专利名称：一种星载tdiccd相机积分时间计算及调整方法
技术领域：
本发明涉及一种星载TDICCD相机积分时间计算及调整方法，特别是一种 基于摄影点位置矢量^f鼓分算法的积分时间计算方法和地面指令控制辅助系统自 动控制的星上积分时间调整方法。
技术背景随着成像技术的发展，TDICCD器件开始在航天遥感器中广泛使用。 TDI(Time Delay and lntegration)-CCD的中文意思是时间延迟积分电荷藕合器 件，是近几年发展起来的一种新型光电传感器，与一般线阵CCD相比具有响 应度高、信噪比高等特点，采用TDICCD器件作为遥感器焦平面探测器，可以 减小光学系统相对孔径，从而减小遥感器的重量和体积。对于使用TDICCD器件的星载光学遥感器，其成像原理相当于对同一目标 多次曝光。TDICCD的工作原理如图1所示，图中以4096像元，48级积分级 数的器件为例给出了器件的工作原理图。在图中介表示目标图像向上移动，li表 示时间延迟积分方向，丄表示器件寄存器积分方向，进行积分电荷累积填充， 在进行48级累加后，最终的成像数据被读出图像寄存器，^表示图像寄存器 读出方向。图2对TDICCD的成像原理进行了说明，图中的圆形为目标景物， 在第一个曝光积分周期内收集到目标景物后，信号电荷并不直接输出，而是与 同列在第二个积分周期内收集到的电荷相加，相加后的电荷移向第三行，依次类推，CCD最后一行(第48行)的像元收集到的信号电荷与前面47次收集到的 信号电荷累加后移到输出寄存器中，按普通线阵CCD器件的输出方式进行读 出。由于TDICCD的特殊工作方式，要求同一列上的每一个像元都对同一目标 曝光积分，才能保证成像质量。这就要求星载TDICCD相机的积分速率与摄影点像移动速率同步，即像元的积分时间要与像移速度匹配，称CCD的一个行 周期(曝光积分)时间为积分时间，用4表示。由于卫星在轨作圆周运动的同时，相机要拍摄的地面景物随地球自转而运 动，成像器件与地面景物之间存在相对运动。另外由于卫星的实际运行高度与 速度会不断变化，这些变化不仅带来图像比例尺的变化，而且会直接导致拍摄 物体在像面移动角速度的变化，进而造成相机的积分时间变化。因此根据实际运行轨道计算遥感器积分时间，并实时调整更新TDICCD的 积分时间，对保证相机的成像质量具有重要的意义。积分时间的物理解析意义如图3所示，图中的A为TDICCD器件的像元 尺寸，单位mm; f为星上相机的焦距，单位mm; H为摄影点至卫星的斜距， 单位m; c/7为地面像元分辨率，单位m，也即一个积分时间内的地面采样间距， 所以积分时间为《=7U ^ 《x/^t: — "oxh —《// 、X/=4)X//int — / int—W ，式中7^为积分时间，单位s; f为摄影目标相对于像面的移动速度，单位 m/s，筒称像移速度。从上面可以看出在TDICCD的物理特性4和/确定的情况下，只需要求得 摄影目标的移动速度f以及卫星与摄影目标的距离H即可求得对应的积分时 间。所以积分时间高精度求解就转化为如何高精度地求出f和H的问题。现有的方法使用卫星的速度、位置等数据经过几何变换推导目标景物的速 度，进而求得积分时间。由于方法中的推导过程没有考虑地球扁率，摄影距离 H —般选取定值，导致误差传递较大，实时性差，精度很难控制在5%。之内， 尤其对于机动性能较强或者具有偏流角控制功能的高分辨率卫星，算法的误差 会更大。对相关文献检索如下袁孝康，《星载TDICCD推扫相机的偏流角计算与 补偿》，上海航天，2006(06)， 10 13;翟林培等，《考虑飞机姿态角时倾斜航空相机像移速度计算》，光学精密工程，2006(06),490 494;王家骐等，《航天 光学遥感器像移速度矢计算数学模型》，光学学报，2004(12)，1585 1589。在这些文章中均利用几何推导的方式进行积分时间的计算并基于几何计算过程进 行误差分配，对不同姿态下的成像使用转移矩阵进行分析。缺点是这些几何推 导本身在计算时没有考虑地球扁率，会引入误差，有的在推导时使用了地面像 元分辨率与像移速度的比值来计算积分时间，没有考虑在侧摆时地面像元采样间距的变化，所以尤其在进行侧摆状态的摄影计算时会给整个系统带来较大的 误差，导致积分时间计算的精度不高。