空间光学相机

空间光学相机（精选十篇）

空间光学相机 篇1

随着空间科学技术的发展,空间光学相机在军事目标侦察,国土资源普查,灾害预警等方面的作用日益突出[1,2]。由于高分辨率航天TDI CCD相机采用推扫成像方式,要想得到清晰的图像,高精度像移补偿技术就是一个必须解决的重要技术。

空间光学相机在轨摄像期间,由于地球本身的自转,使卫星的运动方向和相机实际成像方向并不相同,两者之间的夹角即为偏流角。TDI CCD器件最突出的特点是能够利用多级光敏元对运动的同一个目标多次积分曝光,而每个光敏元积分曝光获得的较弱信号可叠加为一较强信号输出[3],使得光学相机的重量、体积、信噪比、动态范围等得到有效改善。因此,要想获得清晰的图像,必须在积分时间内保持对同一目标进行积分成像。而偏流角的存在会导致相机在积分成像过程中产生图像像移,影响相机的成像质量。因此,研究偏流角变化规律,对偏流角引起的像移进行分析,并对偏流角进行相移补偿对于提高TDI CCD相机的成像质量是十分重要的。

因此,要提高空间光学相机的成像质量,必须设计精密的像移补偿机构以实现偏流角补偿。对于TDI CCD相机来说,调偏流机构是其重要组成部分,是决定TDI CCD相机成像质量的关键组件之一[4,5,6,7]。

1 偏流角的影响

空间光学相机摄像时,由飞行器轨道运动、地球自转及飞行器姿态变化等因素引起的像移速度为VP[8,9],将VP在空间光学相机像面坐标系的P1轴和P2轴上投影,得到TDI CCD推扫方向的前向像移速度VP1,和与TDI CCD推扫方向垂直的横向像移速度VP2,VP与TDI CCD推扫方向VP1组成的角度,即为偏流角,如图1所示。

偏流角大小可由下式计算:

像移速度VP及其分量VP1、VP2与飞行器速度、地心距、被摄景物处地心距、星下点纬度和经度、飞行器姿态角及其姿态角速率、地球半径、地球自转角速率、相机镜头参数等值有关[10]。将以上参数代入式(1),得到偏角范围为±4°。

偏流角调整的精度直接影响空间光学相机的成像质量。偏流角调整的偏差会造成TDI CCD的像移匹配存在残差,像移匹配残差对成像系统调制传递函数(MTF)的影响由下式确定:

式中:fc为特征频率,等于奈奎斯特频率fN;(35)d为以像元为单位的像移匹配残差。

在偏流角进行调整时,由于像移速度方向的估值误差、卫星偏航姿态角控制误差、相机像面坐标系与相机坐标系在偏航方向的装调误差、相机坐标系与GNC坐标系在偏航方向的装调误差等,使得偏流角调整存在误差(35)β,其值应满足:

式中:a为像元尺寸;t为积分时间;N为TDI CCD的级数。

将相关参数代入式(3),为保证TDI CCD匹配残差所造成的MTF下降满足系统要求,偏流角调整误差要求不大于32′。这个调整误差包括光学误差、机械误差、偏流角计算误差、偏流角控制误差和偏航角累积误差等相关误差。通过对各种误差的误差分配,调偏流机构必须满足偏流角综合位置精度≤3′的要求。

2 调偏流机构的设计

偏流角的像移补偿方法有两种,一种是通过调整卫星飞行姿态进行偏流角的调整,姿态调整的方向与偏流角方向相反,大小与偏流角相等,来补偿偏流角的影响,其缺点是卫星进行姿态调整消耗卫星燃料,降低卫星寿命。另一种是在空间光学相机上设计调偏流机构来进行偏流角的像移补偿,并控制TDI CCD的行转移速度,使其与像移速度匹配,完成像移速度数值上的补偿,其缺点是相机质量增加,并且调偏流机构的存在对相机可靠性有所降低。两种偏流角的像移补偿方法各有利弊。综合某卫星与空间光学相机的特点和使用要求,采取在空间光学相机上设计调偏流机构的方案来进行偏流角的像移补偿。根据分析计算结果调偏流机构需满足偏流角调整范围+4°~-4°,位置精度≤3′的要求。

常见的调偏流机构的有凸轮传动机构、单连杆传动机构、齿轮传动机构等。其中凸轮传动机构长期使用会造成凸轮的磨损,产生机构空回,降低结构精度;单连杆传动机构结构刚度较低;齿轮传动机构在齿轮啮合中产生空回,影响机构精度。

结合本相机的结构特点采用双连杆正、反丝杆的传动机构。结构设计中采用双向丝杆的设计,用正、反螺母共同带动双连杆推动焦平面组件转动,结构的强度和刚度有了很大的提高;在结构装配过程中,通过修研螺母隔圈的厚度,使左旋、右旋螺母与双向丝杆啮合更紧密,可以有效减小机构旋转的空回量,提高结构的精度;机构中的所有的运动副和轴承均采用Mo S2进行防冷焊处理,使结构在真空环境下可以正常工作。

调偏流机构主要由焦平面组件、调偏流驱动机构、调偏流电机、调偏流编码器等组成。其中,调偏流驱动机构由底座、双向丝杆、左旋螺母、右旋螺母、双连杆、转接件、直线轴承、交叉滚子轴承、联轴器等组成。机构三维模型如图2所示。

调偏流机构传动原理图如图3所示,双向丝杆固定在调偏流底座上,步进电机输出正向转动力矩,通过联轴器带动双向丝杆顺时针转动,左旋螺母和右旋螺母通过直线轴承和导向轴的导向作用,使丝杆的转动转变为左旋螺母和右旋螺母沿轴向的直线运动,向远离对方的方向运动。左、右旋螺母拉动两个连杆向远离对方的方向运动,连杆拉动转接件使焦面组件绕中心O逆时针方向旋转,其旋转角θ即调节的偏流角。调偏流机构在直线轴承两侧设置有机械限位装置,以防电机失控对结构造成损坏。控制系统通过编码器对调偏流机构的转动角度进行闭环控制。

调偏流电机选用型号为42BYG020G,这种步进电机的技术指标为:四相八拍工作方式时,步进电机的步进角为0.9°;最大静转矩为1 700 g·cm;调偏流编码器选用十四位多圈绝对式编码器,分辨力为80″,满足编码器闭环控制的要求。

双向丝杆的参数主要包括螺纹牙形状,牙形角(),螺纹升角(β),螺距(P),螺杆公称直径(d)。根据螺纹传动设计的相关原则,螺纹主要参数如表1所示。

通过机构运动简图推导出偏流角转动量(θ)和螺母移动量(D)的对应关系:

经过详细设计和计算分析,设计得出B=28 mm,L=64.2 mm,R=35 mm,并依此进行结构详细设计,推导得出电机转动步数(s)与偏流角转动量(θ)的关系:

通过式(4)计算,当调偏流机构转角θ=5°时,对应螺母移动量D=3.03 mm。按照调偏流电机步进角θmotor=0.9°进行计算,调偏流机构的理论分辨力为

传动误差是评定偏流机构传动精度的动态性能指标之一。在本偏流机构中所研究的传动误差是指焦平面与编码器之间的传动误差,由于本偏流机构的控制系统为闭环控制,编码器作为反馈元件,它所反映的是焦平面的位置,通过反馈信号控制电机转动。由于编码器与焦平面之间传动误差的存在,使编码器不能反映实际焦平面的位置,电机利用编码器发出的反馈信号对偏流角度进行控制,导致偏流实际角度偏离理论角度值,从而相机像面实际位置偏离像面理想位置。传动误差过大,会使偏流机构不能实现像移补偿,使相机成像模糊。

引起本调偏流机构的误差因素主要有:丝杆螺母副的空回、轴承的径向游隙、零件制造误差、电机的精度、编码器的精度、装置的可变侧隙、温度、材料变形、冲击、振动等。其中,丝杆螺母副的空回、轴承的径向游隙、零件制造误差是空回的主要来源。主要传动误差如表2所示。

根据以上误差,计算出调偏流机构的极限误差为tol=0.007 mm,核算到偏流角误差为35″,因此调偏流机构的极限位置误差(调偏流机构的理论分辨率加上机构极限传动误差)为35″+30″=65″,调偏流机构精度满足要求。

3 调偏流机构的有限元分析

为了克服卫星发射段的力学环境对调偏流机构造成的影响,利用有限元法对调偏流机构进行了有限元分析及结构优化设计以保证调偏流机构能够克服发射段恶劣的力学环境。调偏流机构有限元模型如图4所示。

调偏流机构结构件主要材料如表3所示。

模态分析是考查结构动态刚度的主要方法,主要是提取结构低阶固有频率和相应的振型,从而找出结构的薄弱环节。调偏流组件沿三个轴向的基频计算结果见表4。

分析结果表明调偏流机构三个方向的基频全部高于100 Hz,调偏流机构具有较高的刚度。三个方向基频的振型如图5所示。

调偏流机构三个方向应力响应分析结果见表5所示。

调偏流机构强度分析表明,在给定的振动试验条件下,各零部件的最大应力均远小于各材料的许用应力,材料不会发生屈服变形。

4 试验结果

为检验调偏流机构的结构刚度和强度并验证有限元分析的有效性,利用振动试验台对机构进行了力学振动试验。试验时,用弯板将调偏流机构与振动台连接在一起,在焦平面组件粘接加速度传感器对结构响应值进行监测。振动试验按照某空间光学相机的组件级力学试验条件进行了正弦试验和随机试验,如图6所示。振动试验后,调偏流机构运动平稳,无卡滞现象。通过粘贴在调偏流机构上的传感器测得机构三个方向的基频如表6所示。

