CN100498246C - 机载推帚式多维成像装置 - Google Patents

Abstract

一种机载推帚式多维成像装置，包括：一台高空间分辨率成像仪和一台高光谱分辨率成像仪，均采用推帚式成像方式；一套多点激光测高装置，进行多点激光测高与高光谱分辨率成像仪配合，实现空间与光谱数据的准确匹配；一套姿态测量装置，提供姿态与位置参数；一套主控计算机系统，负责对以上部件进行控制以及将所获得的数据进行处理，并发送同源触发脉冲同步启动高光谱分辨率成像仪推扫成像和激光多点同时相测距；高空间分辨率成像仪、高光谱分辨率成像仪、多点激光测高装置结构上采用一致的机械接口，分别通过标准航空摄影稳定平台安装在同一飞行运载平台上。本发明具有获取高分辨率图谱合一、多维数据能力、工作稳定可靠的特点。

Description

机载推帚式多维成像装置

技术领域

本发明涉及一种光机电一体化的机载遥感成像装置，特别是采用推帚成像方式，兼有高光谱分辨力和高空间分辨力的机载遥感成像装置。

背景技术

随着光学空间对地观测技术的发展，以及全球定位技术的应用，使得利用遥感手段高效、高精度地得到定量化数据成为可能。对地物目标物理特性的描述，可以从几何形状和光谱特征这两方面进行表征。

高空间分辨力的影像能提供地面目标精细的几何特性，而高光谱分辨力的图像提供丰富的光谱信息，能通过对地物特征光谱的判别进行自动、快速目标识别和分类。通过高空间分辨力图像和高光谱分辨力图像的综合处理得到的新的数据集不仅包含了源图像的高空间分辨力和高光谱分辨力特征，同时由于分辨力的提高使得融合图像上的目标细部特征更加清晰，光谱信息更为丰富，在改进目视判读效果的同时可以提高城市分类制图的精度。

高空间分辨力图像和高光谱分辨力图像的综合处理的关键技术在于图像的配准和影像的融合。影像配准对于影像的融合非常重要，空间配准的误差大小将影响融合的结果。影像配准可以是空间位置的绝对配准，也可以是图像间的相对配准。前者需要将影像纠正成为无几何变形的地理编码影像。

目前国际上尚无集高空间分辨力、高光谱分辨力于一体的传感器，一般采用不同时段获得的高光谱遥感影像和高空间航摄影像进行数据融合，同时利用空间和光谱特征提供目标识别特征。

摄影测量的方法作为起源最早的遥感手段，能得到高空间分辨力影像，解决几何形状的表征。从二十世纪九十年代以来，探测器及其应用技术的迅速发展，使得CCD相机逐步取代胶片成为了航空摄影测量发展的必然趋势。CCD相机的发展方向有两个，一个是向大面阵CCD发展，另外一个发展方向就是线阵CCD。目前面阵CCD由于像元数不够高，还不能满足航摄生产的需要，如将多个面阵CCD进行拼接，则成本很高，且海量动态数据的实时传输和存贮目前在技术上还存在一定的难度。此外，CCD面阵伴有随机分布的阵列缺陷，会造成一定数量的影像丢失以及面阵相机用于几何和辐射校正的参数量远远大于线阵相机等缺点。在当前的技术条件下，采用窄带滤光片技术和三线阵长CCD得到彩色影像，能得到高空间分辨力多波段影像，解决光谱特征的表征。三线阵相机是航摄生产的首选，也是航测相机的最新发展。随着三线阵CCD的发展，三线阵CCD影像的定位理论已取得了相应的发展，特别是星载三线阵CCD由于卫星平台姿态比较稳定而先于机载三线阵CCD得到了实际应用。