另外，目前卫星的星上积分时间的调整方法为星上GPS (全球导航定位系 统)接收机实时计算积分时间，自动引入积分时间代码进行积分时间调整。此 调整方法在功能失效或数据异常时，会造成TDICCD相机无法获得实时积分时 间，带来图像模糊及成像质量下降。因此考虑整星的可靠性及保证成像质量， 需要有地面备份的积分时间调整方法，以保证可靠的积分时间同步控制。 发明内容本发明的技术解决问题是首先本发明克服现有积分时间计算精度方面的 不足，提供一种基于星下点及侧摆后摄影点位置矢量微分算法的积分时间计算 方法，该方法考虑了卫星侧摆和轨道高度变化及地球扁率的影响，避免了积分 时间计算过程中的误差传递，提高了计算精度。其次本发明基于积分时间计算结果给出了积分时间分层值、积分时间刷新 频率、积分时间量化等级的选取方法，用于进行与积分时间有关的指标论证。最后，基于积分时间的计算方法提出了地面指令控制的星上积分时间实时 调整方法，形成地面积分时间备份控制方案，能够保证可靠的星上积分时间同 步控制。本发明的技术解决方案是 一种星载TDICCD相机积分时间计算及调整方 法，其特征在于积分时间计算步骤如下(1 )对轨道进行高精度仿真，对卫星在偏流角控制及不同侧摆角下的摄影点位置输出仿真数据，仿真数据包括摄影点位置矢量坐标、摄影点至卫星的斜距H、卫星的位置矢量l史据；(2) 对步骤(1)的摄影点位置矢量数据进行分析，得到摄影点移动速度 F的解析表达式为<formula>formula see original document page 9</formula>其中x -y -/， z-z'为两相邻摄影点坐标之差值，Af为时间步长，[f 表示矩阵转置；(3) 步骤(2)得到的摄影点移动速度r消除径向速度《后得到的像移速度Vt为<formula>formula see original document page 9</formula>其中径向速度K为摄影点速度r在摄影方向上的投影<formula>formula see original document page 9</formula>式中OS为步骤(1 )仿真得到的卫星位置矢量数据，即[u,zf，[]'表 示矩阵转置；(4)利用步骤(3)得到的像移速度巧和步骤(1 )得到的摄影点斜距H， 求解积分时间<formula>formula see original document page 9</formula>式中c(o为TDICCD相机的像元尺寸，f为星上相机的焦距，Kl为像移速度丐的模，H为摄影点至卫星的斜距；其中c/o和f为TDICCD相机光学系统的已知参数。得到积分时间后，还可对星上积分时间进行实时调整，调整方法为得到 的积分时间按照如下^^式生成积分时间代码DM:式中，DM为十六进制的积分时间代码，Z)五C2/ffiX为十进制转变为十六进制 的转换函数，K为不同仪器的代码转换系数；然后结合摄影时刻和得到的积分时间，形成积分时间调整的程控指令，把 最终指令代码送往卫星执行。根据步骤(4)可以得到卫星设计轨道下不同摄影高度、不同侧摆角情况下的最大积分时间)、最小积分时间4(一及1秒内最大积分时间变化值A^ , 进一步可对与积分时间有关的参数指标进行设计，所述的参数设计包括积分时 间量化分层值选择、积分时间刷新频率选择、积分时间量化等级选择。 本发明与现有技术相比的优点在于(1 )本发明将高精度仿真模型和位置矢量微分方法有机结合，消除了传统 几何分析计算推导过程中未考虑地球扁率及侧摆时地面像元采样间距变化引入 的误差，控制了误差传递，提高了计算精度，并且实时性高。(2 )本发明通过消除摄影点移动速度中的径向速度，进一步提高了积分时 间计算精度。(3)本发明从积分时间的几何意义出发，采用遥感器像元的角视场(c/o/jO 除以像移角速度(力// )的概念求解积分时间，克服了以往用固定的地面采样间距GSD (ground sample distance)除以丐得到积分时间的低精度缺陷。(4 )本发明基于积分时间计算方法提出的星上实时调整积分时间的地面备 份调整方案，提高了整星动态成像的可靠性和成像质量，保证了可靠的积分同 步控制。(5)本发明适用于不同轨道高度、星下点及卫星不同姿态角、有偏流角控 制的情况，具有计算遥感器实时或外推轨道下高精度积分时间的特点，对 TDICCD相机在轨获得高质量的图像数据具有重要作用。