对比结果表明,三个方向第一阶基频的预示分析结果与试验结果的相对误差都在10%以内,有限元分析结果合理可信。

调偏流机构振动试验前后分别进行了精度检测,检测情况如图7所示。检测过程中驱动器驱动电机进行转动,进而带动焦平面的偏流角转动,利用绝对式编码器实现闭环控制。莱卡经纬仪通过检测粘贴在焦平面组件上的立方棱镜,检测每次调偏流机构的偏流角转动量的角度值。经过多次测量发现由于结构空回的存在,调偏流机构正转角度曲线和反转角度曲线不重合,运动曲线有一定的平移。因此,通过调整调焦公式的常数量,在正转曲线和反转曲线之间拟合出一条新曲线,并以进行调偏流机构的运动公式的拟合,振动试验前后利用此拟合运动公式对偏流机构进行了精度测试,检测数据如表7、表8所示(检测数据省略了莱卡经纬仪小数点后的第四位估读位)。

通过实际测量数据可知,调偏流机构正反转有一定的空回量,但是通过拟合运动公式将空回量对结构精度的影响降低,振动试验前所有测试点最大偏差为0.015°≈0.9′,振动试验后所有测试点最大偏差为0.016°≈0.96′,都小于设计要求的3′,满足调偏流机构精度设计要求。

5 结论

调偏流机构作为一种高精度像移补偿机构,在提高空间光学相机成像质量方面具有重要的作用。本文从工程实际出发设计了一种双向丝杆螺母驱动的调偏流机构,调偏流机构偏流角调整范围为+5°~-5°。试验结果表明结构具有较高的强度和刚度。在振动试验前后分别对调偏流机构进行了精度检测,检测结果表明调偏流机构精度优于1′,满足设计要求。综上所述,该调偏流机构具有强度高、刚度高、结构紧凑、精度高、稳定性好等优点,能够满足复杂空间环境下的相机高精度偏流角调整的需要。

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空间CCD相机的定标方法研究 篇2

空间CCD相机的定标方法研究

介绍了相机定标的.测试方法.通过对空间CCD相机成像时的地物辐射能量进行分析,提出了以成像方式进行相机定标测试的方法,并对数据处理方式进行了分析.

作 者：郭悦 刘晓鹏 杨桦 GUO Yue LIU Xiao-peng YANG Hua  作者单位：北京空间机电研究所,北京,100080 刊 名：光学技术  ISTIC PKU英文刊名：OPTICAL TECHNIQUE 年，卷(期)： 33(z1) 分类号：V445.8 关键词：空间相机   定标   CCD  

离轴三反空间相机的焦距测量 篇3

关键词： 离轴三反系统； 空间相机； 焦距测量

中图分类号： TH 122文献标志码： Adoi： 10.3969/j.issn.10055630.2014.04.002

引言随着空间对地观测技术的不断发展，各国都对空间光学遥感相机提出了新的要求，即轻型、宽覆盖、高分辨率。离轴三反射镜消像散（TMA）光学系统正是由于长焦距兼大视场，并且无中心遮拦，符合人们对空间光学相机新的需求，并逐步取代传统的同轴光学系统遥感相机，在航空、航天领域得到了广泛的应用[13]。在空间相机研制过程中，完成光学系统的装调及光学镜头的装配后，需要对光学镜头的焦距、相对孔径、光学传递函数等几何参数、成像质量进行测试，判定是否满足设计要求。本文将对两种经典的焦距测量方法进行对比分析，选择适用于空间相机的焦距测量方法，对相应的焦距计算公式进行修正使其适用于离轴三反光学系统；并以某空间相机为例，论述离轴三反光学系统焦距测量的方法及步骤。1离轴三反光学系统焦距测量方法及焦距计算公式修正

1.1光学系统经典的焦距测量方法光学系统经典的焦距测量方法有两种，分别是放大率法和测角法。放大率法测量焦距原理图如图1所示。在平行光管焦面放置玻罗板，玻罗板是在平板玻璃上刻划已知间距的几组平行分划线对的标准测试板。设在这些间距中选定某一个间距，经过被测物镜成像，用读数显微镜测量像的间距，然后根据已知平行光管焦距和玻罗板间距，用放大率公式求出被测物镜焦距fp=y′yf（1）式中，y为玻罗板选定间距的12，y′为像的间距的12，fp为平行光管焦距，f为被测物镜焦距。

测角法测量焦距原理如图2所示。在被测物镜的焦面上，垂直于光轴设置玻璃刻划尺或分划板，其上两条固定刻划线对物镜主点形成对应张角，用经纬仪测量张角数值，则被测物镜的焦距为f=ytanω（2）式中，y为刻划线间距的12，ω为张角测量数值的12，f为被测物镜焦距。采用放大率法测量焦距时，测量人员通过显微镜判定焦面位置并对玻罗板间距的成像进行读数，由于人眼分辨率约为1′[4]，并且不同的测量人员对玻罗板成像的清晰程度判定标准不同，测量玻罗板成像的读数误差较大，而这些将使焦距测量结果存在较大误差。在采用测角法测量焦距时，测量人员将经纬仪分划板上的刻线对准焦面处分划板上刻线并读取经纬仪上相应角度值，而人眼的对准精度约为10″，对准视力重复精度优于5″[4]，读数误差小于放大率法测量焦距的读数误差。因此选择测角法对离轴三反相机进行焦距测量。

1.2焦距计算公式修正测角法测量焦距的计算式（2）是应用于同轴的光学系统计算公式，同轴光学系统的传感器焦面置于轴上与光轴垂直，相机视轴与光轴重合，但离轴三反光学系统成像相当于同轴系统的轴外成像，相机光轴上并不成像，传感器的焦面置于轴外，相机视轴与光轴之间存在一个离轴角[2]，即焦面中心偏离光轴对应的角度。因此离轴三反光学系统焦距计算式要在式（2）中增加离轴角的修正量，即f=ytanωcosUP（3）式中，y为焦面长度的12，ω为焦面对应张角的12，UP为离轴角，f为被测光学系统焦距。表1为不同焦距及离轴角的离轴三反光学系统经修正公式算得的焦距值。

由表1的数据可知，在离轴角相同的情况下，随着焦距的增加，偏差值越来越大；在焦距相同的情况下，偏差值随着离轴角的增加而增大。对于长焦距、大离轴角的离轴三反光学系统，焦距的测量偏差将影响光学系统的标定。

TMA optical system2离轴三反相机焦距测量离轴三反光学系统一般有两种结构形式，一种是二次成像离轴三反射镜系统（Cook TMA系统），孔径光阑在主镜上；另一种是一次成像离轴三反射镜系统（Wetherell TMA系统），孔径光阑位于次镜上[5]。本文论述的空间相机采用的是Cook TMA系统，示意图如图3所示，该相机的设计参数为焦距f8 000 mm，口径D800 mm，视场角3°，离轴角0.4°。根据测角法进行空间相机焦距的测量，分划板要垂直于光轴放置在空间相机的焦面上，因此在测量焦距前要确定焦面的位置。根据焦深的计算公式δ=±2λF2（4）式中，F=fD，取λ=500 nm，由此可得到空间相机的焦深δ=±0.1 mm。采用放大率法进行焦面位置的标定即可满足精度要求，测试原理与放大率法测量焦距原理一致。即将薄玻璃板放置在焦平面附近的调整装置上，通过显微镜观测平行光管玻罗板的成像点与薄玻璃板前反射面的相对位置；再将空间相机和显微镜（平行光管固定）调整到沿焦面长度方向所需测量的各视场进行测量，通过调整装置调整薄玻璃板前反射面达到最优位置，此位置标定为焦面位置。在进行焦距测量时，根据图2测量原理图需要将空间相机放置在刻有刻度的转台上，使相机旋转相应角度，再用经纬仪测量角度差值；但由于空间相机体积较大，需要的转台也较大，转台平面幌动精度要求较高，这些因素将对测量结果引入相应误差，因此我们将空间相机绕光轴逆时针旋转90°并固定相机，通过调整经纬仪的俯仰角度对准放置在焦面上分划板的刻线。角度测量及焦距计算的具体实施步骤为：（1）在空间相机的焦平面处垂直于光轴放置分划板，分划板长度大于焦面长度。取f=8 000 mm，ω=1.5°，UP=0.4°，由式（3）可得焦面长度2y=ftanωcosUP=418.98 mm。以分划板中心为对称中心按焦面长度方向进行分划板刻线，两端刻线间隔为420 mm。（2）调整经纬仪分别对准分划板两端刻线并记录相应角度值，按照式（3）计算焦距数值并记为fi。（3）重复步骤2至少10次，由此空间相机的焦距算式为f=1n∑ni=1fi（5）式中，n为测量次数。根据上述步骤计算空间相机的焦距为8 010 mm，满足8 000 mm±20 mm的焦距要求。在离轴三反空间相机焦距测量的过程中，对测量结果产生较大误差的原因主要是焦面分划板的刻线精度和经纬仪的测量精度，因此焦距f的相对标准偏差为σff=1y2（σy）2+2sin2ω2（σω）2（6）分划板刻线的误差σy为0.002 mm，经纬仪测角误差σω为1″，空间相机焦距的相对标准偏差根据式（6）的计算结果为0.02%。3结论本文对经典的焦距测量方法进行分析比较，选择测角法进行离轴三反空间相机焦距的测量，在测角法焦距计算公式中加入离轴角修正量使其适用于离轴三反光学系统；以某离轴三反空间相机为例论述焦距测量及计算步骤，计算结果为8 010 mm，满足公差要求。文中论述的焦距测量方法及步骤对其他离轴三反光学系统空间遥感器的焦距测量具有借鉴意义。

