CN105651261B - 基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统 - Google Patents
基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统 Download PDFInfo
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Abstract
基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统，涉及一种双面阵立体测绘系统，解决现有测绘系统存在处理方法复杂、对卫星平台的姿态稳定性要求高以及时不能实时传输数据处理不方便等问题，包括星务系统、测控系统、姿轨控系统、供电系统、热控系统、第一星敏感器、第二星敏感器、数传系统、三轴陀螺、前视面阵相机、后视面阵相机和前后视光学系统在轨夹角检测系统。前视面阵相机和后视面阵相机共用成像和调焦控制器；前后视光学系统在轨夹角检测系统用于在轨实时检测前、后视光学系统在轨夹角的夹角变化。本发明结合星载一体化和低轨道运行技术，开展基于小卫星的大比例尺双面阵立体测绘研究，降低卫星姿轨测量精度要求且可实现无控制点测绘。
Description
技术领域
本发明涉及一种双面阵立体测绘系统，具体涉及一种基于小卫星平台的可实现大比例尺立体测绘的双面阵立体测绘系统。
背景技术
传输型大比例尺立体测绘卫星主要任务是获取地球表面的三维影像信息，实施目标的精确定位，测制数字地形图、数字高程模型和数字影像图。采用单线阵技术体制，需通过侧摆构建同轨或异轨立体影像，对卫星平台机动性要求极高，且对平台的姿态稳定性要求高。采用双线阵摄影模式，可实现连续立体覆盖，成像效率高，但需高精度的定轨定姿数据、大量地面控制点或激光测距机配合使用，且处理方法复杂。采用三线阵摄影模式，也需要地面控制点、激光测距机、高精度定轨定姿数据或者加小面阵配合使用，同时需研制三台长焦距大幅宽测绘相机，载荷体积和重量对卫星平台和运载火箭都提出了严苛的要求。传统画幅式相机具有对卫星姿态稳定度要求相对不高的优点，但是不能实时传输，且有摄影胶片资源有限，数据处理不方便等缺点。
发明内容
本发明为解决现有测绘系统存在处理方法复杂、对卫星平台的姿态稳定性要求高以及时不能实时传输数据处理不方便等问题，提供一种基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统。
基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统，包含星务系统、测控系统、姿轨控系统、供电系统、热控系统、第一星敏感器、第二星敏感器、数传系统、三轴陀螺、前视面阵相机、后视面阵相机和前后视光学系统在轨夹角检测系统，前视面阵相机和后视面阵相机共用成像和调焦控制器；前后视光学系统在轨夹角检测系统用于在轨实时检测前、后视光学系统在轨夹角的夹角变化；
前视面阵相机包含前视光学系统、前视调焦电机、前视编码器、前视调焦机构和前视面阵图像传感器；后视面阵相机包含前视光学系统、后视调焦电机、后视编码器、后视调焦机构和后视面阵图像传感器；
所述成像和调焦控制器接收星务系统的指令，产生前视面阵图像传感器和后视面阵图像传感器所需的时序信号，对前视调焦电机和后视调焦电机进行控制，并通过前视编码器和后视编码器获得前视面阵图像传感器和后视面阵图像传感器的焦面位置，实现对前视光学系统和后视光学系统的调焦；
热控系统进行整星系统温度控制；供电系统为整星进行供电；测控系统接收和控制地面接收站的收发通信；所述姿轨控系统根据第一星敏感器、第二星敏感器以及三轴陀螺提供的信息进行整星的姿态控制；
前视光学系统和后视光学系统将地面景物成像在前视面阵图像传感器和后视面阵图像传感器上，并进行光电转换，经前视面阵图像传感器和后视面阵图像传感器输出的双面阵图像数据由成像和调焦控制器进行数据调理后送入数传系统，最终传输回地面接收站；采用框幅相片理论对获取的双面阵图像数据进行平差，获得立体测绘图像；