图1为TDICCD工作原理图；图2为TDICCD成像原理图3为本发明的积分时间物理解析意义示意图； 图4为本发明的积分时间计算方法流程图； 图5为本发明侧摆后的卫星摄影示意简图； 图6为本发明的STK仿真过程示意图； 图7为本发明的轨道仿真输出参数示意图； 图8为本发明的仿真输出数据图像； 图9为本发明的矢量微分分析图10为本发明的摄影点移动速度数据图像(三个方向分量与合速度)； 图11为本发明的径向速度消除示意图； 图12为本发明的径向速度《示意图； 图13为本发明的像移速度可示意图； 图14为本发明的十进制量化积分时间示意图； 图15为备^^星上积分时间实时调整方法流程图。
具体实施例方式
TDICCD相机积分时间计算方法流程如图4所示，包括高精度轨道仿真、 摄影点位置矢量数据计算、径向速度消除、求解积分时间四个过程。 (1 )高精度轨道仿真
首先使用高精度轨道仿真软件进行矢量仿真，本实施例中使用的软件为 STK。在STK中输入卫星轨道根数，在卫星中建立遥感器，设置遥感器安装角 模拟TDICCD相机成像，由于仿真中遥感器本身只能提供视轴与地球交点的经 度、绊度、斜距数据和遥感器包络与地到W目交曲线(pattern intersection)的位置 矢量数据，所以在建模时使用了视场角为O度的遥感器，这样就利用遥感器包 络间接得到了遥感器视轴与地球的交点(即摄影点)坐标值(x, y, z)。侧摆 后的卫星摄影如图5所示，a为视轴，p为视轴与地球托球表面的相交点 (boresight intersection )， 9为侧摆角。STK仿真流程如图6所示，仿真使用HPOP( High Precision Orbit Predict)
高精度轨道外推模型，选择JGM3地球引力模型(21阶)，考虑太阳辐射光压 和阻尼作用，阻尼系数取2.0。
对轨道进行高精度仿真的步骤如下
a、 输入卫星轨道参数，设置仿真时间；所述的卫星轨道参数包括历元时刻、 半长轴、偏心率、轨道倾角、近地点幅角、降交点经度、真近点角；
b、 添加遥感器，设置其视场角为O度；
c、 判断遥感器与卫星是否有安装角，若有，则输入安装角，转入下一步； 若无，则直接转入下一步；
d、 判断星体是否侧摆，若是，则基于卫星坐标系设置遥感器指向的欧拉角， 然后转入下一步；若否，则直接装入下一步；
e、 设置轨道为高精度轨道外推模型HPOP;
f、 选择地球引力模型和阻尼系数；
g、 在遥感器下选择包络相交线输出项，获得摄影点坐标(x， y, z)和摄 影点斜距H;
h、 在卫星下选择输出项，获得卫星的位置坐标(X， Y， Z);
i、 保存输出数据，结束仿真。 本实施例输入的参数如下表所示
历元时刻2006年4月9曰23曰于59分46秒、
半长轴(单位公里)6939.795
偏心率0.00063
轨道倾角(单位度)97.798
近地点幅角(单位度)184.016
降交点经度(单位度)43.922
真近点角(单位度)135.978仿真输出的数据有在地心固连坐标系(WGS84)下的摄影点坐标(x, y， z),摄影点与卫星的距离H以及卫星的位置数据(X, Y， Z),如图7所示为 卫星位置、摄影点的轨道仿真输出参数示意图。本实施例以20度侧摆为例给 出了 8个小时(28800s)的仿真数据，仿真输出结果为时变的矢量数据，摄影点 坐标(x， y, z)以及ii影点与卫星距离H的变化曲线如图8所示。
由于STK的模型中应用了高精度地球椭^^莫型，仿真时又通过设置传感器 基于卫星本体坐标系的欧拉角来描述卫星侧摆摄影，所以输出的数据即为融合 地球椭5求模型和偏流角控制的摄影点矢量数据。
(2) 摄影点位置矢量数据计算
如图9所示为矢量微分分析图，卫星在Af内由s飞行到S'的时候，地面的 摄影点从P点移动到尸'点，故摄影点位移为冗，推出以^:分求得摄影点移动速 度为
<formula>formula see original document page 13</formula>
所以Af取无穷小时 的值即为地面摄影点的速度值，本例中Af取
1s，如图10所示为微分计算后得到的三个速度分量及摄影点移动速度标量变
化曲线图。
(3) 径向速度消除
