一种用于卫星可视化观测的成像模块选型方法与流程

本发明涉及一种成像模块的选型方法，特别是涉及一种商业成像模块作为监视成像系统对在轨卫星关重部位可视化遥测的选型方法，属于在卫星在轨处理
技术领域：
。
背景技术：
：卫星系统通常由能源系统、通信系统、载荷系统、姿轨控系统等组成。在轨运行期间，所有单机设备正常工作运转保障了各系统功能实现。目前监测卫星设备健康状态均采用遥测数值量下传，地面接收站解码，通过判读当前时刻所有卫星设备的各项相关数据值，如电流值、电压值、热敏值、热偶值等，实现对卫星设备的实时监测，并且通过判断这些遥测数据值是否在正常范围内来判断卫星设备是否正常运行。针对卫星系统中影响整星能源及功能的关重部件(太阳翼帆板、天线、光学摆镜等)，通过分析遥测数据来判断卫星的健康状态不仅效率低，而且在卫星故障时不能给出最直观的定性结论。国外美国航空航天局(nasa)和萨里卫星公司开展的可视化遥测系统已完成星箭分离、星星分离等功能，并广泛推广互补金属氧化物半导体(cmos)相机在轨应用。国内神舟七号伴星及“嫦娥二号”上均搭载有监视功能的相机，但从设计方案和质量成本方面，有较大的劣势，主要体现在现有可视化遥测系统指标参数、产品接口和环境适应条件复杂，不适用于短期工作的可视化遥测系统的广泛应用。技术实现要素：本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种用于卫星可视化观测中成像模块的选型方法。该方法根据卫星构型及关重部件几何特性、辐射特性的模型建立，分析计算成像模块选型所需的指标，利用商业货架(commercialoff-the-shelf)产品在结构、电子学、通信接口、成像质量和图像处理功能方面二次开发容易等优势，完成成像模块选型，应用于在轨可视化遥测系统的设计。本发明的技术解决方案是：一种用于卫星可视化观测的成像模块选型方法，该方法包括如下步骤：(1)、把太阳等效为黑体，由黑体辐射定律，计算太阳辐射出射度msλ；(2)、根据太阳辐射出射度msλ，计算观测当日太阳在地球大气边沿的辐照度esun；(3)、模拟卫星采用典型的俯仰、侧摆、偏航角度沿预设轨道飞行，飞行全程每个观测时刻光源与待观测目标面元法线的夹角θ1′和成像模块视轴与待观测目标面元法线的夹角θ′2；(4)、计算卫星采用典型的俯仰、侧摆、偏航角度沿预设轨道，飞行全程每个观测时刻反射的太阳辐射在光轴方向入瞳辐照度ee，并从中得到相应的取值范围[eemin,eemax]：(5)、选择辐照度动态范围包含步骤(4)所得到的光源辐射在光轴方向入瞳辐照度ee范围[eemin,eemax]的成像模块，用于卫星可视化观测。所述步骤(1)太阳辐射出射度msλ为：式中，ts为太阳温度；[λ1,λ2]为待成像目标反射光所在的波段范围；c1，c2为常数。所述步骤(1)中选取的工作光谱范围为可见光波段。所述光源与待观测目标面元法线的夹角θ′1为待观测目标面元观测点至太阳的距离矢量与待观测目标面元的法线方向夹角，且θ′1∈[0,π/2]；所述成像模块视轴与待观测目标面元法线的夹角θ′2为待观测目标面元观测点至成像模块的视轴矢量与待观测目标面元的法线方向夹角，且θ′2∈[0,π/2]。反射的太阳辐射在光轴方向入瞳辐照度ee的计算公式为：式中，ρ为待观测目标面元反射率；a为待观测目标面元的面积，r为成像模块入瞳与待观测目标面元的距离。所述步骤(4)采用stk卫星仿真软件模拟卫星采用典型的俯仰、侧摆、偏航角度沿预设轨道飞行全程光源与待观测目标面元法线的夹角θ′1和成像模块视轴与待观测目标面元法线的夹角θ′2，当θ′1>90°、θ′1<0°、θ′2>90°或θ′2<0°时，令步骤(5)相应的太阳辐射在光轴方向入瞳辐照度ee为0。步骤(5)还可以为：根据待成像目标反射光所在的波段范围[λ1,λ2]内光谱的最大光视效能k，将步骤(4)所得到的光源辐射在光轴方向入瞳辐照度范围[eemin,eemax]转换为勒克斯照度el范围[elmin,elmax]，从而选择勒克斯照度动态范围包含所述勒克斯照度el范围的成像模块，具体转换公式为：el＝kee。