三线阵立体摄影测量的新概念是德国科学家Otto Hofmann于1978年提出的，即利用沿卫星航迹方向向前倾斜摄影、向后倾斜摄影和垂直摄影来构成航向立体像对。该方法在理论上解决了摄站外方位元素的重构问题，大大提高了线阵扫描摄影测量的精度。1980年美国地质局曾提出Mapsat设计方案，就是基于三线阵立体摄影测量的思想。90年代美国学者又提出在Landsat卫星上采用此方案并命名为“世界制图与科学应用卫星”，作为地球监测与制图应用，其全色波段象素分辨力5米，多光谱分辨力是10米，采用GPS确定的摄站坐标精度为3～5米，姿态稳定度为10—6度/秒，要求能测绘等高距为20米的1：5万比例尺地形图(高程中误差±6米)。这两种方案星载设备包括三线阵CCD相机(含多光谱)，恒星传感器，GPS接收机等，尤其要求航天器姿态稳定度为10—6度/秒。为了在航线间有良好的重叠，除了用极轨道外还对摄影系统增加了地球自传补偿装置。美国在1996年后相继发射了Quick Bird、SpaceImaging system等CCD线阵列传感器象素分辨力1～2米(全色)，航向立体(同轨)，且都采用GPS全球定位系统和恒星传感器以确定传感器的位置和姿态，可实现在无地面控制条件下测图。

德国宇航院与柏林工业大学合作研制的高分辨力立体相机HRSC是世界上第一个全自动三维数字多光谱及高分辨力影像一体化获取与处理系统，将安装于欧空局的Mars Express，于2003年发射。

HRSC相机通过9个CCD线阵传感器同步获得(沿扫描方向)9条图像。线阵探测器平行安装于一个单光学镜头的焦面。其中5个传感器是按不同视角排放的全色传感器，提供了多重立体与测光能力。其余4个传感器使用不同的滤光片获取多光谱图像。

高空间分辨力多光谱立体成像技术能够解决高空间、多光谱图谱合一的数据源的获取，能提供真彩色高空间分辨力的影像数据。但由于光谱分辨力低、光谱采样间隔不连续，无法实现根据光谱特征进行地物目标的识别。

根据研究表明，许多地表物质的吸收特征在吸收峰深度一半处的宽度在20—40nm之间。世界上第一台机载成像光谱仪原型机AIS在1982年8月安装在C-130飞机上首次对内华达州Cuprite矿区进行工程试验飞行，在2.03-2.32μm光谱区获得32个波段的图像，以3×3像元区的平均值绘出的反射光谱图像，可明显反映高岭石和明矾石的光谱特征，与在实验室的采样测量结果完全一致。AIS的成功试验表明了短波红外成像光谱仪辨认蚀变区地质物质的能力。

成像光谱技术一般可以采用旋转扫描法和推帚式成像这两种技术途径，旋转扫描法是物方扫描穿轨成像的多光谱扫描仪的技术发展，它的优点是扫描视场大(可达90度以上)，作业效率高，但是系统的信噪比因探测器凝视时间短而不容易提高。因此，为保证足够的灵敏度必须增大光学口径，导致了体积大、重量重。已经投入运行的有美国的MIVIS和DAIS、中国的MAIS和OMIS等。高性能硅光电材料的获得和微电子技术的成就相结合，不难得到高探测率的可见光近红外面阵CCD探测器。于是，在0.4-0.9μm光谱区的高光谱分辨力的面阵推帚式成像光谱仪不断问世，典型的机载遥感器是加拿大BorstedAssociatesLT的荧光线成像器(FLI)。采用385(空间像元)×288(光谱像元)的CCD面阵，F1.4Nikon镜头和透射光栅，共用五个并行拼接具有70度刈幅视场。

这种像方探测器自扫描，系统中没有光机扫描的运动器件，而且以凝视方式工作，增加了像元滞留时间，有利于提高系统的信噪比和光谱分辨力。但该方式的成像光谱仪总视场受到较大限制。

发明内容

针对现有技术尚无集高空间分辨力、高光谱分辨力于一体的传感器，一般采用不同时段获得的高光谱遥感影像和高空间航摄影像进行数据融合，同时利用空间和光谱特征提供目标识别特征，而造成当前遥感应用定位和定量信息分离的不利局面。本发明提供了一种具有同步获取高分辨力、图谱合一的遥感数据的机载推帚式多维成像装置，其所获取的遥感数据既有高空间分辨力数据，又有高光谱分辨力数据，还有激光测高等数据，为解决遥感技术定位的定量化、定位的自动化、定量的高精度化提供了可能。