参考文献：

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空间光学相机 篇4

目前空间目标监测系统多采用地基雷达和光电系统作为监测手段,以美国的空间目标监视网(SSN,Space Surveillance Network)最为典型。但是地基空间目标监视系统存在易受天气影响、不具备机动能力、境外设站不便,以及可见范围和时间都受地球曲率限制等缺陷。而天基空间目标监视系统则可克服上述缺陷,做到既可与地基系统互为补充,又可自成体系。

天基空间目标监视的相关研究目前还处于起步阶段,美国已在1996年发射的空间中段试验卫星(MSX,Midcourse Space e Xperiment)上搭载可见光传感器(SBV,Space-Based Visible),进行相关关键技术的演示验证,开创了天基空间目标监视的先河。本文即以SBV为系统原型,对天基光学空间目标监视信息处理流程和特点进行分析,提取相应关键技术,并就其技术难点和发展趋势进行探讨。

2 SBV系统简介

1996年4月,美国在898 km高度的近太阳同步轨道上发射了一颗空间中段实验(MSX)卫星,该卫星搭载的核心探测器之一就是SBV传感器,主要任务就是收集各种空间目标(RSO,Resident Space Object)观测数据[1,2]。SBV探测器是由美国麻省理工学院的林肯实验室研制的可见光相机,通过被动探测空间目标反射的太阳光线辐射,完成对空间目标的探测、捕获和跟踪[3,4]。SBV相机呈箱式结构,如图1(a)所示,其光学系统采用三镜离轴结构,具有高度抑杂光性,可对太阳光照射背景环境下临边目标进行探测。SBV相机焦平面由四片专为空间目标监视开发的低噪声可见光CCD芯片拼接组成,如图1(b)所示,每片CCD具有420×422像元,像元分辨为12.1 arcsec,视场大小1.4°×1.4°,4片CCD总视场为1.4°×6.6°[1,3,5]。图1(c)所示为SBV信号处理器,可接收处理4~16个数据帧,从帧集中提取目标条痕和恒星位置信息,抑制背景杂波和宇宙射线虚警,将数据流减小至几千比特/帧,压缩比为1 000:1[1,3]。

1996年4月以来,SBV已收集大量天基空间目标监视数据,在轨运行的前十八个月主要用于确认天基空间监视的概念和评估SBV探测器的性能,1997年10月SBV探测器开始从空间监视网的实验探测器向关键探测器过渡。SBV大视场有利于对未关联目标(UCT,Uncorrelated Target)的关联识别,至今已成功将160个探测到的UCTs指派关联至编目目标,并将丢失列表中位于GEO带内并可被SBV探测到的目标数目由63个减少为13个。2000年10月1日,SBV正式转为美国空间监视网一部分,可使美空间司令部对重点目标重访率增加50%,并使得卫星跟踪丢失数目减少80%[2]。

从SBV演示验证计划的成功实施以及SBV作为空间目标监视网关键探测器阶段取得的丰硕成果[2,6,7]可以看出,相对现有地基空间目标监测设备,天基光学空间目标监视系统具有以下特点和优势:

1)摆脱地基观测系统境外设站在地理和政治因素上的制约,单平台单传感器就可实现对地球静止轨道带的覆盖,实现组网配置后将更易于实现全球覆盖探测;

2)传感器具有的大视场宽域搜索能力允许进行有效的空域搜索和同时监测多个目标,并有利于对UCT的关联识别;

3)天基平台的光学观测不受地球曲率和观测时段的限制;

4)天基观测平台不受天气条件限制以及大气散射和折射等因素的影响。

3 信息处理技术分析

天基光学空间目标监视系统的信息处理是指对光学传感器获取的观测图像序列进行处理,从中提取目标和背景恒星的位置、亮度等信息,并对空间目标进行定位跟踪、编目维护以及识别分类。天基空间目标监视信息处理的流程如图2所示。

3.1 目标检测与恒星提取

天基空间目标监视传感器获取的图像为深空背景可见光波段图像,其特征为黑背景上分布的较密集的明亮点目标,绝大部分为遥远的恒星等自然天体。监视图像数据的获取主要采用恒星跟踪模式(Sidereal track mode)[1,2],在某监视任务时间段内传感器指向指定天区,对该空域进行连续成像。将该时间段内获得的图像序列(称为帧集)进行叠加,背景中的恒星目标相对静止,呈现为点源状目标,而经过该天区内的卫星等空间目标则表现为运动条痕,如图3所示。恒星跟踪模式下SBV探测灵敏度可近似达到15.5视星等。

根据天基监视图像特点,可通过在帧簇叠加图像中进行动目标检测的方法,采用速度匹配滤波搜索检测运动条痕,并采用最小二乘方法估计其参数。对于每个检测到的目标条痕,将其周围5像素宽度刈幅(Swath)内的信息保存下传[8,9,10]。除空间目标运动条痕外,还需从背景中提取一定数量的恒星,用来进行传感器指向确定和空间目标亮度的标定。定标恒星一般选择背景中较亮的星,采用基于门限检测的方法将其提取出来,对每个检测出来的恒星目标连同其周围7×7大小的邻域像素的信息一并存储下传。地面数据处理中对其进行质心化,与恒星星表数据库进行匹配,由恒星天文位置计算传感器精确指向和目标条痕端点的赤经赤纬,测量精度可达到1/3像素分辨,即4 arcsec。另外,受光学系统畸变影响,CCD焦平面坐标并不规则,需要采用畸变系数对像平面坐标进行修正,畸变系数可由最小二乘方法根据视场内恒星质心位置匹配来得到[8,11,12]。

3.2 空间目标编目维护与更新

空间目标监视网的最基本的任务之一就是对所有已编目目标的在轨运行参数信息进行不断维护更新,并对新发射目标以及轨道机动和陨落解体的目标进行及时监测和报告。在监视视场内出现的目标多为已知的编目目标,利用它们的编目轨道根数对其在像平面内的轨迹进行预测,将各预测轨迹和观测轨迹在像平面内进行关联匹配[1,2](SBV中阈值为0.125°)。

对于成功关联目标,针对新增测量数据更新其编目中的轨道根数。当检测与任何一个已知目标的预测位置都不相关,即认为是未关联目标(UCT)。很多情况下,UCT可能为编目中某目标,但其预测位置包含显著误差,影响到其成功关联。对于UCT需要利用初始观测数据首先进行初轨确定(IOD,Initial Obit Determination),一般要求初轨确定精度需满足下次观测的引导精度要求(即保证下次观测时刻该目标出现在传感器视场内)。初轨确定方法主要有Gauss方法和Laplace方法,这两种方法都严重依赖于观测几何和测量噪声,并且仅选用三组测量,为达到一定的精度对观测弧长也有要求。由此得出的结果为次最优结果,为提高精度,还可利用所有观测数据进行微分改进。对于测量弧段较短的目标,如GEO目标,初轨确定过程中法方程病态严重,使其对测量误差严重敏感,难以获得有意义的初轨结果,此时可利用前面数圈观测结果进行初轨估计。随着对该UCT观测数据的增加,以该初轨为待改进根数进行批处理轨道确定可获得更精确的轨道根数。

随着同步轨道卫星数量的增加以及同步轨道带范围限制,导致卫星间发生碰撞的几率增加。为尽量避免此类事件发生,需要对同步轨道带内目标的轨道参数有精确的估计,对其碰撞概率做出评估和早期预警,以实现碰撞规避。SBV观测数据已验证其在这方面具有很大的价值,并且若与雷达观测数据进行有效的融合还可获得更好的效果[2]。SBV探测器具有高测角精度,所以即使在稀疏测量条件(代表进行日常例行跟踪和编目维护的情况)下仍可获得最小的法向(Cross-track)误差分量,从而得到较准确的轨道倾角估计。而雷达测量数据则可具有较高的距离和距离变化率测量精度,故其定位的径向(Radial)和沿迹(Along-track)误差较小,对于目标轨道半长轴和偏心率可获得较好的估计。这两种数据源进行数据融合互补后可获得高精度的定轨结果。在测量数据较为密集的条件下,仅依靠SBV测量进行定轨也可获得与二者数据融合后相当的定轨精度,这足以证明SBV可有效实现对空间目标的高精度定轨跟踪。

3.3 空间目标亮度特征分析

SBV图像数据中目标运动条痕的强度与像素坐标值被检测提取,并下传到地面控制中心作为日常观测数据流的一部分。目标亮度采用SBV星等进行量化表示,SBV探测器的总体灵敏度在15星等左右,饱和状态约为7星等。

空间目标反射太阳光的亮度与目标本身的材质、形状、运动状态以及观测视线与太阳夹角等因素有密切关系,所以目标亮度信息中包含有目标本身的参数信息。通过对长期观测数据的分析,可获得目标亮度变化的某些规律,从而确定目标的形状、在轨状态等某些特性,为目标的关联、分类识别甚至个体识别提供支持[1,2,13]。

通常以太阳照射的参考相角来描述目标、探测器以及太阳的相对几何关系。相对地基光电观测系统而言,SBV的轨道平台可更方便地获得不同观测相角条件下的目标亮度信息[2,14],针对获得的大量观测数据进行分析,我们就能确定出目标亮度变化的特征相位曲线,可反映出出目标的特性和特征。如三轴稳定卫星往往有大的跟踪太阳的帆板。当以小相位角对这些卫星进行光度测量时,稳定卫星的太阳帆板提供了更明亮的反射,随着相位角的降低星等信号也随之降低。而不稳定卫星的太阳帆板不再跟踪太阳,因而该卫星的星等就没有稳定卫星的那种相位角变化趋势[2]。图4中(b)图以相位角为参考变量给出了稳定和不稳定状态下HS-601卫星的光度测量数据。

正如上述分析所表明的,SBV探测器获得的目标亮度测量数据能够用于目标区分、工作状态确定等。若对光度测量数据进行进一步的深入分析和信息挖掘,甚至可辨识目标细微特征,如表面反射率、材质、形状等,提高对目标的个体识别能力。

