CN116684715B - 一种火箭图像采集系统及采集方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种火箭图像采集系统及采集方法，属于火箭图像采集领域，该系统包括设于火箭外壁的采集模块，采集模块包括用于获取飞行实况以及周围环境图像的摄像单元，测温单元与摄像单元电连接，用于获取摄像单元的第一温度，加热单元与摄像单元电连接，加热单元具有第一状态和第二状态，当处于第一状态时加热单元加热摄像单元，当处于第二状态时加热单元停止工作，控制单元与测温单元和加热单元电连接，用于控制加热单元在第一状态和第二状态之间切换，该系统在温度较低的环境中可自动升温，在温度适宜的环境中则停止升温，保证采集模块稳定处于一个适温环境，避免在天气寒冷等极端环境下采集模块的结构受损和功能失灵。

Description

一种火箭图像采集系统及采集方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种火箭图像采集系统及采集方法。

背景技术

火箭是目前广泛应用于实现航天飞行的运载工具，在火箭飞行时对于火箭本体的监测和对周围环境的图像采集能更好地帮助人们分析飞行情况，所以火箭本体上通常设有图像采集系统。

现有技术中，申请号为CN202111441570.0的专利为火箭上安装摄像头用于采集火箭飞行实况以及周围环境图像，但如酒泉、阿勒善等火箭的发射地的环境温度较低，摄像头在低温环境中极易造成结构受损和功能失灵的情况，中断图像采集进程，无法顺利观测火箭本体的飞行实况。

发明内容

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，本发明旨在提供一种火箭图像采集系统及采集方法。

第一方面本发明提供一种火箭图像采集系统，包括采集模块，所述采集模块设于火箭外壁，所述采集模块包括：

摄像单元，所述摄像单元用于获取飞行实况以及周围环境的分景图像数据；

测温单元，所述测温单元与所述摄像单元电连接，用于获取所述摄像单元的第一温度；

加热单元，所述加热单元与所述摄像单元电连接，所述加热单元具有第一状态和第二状态，当处于所述第一状态时，所述加热单元加热所述摄像单元，当处于所述第二状态时，所述加热单元停止工作；

控制单元，所述控制单元与所述测温单元和所述加热单元电连接，用于控制所述加热单元在所述第一状态和所述第二状态之间切换。

根据本发明提供的技术方案，所述火箭外壁呈周向阵列分布有4个所述采集模块，所述摄像单元包括镜头，所述镜头的视角范围大于90度。

根据本发明提供的技术方案，所述采集模块还包括防震层，所述防震层设于所述镜头外壁和所述采集模块内壁之间，所述防震层用于提升所述采集模块的抗过载性。

根据本发明提供的技术方案，所述控制单元包括：

第一恒流源激励模块；

温变恒流源激励模块，所述温变恒流源激励模块与所述测温单元电连接；

比较单元，所述比较单元的正输入端与所述温变恒流源激励模块电连接，负输入端与所述第一恒流源激励模块电连接；

MOS管，所述MOS管的栅极与所述比较单元的输出端电连接，源极与所述火箭本体电连接，漏极与所述加热单元电连接；

当所述第一温度小于第一预设阈值时，所述MOS管导通，所述加热单元处于所述第一状态，当所述第一温度大于等于所述第一预设阈值，所述MOS管关断，所述加热单元处于所述第二状态。

根据本发明提供的技术方案，所述火箭外壁设有防护罩，所述防护罩内形成第一腔体，所述第一腔体内设有所述采集模块。

根据本发明提供的技术方案，所述火箭图像采集系统还包括整合模块，所述整合模块设于所述火箭内，所述整合模块与所有所述摄像单元电连接，用于将各所述分景图像数据整合为全景图像数据。