本发明提供的一种机载推帚式多维成像装置，包括：一台高空间分辨力成像仪和一台高光谱分辨力成像仪，均采用推帚式成像方式；一套多点激光测高装置，进行多点激光测高；多点激光测高装置与高光谱分辨力成像仪配合，实现空间与光谱数据的准确匹配；一套姿态测量装置，提供姿态与位置参数；一套主控计算机系统，负责对以上的高光谱分辨力成像仪、高光谱分辨力成像仪、多点激光测高装置和姿态测量装置进行控制以及将所获得的数据进行处理，并发送同源触发脉冲同步启动高光谱分辨力成像仪推扫成像和多点激光测高装置同时测距；高空间分辨力成像仪、高光谱分辨力成像仪、多点激光测高装置结构上采用一致的机械接口，分别通过标准航空摄影稳定平台安装在同一飞行运载平台上。

进一步的，所述的高空间分辨力成像仪采用滤光片分光方式，利用三线阵成像方式，获得前视、下视、后视三个角度的成像数据。高空间分辨力成像仪的传感器是6线阵焦平面探测器组件，该6线阵焦平面探测器组件为相互紧邻、平行放置在同一个平面上。所述的高光谱分辨力成像仪采用光栅分光方式，供三点激光测距数据，多点激光测高装置中的三点激光分束采用不同透反比的分色片，进行激光能量分离。

本发明具有同步获取高分辨力、图谱合一的遥感数据的能力。所获取的遥感数据既有高空间分辨力数据，又有高光谱分辨力数据，还有激光测高等数据。其中高空间分辨力数据具有能获取无明显时差的航向立体像对、提供地面点三个可供观测立体的优势，可以获得高精度的定位数据；高光谱分辨力数据可以获得地物的丰富的光谱信息；激光测高提供3点、夹角为±11°激光测距距离数据。这几种遥感数据的同步获取改变了当前遥感应用定位和定量信息分离的不利局面，为解决遥感技术定位的定量化、定位的自动化、定量的高精度化提供了可能。机载推帚式多维成像装置采用多模块有机集成的技术途径，高光谱成像和三点激光测距通过系统级实验室光学校正和精密机械装配解决图像像元级的空间配准，在电子学上通过同源分频的图像采集、传输控制信号，结合软件和硬件电路的组合设计，同时获得融为一体的、时间配准的高空间分辨率(优于20cm)、高光谱分辨率(优于5nm)图像数据、三维图像的格式化数据流。机械上将所有的模块通过标准接口安置在同一高精度稳定平台上，即保障了系统重复拆装的可靠性，又保障了系统的成像精度。其整机的主要技术指标如下：