4 技术难点与发展趋势

4.1 星上信号处理能力

为能实现对更远距离和具有较小散射截面深空目标的探测,并减弱消除成像时存在的杂光干扰,要求传感器必须具有强大的星上信号处理能力,对弱小目标信号进行检测与处理,才能实现对空间目标的探测、识别以及跟踪。星上信号处理的性能、效率和可靠性直接关系到SBV完成空间目标监视任务的能力,如对晦暗目标探测能力、观测任务响应能力等。

4.2 邻近目标的关联与识别

对于某些在轨卫星,尤其是同步轨道带内卫星,出于执行任务的需要,会出现多颗卫星聚集在较小经度范围内的情况,称为卫星簇(Cluster)。在同步轨道带内至少有25个这样的卫星簇[2]。

对于卫星簇以及编队飞行卫星,多个目标相距较近,同时由于测量误差、编目轨道根数误差和轨道模型误差的存在,将会影响到对这些目标的正确关联。需要通过改进目标轨道模型、及时更新编目轨道根数等方法,提高轨道预报精度,实现对这类目标的正确关联。

4.3 轨道机动目标的识别跟踪与编目维护

轨道机动后的目标,轨道根数发生变化,将不会再出现在根据原有编目数据进行预测的位置上,对于重访观测间隔较长的目标,甚至将不再出现在观测器视场内,造成目标的丢失。然后该目标可能随后作为UCT在其他观测任务中被捕获,积累一定的观测后重新进行轨道确定,借助与其他测量手段获得的数据进行融合,或通过目标相应特征的识别匹配,如雷达散射截面积或亮度测量数据等的变化特征,最终实现与原目标关联。

对于轨道机动目标,需要安排重点观测,及时检测到其机动[15],迅速更新轨道根数,推断威胁态势,以便在最短时间内对其威胁行为做出反应,保护己方目标。

4.4 对低轨目标的快速捕获跟踪

与深空目标相比,低轨(LEO)目标与传感器相距更近,相对运动角速度更快,使得其在像平面内特性发生很大变化,如目标像点亮度、条痕运动速度等,这就对信号处理算法和软件提出更高的要求。LEO目标轨道周期短、飞行速度快,而且解体陨落目标和再入大气层目标等高威胁等级目标都属LEO类目标,对这些目标要求能够进行快速捕获和更短间隔的重访(要求重访间隔远小于其轨道周期),以实现对其持续跟踪和精确定轨。

目前仅依靠一部SBV传感器也难以实现对数量众多的LEO目标的观测覆盖,相信随着天基空间目标监视系统的配置成型,这类问题能够得到圆满解决。

结束语

SBV充分展示了天基空间目标监视所具有的巨大优势和潜力[1,16],该计划的成功为将来天基空间监视(SBSS,Space-based Space Surveillance System)系统的建立奠定了基础。美国空军已于2004年3月底授权主承包商诺斯罗普·格鲁曼公司研制、发射和部署SBSS系统,最终该系统将由3~8卫星组成,可在未来10年拥有从轨道上监视外国卫星与轨道碎片,确定它们是否对美国空间系统构成威胁的能力[1,2]。据空军航天司令部称,计划2007年年中发射SBSS的“探路者”卫星,以提供过渡性天基空间监视能力;2012年发射2颗工作型卫星,以达到初始使用能力;2014年再发射2颗卫星,达到完全使用能力[6,7]。

一种空间光学遥感器的主镜展开机构 篇5

一种空间光学遥感器的主镜展开机构

分块可展开光学系统的相关技术是空间光学遥感领域当前的研究热点之一.文章设计了一种环扇形剖分主镜的`展开机构总体方案.为了满足主镜展开机构的高重复定位精度要求,定位装置采用了点接触的运动支承;中央子镜与旁瓣子镜之间的锁紧力通过控制步进电机转角的方法来控制,以降低系统的复杂性;为了提高机构运动可靠性并尽可能减少润滑剂对光学镜面的污染,运动副表面采用了MoS2固体润滑剂方式;经Solidworks软件仿真,该主镜展开机构无结构干涉,能够实现主镜的收拢和展开功能.

作 者：孙国鹏 刘志全 SUN Guopeng LIU Zhiquan 作者单位：北京空间飞行器总体设计部,北京,100094刊 名：航天器工程 ISTIC英文刊名：SPACECRAFT ENGINEERING年，卷(期)：16(5)分类号：V243.5关键词：展开机构 主镜 遥感器

空间光学相机 篇6

关键词：高体积分数SiC/Al复合材料； 焊接； 稳定性

中图分类号： V 45 文献标志码： A doi： 10.3969/j.issn.10055630.2015.06.009

Abstract：As for the immaturity of the weld technology applied to the high volume fraction SiC/Al composites， the stability of the space remote sensor skeleton construction was studied. According to the findings of the tolerance analysis of optical deign and structures， the verification of measuring angle and linearity using threecoordinate measuring machine and theodolite was proposed. The feasibility of cementing technology was demonstrated. By the thermal cycling test of frame， the angel and the distance of measuring point were calibrate. The calibrated data was compared. The results show that the torsional angel of the frame is 2.1″ in pitch， 2.3″ in azimuth， and the changes of the distance in the three directions are 0.034 mm， 0.044 mm and 0.034 mm， which can meet the technical requirements of torsional angel smaller than 5″ and the distance tolerance of ±0.05 mm.

Keywords： high volume fraction SiC/Al compound material； welding； stability

引 言

在空间对地遥感领域，为了提高空间遥感相机等大型光学遥感系统的分辨率，通常采用长焦距和大相对孔径的全反式或折反式光学系统[13]。

高分辨率离轴反射式光学系统具有大口径、长焦距、大视场和结构非对称等特点，使得离轴反射式光机系统相机机身尺寸较大，给结构设计带来了很大的困难[4]。受尺寸和质量的制约，寻求高比刚度、低线胀系数的材料已成为迫切需求。高体积分数SiC铝基增强复合材料具有高比强度、高尺寸稳定性、低膨胀系数优异的综合性能，在常用的空间结构应用材料中，高体积分数SiC/Al复合材料的综合品质因数最好[56]，因此在空间相机机身设计中得到了广泛应用。

基于高体积分数SiC/Al复合材料的优越的机械性能以及优良的物理性能，某航天相机光机系统的主支撑结构的材料采用了高体积分数SiC/Al复合材料，光学系统是四反结构形式的新型超大视场离轴光学系统，相机机身由若干件高体积分数SiC/Al材料构件焊接而成。目前采用该材料并按此工艺研制的相机机身在航天项目上还未有成功应用的先例。考虑到机身的加工工艺，单框加工切屑量大，组合焊接次数多，焊接过程的加热和冷却循环过程和异种材料热膨胀系数的差异等诸多因素必然会导致残余应力的产生，而残余应力往往是造成结构最终破坏的主要原因[7]。因此，必须对机身的尺寸稳定性进行充分验证，以满足相机成像要求。

主框架拆分成4个零件，分别为前框、后框、左侧板和右侧板。各组成零件均设计成薄壁加强筋结构，在各单件加工时，由于直接采用锻料进行加工，切削量比较大，需进行多次热处理消除切削应力。在各单件加工完成后，将各个零件通过焊接组合成一个整体。主框架拆分成4个零件，分别为前框、后框、左侧板和右侧板。各组成零件均设计成薄壁加强筋结构，在各单件加工时，由于直接采用锻料进行加工，切削量比较大，需进行多次热处理消除切削应力。在各单件加工完成后，将各个零件通过焊接组合成一个整体。

2 机体残余应力分析

机身的各框采用的材料为高体积分数碳化硅增强铝基复合材料，焊料为铝合金，焊接工序由哈尔滨工业大学焊接技术与工程系完成。机身结构在焊后经过若干次温度时效和振动时效，可以有效的减少残余应力。时效后用X光衍射法测机身上焊缝附近的残余应力。焊接残余应力测量平均差值如表1所示。

3 机身结构的稳定性验证

在相机机身主要位置如焊缝附近、反射镜连接面边缘等处贴上小平面镜。光学环氧胶完全固化后，按照上述原理和方法对小平面镜间的相对转角以及角点距离进行了一次测量，然后进行了热循环试验，试验条件按照相机方案设计给出的指标，热循环试验后，稳定一段时间后，再进行一次转角和距离的测量，把试验前后的两次结果进行比较，得出试验前后小平面镜间的角度和距离变化。多次试验后，通过比较小平面镜间夹角和角点距离的变化来评价机身上相应的点的变化情况，以说明机身的稳定性。

3.1 验证原理

对于角度的验证，在框架的各个部分贴上若干小平面镜，使用的胶为光学环氧树脂胶。通过检测试验前后小平面镜的转角的变化来推出框架上贴小平面镜的相应的点的变形情况。检测转角的检测设备使用两台0.5 s莱卡经纬仪。前后框和侧框的检验原理如图2和图3所示。

对于线量的检测，光学系统中各反射镜的的公差要求为Δ=±0.05 mm。相机在经历若干次试验后反射镜相对位置变化必须处在给定的公差带内，验证机身在三个方向的尺寸稳定性使用的检测工具是三坐标测量机。

3.2 胶接工艺的可行性论证

检测方法的可行性是保证检测过程有意义以及检测结果具有高可信度的前提。在机身验证的过程中，考虑到热试验可能引起胶的流动引起不稳定的因素，以及温度引起小平面镜变形，所以对胶接工艺进行了可行性论证。为验证光学环氧树脂胶的稳定性做的试验工装如图4所示。小平面镜直径为25 mm，小平面镜用光学环氧树脂胶粘在镜座上，基准镜用螺钉固定在镜座上。胶完全固化后，把镜座放在热循环试验箱中进行试验，试验温度为-10～50 ℃，实验前后分别测量小平面镜和基准镜之间的夹角，如表2所示。