根据本发明提供的技术方案，该系统还包括压缩模块，所述压缩模块设于所述火箭内，所述压缩模块与所述整合模块电连接，用于将所述全景图像数据压缩为压缩全景图像数据。

根据本发明提供的技术方案，所述摄像单元电连接有信号转换单元，所述信号转换单元电连接有所述整合模块。

根据本发明提供的技术方案，所述压缩模块还电连接有第一遥测单元，所述第一遥测单元向地面控制模块发送压缩全景图像数据，所述地面控制模块包括：

第二遥测单元，所述第二遥测单元用于接收所述压缩全景图像数据；

转码单元，所述转码单元与所述第二遥测单元电连接，所述转码单元用于将所述压缩全景图像数据转换为全景图像；

存储单元，所述存储单元与所述转码单元电连接，所述存储单元具有显示屏，所述显示屏用于显示所述全景图像。

第二方面本发明提供一种火箭图像采集方法，包括如下步骤：

S100.装配所述火箭图像采集系统；

S101.各所述镜头实时拍摄在视角110度范围内的分景图像，获得所述分景图像数据，传输各所述分景图像数据至所述整合模块；

S102.所述整合模块利用重叠图像拼接算法拼接将各所述分景图像数据重叠部分剔除，获得全景图像数据，传输所述全景图像数据至所述压缩模块；

S103.所述压缩模块压缩所述全景图像数据，获得所述压缩全景图像数据，传输所述压缩全景图像数据至所述第一遥测单元；

S104.所述第一遥测单元接收所述压缩全景图像数据，传输所述压缩全景图像数据至所述第二遥测单元；

S105.所述第二遥测单元接收所述压缩全景图像数据，传输所述压缩全景图像数据至所述转码单元；

S106.所述转码单元转码所述压缩全景图像数据后，得到全景图像，传输所述全景图像至所述存储单元，所述存储单元存储并发送所述全景图像至所述显示屏；

S107.所述显示屏上实时显示所述全景图像。

综上所述，本发明提出一种火箭图像采集系统及采集方法，该系统包括设于火箭外壁的采集模块，采集模块包括用于获取飞行实况以及周围环境的分景图像数据的摄像单元，测温单元与摄像单元电连接，用于获取摄像单元的第一温度，加热单元与摄像单元电连接，加热单元具有第一状态和第二状态，当处于第一状态时加热单元加热摄像单元，当处于第二状态时加热单元停止工作，控制单元与测温单元和加热单元电连接，用于控制加热单元在第一状态和第二状态之间切换，该系统通过改进设于火箭上的采集模块的整体结构，使其自身具备可调节温度的功能，在温度较低的环境中可自动升温，在温度适宜的环境中则停止升温，保证采集模块稳定处于一个适温环境，避免在天气寒冷等极端环境下采集模块的结构受损和功能失灵，保证了火箭飞行中图像采集的流畅性。

附图说明

图1为本发明提供的所述采集模块的结构示意图；

图2为本发明提供的所述火箭的结构示意图；

图3为本发明提供的所述火箭和所述采集模块的俯视示意图；

图4为本发明提供的所述火箭控制端和所述地面控制端的结构示意图；

图5为本发明提供的所述加热单元和所述控制单元的结构示意图；

图6为本发明提供的所述摄像单元拍摄图像的示意图；

图7为本发明提供的所述整合模块进行图像融合微处理的原理示意图；

图8为本发明提供的所述火箭图像采集方法的步骤流程图。

图中所述文字标注表示为：

1、火箭；2、第一腔体；3、第二腔体；4、采集模块；5、整合模块；6、压缩模块；7、第一遥测单元；8、第二遥测单元；9、转码单元；10、存储单元；11、显示屏；12、火箭控制端；13、地面控制端；14、第一电路板；15、镜头基座；16、镜头；17、正输入端；18、负输入端；19、第一恒流源激励模块；20、温变恒流源激励模块；21、MOS管；22、比较单元；23、加热单元；24、测温单元；25、控制单元；26、剔除区域；27、边缘畸变。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