●地面分辨力GSD(按航高2000m计算)：

全色图像优于20cm，

多光谱图像优于40cm，

高光谱图像优于2m；

●光学成像总视场角：42°；

●光学成像波段：

全色图像     430~680nm；

多光谱图像   R610~660nm，G535~585nm，B430~490nm；

●高光谱图像 420~900nm，128个波段，光谱分辨力5nm，挑选波段记录，同时记录大于64个波段；

●高光谱信噪比(S/N)：光谱中部70％以上范围内优于500，其余不低于300；

●数据动态范围：12bit；

●积分时间可调；

●行速率保证无漏行现象；

●立体成像：14°后视、0°下视、28°前视；

●高程测量：每扫描行5点高程，高程分辨力7.5cm；

●位置和姿态参数精度(3σ)：

■机上实时：位置3~10m，速度0.5m/s，俯仰和侧滚2’，航偏角10’；

■事后处理：位置10~30cm，速度0.05m/s，俯仰和侧滚1’，航偏角2’；

●两轴陀螺稳定平台：俯仰与侧滚稳定范围不小于±12°，两轴稳定精度优于0.3°(3σ)，有过位保护装置及快速恢复功能；

●系统连续工作时间最长可达4小时；

●具有软、硬件同步功能，以及图像数据及其他数据同步采集功能；

●成像系统的探测器均有恒温装置；

●平均无故障时间MTBF为150小时；

●平均故障修复时间MTTR不大于0.5小时；

●供电方式：地面，交流

频率50Hz；机上，直流

环境条件：环境温度：—10~+50℃，湿度：70~80％rH，海拔高度：小于4000m，通用航测飞机常规振动和冲击。

以下结合附图与实施例对本发明作进一步的说明。

附图说明

图1为本发明的总体结构示意图。

图2为本发明的光谱成像仪拼接光学示意图。

图3为本发明的系统组成模块图。

图4为本发明的主控软件模块划分图。

具体实施方式

下面给出本发明一个较佳实施例，用以说明本发明的结构特征、技术性能和功能特点。

总体技术方案

如图1所示，本发明的总体结构包括：一台高空间分辨力成像仪10和一台高光谱分辨力成像仪20，均采用推帚式成像方式；一套多点激光测高装置30，进行多点激光测高；多点激光测高装置与高光谱分辨力成像仪配合，实现空间与光谱数据的准确匹配；一套姿态测量装置40，提供姿态与位置参数；一套主控计算机系统50，负责对以上的高光谱分辨力成像仪、高光谱分辨力成像仪、多点激光测高装置和姿态测量装置进行控制以及将所获得的数据进行处理，并发送同源触发脉冲同步启动高光谱分辨力成像仪20推扫成像和激光多点测高装置同时测距；高空间分辨力成像仪10、高光谱分辨力成像仪20、多点激光测高装置30结构上采用一致的机械接口，分别通过标准航空摄影稳定平台60安装在同一飞行运载平台上。其中主控计算机系统50与其他各组器件之间通过数据线相连，取得它们所测得的电子数据，并发送指令来控制它们。

为了便于介绍，在本实施例中，我们将整个装置按照所实现的功能分成若干子系统来加以介绍。即高空间分辨力成像子系统、高光谱分辨力成像子系统、稳定平台/位置姿态测量/导航子系统和数据采集/控制/存储子系统四大模块。

●高空间分辨力成像子系统

高空间分辨力成像子系统即高空间分辨力成像仪10，包括多光谱成像模块和全色立体成像模块。测制地形图的精度主要取决于图像的地面分辨率。对于数字航空摄影图像而言，1影像像素对应地形图上0.1mm，对于1:1000等价比例尺而言，1地面像素地面采样间隔(GSD)应为10cm。

1图上象素(0.1mm):1地面象素(100mm)＝1:1,000

对于全色图像和多光谱图像的瞬时视场应为

IFOV＝0.1/1000＝0.1mrad。

对于不小于42°光学成像总视场，所需的CCD像元数应为(42×17.6)/0.1＝7392。

增加CCD像元数目，可以增大总视场角度，大大提高系统作业效率，并且增加立体像对基高比，提高高程测量精度。综合考虑系统性能和长线阵CCD探测器器件引进的可能性，CCD线阵可选8000-12000单元，单元大小为6.5μm×6.5μm，系统的总视场从42°-64°。

常规航摄镜头只有轴线的光线是垂直于焦平面的，虽然航摄镜头的视场角一般都比较大，但是多光谱成像和全色立体成像无法充分利用成像镜头另一维的成像能力，共用同一个成像物镜实现多光谱和立体成像。

在本技术方案中，基于大视场、宽光谱、垂直光束成像物镜，采用共用一个成像物镜和同一焦平面配置方式的全色立体、多光谱制冷型CCD列阵组件的技术方案。三根全色CCD长线阵分别处于视场为-14°、0°、28°的像面位置上从而形成后视、直视及前视的立体成像格局，在三根全色CCD列阵之间配置一个RGB三线阵CCD，分别实现430nm-490nm、535nm-585nm、610nm-660nm波段的多光谱成像，并具有16°前视角度。

根据焦平面列阵的配置以及高分辨力全色立体及多光谱成像模块的技术指标可以确定光学成像物镜的指标为：

焦距：             63mm；

视场：             64°；

相对孔径：         f/4；

工作波长：         420nm--900nm；

分辨力：           优于75线对/mm；

光学畸变：         ≤10μm

按作业高度h(1000-3000m)和运五-B飞行速度v(180Km/h-250Km/h)计算可得，按不漏扫的最低要求，高空间分辨率成像子系统的最高扫描率为700行/秒，行与行之间的时间间隔为1.4ms。