由于基准镜用螺钉固定，受温度的影响非常小，可以忽略。实验结果表明，热循环实验前后，由光学环氧树脂胶引起的小平面镜转角变化最大为0.5″，可以认为光学环氧树脂胶应用于Φ25口径、厚度10 mm小平面镜是稳定的。

4 验证结果

对机身进行了4次试验，周期为6个月，试验完成后对实验数据进行了整理。机身上总共有13个小平面镜。俯仰和方位角的相对变化如图5所示。

4次实验前后，俯仰方向转角的变化Δθ=2.1″，方位方向转角的变化Δφ=2.3″，满足单框的最大转角δmax<5″的设计要求。

5 结 论

针对焊接工艺应用于大尺寸离轴三反相机存在焊接应力和残余应力较大的问题，本文提出了验证相机机身尺寸稳定性的一种方法；并对各检测环节的精度进行了系统的论证；验证结果表明，对于本文中的机身结构，材料采用高体分铝基复合材料，连接工艺采用焊接的形式，能够满足设计指标为转角<5″，距离<0.05 mm的设计要求。

采用本文的检测方法，可以对大尺寸航天遥感器机身的尺寸稳定性进行验证。焊接工艺应用于高体分铝基复合材料的结构件连接中，焊接构件的尺寸稳定性能够得到保证，该种工艺形式能够为高体分铝基复合材料应用于大型航天遥感器的结构设计中得到推广。

参考文献：

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[3]郭疆，邵明东，王国良，等.空间遥感相机碳纤维机身结构设计[J].光学 精密工程，2012，20（3）：571578.

[4]张雷，贾学志.大型离轴三反相机桁架式主支撑结构的设计与优化[J].光学 精密工程，2009，17（3）：603608.

[5]任建岳，陈长征，何斌，等.SiC和SiC/Al在TMA 空间遥感器中的应用[J].光学 精密工程，2008，16（12）：25372543.

[6]沙巍，陈长征，许艳军，等.离轴三反空间相机主三镜共基准一体化结构[J].光学 精密工程，2015，23（6）：16121619.

[7]程军.SiC/Al板的焊接残余应力分析[J].力学季刊，2011，32（1）：117123.

空间光学相机 篇7

空间CCD相机图像压缩不同于其他压缩场合,它要求整个压缩系统具有实时性且采用硬件设计,但存储资源和板面十分有限,而遥感图像资源又十分宝贵。因此,可选用的压缩算法复杂度不能太高而又要求具有较好的压缩性能。下面介绍三种压缩算法的优缺点:JPEG2000[3]具有较好的压缩性能,然而其算法复杂度很高,难以通过硬件实现和达到实时性的要求;SPIHT算法[4]抗错能力很差;CCSDS压缩算法[5]专门针对深空应用,其复杂度适中,压缩性能和JPEG2000相当。因此,本文选用CCSDS压缩算法作为压缩系统的设计理念。然而,CCSDS压缩算法仅推荐了一些压缩规范,具体编码器的设计需根据各种应用场合进行设计。

本文在参考国内外相关技术的基础上,根据背景项目需求,结合TDICCD图像特点,从工程应用的角度提出了一种基于CCSDS压缩算法的空间TDICCD相机图像压缩系统。

1 压缩系统的提出

CCSDS压缩算法总体上由离散小波变换(DWT)和位平面编码器(BPE)两部分组成,如图1所示。DWT用来去除图像空间相关性,BPE用来编码去除相关性后的数据。

根据上述CCSDS算法原理,本文设计的CCD图像压缩系统组成如图2所示。

2 关键技术

2.1 离散小波变换VLSI设计

CCSDS的离散小波变换使用3级二维9/7 DWT,包括浮点型和整形。浮点型在有损压缩时具有很高的压缩性能,而整形主要应用在无损压缩。空间CCD相机电子学图像压缩单元的主处理器选择FPGA,但FPGA处理浮点运算十分麻烦。因此,本文压缩系统采用9/7提升整数小波变换。9/7提升整数小波变换预测与更新步骤为:

其中,α≈-1.568,β≈-0.053,γ≈0.883,δ=-0.443 5,K≈1.149 6。由式(1)～式(6)可知,9/7整数小波变换的实现十分简单,仅需加法和移位运算就可实现,非常适合FPGA实现。

本文设计的9/7提升整数小波变换VLSI结构如图3所示,其采用2次一维小波变换实现。1D DWT单元采用两个结构相同且并行的1D DWT组成,一个处理图像行小波变换,另一个处理第一次小波变换后的图像列小波变换,最终完成二维小波变换。

2.2 BPE编码器设计

小波变换后,由位平面编码器处理小波系数。首先对小波系数进行重组,以64个系数作为一块。小波系数组织结构和块示意图如图4所示,其中1个为DC系数,其余63个为AC系数,AC系数和DC系数采用不同的编码器。若干块组成一个段,一个段含有的块数为16～220,工程上通常设为16。BPE编码是以段为单位的,各段相互独立编码。

块内DC系数采用DPCM编码方法可以取得较好的编码性能。本文设计的AC系数BPE编码结构如图5所示。

与传统方法相比,本文提出的BPE方法主要从以下方面进行了改进:

(1)扫描方法:CCSDS算法扫描AC系数从高比特平面到低比特平面得到转移字,在每个比特平面都要访问这些转移字。以8 bit图像为例,在码率为1 bpp时,平均需要扫描6 bit平面,在每个比特平面需要访问2M×N/3个系数,因此,为了完成扫描处理,至少需要4M×N个脉冲。然而大多数转移字的计算实际仅需要系数的深度,并不需要系数本身。因此,在每个比特平面访问小波系数是没有必要的,将会浪费大量的脉冲。对此,本文采用式(7)、式(8)在扫描系数前对系数的深度进行计算:

其中,OR为逻辑“或”,valij是类型i的第j个系数的值,n[i]是最大深度。由于仅需要访问一次系数,因此访问存储器次数可以减少3倍。

(2)并行扫描:BPE每个段含有16个块,本文对16个块独立进行扫描处理,即采用16个扫描模块(Scan0～Scan15)并行扫描系数。每个模块扫描一个块,扫描结果将转移字存储在RAM中,极大地提高了扫描性能。

(3)转移字存储:熵编码模块由编码选择计算模块(CalcOption)和编码模块(Encoding)组成。这两个模块需要访问存储器的转移字,但是CalcOption仅需要长度大于1的转移字,它并不需要访问所有的转移字。因此,为了加速这个模块的计算,在存储转移字的同时将长度大于1的转移字复制到另一个存储器中,CalcOption计算时只需访问长度大于1的转移字的存储器即可,大大缩短了计算时间。

(4)并行计算:在编码前,Rice熵编码模块需要最优编码选择(它是CalcOption模块的输出),在1 bit平面的编码选择计算时需要访问16个块中的转移字。为此,本文设计了两个相同且并行工作的模块,一个是访问Block0～Block7的访问字,另一个是访问Block8～Block15的访问字。通过比较两个模块的结果选择出最优编码。

3 实验结果

为了验证本文提出的压缩系统的可行性,使用地面检测系统对其进行测试。地面检测系统向压缩电路板发送测试图像,压缩系统将图像压缩、解压后经Camera Link传输到PC机上进行分析,得到如图6所示的重构图像。由图6可知,本文提出的压缩系统是可行的。

为了测试本设计的压缩系统性能,地面检测系统向压缩系统发送各种测试图像进行实验,并与传统方法进行比较,实验结果如表1所示(压缩比为8:1)。

(单位:dB)

由表1可知,本文压缩系统平均PSNR可达40 dB,比传统方法提高了0.97 dB。

本文提出的压缩系统工作参数如表2所示。由表2可知,本文设计的压缩系统具有高的数据吞吐率,其数据吞吐率达到12.8 Mpixels/s。

本文提出的图像压缩系统可以稳定可靠地工作,由以上实验数据表明,本系统非常适于航空面阵CCD相机的应用,为空间TDICCD相机图像压缩提供了一种很好的解决方案。

参考文献

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[5]邓宸伟,赵保军.一种快速改进型SPIHT算法[J].北京理工大学学报,2010,30(4):478-482.

