CN101644570A - 航天三线阵ccd相机视主点在轨监测方法 - Google Patents

Abstract

航天三线阵CCD相机视主点在轨监测方法，在相机镜头上刚性固定激光发射装置，在线阵CCD的两侧对称刚性固定第一面阵CCD和第二面阵CCD。调整相机镜头的位置，使得相机镜头的主光轴穿过线阵CCD的中心，同时调整激光发射装置的位置，使得激光发射装置输出的两路激光相对于主光轴对称入射至相机镜头上并通过相机镜头分别透射至第一面阵CCD和第二面阵CCD上。通过第一面阵CCD上激光束的成像点在水平和垂直两个方向的位移变化以及第二面阵CCD上激光束的成像点在水平和垂直两个方向的位移变化可以确定相机视主点的变化量。本发明采用非接触测量方法，不影响相机的正常工作，实现了视主点变化的微米级高精度测量。

Description

航天三线阵CCD相机视主点在轨监测方法

技术领域

本发明属于航天卫星摄影测量技术领域，涉及一种对航天三线阵CCD相机视主点变化进行在轨监测的方法。

背景技术

航天三线阵CCD相机视主点是相机镜头主光轴与线阵CCD的交点，是航天相机的一个重要内参数，直接影响航天卫星摄影测量的精度。目前，航天三线阵CCD相机的视主点位置发射前在地面实验室可以通过精确检定来确定，但在卫星发射上天后，随着卫星在轨飞行期间由于失重、温度变化等影响，将导致航天三线阵CCD相机的视主点产生变化，从而影响测量精度。对于航天相机视主点在轨运行期间的变化，目前没有高精度地直接监测手段和方法。

航天三线阵CCD的每一对镜头和线阵CCD均可能发生多自由度变化，进而导致视主点的位置变化。因此，视主点的在轨监测属于多自由度测量。目前，国内外进行多自由度测量的方法不少，比较典型的主要有两种：第一种是将单一激光束分为多束或直接采用多光源作为测量基准，采用多个光电接收器来接收产生各维信息的电信号。例如北京交通大学的冯其波等人提出了四自由度光学测量系统。该系统由两部分组成，固定部分主要由激光二极管、单模光纤、透镜、PBS、平面镜和两个探测器组成；可动部分包括1/4波片、分束镜和角锥棱镜。分束镜把光分成两部分，一部分被位置敏感元件接收，实现偏摆角和倾斜角的测量。另一部分被角锥棱镜反射，最后被四象限探测器接收，实现运动平台x，y方向的测量，具体可参见文献Cuifang Kuang，et al.Afour-degree-of-freedom laser measurement system(FDMS)using asingle-mode fiber-coupled laser module〔J〕.Sensors and ActuatorsA，2005，125(1)：100-108；第二种是对置于被测物体上的特制模型采用视觉检测技术来获得模型上特征点的视觉信号，而后经一定算法获得被测物体各自由度的信息。例如美国国家宇航局研制的用于测量大间隙磁场悬挂系统中圆柱形模型位置姿态的光学测量系统(OMS)，使用多个线阵CCD对模型表面上相关的发光二极管(LED)目标进行扫描，以获得各特征点的位置坐标，再通过计算求得模型几何中心的位置姿态。OMS使用16个线阵CCD和8个LED目标，以保证在模型全量程运动范围内至少对6个LED目标的测量分辨力达到0.1个像素。每2个CCD为1个传感单元，互相垂直放置，分别产生2个方向的位移信息，其作用相当于1个面阵CCD，具体可参见文献Sharon S W，James IC，Kevin J S，Walter C D.Optical position measurement for a large gapmagnetic suspension system[M].Hampton，Virginia，1994.1-53。这些方法均比较复杂，受太空工作条件、相机结构和卫星载荷等限制，均难以满足航天三线阵CCD相机视主点在轨动态监测的要求。另外镜头主光轴是虚拟的，视主点也是虚拟的，这进一步增加了测量的难度。目前所采用的解决以上问题的方法是利用地面控制点反算间接得到视主点的变化，地面控制点的三维尺寸经过精确测定，将航天相机对该控制点测绘结果与实际尺寸相比对，推算出实际视主点的参数变化。但此方法过程非常繁杂，耗时很长，适用于相机视主点精度的定期检查，不能进行实时监测，更不适于全球性无地面控制点的卫星摄影测量要求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种操作简便、测量精度高、实时性好的航天三线阵CCD相机视主点在轨监测方法。