●高光谱分辨力成像子系统

高光谱分辨力成像分系统由高光谱分辨力成像仪20和多点激光测高装置30组成、高光谱分辨力成像仪20包括两个高光谱分辨力成像模块。激光测高模块与推帚式超光谱成像模块紧密配合，实现空间与光谱数据的准确匹配，提供地面多个采样点的地面高程数据作为地面辅助控制点。

高光谱分辨力成像模块

由于大视场、高像质光学系统设计和帧转移大面阵CCD制造的难度，结合目前国内小视场推帚式高光谱分辨力成像技术已经成熟的条件下，采用分割视场方案来解决大视场成像问题。这种方案的另一个优点是在双模块拼接技术成熟后，可以通过加大单机视场角或三分视场方案进一步增加高光谱分辨力成像分系统的视场角，与高空间分辨力成像分系统相匹配。

推帚式超光谱成像模块采用两台各具有22°视场角的高光谱分辨力成像模块拼接为具有42°视场角的高光谱分辨力成像模仪，两个视场之间具有2°的重合，拼接的光学原理示意图见图2。每台高光谱分辨力成像模块利用基于具有电子快门功能的帧转移面阵CCD推帚成像方式，PGP(棱镜—透射光栅—棱镜)分光的技术路线。采用热电制冷方式实现探测器的恒温工作，降低暗电流以提高信噪比。

$\mathrm{IFOV}=\frac{2m}{2000m}=1\mathrm{mrad}$

根据22°视场角(FOV)和1mrad(IFOV)的参数，探测器焦平面利用256×760个像素，面元大小为12um，采用像元合并方式得到128个光谱波段，380个空间象素。

光学系统主要参数：

相对孔径：      f/2.8；

焦距：          24mm；

光谱范围：      420nm-900nm；

光谱分辨力：    5nm；

焦平面尺寸：    8.8mm(像空间)×6.6mm(谱空间)；

狭缝大小：      8.8mm×25um；

三点激光测高模块

多点激光测高装置30采用无扫描方式实现多点激光测高，达到与推帚式超光谱成像模块同步工作的目的。本实施例采用的是一个三点激光测高模块，通过分束装置实现激光束在穿轨方向一行内均匀分布同时出射；通过探测器的线性排列实现三点激光回波信号的同时接收。运用抽头延迟线精密测时法内插技术，实现分辨力为7.5cm斜距测量分辨力，以便保证较高的高程精度。

光学系统接受视场：

激光采样间隔300m，因此光学系统视场为：

$\mathrm{Field}=2\×\mathrm{arctg}\frac{600}{2000}=33.4.$

光学系统焦距：

焦平面上APD器件最小排列长度为60mm，因此接受系统焦距：

$f\≥\frac{30}{\mathrm{tg}16.7}=100\mathrm{mm}$

综上分析，光学接受系统光学参数选取为：

距： 120mm；

波长：1.064μm；

视场：33.4°(两边缘点之间)；

相对孔径：f/1.2；

半导体激光器技术指标：

波长：1.064nm

功率：50mJ

重复频率：10—15次/秒

脉冲宽度：7ns

激光测高装置30每秒激发10次激光脉冲，每间隔5行高光谱分辨力数据就能在相同像素得到3个激光测高数据。

●稳定平台、位置姿态测量和导航子系统

稳定平台、位置姿态测量和导航子系统由标准航空摄影稳定平台60、姿态测量装置40(POS)和主控计算机系统50中的导航系统构成。通过高精度姿态和定位参数的获得，闭环控制二轴稳定平台60提供一定精度的水平，并能提供领航员和飞行员各种参数和导航参数。

稳定平台60具有俯仰、侧滚二维方向的稳定功能。稳定平台60设置有一个二自由度陀螺计、两个加速度计。通过修正回路，高精度陀螺和两个加速度计构成满足舒拉调谐条件的水平稳定平台60。稳定平台60俯仰与侧滚稳定范围在±12°以外进行限位保护，两轴稳定精度优于0.3°(3σ)。