实施例1

诚如背景技术中提到的，针对现有技术中的问题，本发明提出了一种火箭图像采集系统，包括：

采集模块4，所述采集模块4设于火箭1外壁，所述采集模块4包括：

摄像单元，所述摄像单元用于获取飞行实况以及周围环境的分景图像数据；

测温单元24，所述测温单元24与所述摄像单元电连接，用于获取所述摄像单元的第一温度；

加热单元23，所述加热单元23与所述摄像单元电连接，所述加热单元23具有第一状态和第二状态，当处于所述第一状态时，所述加热单元23加热所述摄像单元，当处于所述第二状态时，所述加热单元23停止工作；

控制单元25，所述控制单元25与所述测温单元24和所述加热单元23电连接，用于控制所述加热单元23在所述第一状态和所述第二状态之间切换。

进一步地，请参考图1和图2所示，所述火箭1外观为近似圆筒形，考虑到在飞行时气流冲击力很大，所述火箭1内具有第二腔体3，所述采集模块4设在所述火箭1外侧就需要尽量小的的体积，避免在外侧有较大的凸起，通过结构的形状设计和各单元直接的整合实现所述采集模块4的体积为20×20×10（长×宽×高，单位mm），所述测温单元24和所述加热单元23以及所述控制单元25共同组成硬件温度检测和自动低温加热功能的一体式采集模块4，是对所述采集模块4自身的结构改进，在有限的体积内实现了可调节温度的功能，在温度较低的环境中可自动升温，在温度适宜的环境中则停止升温，保证采集模块4一直处于一个适温环境，避免在极端环境下采集模块4的结构受损和功能失灵，保证了图像采集的流畅性。

在一优选实施例中，所述火箭1外壁呈周向阵列分布有4个所述采集模块4，所述摄像单元包括镜头16，所述镜头16的视觉范围角度大于90度。

在一优选实施例中，该系统还包括整合模块5，所述整合模块5设于所述火箭1内，所述整合模块5与所有所述摄像单元电连接，用于将各所述分景图像数据整合为全景图像数据。

其中，所述镜头16针对不同的火箭1具有不同的放置方向，可选所述镜头16中心轴线方向垂直于所述火箭1外壳，此时获取飞行周边环境的所述分景图像数据；或所述镜头16的中心轴向方向为所述镜头16朝着所述火箭1上方端部的方向，此时获取火箭1上端部飞行实况的所述分景图像数据；或所述镜头16的中心轴向方向为所述镜头16朝着所述火箭1下方端部的方向，此时获取火箭1下端部飞行实况的所述分景图像数据。如果使用90°视场角镜头16，在所述整合模块5整合每个镜头16获取的所述分景图像数据并拼接时，在拼接位置会出现图像不连续的情况，整合形成的所述全景图像数据从每个人的视觉角度会有不适的感觉，又要考虑扩大视场角情况下的图像畸变和畸变矫正，若采用增加采集模块4的方法将采集图像进行畸变矫正，会增大处理内容，降低运算速度，但如果减少采集模块4且增大镜头视场角的方法则又会降低所述全景图像数据真实性，使用常规的畸变矫正算法以获得准确的所述全景图像数据时，会增加图像采集器的处理和运算速度，从而影响图像的全景融合速度和图像融合质量。

综合以上本发明摄像单元的镜头16选用广角镜头进行图像采集，通过叠加的图像处理技术提高图像融合速度、降低图像显示延迟，提高高速火箭1在飞行中的实时图像采集的速度，为地面控制人员提供近乎同步的图像显示，为地面控制人员采取的火箭1控制策略提供参考和支撑。