本发明的技术解决方案是：航天三线阵CCD相机视主点在轨监测方法，步骤如下：

(1)在相机镜头上刚性固定激光发射装置，在线阵CCD的两侧对称刚性固定第一面阵CCD和第二面阵CCD；

(2)调整相机镜头的位置，使得相机镜头的主光轴穿过线阵CCD的中心；

(3)调整激光发射装置的位置，使得激光发射装置输出的两路激光相对于主光轴对称入射至相机镜头上并通过相机镜头分别透射至第一面阵CCD和第二面阵CCD上；

(4)将视主点的变化转换为激光像点位置的变化，通过第一面阵CCD上激光束的成像点在水平和垂直两个方向的位移变化以及第二面阵CCD上激光束的成像点在水平和垂直两个方向的位移变化确定相机视主点的变化量，计算公式为：

$\mathrm{\Δx}=\frac{\mathrm{\Δ}{x}_1+\mathrm{\Δ}{x}_2}{2},$ $\mathrm{\Δy}=\frac{\mathrm{\Δ}{y}_1+\mathrm{\Δ}{y}_2}{2}$

其中，Δx和Δy分别为相机视主点在水平和垂直两个方向的位移变化量，Δx₁和Δy₁分别为第一面阵CCD上激光束的成像点在水平和垂直两个方向的位移变化量，Δx₂和Δy₂分别为第二面阵CCD上激光束的成像点在水平和垂直两个方向的位移变化量。

所述的激光发射装置包括半导体激光光源、光纤耦合器和两个激光准直器，激光光源发出的激光经光纤送至光纤耦合器，光纤耦合器将传来的激光进行两路分光后分别送至两个激光准直器得到准直激光后输出。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明方法在相机镜头上刚性固定激光发射装置，在线阵CCD的两侧对称刚性固定第一面阵CCD和第二面阵CCD。调整相机镜头的位置，使得相机镜头的主光轴穿过线阵CCD的中心，同时调整激光发射装置的位置，使得激光发射装置输出的两路激光相对于主光轴对称入射至相机镜头上并通过相机镜头分别透射至第一面阵CCD和第二面阵CCD上。将虚拟的视主点的运动转换为激光像点位置的变化。通过实时采集第一面阵CCD和第二面阵CCD的图像进行处理，处理可以得出激光束的成像点位置，经计算可实时得出航天三线阵CCD相机视主点位置变化，从而实现了视主点变化的高精度实时监测，操作简便，而且通过简单的数学计算即可得到相机视主点位置的变化，测量精度高，易于实现；

(2)本发明中激光光源采用一个半导体激光光源发光经光纤耦合器进行两路分光后分别送至激光准直器得到准直激光后输出。该方法便于光源的安装和调整，同时会减小激光束漂移的影响，从而提高测量结果的稳定性。

附图说明

图1为本发明监测方法的原理示意图；

图2为本发明激光发射装置的组成原理图。

具体实施方式

如图1所示，为本发明监测方法的原理示意图。使用本发明的方法对相机的视主点进行监测，需要在相机镜头上设置激光发射装置，在线阵CCD上设置两个接收相面。激光发射装置必须与相机镜头刚性固定，两个接收相面必须与线阵CCD刚性固定。

激光发射装置的结构如图2所示，包括激光光源1、光纤耦合器3和两个激光准直器4，激光光源1发出的激光经光纤2送至光纤耦合器3，光纤耦合器3将传来的激光进行两路分光后分别送至两个激光准直器4得到准直激光后输出。为了适应航天载荷的要求，减轻装置的体积和重量，在此激光光源1选用半导体激光光源。

为了不影响相机的在轨正常工作，可以在线阵CCD的两侧对称刚性固定第一面阵CCD和第二面阵CCD作为接收相面，第一面阵CCD和第二面阵CCD在航天相机成像的视场角外，不影响航天摄影测量。