位置姿态测量将采用引进国外机载高精度POS装置解决，它将全球定位系统(GPS)和惯性导航系统(IMU)有机地结合在一起，以多种接口方式灵活地提供高精度的姿态和位置参数，并有原始数据记录功能，供数据后处理获得更高精度的姿态和位置参数。该系统可以实现位置2-3m，速度0.2m/s，俯仰和侧滚1.8′，航偏角6′的实时精度。通过软件事后处理能获得位置10～30cm，速度0.04m/s，俯仰和侧滚1′，航偏角2′的姿态定位精度。

POS系统与高空间分辨力、高光谱分辨力成像系统共同刚性地安装在二轴稳定平台60上。二轴稳定平台60提供高分辨率成像系统一个较低精度的平台，避免飞机由于气流不稳定(在城市上空飞行)中抖动引起姿态的突变，保证精确测量的精度，降低几何校正的困难。采用稳定平台60和高精度位置和姿态测量装置40完全满足实现1:1000大比例尺高空间分辨力成图的外方位元素精度要求。

导航设备将系统参数、仪器状态、姿态参数、定位参数、飞行航线、导航参考以直观、GUI方式提供给领航员和飞行员。

●数据采集/控制/存储子系统

该子系统由主控计算机系统50中的数据采集模块、数据控制模块、存储模块三个模块组成。主要完成高空间分辨力成像子系统、高光谱分辨力成像子系统、POS/SP/AV子系统的多源数据传输、采集、控制、存储和实时显示等功能。整个子系统包括数据采集器、磁盘阵列记录器、工业控制计算机和POS处理机。系统组成及其与各数据采集模块的连接框图见图3。

基于小型化、轻量化、一体化结构设计思想，在数据采集/控制/存储子系统上通过同源触发脉冲同步启动高光谱分辨力成像仪20推扫成像和激光多点测高装置同时测距，实现推帚式超光谱成像模块与激光测高模块的空间配准和数据匹配。

如图3所示，本实施例采集系统中使用了两台主控计算机。

主控计算机-I用于控制高光谱分辨力成像模块和多点激光测高模块，主要包括：人机交互设备，存储设备，时间间隔测量设备，网络接口，同步控制装置；

主控计算机-II用于控制高空间分辨力成像模块，主要包括：人机交互设备，高速存储接口，高速光纤数据通道，数据接收处理单元；

(a)主控计算机-I的组成

主控计算机-I各组成设备的选取和功能如下：

人机交互设备：包括显示设备、键盘、鼠标等通用输入/输出设备。考虑到机载系统特殊的工作环境，选用的标准为抗震性和电磁兼容性能良好，携带方便、安装简易、操作便捷。

存储设备：主控机的数据存储速率要求不高，因此，主控机存储设备的选取标准主要是运行稳定，可靠，抗震性能良好，已选用MAXTON 7200转的IDE接口硬盘。

网络接口I-III：用于与两个高光谱分辨力成像模块和激光测高模块连接，提供指令和数据信息的交互通道，选用原则为工作稳定可靠、工作期间对PCI总线上的流量占有率较小的一块双口或两块单口企业级网卡，目前已选用D-Link公司生产的DFE-580TX四端口网卡。

同步控制设备，这一部分主要包括三个主要功能：生成GPS信息，提供给存储模块生成GPS数据文件；在数据采集过程启动以后，同步地向两个高光谱分辨力成像模块和激光测高模块分别发送50Hz和10Hz的周期性脉冲信号；同时将该信号与GPS上提供的时钟信息相结合，生成事后时钟校准所需的时间标志。

(b)主控计算机-II

主控计算机-II被用于控制高空间分辨力成像系统，各组成设备的选取和主控计算机-I类似，在数据获取和存储模块的选用上又不尽相同，其主要包括如下设备：

人机交互设备：作用和选取原则与主控机-I相同。

高速光纤数据通道：从高空间分辨力成像模块中获取图像数据，经由高速存储设备接口送入高速存储外设进行存储。

高速存储设备接口：正常运行时，高空间分辨力成像模块的海量数据对存储设备的数据存储率要求很高，普通的存储设备无法满足要求，所以在系统中采用了高速、稳定、可靠，抗震性能良好的高速存储外设完成数据采集工作，利用高速存储设备接口与之连接，将数据通道中获取的数据经过实时压缩后送入高速存储设备中。