请参考图6所示，所述摄像单元采用的广角镜头拍摄角度越大，在中心位置的图像最正常，可以将景物很好的呈现出来，越远离中心，图像的畸变越明显，一般图像表现为桶形畸变，存在边缘畸变27，根据桶形畸变的实际图像特点，常规的图像去畸变、拼接和融合都会导致图像处理器运行速度慢、处理时间长，无法满足超高声速火箭1的实时图像显示要求，为了最大程度减小图像处理器的运算负荷采用的交叉图像微处理的方法，提取畸变最小图像进行融合处理，在既满足图像真实度和图像采集器的处理运算速度的双重考量下，优选110度视场角的镜头进行图像采集，再进行图像融合微处理算法，原理如图7所示完整图像应为4个图像叠加，本图展示任意两个连续摄像头叠加，其余原理相同，平铺后将重叠畸变处剔除即可，剔除区域26为四个图像边缘畸变27重合处，从上图可以看出在任意两个连续镜头16图像叠加部分，即为剔除区域26，通过微处理算法仅需要将相邻两个镜头16采集图像重合部分进行边缘微处理，图像即可矫正，对于高超声速火箭1飞行中的全景图像采集来说，对于中间图像要求较高，对于全景上下边缘畸变严重部分图像无要求，仅需要采集图像无需处理，通过图像融合的微处理算法，相较于目前常规的图像拼接算法，既可以保证全景图像的采集整合，缩短了图像处理时间，同时根据高速火箭1的实际需求实现了地面显示与火箭1飞行中图像采集的同步性。

在一优选实施例中，所述采集模块（4）还包括防震层，所述防震层设于所述镜头16外壁和所述采集模块4内壁之间，所述防震层用于提升所述采集模块4的抗过载性。

进一步地，请参考图1所示，所述第一腔体2内具有第一电路板14，即为所述采集模块4内的共用电路板，在制造过程中，优选地，所述测温单元24、所述加热单元23和所述控制单元25先安装在所述第一电路板14底部，安装后对其之间凡超过所述第一电路板143mm高度以上，先进行第一次注胶，使得各个元件固化，防止在高冲击力作用下元件受损，所述镜头16包括镜头基座15，所述镜头基座15设于所述第一电路板14远离所述加热单元23侧，所述镜头基座15内具有第一空间，所述第一空间内具有采集芯片，所述镜头16拍摄后的照片传输到所述采集芯片上，优选地，所述采集芯片为瑞萨的RK3588芯片，然后所述第一电路板14与所述镜头基座15之间进行第二次注胶，用于减震及密封所述第一空间，最后再在所述镜头16外壁与壳体内壁之间进行第三次注胶，所述第三次注胶后胶层形成所述防震层，所述防震层用于减震和散热，可尽量使所述采集模块4在火箭1高速飞行时具有高的抗过载能力，一般可抵抗50G以上的高过载冲击、6000HZ的高频振动冲击等恶劣的飞行环境。

在一优选实施例中，所述控制单元25包括：

第一恒流源激励模块19；

温变恒流源激励模块20，所述温变恒流源激励模块20与所述测温单元24电连接；

比较单元22，所述比较单元22的正输入端17与所述温变恒流源激励模块20电连接，负输入端18与所述第一恒流源激励模块19电连接；

MOS管21，所述MOS管21的栅极与所述比较单元22的输出端电连接，源极与所述火箭1本体电连接，漏极与所述加热单元23电连接；

当所述第一温度小于第一预设阈值时，所述MOS管21导通，所述加热单元23处于所述第一状态，当所述第一温度大于等于所述第一预设阈值，所述MOS管21关断，所述加热单元23处于所述第二状态。

源极与所述火箭1本体电连接表示所述源极接地，所述第一预设阈值为所述摄像单元能承受的最低温度值，请参考图5所示，所述比较单元22为滞环比较器，用所述滞环比较器控制MOS管21，所述负输入端18接入一个恒定不变的3的所述第一恒流源激励模块19，当输入正电压大于输入负电压时，所述滞环比较器输出高电平，此时所述MOS管21控制不导通所述加热单元23，所述加热单元23不加热，当输入正电压小于输入负电压时，所述滞环比较器输出负电平，此时所述MOS管21控制导通所述加热单元23，进行加热，预设定的温度T通过调节电阻R（所述加热单元23的电阻）来实现，二者换算关系满足如下公式（1）：

