姿态对地指向不断变化成像时的像移速度计算

基于线阵时间延迟积分(TDI)CCD推扫成像原理,分析了敏捷卫星在三轴姿态机动过程中动态成像的像移问题。由于姿态对地指向不断改变会导致像面空间方位不断改变,从而造成像移速度的改变,本文通过坐标变换法推导出了动态成像方式下的像移速度数学解析表达式,仿真得到了不同姿态机动角速度情况下的TDICCD积分时间数量级。数值仿真分析表明:当前50μs级的航天相机在700km的轨道高度可以实现以0.5(°)/s角速度上限进行动态推扫成像;当姿态机动角速度大于0.5(°)/s时,曝光时间越来越短,需要设计更高水平的相机。以上结论表明,对于不同角速度的动态成像任务,需要量化TDICCD积分时间数量级,实现在三轴姿态机动过程中开启光学有效载荷来完成推扫成像的动态成像。     

火星环绕器姿轨控制误差对高分相机像质的影响

火星环绕器绕火飞行,轨道是大椭圆轨道。高分相机是火星环绕器的有效载荷之一,在其轨道上对火拍摄,其成像质量除与自身参数相关外,还与姿轨控制误差有很大关系。为了实现对火星的高分辨率拍摄,本文对姿轨控制误差与相机成像质量的关系进行了研究。首先,分析了火星环绕器姿轨控制对高分相机像移的影响模型;然后,利用平行光管、动态目标模拟器搭建试验验证平台,通过地面测试设备仿真环绕器平台参数。设置动态目标模拟器产生速度随姿轨参数变化的动态目标,为相机提供拍摄目标。相机实时进行像移计算,并拍摄成像。试验结果表明,当测轨精度不大于1 km时,测速精度不大于1 m/s时,能保证相机动态MTF值下降不超过10%。采用高精度的姿轨控制可保证高分相机在轨成像质量的要求。     

长焦距离轴三反测绘相机的外场立体成像

在地面模拟了长焦距、宽视场离轴三反光学系统的在轨立体成像,通过对图像的数据处理和分析,验证了离轴三反测绘相机在轨立体成像的可行性。提出了长焦距离轴三反测绘相机外场立体成像的单点成像方法。在该方法中,单台离轴三反相机通过旋转转台对靶标成像,根据规划的相机交会角旋转靶标,并精确测量出靶标的旋转角度,通过靶标的旋转来模拟两线阵相机的相机夹角。在外场立体成像中,根据轨道高度、外场立体成像的物距及理论设计需达到的高程精度和平面精度设计地面靶标。最后,对成像方式进行处理,验证了离轴三反测绘相机立体成像的可行性;对提出的外方位元素、两相机最佳夹角的测量方法进行了精度分析。该单点成像方法具有实用价值,可用于长焦距离轴三反测绘相机在轨立体成像的可行性验证。     

天问一号高分辨率相机成像参数设置及定标测试

为了使天问一号有效载荷高分辨率相机在轨工作期间获取到高质量图像,对高分辨率相机成像参数的设置进行说明.结合实验室定标测试结果,给出了相机在轨工作默认参数以及不同地面反射率和不同太阳高度角下的成像参数.首先,根据大气辐射传输模型计算出各谱段在相机入瞳处的辐亮度.接着,利用光电转换模型计算出CCD探测器信号输出电荷值.然后...     

飞行器姿态对CMOS航空相机成像的影响

为了消除CMOS航空相机高速成像时存在的卷帘快门(RS)效应对成像质量的影响,建立了在任意姿态角下计算CMOS相机RS效应的数学模型。通过分析CMOS成像原理,利用坐标变换法求得像面上任意像素点的速度。在分析卷帘快门原理的基础上推导出了RS效应的解析式。利用蒙特卡洛统计方法分析模型精度,对模型关键参数进行了仿真实验,并讨论了帧间延迟和姿态角对RS效应的影响。实验结果显示:在高度测量误差小于0.09km,速度测量误差小于0.3km/h,姿态角测量误差小于0.02°时,该模型的精度在1/3个像元以内。得到的结果证明了本文模型的有效性。该模型可作为定量分析大面阵CMOS相机RS效应的理论依据,对CMOS传感器在航空相机领域的应用有指导作用。     