数据接收处理接口：从高光谱分辨力成像模块中的惯性测量装置获取当前的飞行姿态信息，同时将传感器曝光触发信号，发送给高空间分辨力传感器头部和POS处理器的Event Mark记录器，实现高空间分辨力图像数据与POS数据的配准。

(c)存储设备

每行采样的各种图像信息和辅助参数即时转存到数据存储器中，供地面后处理系统使用。整个系统中共包括三个高速记录设备：高空间分辨力高速存储设备实现高空间分辨力数据的记录，高光谱分辨力磁盘阵列I实现高光谱分辨力成像模块-I的结果数据记录，高光谱分辨力磁盘阵列II实现高光谱分辨力成像模块-II的结果数据记录。位置和姿态参数同时被记录在高空间分辨力数据和高光谱分辨力数据中，供事后用软件方法处理进行数据同步。根据多维集成系统中高空间10、高光谱分辨力成像仪20的帧速率、像元数、量化位数，进行数据存储速率的计算：

高空间分辨力数据：

12000×(3+6)×12×800/8＝120MBps

高光谱分辨力：

652×124×2×50×2＝16MBps

其中高空间分辨力数据通过实时无损压缩和归一化处理后，可以实现2.5倍压缩比，按4小时飞行时间计算，高空间分辨力图像所需的存储设备容量为700GB，高光谱分辨力图像所需的存储设备容量为200GB。

自行研制的SCSI总线的硬盘阵列，实现大容量、高速数据存储模块，记录速度大于50Mbyte/second，目前已具备两种容量的磁盘阵列，一种为540G，另一种为216G，都具有机上更换能力，能够完成一次长时间飞行任务。

(d)主控软件功能需求

本子系统主控软件的主要功能包括：各分模块的初始化操作；元数据信息的获取和某些公有信息的显示；高光谱分辨力成像模块的运行状态监控，激光测高模块测量数据的读取、显示和存储；各分模块运行状态异常时的警报功能；单次采集结束后的后续工作。

初始化操作：人机交互界面初始化，时间间隔测量设备的初始化(设备查找、工作状态设置等)，同步控制设备的初始化(设备查找，工作状态检测、GPS信号的读取及其有效性判别等)，通信接口初始化(命令通信端口和数据通信端口均进入监听状态，等待高光谱分辨力成像模块的连接请求，并分别与其建立连接，随后获取当前设备的相关参数)。

元数据信息的获取：在单次采集工作开始之前，提供元数据信息的输入途径，利用现有信息和用户输入信息建立相对于本次采集操作的元数据文件。并对某些需要实时刷新的信息进行显示(如GPS信息等)。

高光谱分辨力成像模块的运行状态监控：在采集工作过程中，实时地通过数据通信接口分别接收由两个成像模块发送的待显示数据，将数据进行合并后，用移动窗的形式予以显示；在系统的待机状态(非采集过程中)，通过命令通信接口向两个成像模块发送设备控制信息，按照既定协议，实现对其工作状态的控制(如改变数据采集模式、曝光时间等)。

高空间分辨力成像模块：相对于其他模块为一个独立的部分，主要针对高空间分辨力成像模块设计，完成的功能包括：飞行引导，传感器控制，系统管理，图形用户界面的生成，在线帮助和系统自检等。

激光测高模块测量数据的读取、显示和存储：用适当的形式显示三个激光测距点的距离值，并存储为1个结果文件。

各分模块运行状态异常时的警报功能：当获知某模块工作出现异常时，能够提供警报信息，同时采取相应的应急措施，实现各模块之间的相互屏蔽。

单次采集结束后的后续工作：向各分模块发送采集结束指令，结束其数据采集过程，填写本次采集操作的元数据文件中所需补充的信息，关闭文件，释放资源。

(e)主控软件功能模块划分

主控软件由高光谱分辨力数据采集/控制系统和高空间分辨力数据采集/控制系统两个独立的部分组成，其功能模块图如图4所示：

在高光谱分辨力数据采集/控制系统中，主要分为五个功能模块，它们的功能如下：

人机交互模块，该软件系统的控制中心，主要功能包括：生成人机交互界面，部分元数据信息的显示和获取，高光谱分辨力图像信息和激光测量信息的实时显示，设备控制指令的获取和执行。

