用于航天飞行器导航系统的星敏感器光学镜头技术方案

本发明专利技术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，本发明专利技术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。

Star sensor optical lens for aerospace vehicle navigation system

The invention relates to a method for spacecraft navigation system of the star sensor optical lens, including the lens body and arranged in the lens inside the front lens group A, B, C after the aperture lens, a front lens group A includes the A and the 1 lens tooth tooth lens A 2, A 3, biconcave lens double convex lens A 4 mirror group C including C biconcave lens 1, C 2, January lenticular lens C teeth 3, C 4, negative meniscus lens convex lens C 5, C 6 negative meniscus lenses, between the front lens group A and B for the air gap between the diaphragm 3.5mm, B and lens aperture between the C air interval is 3.5mm, the tooth lens A 1 by LAK9G15 radiation proof materials, the tooth lens A 2 by ZK506 radiation proof materials, the lens body is made of titanium alloy materials, the invention has the ability of anti radiation and anti radiation. Can be a long time in. Work in the environment.

【技术实现步骤摘要】
用于航天飞行器导航系统的星敏感器光学镜头
本专利技术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

技术介绍
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。
技术实现思路
鉴于现有技术的不足，本专利技术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，本专利技术的技术方案是：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、隔圈A、正月牙透镜A-2、隔圈B、双凹透镜A-3、隔圈C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，本专利技术具有以下有益效果：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专利技术做进一步详细的说明。附图说明图1为本专利技术实施例光学系统示意图。图2为本专利技术实施例MTF曲线图。图3为本专利技术实施例点列图。图4为本专利技术实施例畸变曲线图。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-隔圈A、5-正月牙透镜A-2、6-隔圈B、7-双凹透镜A-3、8-隔圈C、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专利技术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、隔圈A、正月牙透镜A-2、隔圈B、双凹透镜A-3、隔圈C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。以上所述仅为本专利技术的较佳实施例，凡依本专利技术申请专利范围所做的均等变化与修饰，皆应属本专利技术的涵盖范围。本文档来自技高网...

【技术保护点】
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。

【技术特征摘要】
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。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。3.根据权利要求2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0.1...

【专利技术属性】
技术研发人员：屈立辉，张清苏，肖维军，王芬，尹邦雄，
申请(专利权)人：福建福光股份有限公司，
类型：发明
国别省市：福建,35