大角度倾斜成像航空相机对地目标定位

针对大角度倾斜成像航空相机拍摄距离远,激光测距设备作用距离有限的问题,提出了一种不依赖距离测量设备的直接对地目标定位算法。依据载机POS测量的载机位置、姿态信息以及航空相机中位置编码器测量的框架角位置信息,利用齐次坐标变换的方法求解目标在大地坐标系下的指向,再利用地球椭球模型和数字高程模型确定目标点的经纬度信息。采用蒙特卡洛法仿真分析载机位置姿态测量误差及相机框架角位置误差对视轴指向精度的影响,相比于仅采用地球椭球模型的目标定位算法,该算法有效降低了地形起伏对目标定位影响,在目标区域地形起伏标准差大于10m时,大角度倾斜成像的定位精度明显提高。采用飞行试验数据验证了该目标定位算法的有效性,在飞行高度18 000m拍摄框架横滚角小于63°时,目标定位圆概率误差小于70m,可满足工程实际需要。     

嫦娥五号月面表取采样点选择

嫦娥五号探测器成功实现了我国首次地外天体采样返回,利用表取采样方式顺利完成了月面多点样品采集工作.根据嫦娥五号探测器特点,阐述了表取采样工作过程,分析了斜侧安装的监视相机可视覆盖区域,并形成了适应于光照不均匀、纹理高度相似场景的月面三维数字重构流程.然后,结合表取采样机械臂与器表设备构型布局情况,构建了表取采样可达约束条件,进行了可视可达区分析.并针对任务采用的一类大尺度采样器,提出了数字仿真分析与物理实物验证相结合的采样点确定方法.嫦娥五号月面工作期间,利用该方法通过分析、仿真与物理验证,实现了平均精度优于1 cm的物理地形重建,确定了周向安全间距不小于15 cm、纵向安全间距不小于2 cm的采样点族,结果表明该方法确定的采样点正确、安全,有效支持了嫦娥五号表取采样活动.     

敏捷小卫星对地凝视姿态跟踪控制

研究了基于双框架控制力矩陀螺(DGCMG)的敏捷小卫星对地凝视成像过程中的姿态跟踪控制.首先,根据敏捷小卫星的特点和凝视成像任务需求设计执行机构配置方案.然后,根据轨道信息计算地面凝视目标的相对姿态和角速度;为避免控制力矩陀螺(CMG)奇异性的影响,同时设计了适当的控制律和操纵律.最后,通过在“试验三号卫星”的姿态轨道控制系统仿真平台上增加凝视成像任务需求并调整执行机构配置,建立敏捷小卫星姿态控制系统,对文中设计的方案和控制方法进行了数学仿真验证.仿真结果表明,该算法简单有效,能够实现敏捷小卫星对地凝视姿态跟踪,同时给出了DGCMG能够输出的最小框架角速率指标决定了姿态跟踪精度的结论.     

大画幅等待式转镜分幅相机系统设计

采用共轴设计理论和控制离焦的方法,设计了画幅尺寸达30 mm×18 mm的大画幅等待式转镜分幅相机.该相机同时具备相对孔径大和分辨率高的特点,对底片的相对孔径为空间方向1/15,扫描方向1/35;静态目视分辨率为46 lp/mm,动态目视分辨率为35 lp/mm;总画幅数为80,摄影频率为1×104～5×105 frame/s.相机的高速转镜部件采用光纤传感器系统来产生和传输转速信号,避免了高速直流电机对转速信号的干扰,确保了测速准确度.研制的相机已应用于爆轰物理和冲击波物理实验中,并采用2×105 frame/s的拍摄频率对爆轰过程进行了试验记录,得到了高分辨率的图像.试验结果表明:设计的相机画幅尺寸大、空间分辨率高,适用于冲击、爆轰和弹体姿态等试验过程和目标的拍摄.     

使用感应电荷位敏阳极的极紫外单光子计数成像系统

研制了用于月基极紫外成像相机的二维极紫外位敏阳极光子计数成像探测器原型样机,该探测器系统主要由工作在脉冲计数模式下的微通道板堆、楔条形感应位敏阳极及相关的模拟和数据处理电路组成。设计和制备了周期为1.5mm,有效直径为47 mm的三电极楔条形位敏阳极,研制了最高计数率为200 kHz的前端模拟和数字电路。测量了探测器的暗计数率、脉冲高度分布、增益、线性及空间分辨率等工作特性。测量结果表明,探测器的空间分辨率为7.13 lp/mm(即0.14 mm),满足月基极紫外相机对空间分辨率的要求。     

空间目标近距离高灵敏度探测技术

为实现高灵敏度条件下近距离空间目标的探测成像,通过设计惯性空间跟踪、terminal滑模稳定控制指向方法和成像行频自主匹配技术,利用高灵敏度CMOS相机实现了对空间目标的稳定指向和高信噪比成像。最后,利用卫星三轴气浮姿控仿真系统、空间LED目标显示系统和高灵敏度CMOS相机成像系统,进行惯性空间跟踪稳定指向姿控仿真及外场高灵敏度成像试验。试验结果表明:对惯性空间目标稳定指向的过程中,稳像姿态控制优于0.02°与0.001 5(°)/s时,成像曝光10ms可获得信噪比为19dB的低照度图像;利用F数为10的GSENSE400CMOS相机,在光照度为0.05lx和行频自主匹配成像姿态的10ms曝光时间条件下进行20km近距离外场成像试验,能够获得SNR大于18dB的高信噪比图像。     