元数据管理模块，主要功能包括：元数据信息的获取和存储，数据来源包括人机交互模块和命令通信模块。

命令通信模块，高光谱分辨力成像模块的通信接口之一，主要功能包括：与高光谱分辨力成像模块的命令交互，高光谱分辨力设备信息的获取，向人机交互模块和元数据管理模块提供所获取的高光谱分辨力设备信息。

数据通信模块，与高光谱分辨力成像模块的另一个通信接口，主要功能包括：高光谱分辨力图像信息的获取和拼接处理，向人机交互界面实时提供待显示的图像数据。

激光测高模块，主要功能包括：激光测量结果数据的读取和存储，向人机交互界面实时提供待显示的距离数据。

在高空间分辨力数据采集/控制系统中，主要分为五个功能模块，它们的功能如下：

数据获取和处理模块：从高空间分辨力成像设备中获取图像数据和IMU结果数据，生成所需的结果数据文件。

导航控制模块：获取IMU数据，提供给人机交互界面，用于生成导航操作所需的控制信息。

探测器控制模块：从人机交互界面中获取操作员对探测器的控制指令，并加以执行。

状态检测模块：成像设备运行状态的实时监控，并将有效数据送入状态记录模块加以存储和显示。

人机交互模块，该软件系统的控制中心，主要功能包括：生成人机交互界面，高空间分辨力图像信息和飞行姿态信息的实时显示，设备控制指令的获取和执行等。

以上所介绍的，仅仅是本发明的较佳实施例而已，不能以此来限定本发明实施的范围，即本技术领域内的一般技术人员根据本发明所作的等同的变化，以及本领域内技术人员熟知的改进、变化，都应仍属于本发明专利涵盖的范围。

Claims (7)

1、一种机载推帚式多维成像装置，其特征在于它包括：

一台高空间分辨力成像仪(10)和一台高光谱分辨力成像仪(20)，均采用推帚式成像方式；

一套进行多点激光测高的多点激光测高装置(30)与高光谱分辨力成像仪(20)配合，实现空间与光谱数据的准确匹配；

一套姿态测量装置(40)，提供姿态与位置参数；

一套主控计算机系统(50)，负责对以上高空间分辨力成像仪(10)、高光谱分辨力成像仪(20)、多点激光测高装置(30)和姿态测量装置(40)进行控制，将所获得的数据进行处理，并发送同源触发脉冲同步启动高光谱分辨力成像仪(20)推扫成像和多点激光测高装置(30)同时测距；

高空间分辨力成像仪(10)、高光谱分辨力成像仪(20)、多点激光测高装置(30)结构上采用一致的机械接口，分别通过标准航空摄影稳定平台(60)安装在同一飞行运载平台上。

2、根据权利要求1所述的机载推帚式多维成像装置，其特征在于所述的高光谱分辨力成像仪(20)采用光栅分光方式。

3、根据权利要求1所述的机载推帚式多维成像装置，其特征在于所述的高空间分辨力成像仪(10)利用三线阵成像方式，获得前视、下视、后视三个角度的成像数据。

4、根据权利要求1所述的机载推帚式多维成像装置，其特征在于所述的高光谱分辨力成像仪(20)提供三点激光测距数据。

5、根据权利要求4所述的机载推帚式多维成像装置，其特征在于所述的多点激光测高装置(30)中的三点激光分束采用不同透反比的分色片，进行激光能量分离。

6、根据权利要求1所述的机载推帚式多维成像装置，其特征在于所述的高空间分辨力成像仪(10)的传感器是6线阵焦平面探测器组件。

7、根据权利要求6所述的机载推帚式多维成像装置，其特征在于所述的6线阵焦平面探测器组件为相互紧邻、平行放置在同一个平面上。

Images