如图11所示为径向速度消除示意图，在得到摄影点移动速度以后对照成像 原理为了得到像移速度还需要对摄影点速度中的径向速度(在视轴方向上的投
影速度分量)进行消除。图11中7为摄影点移动速度，则径向速度《^f,
OS
其中的OS为(1 )中仿真得到的卫星位置矢量数据，向量表示为[u，zf ，
为此矢量的模。如图12所示为计算得到的径向速度《数据曲线图。 进而得到像移速度卩为如图13所示为像移速度E的图像。 (4)求解积分时间
利用步骤(3)得到的像移速度巧和步骤(1 )得到的摄影点与卫星的距离 H,即可求得TDICCD的实时积分时间
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式中d0为TDICCD相机的像元尺寸，f为星上相机的焦距，l"l为像移速度
K的模，H为摄影点斜距，也就是摄影点与卫星的距离；其中c/o和f为TDICCD
相机光学系统的已知参数。
计算出该星载TDICCD相机的积分时间后，对与积分时间有关的参数指标 设计如下
(a) 积分时间量化分层值选择方法
技术领域：
本发明涉及一种太阳能蓄热装置。
技术背景在社会对能源需求和要求不断增加的今天，清洁的太阳能热发电技术正扮演着越来越重 要的角色。太阳能热发电技术中蓄热材料的选择方面相变蓄热比显热蓄热具有更高的效率， 相变系统对显热系统的优点在于其较高的热容量。利用相变蓄热的蓄热装置的专利已有很 多，例如，GB 2 283 307公开了一种已知的包含容器的蓄热装置，容器在使用时包含例如水 的蓄热介质和例如l， 1， l一三氯乙垸的传热流体。中国专利CN86208443公开了一种以蓄热材 料NaCH:,COO 3H20为介质的利用相变蓄热的蓄热装置。已有的这些装置多是针对以水或者盐溶液作为传热介质的蓄热装置。但是，由于太阳能 随气候变化不定，因此蒸汽的参数很难控制，而且热量损失大；熔盐有相对高的熔化点(120 'C-14(TC)，所流经的管路在系统启动时要进行预热。 发明内容本发明的目的是提供一种利用气体作为传热介质的太阳能蓄热装置，该蓄热装置结构简 单、效率高，适用于以气体作为传热介质。为了实现上述目的，本发明的技术方案是 一种利用气体作为传热介质的太阳能蓄热装 置，其特征在于它包括储热室壳体、保温材料金属管道、支撑架、进气管、出气管、储热室 门；储热室壳体由储热室外壁和储热室内壁组成，储热室外壁与储热室内壁之间围成密封的 保温腔，保温腔内填充有保温材料，储热室门的一端与储热室壳体铰接，储热室门关闭时， 储热室门与储热室内壁围成密封的储热空间；进气管与出气管非对称设置在储热室壳体上， 进气管、出气管分别与储热空间相通；储热空间内至少设有一层支撑架，支撑架与储热室内 壁固定连接，支撑架上放置有金属管道，金属管道内封装有蓄热材料；储热空间内的传热介 质为气体。储热室外壁和储热室内壁采用耐高温的钢板制成。进气管位于储热室壳体的一侧，出气管位于储热室壳体的另一侧，进气管与出气管位于 不同的高度上。金属管道采用耐高温耐腐蚀合金。 金属管道为S型。本发明的有益效果是采用上述结构，其结构简单，适用于以气体作为传热介质；本发 明的蓄热装置内热交换过程充分、可逆，换热效率高。使用气体作为传热介质，不仅能和蒸 汽驱动的汽轮机，还可以直接利用高温空气驱动燃气轮机，效率更高。
全文摘要
一种星载TDICCD相机积分时间计算及调整方法，步骤为(1)对轨道进行高精度仿真，对卫星在偏流角控制及不同侧摆角下的摄影点位置输出摄影点位置矢量坐标、摄影点斜距、卫星位置矢量仿真数据；(2)对摄影点位置矢量数据进行分析，得到摄影点移动速度；(3)消除摄影点移动速度中的径向速度，得到像移速度；(4)利用像移速度和摄影点斜距，求解积分时间。本发明还给出了TDICCD相关参数设计方法，并且提出了地面指令控制的星上积分时间实时调整方法。本发明将高精度仿真模型和位置矢量微分方法有机结合，消除了传统几何分析计算推导过程中引入的误差，控制了误差传递，提高了计算精度；提出的星上积分时间实时调整方法保证了可靠的积分同步控制。
文档编号G01C11/00GK101226059SQ20081005757
公开日2008年7月23日 申请日期2008年2月3日 优先权日2008年2月3日
发明者崔玉福, 朱兴鸿, 李琳琳, 赵志明, 陆春玲 申请人:航天东方红卫星有限公司