所述前视光学系统和后视光学系统的结构相同，两光学系统光轴平行且与地面垂直，即两光学系统的焦面平行，构建平坦像面，所述前视光学系统和后视光学系统中视轴和光轴夹角β为前视光学系统和后视光学系统交会角a的一半，用公式表示为：要求2tgβ＞0.4，所述视轴交会角为前视光学系统和后视光学系统视轴的夹角。
本发明的有益效果：
1、基于小卫星平台的大比例尺的双面阵立体测绘技术研究，有望降低对国外大比例尺立体测绘产品的依赖，不仅可自足，还可以对外出口；
2、可实现大比例尺无地面控制点立体测绘，降低或减少地面控制点的布设，可实现全球测绘和深空测绘；在小卫星平台上实现大比例尺立体测绘，避免使用大卫星平台，可大大降低发射成本，降低发射失败风险；可应用于一箭多星，实现双面阵立体测绘星座。
3、可降低数据更新成本，且缩短图像数据的更新周期。对于数据更新来说，目前航空的手段不管是自身航测还是购买国外数据，成本都非常高，并且是局部范围的。
附图说明
图1为本发明所述的基于小卫星平台的航天测绘系统组成结构图；
图2为本发明所述的基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统对地拍摄原理示意图；
图3为现有同轴双面阵立体测绘系统的原理示意图；
图4为本发明所述的基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统的光学系统示意图；
图5为本发明所述的基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统中前后视光学系统在轨夹角检测系统结构图；
图6为本发明所述的基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统中单组夹角检测系统中穿轨视场角示意图；
图7为本发明所述的基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统中单组夹角检测系统中沿轨视场角转角示意图；
图8为双面阵测绘卫星的效果图。
具体实施方式
具体实施方式一、结合图1至图8说明本实施方式，基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统，包括星务系统、测控系统、姿轨控系统、供电系统、热控系统、第一星敏感器、第二星敏感器、数传系统、三轴陀螺、前视面阵相机、后视面阵相机和前后视光学系统在轨夹角检测系统。前视面阵相机和后视面阵相机共用成像和调焦控制器；前后视光学系统在轨夹角检测系统用于在轨实时检测前、后视光学系统在轨夹角的夹角变化。
前视面阵相机包含前视光学系统、前视调焦电机、前视编码器、前视调焦机构和前视面阵图像传感器；后视面阵相机包含前视光学系统、后视调焦电机、后视编码器、后视调焦机构和后视面阵图像传感器；
星务系统作为整星的控制核心，与各部分相连；成像和调焦控制器主要进行时序产生、数据调理和通讯，接收星务系统的指令，产生前视面阵图像传感器和后视面阵图像传感器所需的时序信号，对前视调焦电机和后视调焦电机进行控制，通过前视编码器和后视编码器获取前视面阵图像传感器和后视面阵图像传感器的焦面位置，实现对前视光学系统和后视光学系统的调焦；
热控系统进行整星系统温度控制；供电系统为整星进行供电；测控系统接收和控制地面接收站的收发通信；
星敏感器用于获取整星的姿态信息；三轴陀螺测量卫星的角速度，三轴陀螺安装在卫星的质心位置，且与星敏感器和相机的光机结构固联；二者可联合进行定姿以提高测姿精度。为降低体积和重量，前视编码器和后视编码器采用多圈编码器方式，一方面可缩小体积和重量，另一方面在相同的精度情况下可以提高角度分辨率。
姿轨控系统根据第一星敏感器、第二星敏感器以及三轴陀螺提供的信息进行整星的姿态控制；
前视光学系统和后视光学系统将地面景物成像在前视面阵图像传感器和后视面阵图像传感器上，并进行光电转换，经前视面阵图像传感器和后视面阵图像传感器输出的图像数据由成像和调焦控制器进行数据调理后送入数传系统，最终传输回地面接收站；