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空间相机主镜展开机构设计方案分析 篇8

关键词：空间相机,可展开主镜,分块方式,驱动机构,定位机构

0 引言

随着空间科学技术的迅猛发展,发展大口径空间望远镜在空间探测等领域的应用呈现出愈发重要的意义。对于有着高观测指标的空间望远镜而言,其主镜的尺寸必须十分巨大,当然由此带来的制造与发射难度也会很大。对于主镜尺寸为米级的下一代太空望远镜(next generation space telescope,NGST)的光学系统来说,传统一体化的主反射镜的体积质量是惊人的。如著名的哈勃太空望远镜的主反射镜直径仅2.4m,但整个望远镜的直径为4.3m,长13.1m,质量达11 600kg。这样的尺寸与质量无论是从发射成本还是从发射难度上来说,要求都是非常高的。所以发射数米或更大直径的望远镜就需要新的运载工具,或者是设计灵巧的望远镜系统,利用现有的运载工具来发射。为了降低大口径望远镜的制造和发射成本,科学工作者正在努力研制灵巧空间望远镜镜片系统,这类灵巧镜片系统不仅要减小质量,而且需要采用展开式结构设计。因此,科学工作者一方面在努力寻求减小望远镜特别是主反射镜质量的方法,另一方面也在寻求将主反射镜片剖分成若干片较小子镜片的可展开结构的设计方法,即由若干子镜合成一个大口径反射镜,发射时将子镜折叠起来,以减少发射时的截面,入轨后再将它展开成工作状态,从而实现数米级主镜的空间相机的升空发射[1]。

1 主镜分块方式

主镜的分块方式直接影响着整个光学系统的光学性能与收拢效率(展开体积与收拢体积之比),是整个可展开光学系统设计的基础与重点。不同分块方式的选择对应不同的展开机构机械设计,一种合适的分块方式能够决定后续设计的走向与整个设计的优劣性。常见的主镜基本分块形式有六边形、扇形和并列式三种,如图1所示。

这三种形式是最为基本的分块形式,在此基础上组合改进演变出来的各种分块方式不胜枚举。以六边形分块方式为例,可根据主镜尺寸大小,通过六边形子镜扩展为17面、36面和60面等形式,如图2所示。

而扇形分块方式可根据需求,设计为各种组合方式,如图3所示。

这些较为复杂的演变型拥有更高的收拢效率,但是其展开方式的设计难度也更大。三种基本型都可通过单自由度的一级展开机构实现展开动作,但演变型往往都需要两个以上自由度的展开机构才能够实现展开。而展开机构复杂程度的增加也必将导致展开后主镜整体面型精度的控制更为困难,并且展开机构可靠性也会大大下降。

总体而言,主镜分块及收拢方式的选择须优先考虑以下约束条件[2]:①体积约束。收拢状态下,主镜收拢后体积与发射舱的体积要相适应,因此,在运载火箭不变的情况下,主镜尺寸越大,要求主镜的收拢效率越高;②可靠性约束。为了提高系统的可靠性,主镜展开形式应尽量简单,展开机构和位置调整机构尽量少;③性能指标约束。为了减小展开过程对光学系统成像质量的影响,主镜应尽量一次展开且尽量减少分块镜的数量与间隙。

2 典型展开机构设计方案及比较

从机械角度考虑,一个完善的展开机构必须首先具备三个基础部分:展开动作机构、锁紧机构、重复定位精度控制机构。

主镜展开机构可根据不同的分类标准划分为如图4所示几种机构[3]。

不同展开类型的选择,对应着不同的设计要求。如在设计中要求主镜口径较大,而简单的一级花瓣展开机构达不到足够的收拢效率,不能满足发射舱大小的限制,则必须考虑具有更高收拢效率的堆栈式展开机构。

以NASA(national aeronautics and space administration)的JWST(james webber space telescope)为例,其主镜口径达6.5m,这样大的口径如果仅使用一级花瓣式展开机构,旁瓣子镜的大小也将达到2m以上,显然,这样的子镜无论是从制造上还是收拢操作上都是很难实现的,因此JWST实际上采用了由18面顶点间距为1.3m的六边形铍镜组成的分块方式。鉴于子镜数量与分布的特点,其展开过程采用了六边形分块与并列式展开相结合的展开方式。

而对于一些口径略小(通常为2～4m)的空间光学遥感器来说,一级花瓣式展开机构即可满足要求。以国外某非成像分块可展开光学遥感器为例,其口径要求为2.55m,在此情况下即可选用一级花瓣式展开机构,其主要外形参数如图5所示。

这种不以成像为目的的光学系统的面型展开要求远低于以成像为目的的空间光学遥感器的面型展开要求,但其分块方式与展开机构的选择对后者是很有参考意义的,其展开方式在经过优化与改进后可以成为可成像望远镜主镜展开方式的设计方案。本例中所列举的展开系统就是NASA Langley研究中心为一系列面型误差要求在1～10μm之间的非成像激光雷达系统所设计的展开机构模板,并可通过进一步改进达到满足成像系统要求的目标。一级展开机构的特点通常是:机构简单,具有高度的可靠性与稳定性;具有很低的热膨胀系数;易于实现轻量化控制。

展开机构驱动方式的选择目前多倾向于采用较为成熟的电机驱动方式,整体动作机构由电机作为动力源,配合由滚珠丝杠和连杆组成的曲柄滑块机构或传动齿轮机构。

主镜在空中展开后,镜片需要实现精确的定位和锁紧,镜片之间也需互相连接和锁紧,以保证展开镜面的完整性。

以JWST主镜展开机构为例,其展开机构与锁紧机构的组成和工作原理如图6所示。当航天器入轨后,步进电机驱动传动齿轮将旁瓣子镜逐渐展开,当旁瓣子镜接近中央子镜时,通过锁紧螺杆与锁紧螺母的旋入实现旁瓣子镜的锁紧。定位是通过一组可限制6个自由度的球面/平面/V形槽等配合的定位装置来实现的。

JWST的展开动作机构由两对铰链构成,每对铰链分别有一个主动铰链和一个从动铰链,其中主动铰链设计细节如图7所示。

这些铰链有着双重的作用。首先,这些铰链和两个发射约束机构共同承载翼的发射载荷;其次,它们能将翼旋转103°以进入其锁定位置。每个铰链都由一对耳翼和U形夹通过一个松的插销组合而成,这样能够提供冗余的旋转面。铰链插销和耳翼及U形夹之间有足够的间隙以防止它在锁闩固定后仍处于载荷路径上。这样就保证了这些铰链不会对展开可重复性造成影响,或是在运转中产生让临界接触面发生微动力学不稳定的负载。

耳翼的展开采用的是一个步进齿轮电机。该齿轮电机通过齿轮驱动U形夹,齿轮传动比为4,电机输出扭矩为22.5N·m,因此展开扭矩大约能达到90N·m。铰链耳翼采用钛合金制作,插销材料采用Nitronic 60,以防止磨损。钛合金部件上的螺栓孔有一个单独的穿孔和大号键槽以保证部件能随近乎零热膨胀系数的背板结构一起收缩。在齿轮、插销以及耳翼间使用的都是MoS2干膜润滑剂。

2.55m口径激光雷达系统则采用了另外一种目前较为成熟的驱动方式:电机驱动带动丝杠螺母,并最终通过连杆机构实现展开。其展开机构与锁紧机构的组成及工作原理如图8所示[4]。

该展开机构下部为固定的桁架框架结构,用于固定在航天器上;框架中部设置有可以通过电机驱动的丝杠螺母机构;上部为可活动的展开分块面,其背部支撑结构为A形桁架结构。在A形桁架顶部和丝杠螺母的滑块上各有一铰链通过连杆连接。发射升空后,由电机驱动丝杠螺母上的滑块做直线运动,通过连杆拉动A形桁架实现展开。到达约75°的展开预定位置后,滑块可由一预先设定好位置的锁闩实现固定与锁紧。

在其他一些展开系统设计构想中,由EMC驱动的连杆机构也被尝试性地使用。其核心思想是设计一个四连杆机构,其中一根连杆由EMC材料制成。发射前使EMC连杆处于折叠或弯曲状态,待发射完成后通过加热手段使EMC铰链伸直,从而实现展开。在这种设计中展开动作机构的驱动力来自于EMC材料受热时的变形力,其定位方式则依赖于EMC连杆本身的刚度。即展开驱动机构与定位锁紧机构可通过一根连杆一次性实现。

综合分析比较上述三种展开系统设计方案,可得出表1所示结论。

整体主镜可展开机构设计方案装配效果如图9所示。

3 总结

3.1 主镜展开机构设计思路

在进行具体项目的设计之前,首先要确定设计指标要求,并考虑加工制造条件限制。在不超过加工制造条件限制的前提下,合理选择分块方式与收拢方案,以满足设计指标要求。其次,选用技术成熟、工作可靠性高的驱动与定位方案,对方案中可能产生误差的环节进行精细的误差分析,并作相应的细节设计以减小误差。最后,对整体方案的可行性与可操作性进行评估,确定方案是否具有实际意义。

3.2 设计要点

(1)高精度展开与定位机构设计。

主镜展开机构的重复精度和展开后的稳定性主要由展开/锁定装置决定。因此不仅要选取合适的展开与定位方案,还需要对方案中的具体细节作出合理设计。在误差分析的基础上,找出可能影响系统整体误差的因素,并逐个对这些因素进行考虑,作出能最大化提高系统整体精度的设计。

(2)主镜展开机构的微动力学。

在整个展开机构中有许多活动部件,当这些部件动作时,它们与周边部件间的摩擦、间隙和碰撞等难以确定的不确定性因素都将影响系统整体的动力学特性。这些运动部件本身的动作和外界干扰也会造成整体机构的颤振,会对系统的微动力学稳定性和观测质量造成影响。所以,对系统中活动部件的具体结构和材料的研究有助于保证系统的微动力学性能,解决可能因此产生的一些问题。

(3)展开机构热性能设计与试验。

展开机构的工作环境是十分特殊的,因此为了保证其展开的可靠性与稳定性,对其工作热环境的控制是十分必要的。可通过热分析模型的分析处理,获得较精确的温度分布状况,然后据此对结构和材料进行选择,从而获得合理的设计方案。设计完成后还需对实际机构进行试验,模拟空间工作环境进行工作测试,获得试验数据,从而评估并改进设计方案。实际操作中,对单瓣子镜的展开运动进行测试更为方便且具有较高的代表性。