Development and on-orbit operation of loop heat pipes on chinese circumlunar return and reentry spacecraft

This paper describes the development and result of ground experiment and analyzes the on-orbit operation of Loop heat pipes (LHP) for the Chinese circumlunar return and reentry spacecraft. A novel LHP was developed to satisfy the thermal control requirements of Inertial measurement units (IMU). The LHP consisted of an integrated evaporator subassembly, a cambered condenser, and an electric explosion valve. Ground experiments were conducted to investigate the startup characteristics, and heat transfer and heat insulation performance of the LHPs. During a flight mission, the LHPs work as a thermal switch and perform both heat transfer and insulation functions. Before returning to the earth’s atmosphere, the valves of the reentry capsule are opened to discharge working fluid and prevent heat transfer from the capsule wall to the devices. In the flight mission, the LHPs performed all the required functions, and the IMU temperatures were maintained within an allowable range.     

非合作航天器逆深度参数化姿态估计

为了实现对空间失效卫星、空间碎片等非合作目标,尤其是具有自旋运动特性的目标进行在轨服务或者离轨清除,需要精确完成追踪飞行器与目标飞行器之间的相对姿态测量。首先,以逆深度参数化表示相机在世界坐标系下的坐标值、高低角、方位角和深度信息,可以有效解决小视差情况下的单目视觉姿态估计。其次,建立了相机相对于非合作目标的运动模型和测量模型。最后,基于单点随机抽样和扩展卡尔曼滤波实现了相机和目标之间的相对运动姿态估计。实验结果表明:对于三轴稳定目标,接近过程中姿态测量精度约为0.5°;对于匀速慢旋目标,相对角度误差约为3.5%,平均角速度误差约为0.1°/s。可以满足工程上空间非合作目标相对姿态测量的使用需求。     

大视场空间相机的像移速度场模型及卫星三轴姿态稳定度分析

针对大视场空间相机的像移补偿,建立了基于坐标变换和姿态动力学的离轴三反大视场空间相机通用像移速度场模型。建模过程中考虑了离轴三反光学系统的离轴角对像移模型的影响,推导了离轴三反大视场空间相机的像速场解析式。以某大视场空间相机为例,分析了3种典型成像姿态下焦面像移速度和偏流角的分布特点,研究了卫星姿态稳定度对相机成像质量的影响。分析表明,卫星三轴姿态稳定度的降低会导致相机焦面动态传递函数(MTF)下降,其中俯仰姿态稳定度对焦面动态MTF的影响最大;并且随着积分级数增加,下降会愈发明显。相机侧摆姿态成像时,对卫星姿态稳定度的要求更高。以传递函数下降5%为限,积分级数为96级的大视场空间相机,要求卫星姿态稳定度控制在0.001(°)/s以内。实验结果验证了文中对卫星姿态稳定度的分析,证明了像移速度场模型的准确性,为大视场空间相机像移补偿提供了可靠依据。     

遥感航天器在轨结构微变形光纤监测技术发展综述

对地、对天观测航天器在深空和极地探测、军事侦查、国土资源测绘、地质与农业灾害监测、海洋观测、气象观测和环境监测等系关国民经济社会发展的重要领域都发挥着关键作用。遥感航天器在轨结构受空间极端温度变化、重力、碎片冲击和疲劳等因素作用会产生微变形,在轨微变形监测对保障遥感航天器功能指标实现和系统可靠性及寿命有重要作用。光纤监测技术被视为最具潜力的遥感航天器在轨监测技术之一,经过近30年来的研究发展,正在从实验室研究向工程应用演进,但是目前存在若干问题限制了该技术的应用发展,亟待探讨解决方法。为此,梳理了遥感航天器结构微变形监测的主要技术,分析了光纤监测的主要技术类型、技术优缺点、微变形场重建算法、在轨适用性和典型应用案例,指出了需要研究解决的关键问题和未来发展方向。     

