全球面环形大视场月球边缘光学成像物镜技术领域
本发明涉及一种全球面环形大视场月球边缘光学成像物镜，属于光学设计
技术领域。
背景技术
绕月飞行的卫星需要实时确定自身的俯仰和滚动姿态。传统使用星敏感器
与陀螺联合的方式的定姿需要地面和卫星上的计算机提供精确轨道信息，卫星
定姿精度对定轨精度的依赖性很大，单次定姿时间较长。同时，绕月近轨卫星
上的星敏感器对月球成像时，光学系统需要100°～150°视场才能覆盖整个月球，
对于单个透射式成像镜头来说保证较小的光学像差、较高的指向精度在设计和
后期加工起来都比较困难，需要借助非球面透镜结构、特殊透镜材料等，导致
光学系统零件及整机的制造、检测成本较高，太空环境下工作稳定性不确定。
发明内容
本发明为了解决现有技术光学系统零件及整机的制造、检测成本较高，太
空环境下工作稳定性不确定缺陷，提供一种全球面环形大视场月球边缘光学成
像物镜。
全球面环形大视场月球边缘光学成像物镜，按光线入射顺序同轴设置的第
一平面反射镜组1，第二平面反射镜组2，成像镜组3，光阑4，探测器保护玻
璃5和探测器6，其特征是，
第二平面反射镜组2位于第一平面反射镜组1的前端，且平行设置，第一
平面反射镜组1，其包括绕Z轴周向均匀分布的八片平面反射镜，第二平面反射
镜组2，其包括绕Z轴周向均匀分布的八片平面反射镜，两组平面反射镜组中的
平面反射镜一一对应；
成像透镜组3，其依次包含第一负月牙型透镜31、第二负月牙型透镜32、
双凹型透镜33、第三负月牙型透镜34、第一双凸型透镜35、第二双凸型透镜
36、第四负月牙型透镜37、第三双凸型透镜38和第四负月牙型透镜39；
入射光线经过第一平面反射镜组1的各个平面反射镜前表面反射，并被第
二平面反射镜组2的各个平面反射镜后表面反射，反射光再依次经过第一负月
牙型透镜31、第二负月牙型透镜32、双凹型透镜33、第三负月牙型透镜34、
第一双凸型透镜35、光阑4、第二双凸型透镜36、第四负月牙型透镜37、第三
双凸型透镜38、第四负月牙型透镜39、探测器保护玻璃5透射，被探测器6接
收。
所述第一平面反射镜组1中各个平面反射镜后表面中心与光轴相距
16.97mm，与第一负月牙型透镜31前表面距离28mm，第二平面反射镜组2中
各个平面反射镜前表面与光轴相距25.81mm，与平面反射镜组中对应的平面反
射镜前表面水平相距22.4mm，与其夹角22.5°，所述第一负月牙型透镜31后表
面与第二负月牙型透镜32前表面的空气间隔是10.87mm，所述第二负月牙型透
镜32后表面与双凹型透镜33前表面的空气间隔是9.04mm，所述双凹型透镜33
后表面与第三负月牙型透镜34前表面的空气间隔是14.76mm，所述第三负月牙
型透镜34后表面与第一双凸型透镜35前表面的空气间隔是2.270mm，所述第
一双凸型透镜35后表面与光阑平面的空气间隔是33.35mm，所述中光阑平面与
第二双凸型透镜36前表面的空气间隔是15.76mm，所述第二双凸型透镜36后
表面与第四负月牙型透镜37前表面的空气间隔是0.5mm，所述第四负月牙型透
镜37后表面与第三双凸型透镜38前表面的空气间隔是1.98mm，所述第三双凸
型透镜38后表面与第四负月牙型透镜39前表面的空气间隔是2.30mm，所述第
四负月牙型透镜39后表面与探测器保护玻璃5前表面的空气间隔为8.10mm，
所述探测器保护玻璃5后表面与探测器6的空气间隔为1mm。
成像透镜组3中各光学元件的焦距、折射率及曲率半径分别满足以下条件：
本发明的有益效果是：
1)通过计算机辅助光学设计和优化，选择两反射镜的夹角与位置可降低入
射光线入射到透镜的矢高和角度，较好地减轻了透镜元件的像差校正压力，合
理选择原件数量和结构，保证了影响月边缘成像光学系统定位指向精度，使镜
头的MTF值在36lp/mm时接近衍射极限，全视场范围内大于0.70。
2)85％弥散圆能量集中在13μm～14.4μm范围内，85％弥散圆能量集中在
17μm～19.7μm，能量集中度高，全波段内能量质心偏差小于7μm、垂轴色偏差
小于2.9μm，光轴指向精度优于2″，能适应环月卫星高精度定姿的要求。
3)与中光学系统所有光学元件均为球面(包括平面反射镜，曲率半径R≈∞)
面型元件，降低了面型检测的难度，并可实现分别装调，透镜原件均为球面面
型，共轴摆放，便于加工和装调，所述和的透镜材料均为普通商用玻璃，降低
了光学系统材料采购难度和制造成本。
4)工作波段全视场范围内相对畸变约为0.12％，相比于传统定姿采用透射
型星敏感器的方法具有更小的相对畸变。
通过该成像物镜后续月边缘成像提取算法获取月心矢量，从而得到绕月飞