参考文献

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空间光学相机 篇9

目前图像去模糊的方法有很多种,根据运动模糊的不同特征可以分为均匀去模糊[1]和非均匀去模糊[2]。在传统的去模糊中,通常都假设图像的模糊为均匀的,即只考虑相机与物体之间的相对平面内的平移运动。目前,针对均匀模糊的去除方法主要包括基于专业硬件芯片[3,4]、梯度统计[5]、稀疏表达[6,7]和边缘透明度的方法[8]等。但是这些方法只有针对自然图像的去模糊效果才比较明显,却很少有专门针对人脸图像模糊的去除方法[9]。视频监控已经广泛应用于生活的各个领域,通过视频图像对目标人物进行定位识别跟踪、刑事侦察和打卡签到应用中有着迫切的需求。但是在很多情况下,由于相机的抖动或者人物的行走会引起的人脸图像模糊,导致后续的人脸识别失效。为此提出了人脸图像的去模糊方法,传统方法都将运动模糊视为均匀模糊,没有考虑在相机成像平面外的运动。但在实际应用中,因为相对运动不能总是维持在成像平面内,均匀模糊的去除方法往往不能真正达到去模糊效果[10]。较早的文献通常将一幅输入图像分割成很多区域,其中每一个区域看作是均匀模糊,不同区域的模糊核各不相同,达到估计非均匀模糊核的目的[11]。Whyte[12]等人提出了一种新的非均匀去模糊的模型,将模糊图片看作是沿着相机路径拍摄的每一张图片的叠加总和,这些图片可以看作是清晰图片在相对运动轨迹上每个轨迹点的变形图片。基于这个新的模型,可以通过计算相机的抖动路径去除非均匀模糊。Gupta[13]等人提出了一种相似的去模糊模型,用相机在相机平面内的平移和旋转对相机的运动轨迹进行建模,也证明了只需要这三个自由度的参数就可以近似地估计出相机在空间中的平移与旋转。本文将非均匀模糊去除方法应用在人脸去模糊中,通过对相机的运动轨迹进行约束,可以更快速准确地估计出相机的运动轨迹。由于大部分文献对图像的先验知识是根据自然图像设定的,并不适合于本文的人脸图像。因此通过对人脸图像训练又得到人脸特有的稀疏字典,增加了人脸图像的约束,可以得到更好的人脸去模糊效果。

1 非均匀去模糊模型与图像先验知识

1. 1 非均匀去模糊模型

非均匀去模糊的模型可描述为过程:

其中,B代表模糊图像,L代表清晰图像。θ 代表相机的运动轨迹参数,n代表噪声。采取文献[13]的方法,用平面内的平移和旋转来近似相机的抖动路径。Hθ代表在在相机姿势 θ 下的单应矩阵,f( Hθ,L) 即为在 θ 相机姿势下变形后的图片。模糊图片B可以看作是在相机路径下所有变形图片的叠加与噪声n的总和。在离散情况下,模糊图片的离散表达形式为:

其中,Kθ代表在相机姿势 θ 下的变形矩阵。在三维空间中,相机的运动轨迹包括在x轴、y轴、z轴的移动和旋转,共计6 个参数[14]。但是本文只考虑沿着x轴、y轴的平移和围绕z轴的旋转。因为沿着x轴、y轴的旋转可以用沿着y轴、x轴轴的平移近似。而沿着z轴的平移对图片的影响很小可以忽略不计。因此,原本6D的相机运动空间可以用3D的相机运动空间来近似。

因此,在非均匀去模糊中求解清晰图像是通过最小化如下能量函数得到:

其中,W代表权重wθ的集合。Φ( L) 、Φ( W) 分别代表L和W的先验知识。

1. 2 图像先验知识

为得到较好的去模糊效果,不仅需要准确估计出相机的抖动路径,还需要对清晰图像建立先验知识。由于相机抖动路径不可能被完美的求解得到,所以图像的先验知识在去模糊效果中也起到了关键作用。图像的梯度分布方法常被用于先验知识的构建,但并不适用于人脸图像的梯度分布。因为在自然图像进行去模糊处理中,梯度分布符合超拉普拉斯分布规律,然而人脸图像的梯度分布并不满足这一特性[15]。假设图像像素点的总个数为N,每个梯度幅值的个数为N,则自然图像与人脸图像梯度分布情况分别如图1 中的( a) 和( b) 所示。

从图1 中可以看出,自然图像与人脸图像梯度分布存在一定的差异,利用自然图像的梯度分布对人脸图像建立先验会引起很大的误差。根据分析,本文对人脸图像需要建立一种新的稀疏先验,来达到清晰人脸的效果。

2 人脸图像去模糊模型

通过估计相机的抖动路径,并同时建立人脸的先验知识来达到人脸图像去模糊的效果,主要包括非均匀模糊核估计和人脸图像稀疏先验两部分,去模糊模型的步骤流程如图2 所示。

2. 1 基于相机运动子空间的非均匀模糊核估计

首先对相机路径上所有姿势的权重进行初始化。定义T( θ,p) 为在相机姿势 θ 下在像素位置p的变形函数,因此,在相机姿势 θ 下在像素位置p的模糊核可以表示为:

相机的整个路径在像素位置p噪声的模糊核则可表示为:

其中,S表示相机的整个路径,也即是相机姿势 θ 的集合。

首先利用均匀模糊的去除方法,在模糊图像上选取一些小的图像块来求出一些均匀的模糊核。本文中选取文献[1]的方法。根据求出的多个均匀模糊核,利用反向投影( BP) 算法,可以得到投影值为:

其中,i代表模糊核kp的位置,Γ( θ) 用来表明相机姿势 θ 是否起到作用,如果有,则 Γ( θ) = 1 ,反之 Γ( θ) = 0 。因此,可以初始化相机姿势权重W为:

但由于估算的几个均匀模糊核并不准确,而且利用BP算法对这几个仅有的均匀模糊核进行非均匀模糊核重建必然会有很大的误差。同时,由于相机的抖动路径在运动空间是非常稀疏的,因此,可以进一步对相机姿势的权重利用下式进行初始估计:

为得到更精确的权重W的估计,通过对权重W和图像L的迭代优化来得到更好的解。因为图像的导数在清晰图像估计中会起到积极的作用,可有效地去除环效应并且可以加速最优值的求解速度[16],因此本文利用图像的导数来求解清晰图像L和相机姿势权重W:

其中,代表图像L的一阶导数和二阶导数。从式( 9) 中可以看出,相机姿势的权重需要在整个运动空间S上进行优化,这样必然会引起计算速度大大的降低。但由于相机的运动路径应该是一个连续的一维路径,不应该是一个复杂的立体路径,如图3 所示。

因此,需要将冗余的相机路径去除,在每次迭代过程中,将相机路径限制在一个运动子空间S' ⊂ S中。为了达到该目的,将每次迭代过程中得到的权重WS= { w1,w2,…} 按照降序排列,然后将末尾最小的m个权重取值为0,然后在剩余的权重对应的子空间{ θ ∈ S'} 中,重新对求解最有值:

2. 2 人脸图像先验

在每次的迭代过程中,当固定权重W后,需要对清晰图像L进行求解:

根据1. 2 节的分析,广泛应用的关于图像梯度分布的先验知识在人脸图像中并不适用,因此需要对人脸图像设计一个合适的先验知识。选取耶鲁人脸数据库中的部分图片用作训练集,该数据库分别对十个测试对象拍摄了不同的照片,选取其中5 个对象的图片为训练集,其余部分用作测试集,通过训练集f = { f1,f2,…,fn} ,来训练一个人脸的特殊字典D 。

可以根据训练得到的人脸特殊字典,得到清晰人脸图像的先验知识:

其中,Ri代表提取图像L中的第i个图像块,选取图像块大小为8 × 8。字典大小为64 × 512。由于利用清晰的人脸图像进行了字典训练,因此在去模糊的过程中对人脸重建可以得到更加清晰的人脸图像。

3 实验结果与分析

实验选取耶鲁人脸数据库中三幅图像作为测试集的图片,并合成三个不同的三维空间的连续路径模糊核,根据三个清晰人脸图像分别合成三个不同模糊核的非均匀模糊人脸图片。实验通过三组图片展示本文提出的新模型的对模糊人脸图像的去模糊效果,并与文献[13]中Gupta等人提出的去模糊模型进行比较。

同时,实验采用的是评价效果较好的PSNR和MSSIM两种方法,峰值信噪比PSNR的计算公式为:

结构相似性MSSIM的计算公式为:

其中,式( 15) 中的SSIM是用来表示两幅不同图像的相似程度,表示公式如下:

其中,σx和 σy代表图像x和y的方差。σxy是x和y的协方差。C1= ( K1I)2,C2= ( K2I)2,其中K1= 0. 01,K2= 0. 03 ,I代表图像灰度值的动态范围。计算结果的MSSIM值越大,越接近1,代表去模糊后的图像与原始无噪声图像的相似度越高,去模糊效果越好; 而MSSIM值越小,则代表去模糊效果较差。

实验过程中,本文首先对模糊图像随机选取7 个的小图像块用文献[1]求得7 个均匀模糊核,利用反向投影法得到一个3D模糊核的初始值,然后进行后续的非均匀模糊核估计。测试图片选自耶鲁人脸数据库测试集中。对三张人脸图片分别用随机生成的3D模糊核进行模糊处理,然后用本文方法以及文献[2,13]的模型分别对测试图片进行去模糊并记录处理结果的PSNR值与MSSIM值,数值比较如表1 所示。

从表1 的结果可知,在三张测试图片中本文模型处理方法可以得到更高的PSNR和MSSIM值。在每张人脸图片的PSNR值平均比文献[13]可以提高2 ~ 3 d B,MSSIM平均可以提高10% 左右,比文献[2]可以提高1 ~ 2 d B,MSSIM可以提高5% 左右。因此,可以表明本文提出的方法比文献[2,13]可以得到更清晰的人脸图片。这不仅可以提高图片的视觉效果,而且也会在很大程度上提升后续对人脸图片的人脸识别等应用的准确性。

4 结语

空间光学相机 篇10

目前, 对于大尺寸空间位姿的测量, 主要是采用以参考坐标系为测量基准的空间坐标测量技术, 通过标定及误差处理来实现高精度测量[1,2,3,4]。如对于大型三坐标测量, 通过激光干涉法或多台跟踪仪法来进行误差的评定、分离和补偿;对于多传感器视觉测量, 通过严格的现场标定将各传感器坐标系统一起来, 并在摄像机标定及图像畸变校正基础上进行精密测量。