本实施方式中，所述和第一星敏感器和和二星敏感器分别与前视面阵相机和后视面阵相机高精度固联，并与相机精密标定，这样可以直接从星敏感器测量坐标系求得相机测量坐标系在惯性系中的姿态而不需要通过卫星本体转换，从而可以减小相机测量坐标系在惯性系中的姿态误差，提高测绘精度。
本实施方式采用大离轴角离轴光学系统设计构建平坦像面的双面阵立体测绘系统。图2为双面阵相机对地摄影示意图，图中P2和P3代表一个摄像时刻前视面阵相机和后视面阵相机拍摄到的位置；P1和P2代表另一个摄像时刻前视面阵相机和后视面阵相机拍摄到的位置。双面阵测绘相机通过对地进行连续推扫成像，形成两组连续的面阵图像条带，且通过对双面阵测绘相机的成像控制，保证前视面阵相机和后视面阵相机对同一区域的图像高于60％的重叠率。
结合图3和图4说明本实施方式，图3为传统的同轴光学系统，则光轴和视轴重合，大面阵图像传感器的焦面垂直于光轴，则前视面阵图像传器和后视的面阵图像传感器不平行，不够构建平坦像面，且获取的面阵图像在不同区域的分辨率不同，不能按照等效框幅相片理论进行外方位元素的整体平差，失去了面阵图像几何保真度高的优势。
若采用传统的离轴光学系统可获得固定的离轴角，但传统的离轴三反光学系统离轴角都较小，不能满足立体测绘的视轴交会角要求。
本实施方式所述的前视面阵相机和后视面阵相机采用相同光学系统，两光学系统光轴平行、垂直对地，视轴交会角即为两离轴角之和，也就是前视面阵相机和后视面阵相机的视轴和光轴夹角(离轴角)β为视轴交会角a的一半，也就是：
同时为保证测绘应用中最够的基高比，则要求2tgβ＞0.4。
本实施方式中所述的前后视光学系统在轨夹角检测系统由前视目标发生器、前视探测器、后视目标发生器、后视探测器、四个转角棱镜和四个小反射镜组成；
所述前视目标发生器和前视探测器设置在前视面阵相机的两侧，后视目标发生器和后视探测器设置在后视面阵相机的两侧；前视面阵相机像面边缘的前视目标发生器发出光束，后视面阵相机像面边缘的后视探测器进行接收，后视面阵相机像面边缘的后视目标发生器发出光束，前视面阵相机像面边缘的前视探测器进行接收，结合图5，两台相机的检测光路互为参考，具体为：前视面阵相机像面边缘的前视目标发生器从像面边缘发出的光线经第一小反射镜进入前视光学系统，经前视光学系统后经过两个转角棱镜反射后进入后视光学系统，经后视光学系统、第二小反射镜后在后视面阵相机像面边缘的后视探测器成像，
后视面阵相机像面边缘的后视目标发生器发出光线经第三小反射镜进入后视光学系统，经后视光学系统后经过两个转角棱镜反射后进入前视光学系统，经前视光学系统、第四小反射镜后在前视面阵相机像面边缘的前视探测器进行接收。
所述的后视面阵相机的后视目标发生器的发光点与前视面阵相机像面边缘的成像点为共轭关系。对成像点进行适当的离焦，既不会与相机面阵产生干涉又避免了成像点能量集中度过高引起面阵图像传感器饱和。通过观察面阵图像传感器离焦像质心的相对位移，就可以监视两相机的相对位置变化。
本实施方式中所述的前视光学系统和后视光学系统在二维方向的视场角ω＝2θ×2γ。结合图6，由于使用视场边缘作为检测监视区，i＝1,3,让第一转角棱镜和第二转角棱镜相对前视光学系统和后视光学系统镜像，第三转角棱镜和第四转角棱镜相对前视光学系统和后视光学系统镜像，经所述前视光学系统和后视光学系统准直的平行光束具有γ的沿轨视场角，θ为穿轨视场角，如果采用传统的棱镜进行转角，光线偏折角为90°，经过转角后光线不能沿同一视场进入另一台相机，不能实现夹角检测。因此在传统棱镜的基础上进行重新构造，调整棱镜的各角角度，结合图7，重新构造的棱镜转角p为(90-γ)°，通过两个镜像放置的棱镜就可以实现夹角检测光路，同时仍满足棱镜旋转后光线偏折角一直保持不变的光学特性。
