窗口、反射镜21设计成梯形，区别于常规的矩形面或圆面。其中蓝宝石材料光谱透过率曲线如图2所示。

所述反射镜21的材料为石英玻璃，反射面镀制中波红外反射率不小于98％的全反射银膜。

所述红外成像装置5中探测器的视场角为±10°×±18°，焦距为14.8mm，F数为2，每像素对应张角为1，10km高空15m目标对应的像素为1.5。具备远距离探测成像的能力；通过理论计算，能够满足10km外目标分辨率≤15m。

所述支撑组件包括位于红外成像装置5下方的第一支撑板61，所述第一支撑板61下方还固定有转接底板62，所述第二镜片固定架22设置在所述转接底板62的侧面，所述转接底板62通过支座63压在第二支撑板64上，所述第一镜片固定架12设置在第二支撑板64侧边。第一支撑板61和红外成像装置5的单独安装，可以方便红外成像装置5微小角度和或位置的调节，更好的对准。为了保证系统在使用时经受350℃的温度，时间不低于2min。在此期间，内部的镜头和反射镜21不发生在的形变，保证正常工作，系统还包括外壳，所述外壳由第一镜片固定架12组成的一侧面，外壳的底部为第二支撑板64，外壳的其他侧面包住系统的其他所有部件。所述外壳的内部贴有隔火隔热材料，用于隔绝外界高温对系统种光学部件的不利影响。在该方案种使用石棉板。

优化的，所述第一镜片固定架12和第二镜片固定架22与对应的转接底板62、第二支撑板64侧边夹角可调。可以在不调整红外成像装置5角度的基础上，接收不同角度的红外光束。所述支撑组件还包括支撑架3，所述第二镜片固定架22铰接在支撑架3上，所述铰接的中轴线与支撑架3上的开孔中心重合，所述开孔红外成像装置5上的光束接收镜头4深入开孔内，光束接收镜头4的中轴线与开孔的中心重合，所述光束接收镜头4与红外成像装置5之间通过支撑座51支撑连接。所述支撑座51底部固定在转接底板62上。

所述第一镜片固定架12和第二镜片固定架22上设置有用于放置对应镜片的凹槽，所述镜片通过压块压在凹槽内。凹槽和压块的设置可以更好的定位对应的镜片。

该系统对光学成像部分对精密度提出了很高要求，成像镜分辨率指标达到640×512@15μm，因此设计和加工系统相关零部件必须保证精度。在结构设计和材料选择方面以轻便、精密、稳定、坚固为依据，主体材质为硬铝。装配上考虑了公差和精度的关系，保证安装精度。

系统作用下，最终成像形成的像素在常温、低温MTF(-40℃)、高温MTF(80℃)情况下的光学传递函数图可知，即图3(a)、图3(b)、图3(c)，系统在全温全视场的奈奎斯特频率处的MTF均接在40％以上，说明了该系统具有较好的成像质量。从图4(a)、图4(b)、图4(c)对应的常温、低温MTF(-40℃)、高温MTF(80℃)的点列图可知，全温全视场弥散斑的均方根值(RMS)都小于1.3个像元大小，该光学系统各种色光的轴外点基本重合，色差校正较好。满足系统使用要求。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统，其特征在于，包括沿光路依次设置的红外入射单元(1)、反射单元、红外成像装置(5)；所述红外入射单元(1)包括入射镜片(11)、用于固定入射镜片(11)的第一镜片固定架(12)；所述反射单元包括反射镜(21)和用于固定反射镜(21)的第二镜片固定架(22)。

2.根据权利要求1所述的一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统，其特征在于，所述入射镜片(11)为蓝宝石。

3.根据权利要求1所述的一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统，其特征在于，所述蓝宝石上镀有膜，所述镀膜后的光谱范围为3.0-5.0μm，表面平整度为λ/2，百度公差为±0.3mm。

4.根据权利要求1-3任意一项所述的一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统，其特征在于，所述入射镜片(11)为异性结构。

5.根据权利要求1所述的一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统，其特征在于，所述反射镜(21)的材料为石英玻璃，反射面镀制中波红外反射率不小于98％的全反射银膜。

6.根据权利要求1所述的一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统，其特征在于，所述红外成像装置(5)中探测器的视场角为±10°×±18°，焦距为14.8mm，F数为2，每像素对应张角为1，10km高空15m目标对应的像素为1.5。

7.根据权利要求1所述的一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统，其特征在于，还包括支撑组件，所述支撑组件包括位于红外成像装置(5)下方的第一支撑板(61)，所述第一支撑板(61)下方还固定有转接底板(62)，所述第二镜片固定架(22)设置在所述转接底板(62)的侧面，所述转接底板(62)通过支座(63)压在第二支撑板(64)上，所述第一镜片固定架(12)设置在第二支撑板(64)侧边。

8.根据权利要求7所述的一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统，其特征在于，所述第一镜片固定架(12)和第二镜片固定架(22)与对应的转接底板(62)、第二支撑板(64)侧边夹角可调。

9.根据权利要求7所述的一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统，其特征在于，所述第一镜片固定架(12)和第二镜片固定架(22)上设置有用于放置对应镜片的凹槽，所述镜片通过压块压在凹槽内。

10.根据权利要求7所述的一种适应高速飞行器的红外侧窗成像系统，其特征在于，系统还包括包住红外入射单元(1)、反射单元、红外成像装置(5)的外壳，所述外壳由第一镜片固定架(12)组成的一侧面，外壳的底部为第二支撑板(64)。

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