空间相机扫描机构固体润滑轴承组件的寿命试验

开展了固体润滑轴承组件的真空加速寿命试验,以验证固体润滑轴承组件的设计是否满足在轨寿命要求。研究了MoS2基薄膜固体润滑轴承组件在小角度摆动情况下的寿命。试验采用4对轴承模拟在轨±6°连续往复摆动,通过检测轴承组件工作时的摩擦力矩、电机电流和轴承温升判断轴承运行状态。结果显示,寿命试验运行正常,累计摩擦次数为6.2×10~7次。寿命试验后对轴承进行了尺寸精度和旋转精度复测,然后对轴承组件进行了解剖分析。复测结果显示,轴承尺寸精度和旋转精度与试验前一致,轴承润滑状态良好。试验结果验证了固体润滑轴承组件寿命满足在轨任务要求,为其它空间相机小角度摆动的扫描机构固体润滑轴承组件的长寿命设计提供了依据。     

无人月球探测器缓冲着陆抛投试验视觉测量系统

针对无人月球探测器缓冲着陆运动抛投试验中对探测器缓冲着陆过程中三维姿态、三维速度等运动参数和缓冲着陆机构缓冲行程的测量,设计了基于计算机视觉的抛投试验测量系统。首先,在探测器主体结构上喷绘若干对顶角标志,并用全站仪测量出这些标志的空间坐标。然后,用高速摄像机采集探测器缓冲着陆过程的序列图像。最后,利用单目视觉的方法对标志的空间坐标及探测器的序列图像进行处理得到上述参数。该系统硬件设备简单,软件操作方便。理论分析和实验验证均表明,采用该系统测量探测器运动参数,其姿态角测量精度优于4′,运动速度测量精度约为0.02m/s,探测器缓冲行程精度约为4mm,完全满足无人月球探测器缓冲着陆运动试验中的测量精度要求。     

时间延迟积分CCD空间相机信噪比的影响因素

为了定量评估影响时间延迟积分(TDI)CCD空间相机信噪比的因素,研究了TDICCD空间相机成像机理和噪声来源,建立了相机的信噪比模型。分析了辐射亮度、积分级数、行频和系统增益(模拟增益)对信噪比的影响。搭建了实验室辐射定标系统,模拟了相机在轨工作时的辐射亮度条件。通过辐射定标对不同工作参数与相机信噪比的关系进行了验证。结果表明:对于TDICCD相机来说,光子散粒噪声、暗电流噪声和固定图形噪声在诸多噪声中起主导作用。相机的输出信号和信噪比均随着辐射亮度、积分级数和系统增益的增加而增大,随着行频的增加而减小。辐射亮度、积分级数、行频和系统增益对信噪比的影响量不同。具体来说,即当辐射亮度、积分级数和行频变化量分别为L倍、M倍、τ倍时,其导致的信噪比变化量略大于L1/2倍、M1/2倍、τ-1/2倍。系统增益只能在相对较小的范围内影响信噪比,且信噪比变化幅度随着增益的提高逐渐减小。     

利用火星卫星光学测量实现火星探测器自主导航

以火星探测为例,提出了通过对火星卫星进行光学测量实现火星探测器自主导航的方法。该方法在火星探测器上搭载光学相机,在飞向火星过程中对火星天然卫星（Phobos,火卫一;Deimos,火卫二）拍摄带有恒星背景的图像;通过恒星位置确定精确的惯性指向,利用得到的光学观测数据完成对火星探测器的自主导航。分别给出了基于扩展卡尔曼滤波（EKF）和无迹卡尔曼滤波（UKF）进行自主导航的方法和仿真计算结果。数据显示：EKF和UKF得到的结果基本一致,说明EKF在线性化过程中损失精度并不多。在巡航段后半程,与火星距离越近,导航精度越高。距离火星（1~5）×10⁷ km时,取数据间隔为1 min,如果测量精度为0.1",导航精度可达10~100 km量级,速度精度为0.01 m/s量级;如果测量精度为1",导航精度也相应要低一个量级。另外,单独使用火卫二的导航精度要高于单独使用火卫一,联合使用火卫一和火卫二的精度最高。仿真计算结果表明,利用火星卫星光学测量的火星探测器自主导航,可满足火星探测器高精度导航的要求。     

扫描式氙灯太阳模拟器十维扫描系统

为了模拟卫星在轨全年的太阳辐照情况,检验、优化整星的杂散光抑制能力,分析了光学载荷的在轨成像条件,设计了一种基于7维扫描镜+2维折反镜+1维被测样件共计10维运动机构的扫描式氙灯太阳模拟器,并建立了它们关于照明姿态和位置的控制方程,完成了被测样件的空间环境模拟照明。实验表明,对1 700mm×2 700mm的被测样件可实现方位角为-90°~+90°、俯仰角为-29°~+42.5°的模拟照明,角精度分别可达0.2°和0.1°,位置精度优于10mm。该扫描式太阳模拟器可较精确地为部分卫星提供全年太阳照明空间环境模拟实验。