本实施方式所述的双面阵立体测绘系统为保证足够的幅宽，要求前视面阵图像传感器分辨率和后视面阵图像传感器为m×n(m≥n﹥0，m为垂直推扫方向的像素数)，具有高灵敏度、高动态，有全局快门模式。对于TDI工作方式，要求在最小行周期时间thmin内可实现一次曝光操作，要么将曝光产生的电荷转移出，要么能在传感器内部实现快速存储；可实现的连续曝光次数不低于16次；在分辨率为m×n的情况下，图像传输器可实现的帧频不低于根据图像传感器分辨率、地面像元分辨率和轨道高度决定的最低帧频ffmin，也就是在最大帧周期tfmax的时间内需要将多次连续TDI曝光的电荷都传输到片外。
前视面阵图像传感器分辨率和后视面阵图像传感器的最小行周期时间为：
前视面阵图像传感器分辨率和后视面阵图像传感器的最大帧周期为：
前视面阵图像传感器与后视面阵图像传感器的最低帧频ffmin为：
式中η为前视面阵相机和后视面阵相机单台相机在连续推扫摄像过程中，相邻两幅图像的重叠率，且0＜η≤0.2，GSD为地面像元分辨率，G为万有引力常数，M为地球质量，R为平均地球半径，H为飞行器平均离地高度。
本实施方式通过星载一体化和低轨维持技术实现在小卫星平台上的大比例尺双面阵立体测绘。由于双面阵立体测绘相机采用大离轴角三反光学系统，长度偏长，而小卫星的空间有限，必须开展星载一体化设计。基于星载一体化设计思想，结合图8，将载荷结构和卫星结构有机结合到一起，也就是空间相机既是有效载荷，也是卫星主承力结构的一部分，各个单机围绕相机布局；将原相机的成像电子学和原卫星的电子舱进行融合，充分考虑卫星结构达到有效载荷一体化设计、整星被动热控一体化设计、整星线缆布局一体化设计要求，提高整星的功能密度，优化星上单机布局，有效降低整星质量，压缩体积。
为进一步降低测绘卫星的体积和重量，卫星拟运行在低于350km的轨道。由于轨道高度低，低轨道卫星的飞行环境和传统卫星有很大不同，稀薄大气和地球非球形摄动对轨道的影响显著，且大气密度随昼夜、季节、太阳活动变化剧烈。若不进行轨道维持，卫星轨道会迅速衰减，因此研究超低轨道维持的控制技术对于实现长时间的超低轨道飞行意义重大。
本实施方式所述的立体测绘系统中基于能量守恒原理提出超低轨道维持的速度脉冲控制策略，将使得平均轨道偏心率矢量收敛至平衡位置，且用于轨道维持的能量消耗合理，以满足长时间的超低轨道飞行要求。依靠电推进实现轨道阻尼补偿，可保证航天器无阻尼飞行或运行轨道、位置、姿态稳定及其高精度调节等。电推进可通过推力的连续和精确可调，补偿卫星在某个方向或全部方向上的非惯性力(如大气阻尼)，实现卫星的无拖曳飞行控制。据估算，电推进时整星峰值功耗不足1700W，可采用7.5m2大帆板，150Ah蓄电池实现。
本实施方式中所述的成像与调焦控制器采用Xilinx公司的FPGA器件；前视光学系统和后视光学系统采用大离轴角离轴三反光学系统；前视面阵图像传感器和后视面阵图像传感器采用长光辰芯公司的全局快门的大面阵CMOS图像传感器；所述的星务系统、测控系统、姿轨控系统、供电系统、热控系统基于航天东方红卫星有限公司的星载一体化和低轨运行技术的卫星平台上的相关设备；所述的数传系统采用航天504所的数传设备；所述的三轴陀螺采用定制的陀螺产品；所述的第一星敏感器和第二星敏感器采用进口或国产的星敏感器产品。
Claims (4)
1.基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统，包含星务系统、测控系统、姿轨控系统、供电系统、热控系统、第一星敏感器、第二星敏感器、数传系统、三轴陀螺、前视面阵相机、后视面阵相机和前后视光学系统在轨夹角检测系统，前视面阵相机和后视面阵相机共用成像和调焦控制器；前后视光学系统在轨夹角检测系统用于在轨实时检测前、后视光学系统在轨夹角的夹角变化；
前视面阵相机包含前视光学系统、前视调焦电机、前视编码器、前视调焦机构和前视面阵图像传感器；后视面阵相机包含后视光学系统、后视调焦电机、后视编码器、后视调焦机构和后视面阵图像传感器；
所述成像和调焦控制器接收星务系统的指令，产生前视面阵图像传感器和后视面阵图像传感器所需的时序信号，对前视调焦电机和后视调焦电机进行控制，并通过前视编码器和后视编码器获得前视面阵图像传感器和后视面阵图像传感器的焦面位置，实现对前视光学系统和后视光学系统的调焦；