行卫星的俯仰和滚动姿态。该光学系统对120°～150°的月球边缘环形区域成像，
该光学系统对绕月卫星轨道高度不敏感，具有高分辨成像、高成像质量、高指
向精度的特点，能适应飞船在月球反射光谱范围的高精度定姿、减少绕月飞行
卫星定姿态时间，避免了每次卫星定姿时地面定轨及星上计算机进行精确轨道
外推的复杂工作，同时也避免了传统大视场成像系统在对月边缘成像所需要的
非球面及特殊材料等的缺陷。
附图说明
图1为本发明全球面环形大视场月球边缘光学成像物镜结构示意图。
图2为本发明两个平面反射镜组结构示意图。
图3为本发明所述成像透镜组结构示意图。
图4为本发明全球面环形大视场月球边缘光学成像物镜光学系统能量分布
曲线。
图5为本发明全球面环形大视场月球边缘光学成像物镜光学系统垂轴色差
曲线。
图6为本发明全球面环形大视场月球边缘光学成像物镜光学系统MTF曲
线。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步详细说明。
如图1所示，全球面环形大视场月球边缘光学成像物镜，按光线入射顺序
同轴设置：第一平面反射镜组1、第二平面反射镜组2、成像透镜组3、光阑4、
探测器保护玻璃5和探测器6，第二平面反射镜组2位于第一平面反射镜组1的
前端。
如图2所示，第一平面反射镜组1，其包括绕Z轴均匀周向分布的第一平面
反射镜11，第二平面反射镜12，第一平面反射镜13，第二平面反射镜14，第
一平面反射镜15，第二平面反射镜16，第一平面反射镜17，第二平面反射镜
18。
第二平面反射镜组2，其包括绕Z轴均匀分布的第九平面反射镜21，第十
平面反射镜22，第十一平面反射镜23，第十二平面反射镜24，第十三平面反射
镜25，第十四平面反射镜26，第十五平面反射镜27，第十六平面反射镜28。
如图3所示，成像透镜组3，其依次包含第一负月牙型透镜31、第二负月
牙型透镜32、双凹型透镜33、第三负月牙型透镜34、第一双凸型透镜35、第
二双凸型透镜36、第四负月牙型透镜37、第三双凸型透镜38和第四负月牙型
透镜39。
入射光线经过第一平面反射镜组1的各个反射镜前表面反射，并被第二平
面反射镜组2的各个反射镜后表面反射，反射光再依次经过第一负月牙型透镜
31、第二负月牙型透镜32、双凹型透镜33、第三负月牙型透镜34、第一双凸型
透镜35、光阑4、第二双凸型透镜36、第四负月牙型透镜37、第三双凸型透镜
38、第四负月牙型透镜39和探测器保护玻璃5透射，最后被探测器6接收。
所述第一平面反射镜组1中各个平面反射镜后表面中心与光轴相距
16.97mm，与第一负月牙型透镜31前表面距离28mm，第二平面反射镜组2中
各个平面反射镜前表面与光轴相距25.81mm，与平面反射镜组中对应的平面反
射镜前表面水平相距22.4mm，与其夹角22.5°，所述第一负月牙型透镜31后表
面与第二负月牙型透镜32前表面的空气间隔是10.87mm，所述第二负月牙型透
镜32后表面与双凹型透镜33前表面的空气间隔是9.04mm，所述双凹型透镜33
后表面与第三负月牙型透镜34前表面的空气间隔是14.76mm，所述第三负月牙
型透镜34后表面与第一双凸型透镜35前表面的空气间隔是2.270mm，所述第
一双凸型透镜35后表面与光阑平面的空气间隔是33.35mm，所述中光阑平面与
第二双凸型透镜36前表面的空气间隔是15.76mm，所述第二双凸型透镜36后
表面与第四负月牙型透镜37前表面的空气间隔是0.5mm，所述第四负月牙型透
镜37后表面与第三双凸型透镜38前表面的空气间隔是1.98mm，所述第三双凸
型透镜38后表面与第四负月牙型透镜39前表面的空气间隔是2.30mm，所述第
四负月牙型透镜39后表面与探测器保护玻璃5前表面的空气间隔为8.10mm，
所述探测器保护玻璃5后表面与探测器6的空气间隔为1mm。
成像透镜组3中本专利光学系统中透镜的各光学元件的焦距、折射率及曲
率半径分别满足以下条件：
本发明全球面环形大视场月球边缘光学成像物镜达到了如下的光学指标：
焦距：f’＝12mm；相对孔径:F＝2；实用谱线范围：350nm～500nm；视场角：
2W＝120°～150°(像方靶面为半径3.212mm～6.919mm的环形区域)；畸变：<0.12％；
能量质心偏差：<7μm；色偏差：<3μm；MTF:>0.7(36lp/mm)。
如图4所示，光学系统能量分布曲线，80％能量集中在15μm之内，各视场
能量集中度较为统一。
如图5所示，短波与长波垂轴色差最大值小于3μm，短波与参考波垂轴色
差最大值小于3μm。
如图6所示，光学系统MTF曲线，各视场调制传递函数均在0.7以上，为
后续的装调留有较大余量。