公式（1）

其中，R表示所述加热单元23的电阻，单位是千欧，T表示预设定温度，单位为摄氏度，按照所述采集模块4的常规规定，将T设置为4摄氏度，此时R为180千欧时镜头16的低温性能达到最大发挥，即当所述测温单元24检测到温度为4摄氏度时，所述加热单元23加热，当温度加热到8摄氏度及以上时，所述加热单元23停止加热，上述各元件都集约整合在所述采集模块4内的第一电路板14上，在保证体积小的情况下实现测温和控温的功能，可实现抵抗长时间零下40度的低温。

在一优选实施例中，所述火箭1外壁设有防护罩，所述防护罩内形成第一腔体2，所述第一腔体2内设有所述采集模块4。

请参考图2和图3所示，所述第一腔体2与所述第二腔体3连通，用于使除了所述采集模块4的其他模块使用一根导线由所述第一腔体2连出，安装于所述第二腔体3内，避免所述第一腔体2内的元件过多，增加体积，在所述防护罩外侧且在所述采集模块4的前端具有垂直立面，所述垂直立面使用蓝宝石玻璃隔热，也防止气流进入所述第一腔体2内，蓝宝石玻璃透光性极强，也更有利于所述镜头16拍摄。

在一优选实施例中，该系统还包括压缩模块6，所述压缩模块6设于所述火箭1内，所述压缩模块6与所述整合模块5电连接，用于将所述全景图像数据压缩为压缩全景图像数据。

进一步地，由于带宽有限，需要将所述全景图像数据进行压缩，满足传输的带宽范围，所述压缩模块6采用HEVC视频压缩技术及码率控制技术完成数据压缩处理。

在一优选实施例中，所述摄像单元电连接有信号转换单元，所述信号转换单元电连接有所述整合模块5。

进一步地，现有技术中的采集模块4和整合模块5通过各自的连接器直接进行连接形成一个体积较大的整体结构，本发明中由于尽量使所述采集模块4的体积小，所以从所述第一电路板14连有一根导线，将所述采集模块4的连接器连出至火箭1的所述第二腔体3内，有效减少所述采集模块4占用的体积，从而减少了火箭1外壁的凸起区域。

在一优选实施例中，所述压缩模块6还电连接有第一遥测单元7，所述第一遥测单元7向地面控制模块发送所述压缩全景图像数据，所述地面控制模块包括：

第二遥测单元8，所述第二遥测单元8用于接收所述压缩全景图像数据；

转码单元9，所述转码单元9与所述第二遥测单元8电连接，所述转码单元9用于将所述压缩全景图像数据转换为全景图像；

存储单元10，所述存储单元10与所述转码单元9电连接，所述存储单元10具有显示屏11，所述显示屏11用于显示所述全景图像。

请参考图4所示，现有技术中所述火箭1采集的图像具有延时观看性，本发明可实时将所述火箭1端获取的所述压缩全景图像数据传输至地面控制端13，其中整个火箭1端的采集处理所需的元件集合成为火箭控制端12，将所述压缩全景图像数据以数据包的形式，通过RS422通讯协议发送至所述第一遥测单元7，再传输至地面控制端13，通过所述第一遥测单元7向地面的所述第二遥测单元8传输信号，所述第二遥测单元8接收到信号，地面转码单元9解码后再传给地面存储单元10将数据采集、存储，也可在所述显示屏11观看实时呈现的所述全景图像，实现了火箭在飞行过程中图像采集、整合、压缩、显示、存储全过程的流畅进行，也可避免无法回收火箭1造成的采集图像丢失等情况。

考虑到图像数据在飞行过程中全部下传，且清晰度尽量高，传输数据量大等问题，采用1843200bps波特率的RS422通讯将所述压缩全景图像数据发送至所述第一遥测单元7，通讯指令帧由固定帧、数据内容、16位校验位组成。固定帧包括帧头、发送的数据长度、帧序列号、设备类型ID、消息ID、数据内容、数据校验。帧头固定为55 AA，数据长度为252（不包括帧头、帧尾及校验位），帧序列号为发送帧数的自动累加（计数范围是0~255，当累加到256时计数从0开始），所述镜头16的设备类型ID为0xE4，消息ID是用来技术通讯的消息编号，数据内容则根据不同的设备需求进行定义，数据校验使用的是16位CRC校验。