热控系统进行整星系统温度控制；供电系统为整星进行供电；
测控系统接收和控制地面接收站的收发通信；
所述姿轨控系统根据第一星敏感器、第二星敏感器以及三轴陀螺提供的信息进行整星的姿态控制；
前视光学系统和后视光学系统将地面景物成像在前视面阵图像传感器和后视面阵图像传感器上，并进行光电转换，经前视面阵图像传感器和后视面阵图像传感器输出的双面阵图像数据由成像和调焦控制器进行数据调理后送入数传系统，最终传输回地面接收站；采用框幅相片理论对获取的双面阵图像数据进行平差，获得立体测绘图像；
所述前视光学系统和后视光学系统的结构相同，两光学系统光轴平行且与地面垂直，即两光学系统的焦面平行，构建平坦像面，所述前视光学系统和后视光学系统中视轴和光轴夹角β为前视光学系统和后视光学系统交会角a的一半，
用公式表示为：要求2tgβ＞0.4，所述视轴交会角为前视光学系统和后视光学系统视轴的夹角；
所述的前后视光学系统在轨夹角检测系统由前视目标发生器、前视探测器、后视目标发生器、后视探测器、四个转角棱镜和四个小反射镜组成；
所述前视目标发生器和前视探测器设置在前视面阵相机的两侧，后视目标发生器和后视探测器设置在后视面阵相机的两侧；
前视目标发生器从前视面阵相机像面边缘发出的光线经第一小反射镜反射后进入前视光学系统，经前视光学系统后经过第一转角棱镜和第二转角棱镜反射后进入后视光学系统，再经第二小反射镜反射后在后视面阵相机像面边缘的后视探测器成像；
后视目标发生器从后视面阵相机像面边缘发出的光线经第三小反射镜反射后进入前视光学系统，经前视光学系统后经过第三转角棱镜和第四转角棱镜反射后进入前视光学系统，再经第四小反射镜反射后在前视面阵相机像面边缘的前视探测器成像；
所述第一转角棱镜、第二转角棱镜相对前视光学系统和后视光学系统镜像，第三转角棱镜、第四转角棱镜相对前视光学系统和后视光学系统镜像；
所述前视光学系统和后视光学系统在二维方向的视场角ω＝2θ×2γ，γ为沿轨视场角，θ为穿轨视场角，棱镜转角p为(90-γ)°。
2.根据权利要求1所述的基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统，其特征在于，所述前视目标发生器的发光点与后视探测器的成像点共轭；后视目标发生器的发光点与前视探测器的成像点共轭。
3.根据权利要求1所述的基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统，其特征在于，所述前视阵图像传感器和后视面阵图像传感器的分辨率为m×n，m≥n﹥0，m为垂直推扫方向的像素数，
采用TDI工作方式，要求在最小行周期时间thmin内实现一次曝光操作，且实现连续曝光的次数大于等于16次；
设定前视面阵图像传感器与后视面阵图像传感器的最小行周期时间thmin为：
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设定前视面阵图像传感器与后视面阵图像传感器的最大帧周期tfmax为：
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设定前视面阵图像传感器与后视面阵图像传感器的最低帧频ffmin为：
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上式中，η为前视面阵相机或后视面阵相机中单台相机在连续推扫摄像过程中，相邻两幅图像的重叠率，0＜η≤0.2，GSD为地面像元分辨率，G为万有引力常数，M为地球质量，R为平均地球半径，H为飞行器平均离地高度。
4.根据权利要求1所述的基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统，其特征在于，所述的前视光学系统和后视光学系统采用大离轴角离轴三反光学系统。
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