调整相机镜头的位置，使得相机镜头的主光轴穿过线阵CCD的中心。同时调整激光发射装置的位置，特别是激光准直器4的位置，使得激光发射装置输出的两路激光相对于主光轴对称入射至相机镜头上并通过相机镜头分别透射至第一面阵CCD和第二面阵CCD上。

当相机镜头和线阵CCD发生相对变化时，会引起航天相机视主点的变化，同步导致入射激光和面阵CCD的相对变化，引起面阵CCD上相应光斑位置的变化，实时采集两路激光光线投射在两个面阵CCD上的光斑图像，经处理得到两个光斑中心在图像坐标系中位置，由变化前后的光斑位置可以求解出航天相机视主点的变化量。

设O为航天相机的原视主点，坐标为(x，y)。入射激光光线为A和B，经相机镜头分别成像于第一面阵CCD上的P1点和第二面阵CCD上的P2点，P1像点的坐标为(x₁，y₁)，P2像点的坐标为(x₂，y₂)。设变化后的视主点为O′点，其坐标为(x′，y′)，相对于其原始坐标(x，y)的在水平和垂直两个方向的位移变化量分别为Δx和Δy。变化后的两束光线变为A′和B′，分别成像于第一面阵CCD上的P1′点和第二面阵CCD上的P2′点，坐标分别为(x₁′，y₁′)和(x₂′，y₂′)，(x₁′，y₁′)相对于原始坐标(x₁，y₁)在水平和垂直两个方向的位移变化量分别为Δx₁和Δy₁，(x₂′，y₂′)相对于原始坐标(x₂，y₂)在水平和垂直两个方向的位移变化量分别为Δx₂和Δy₂。由于两面阵CCD对称放置在成像线阵CCD的两侧，根据几何关系可得出相机视主点O′的变化量为：

$\mathrm{\Δx}=\frac{\mathrm{\Δ}{x}_1+\mathrm{\Δ}{x}_2}{2}$ (水平方向)， $\mathrm{\Δy}=\frac{\mathrm{\Δ}{y}_1+\mathrm{\Δ}{y}_2}{2}$ (垂直方向)本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (2)

1、航天三线阵CCD相机视主点在轨监测方法，其特征在于步骤如下：

(1)在相机镜头上刚性固定激光发射装置，在线阵CCD的两侧对称刚性固定第一面阵CCD和第二面阵CCD；

(2)调整相机镜头的位置，使得相机镜头的主光轴穿过线阵CCD的中心；

(3)调整激光发射装置的位置，使得激光发射装置输出的两路激光相对于主光轴对称入射至相机镜头上并通过相机镜头分别透射至第一面阵CCD和第二面阵CCD上；

(4)将视主点的变化转换为激光像点位置的变化，通过第一面阵CCD上激光束的成像点在水平和垂直两个方向的位移变化以及第二面阵CCD上激光束的成像点在水平和垂直两个方向的位移变化确定相机视主点的变化量，计算公式为：

$\mathrm{\Δx}=\frac{{\mathrm{\Δx}}_1+{\mathrm{\Δx}}_2}{2},$ $\mathrm{\Δy}=\frac{{\mathrm{\Δy}}_1+{\mathrm{\Δy}}_2}{2}$

其中，Δx和Δy分别为相机视主点在水平和垂直两个方向的位移变化量，Δx₁和Δy₁分别为第一面阵CCD上激光束的成像点在水平和垂直两个方向的位移变化量，Δx₂和Δy₂分别为第二面阵CCD上激光束的成像点在水平和垂直两个方向的位移变化量。

2、根据权利要求1所述的航天三线阵CCD相机视主点在轨监测方法，其特征在于：所述的激光发射装置包括半导体激光光源(1)、光纤耦合器(3)和两个激光准直器(4)，激光光源(1)发出的激光经光纤(2)送至光纤耦合器(3)，光纤耦合器(3)将传来的激光进行两路分光后分别送至两个激光准直器(4)得到准直激光后输出。

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