上述各元件考虑到所述火箭1飞行时的力学冲击和不可预测的震动情况，都选用抗过载性能较好的元件，集约整合有效利用了所述火箭1的有限空间，实现小型化、抗冲击性、抗高频震动性等机械性能。

实施例2

在实施例1的基础上，火箭图像采集方法包括如下步骤：

S100.装配所述火箭图像采集系统；

S101.各所述镜头16实时拍摄在视角110度范围内的分景图像，获得所述分景图像数据，传输各所述分景图像数据至所述整合模块5；

S102.所述整合模块5利用重叠图像拼接算法拼接将各所述分景图像数据重叠部分剔除，获得全景图像数据，传输所述全景图像数据至所述压缩模块6；

S103.所述压缩模块6压缩所述全景图像数据，获得所述压缩全景图像数据，传输所述压缩全景图像数据至所述第一遥测单元7；

S104.所述第一遥测单元7接收所述压缩全景图像数据，传输所述压缩全景图像数据至所述第二遥测单元8；

S105.所述第二遥测单元8接收所述压缩全景图像数据，传输所述压缩全景图像数据至所述转码单元9；

S106.所述转码单元9转码所述压缩全景图像数据后，得到全景图像，传输所述全景图像至所述存储单元10，所述存储单元10存储并发送所述全景图像至所述显示屏11；

S107.所述显示屏11上实时显示所述全景图像。

请参考图8所示，将上述各元件装配在所述火箭1上，启动各所述元件后开始工作，所述镜头16采集110度视场角的图像后，进行重叠部分剔除和拼接整合，获得畸变较小的全景图像数据，压缩成符合传输带宽的压缩全景图像数据后通过通讯协议传到所述火箭1内部的所述第一遥测单元7，所述第一遥测单元7通过遥测天线发送信号，地面控制端13的遥测接收天线接收到信号后，通过转码、采集、存储、显示等步骤呈现全景图像，供地面的工作人员实时观看。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的具体结构，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进、润饰或变化，也可以将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将发明的构思和技术方案直接应用于其他场合的，均应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种火箭图像采集系统，其特征在于，包括：

采集模块（4），所述采集模块（4）设于火箭（1）外壁，所述采集模块（4）包括：

摄像单元，所述摄像单元用于获取飞行实况以及周围环境图像；

测温单元（24），所述测温单元（24）与所述摄像单元电连接，用于获取所述摄像单元的第一温度；

加热单元（23），所述加热单元（23）与所述摄像单元电连接，所述加热单元（23）具有第一状态和第二状态，当处于所述第一状态时，所述加热单元（23）加热所述摄像单元，当处于所述第二状态时，所述加热单元（23）停止工作；

控制单元（25），所述控制单元（25）与所述测温单元（24）和所述加热单元（23）电连接，用于控制所述加热单元（23）在所述第一状态和所述第二状态之间切换；

所述火箭（1）外壁呈周向阵列分布有4个所述采集模块（4），所述摄像单元包括视场角110度的镜头（16）；

该系统还包括：

整合模块（5），所述整合模块（5）设于所述火箭（1）内，所述整合模块（5）与所有所述摄像单元电连接，用于将各所述摄像单元采集的分景图像数据中相邻的图像重合部分进行边缘微处理，图像校正后整合为全景图像数据；

压缩模块（6），所述压缩模块（6）设于所述火箭（1）内，所述压缩模块（6）与所述整合模块（5）电连接，用于压缩所述全景图像数据；所述压缩模块（6）还电连接有第一遥测单元（7），所述第一遥测单元（7）向地面控制模块发送压缩全景图像数据；