在大尺寸空间位姿测量及大型设备装配中, 也经常采用实物基准。如在卫星总装中, 为保证精度, 设计加工一个与卫星接口相匹配的大型精密转台作为实物基准;又如在装配大型轴类工件时, 通过加工一个长达几米乃至十几米的铸铁基准体作为实物基准。在此类测量中, 对于因大型基准体材料和结构变形而对测量精度的影响应尽量予以避免或采取相应的补偿措施。

上述各测量方法和测量仪器通常或多或少存在以下不足:测量复杂、造价昂贵、缺乏便携性和可移动性、需要现场严格标定等。为此, 本文提出基于公共光学基准的大尺寸空间的角度测量方法, 并开展相应的误差研究。

1 测量原理

以一个工程问题为例, 基于公共光学基准的大尺寸空间的角度测量原理如下:如图1所示, 在一个大型轴类工件上, 为了测量相距7m的小轴1的轴线与小轴2的轴线在垂直于主轴的平面C上的投影A、B之间的夹角γ, 以激光器发出的一束垂直于平面C的线结构激光平面作为公共光学基准, 采用两个光轴均垂直于平面C的CCD摄像机, 分别对两个小轴以及由激光投射在小轴上而形成的激光光条进行拍摄, 通过图像处理[5], 分别在CCD1、CCD2的图像上得到小轴1轴线与光条Ⅰ之间的夹角α、小轴2轴线与光条Ⅱ之间的夹角β。由于在两个CCD图像中的激光光条是由同一个线结构激光平面得到的, 彼此平行, 故得到夹角γ=180°-α-β。

2 基于精度考虑的测量系统设计

2.1提高公共光学基准的准确性与可靠性

实际测量中, 由于被测对象的形状位姿各异, 使得物空间中激光光条的形状和相对位置同样各异。为了在各种测量对象条件下, 保证两个CCD图像中的激光光条始终平行, 采用以下设计方法:按照针孔透视成像模型 (图2) , 当任意一个与CCD1 (CCD2) 的光轴zC1 (zC2) 平行的平面S通过该CCD的镜头中心C01 (C02) 点时, 平面S与物空间任意形状位姿的被测对象的交线M1N1 (M2N2) 在图像平面I1 (I2) 上的投影m1n1 (m2n2) 都在平面S与各自图像平面的交线p1q1 (p2q2) 上。

如图2所示, 在测量时, 使充当公共光学基准的线结构激光平面S同时通过两个CCD的镜头中心C01、C02。这样, 无论被测对象如何, 两个CCD像面中的激光光条m1n1、m2n2都始终在各自CCD像面与激光平面S的交线p1q1、p2q2上。按照上述测量原理, 两个CCD的像面平行, 因此上述交线平行, 故两个CCD图像平面中的激光光条m1n1、m2n2始终是平行的, 可以准确可靠地发挥公共基准的作用。

在每个CCD的图像视场中, 使被摄对象上的激光光条通过该图像阵列的中心, 就可以实现线结构激光平面同时通过两个CCD镜头中心的目的。

2.2减小CCD镜头畸变对公共光学基准的影响

CCD摄像机镜头的主要畸变[6]为一阶径向畸变, 像点 (xd, yd) 处的横向畸变和纵向畸变分别为

式中, r为像点到图像中心的极径;k1为一阶径向畸变系数。

如图3所示, 按照前述测量方法, 每个CCD图像中的激光光条均为一条通过图像平面中心的直线, 因此畸变后的激光光条上的各点仍在原直线上, 即光条的方向不变, 故可减小镜头畸变对公共光学基准的影响。

2.3摄像机标定的简化

按照前述测量原理, 在测量中, 需测量每个被测几何元素与激光光条在指定投影面上的正交投影之间的夹角。但实际得到的只是它们在CCD像面上的中心透视投影之间的夹角, 因此, 按传统方法需进行摄像机模型标定。采取下述方法可简化CCD摄像机标定。

首先, 当线结构激光平面及CCD光轴都垂直于指定投影面且激光平面同时通过两个CCD的镜头中心时, 激光光条在CCD像面上的中心透视投影与它在指定投影面上的正交投影平行。

其次, 可在CCD 像面上得到被测几何元素在指定投影面上正交投影的方向。①当被测对象是二维平面体 (如平面标杆, 被测几何元素为标杆中心线) 时, 若标杆平面与指定投影面平行, 所摄图像只是标杆平面按同一比例的简单缩放, 则被测几何元素在CCD像面上的中心透视投影与它在指定投影面上的正交投影是平行的;若标杆平面与指定投影面不平行, 如图4所示, 测量时通过使CCD的镜头中心对准激光光条PN与标杆侧边PM的交点P, 并在后续图像处理中, 以平行于标杆中心线的PM线代替中心线作为被测几何元素, 则PM在CCD像面上的中心透视投影与它以及标杆中心线在指定投影面上的正交投影的方向是一致的。②当被测对象是三维回转体 (如小轴, 被测几何元素为小轴轴线) 时, 通过使两个平行的线结构激光平面同时投射到小轴上, 并对所形成的两个光条曲线进行重叠匹配, 则可在CCD像面上得到小轴轴线的方向。

如图5所示, 设光条曲线1沿x轴和y轴分别移动距离x0和y0后, 与光条曲线2实现最佳重叠匹配, 最佳匹配的目标函数为

min ∫${}_{y=a}^b$[f2 (y) - (f1 (y-y0) +x0) ]2dy (3)

其中, 由曲线1和曲线2上的数据点得到x1=f1 (y) , x2=f2 (y) 。

求解式 (3) 即得到小轴轴线的方向, 其中小轴轴线与x轴的斜率值为y0/x0, 该方向也就是小轴轴线在CCD像面以及指定投影面上的正交投影的方向。

通过上述方法, 在CCD图像上得到的被测几何元素与激光光条之间的夹角就是它们在指定投影面上正交投影之间的夹角。

3 误差测试与调整

3.1线结构激光与指定投影面的垂直度检测

采用图6所示的装置进行检测。如图6a所示, 由激光器1发出的激光束经光学直角器2 (光学直角器由半透半反镜A和反射镜B组成) 进入准直光管5, 准直光管检测激光束的方向。图6中, 反射镜4位于靶标3表面上并与指定投影面平行。如图6b所示, 将光学直角器2逆时针转过90°, 此时, 激光束透过半透半反镜A, 然后由反射镜4反射后返回, 经光学直角器2将光束转过90°后进入准直光管5。设激光束与指定投影面的垂直度误差为Δθ, 那么在图6a和图6b所示情况下进入准直光管的光束方向改变了2Δθ。根据准直光管的读数可以确定激光束与指定投影面的垂直度误差。

(a) (b)

借助以上检测结果, 可有针对性地微调激光器的位姿。

对于被测对象为轴类等回转体, 若充当公共基准的线结构激光平面未完全通过CCD镜头中心, 或激光平面与指定投影面不垂直时, 如图7所示, 在CCD像面上的光条曲线需拟合成直线后才能作为公共基准使用。其中, 当激光器光轴存在绕被测轴线 (图7所示y轴) 的角度误差时, 如图8所示, 将使投射在轴上的部分激光光条因被轴遮挡而无法成像在CCD像面上, 这将加剧基准的拟合误差, 因此, 应尤其避免激光器光轴在这个方向上产生垂直度误差。

3.2CCD光轴与指定投影面的垂直度检测

建立与指定投影面平行且表面有圆形刻线的靶标。设理想情况下, CCD光轴沿z轴方向并与指定投影面垂直, 此时CCD所摄图像为标准圆。在实际情况中, 为得到CCD光轴存在的绕y轴方向的角度误差θ0, 利用摆角器分别使CCD绕y轴方向旋转θ和-θ, 并由CCD各自摄得一个椭圆图像, 进而通过图像处理得到椭圆的短长径之比ρ1、ρ2。这样, 根据CCD偏摆角度与椭圆短长径比之间的关系, 由下式得到θ0:

类似地, 可得到CCD光轴存在的绕x轴方向的角度误差θ1。借助以上检测结果, 可有针对性地微调CCD的位姿。

4 测量准确度的评定

针对上述测量原理以及相应的测量系统, 通过以下方法对测量准确度进行评定。

如图9所示, 设计加工两个表面附有刻度线的靶标, 并通过计量获得标准角度γ1和γ2分别为85°04′34″和85°19′32″。首先将两个靶标放置在同一个平面上, 经调整后测量A1和A2的残余平行度误差δ1。之后将靶标2移到7m远处并采用水平仪监测, 可得到靶标2经移动所产生的绕垂直于纸面的轴的残余旋转误差δ2, 此时, 相距7m的A1和B2之间的角度γ2+δ1+δ2作为大尺寸空间的标准角度值。如图10所示, 再按照前述测量原理对该角度进行测量。经过三次测量, 得到A1与B2的夹角测量值与标准角度值的差值分别为0.03°、0.06°、0.06°, 由此得出测量系统的误差在0.06°以内。该误差是由CCD摄像机的畸变、公共光学基准的不完善等因素共同造成的。

5 结论

(1) 采用基于公共光学基准的测量原理, 可简便地实现对大尺寸空间的异面几何元素之间夹角的测量。

(2) 从提高公共光学基准的准确可靠性、减小CCD镜头畸变对其影响, 以及从简化摄像机标定等方面, 提出了基于精度考虑的测量系统设计方法。同时, 从线结构激光及CCD光轴与指定投影面的垂直度检测等方面, 提出了测量系统主要器件位姿误差的测试与调整方法。

(3) 借助水平仪的监测, 在大尺寸空间内建立标准角度并对其进行测量, 实现了对测量准确度的评定。

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