在制造过程中，所述测温单元（24）、所述加热单元（23）和所述控制单元（25）先安装在第一电路板（14）底部，安装后对其之间凡超过所述第一电路板143mm高度以上，先进行第一次注胶，使得各个元件固化，防止在高冲击力作用下元件受损，所述镜头（16）包括镜头基座（15），所述镜头基座（15）设于所述第一电路板（14）远离所述加热单元（23）侧，所述镜头基座（15）内具有第一空间，所述第一空间内具有采集芯片，镜头（16）拍摄后的照片传输到所述采集芯片上，所述第一电路板（14）与所述镜头基座（15）之间进行第二次注胶，用于减震及密封所述第一空间，再在所述镜头（16）外壁与壳体内壁之间进行第三次注胶，所述第三次注胶后胶层形成防震层，所述防震层用于减震和散热。

2.根据权利要求1所述的火箭图像采集系统，其特征在于，所述采集模块（4）具有壳体，所述壳体内具有第一腔体，所述第一腔体内设有所述镜头（16），所述镜头（16）外壁和所述壳体内壁之间具有防震层，所述防震层用于提升所述采集模块（4）的抗过载性。

3.根据权利要求2所述的火箭图像采集系统，其特征在于，所述控制单元（25）包括：

第一恒流源激励模块（19）；

温变恒流源激励模块（20），所述温变恒流源激励模块（20）与所述测温单元（24）电连接；

比较单元（22），所述比较单元（22）的正输入端与所述温变恒流源激励模块（20）电连接，负输入端与所述第一恒流源激励模块（19）电连接；

MOS管（21），所述MOS管（21）的栅极与所述比较单元（22）的输出端电连接，源极与所述火箭（1）本体电连接，漏极与所述加热单元（23）电连接；

当所述第一温度小于第一预设阈值时，所述MOS管（21）导通，所述加热单元（23）处于所述第一状态，当所述第一温度大于等于所述第一预设阈值，所述MOS管（21）关断，所述加热单元（23）处于所述第二状态。

4.根据权利要求1所述的火箭图像采集系统，其特征在于，各所述采集模块（4）外罩设有防护罩。

5.根据权利要求1所述的火箭图像采集系统，其特征在于，所述摄像单元电连接有信号转换单元，所述信号转换单元电连接有所述整合模块（5）。

6.根据权利要求1所述的火箭图像采集系统，其特征在于，所述地面控制模块包括：

第二遥测单元（8），所述第二遥测单元（8）用于接收所述全景图像数据；

转码单元（9），所述转码单元（9）与所述第二遥测单元（8）电连接，所述转码单元（9）用于将所述全景图像数据转换为全景图像；

存储单元（10），所述存储单元（10）与所述转码单元（9）电连接，所述存储单元（10）具有显示屏（11），所述显示屏（11）可观看所述全景图像。

7.一种权利要求6中所述的火箭图像采集系统的采集方法，其特征在于，包括如下步骤：

S100.装配所述火箭图像采集系统；

S101.各所述镜头（16）实时拍摄在视角110度范围内的分景图像，获得所述分景图像数据，传输各所述分景图像数据至所述整合模块（5）；

S102.所述整合模块（5）利用重叠图像拼接算法拼接将各所述分景图像数据重叠部分剔除，获得全景图像数据，传输所述全景图像数据至所述压缩模块（6）；

S103.所述压缩模块（6）压缩所述全景图像数据，获得所述压缩全景图像数据，传输所述压缩全景图像数据至所述第一遥测单元（7）；

S104.所述第一遥测单元（7）接收所述压缩全景图像数据，传输所述压缩全景图像数据至所述第二遥测单元（8）；

S105.所述第二遥测单元（8）接收所述压缩全景图像数据，传输所述压缩全景图像数据至所述转码单元（9）；

S106.所述转码单元（9）转码所述压缩全景图像数据后，得到全景图像，传输所述全景图像至所述存储单元（10），所述存储单元（10）存储并发送所述全景图像至所述显示屏（11）；

S107.所述显示屏（11）上实时显示所述全景图像。