本发明与现有技术相比有益效果为：(1)、本发明模拟卫星采用典型的俯仰、侧摆、偏航角度沿预设轨道飞行全程反射的太阳辐射在光轴方向入瞳辐照度ee，根据辐照度或者勒克斯照度el范围确定成像模块的选型，选型结果科学合理，降低卫星质量及其成本；(2)、本发明根据卫星构型目标光学特性，提出太阳辐射在光轴方向入瞳辐照度ee的计算模型，计算模型简单准确；(3)、本发明将光源与待观测目标面元法线的夹角θ′1和成像模块视轴与待观测目标面元法线的夹角θ′2简化为stk软件中矢量的夹角，目标法线方向矢量为面元至太阳的距离矢量为面元至测量传感器的距离矢量为直接利用现有的stk仿真软件计算，选型过程准确快速。附图说明图1为光源、目标与成像模块视轴之间空间位置关系示意图；图2为本发明成像模块选型方法流程示意图；图3(a)为stk仿真卫星正常姿态下俯仰角度随时间的变化图；图3(b)为stk仿真卫星正常姿态下偏航角度随时间的变化图；图3(c)为stk仿真卫星正常姿态下侧摆角度随时间的变化图；图4(a)为stk仿真卫星在侧摆35度姿态机动下，俯仰角随时间变化图；图4(b)为stk仿真卫星在侧摆35度姿态机动下，偏航角随时间变化图；图4(c)为stk仿真卫星在侧摆35度姿态机动下，侧摆角随时间变化图；图5(a)为以观测卫星太阳翼为例，卫星正常飞行姿态下，光源与太阳翼表面法线的夹角θ′1和成像模块视轴与太阳翼表面法线的夹角θ′2；图5(b)为以观测卫星太阳翼为例，卫星正常飞行姿态下最终计算得到成像模块入瞳辐照度随时间变化示意图；图6(a)为以观测卫星太阳翼为例，卫星侧摆35度姿态下，光源与太阳翼表面法线的夹角θ′1和成像模块视轴与太阳翼表面法线的夹角θ′2；图6(b)为以观测卫星太阳翼为例，卫星侧摆35度姿态下最终计算得到成像模块入瞳辐照度随时间变化示意图。具体实施方式：下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：如图1所示，本发明提供的一种用于卫星可视化观测的成像模块的选型方法包括如下步骤：(1)、根据卫星构型目标光学特性，把太阳等效为黑体，由黑体辐射定律，计算得到太阳辐射出射度msλ：式中，ts为太阳温度，ts＝5900k；c1，c2为常数，c1＝3.7418×10-16(w·m2)，c2＝1.4388×10-2(m·k)；[λ1,λ2]为待成像目标反射光所在的波段范围，当待成像目标为自身的部件时，成像主要接收的目标能量来自于目标反射的光源能量，卫星表面主要是反射太阳光在可见光范围的能量，因此，成像模块所选取的工作光谱范围为可见光波段，如：0.38～0.8μm。这种太阳辐射在光轴方向入瞳辐照度ee的计算模型简单准确；(2)、根据太阳辐射出射度msλ，计算观测当日太阳在地球大气边沿的辐照度esun：式中，rs为太阳半径，取值为6.95×105km，d为观测当日的日地距离；太阳是距离地球最近的恒星，半径为rs＝6.95×105km。一年之中，日地距离的变化主要由地球轨道偏心率引起，不同时期日地距离的修正系数k0可以由下式求出：k0＝(dse/d)2＝1.00011+0.034221cosc+0.00128sinc+0.000719cos2c-0.000077sin2c其中，dse为日地年平均距离，取1.4968×108km；c为系数，c＝2π(dn-1)/365；dn为观测当年1月1日起至观测当日的天数。因此，所述观测当日的日地距离d根据上述公式确定。(3)、模拟卫星采用典型的俯仰、侧摆、偏航角度沿预设轨道飞行全程光源与待观测目标面元法线的夹角θ′1和成像模块视轴与待观测目标面元法线的夹角θ′2。如图1所示，目标表面是由面积为da(m2)的非透明朗伯辐射面元构成，面元的半球反射率为ρ(λ)，上述步骤(3)可以在stk中输入飞行器的轨道六根数建立轨道模型，输入俯仰、侧摆、偏航角度建立飞行器的姿态机动模型，利用向量工具(vectortool)模拟模拟卫星采用典型的俯仰、侧摆、偏航角度沿预设轨道飞行全程光源与待观测目标面元法线的夹角θ′1和成像模块视轴与待观测目标面元法线的夹角θ′2，输出报告内容主要包括仿真时刻、光源与目标法线的夹角θ′1和成像模块视轴与目标法线的夹角θ′2。当θ′1＞90°、θ′1<0°、θ′2>90°或θ′2<0°时，令步骤(5)相应的太阳辐射在光轴方向入瞳辐照度ee为0。所述光源与待观测目标面元法线的夹角θ′1为待观测目标面元观测点至太阳的距离矢量与待观测目标面元的法线方向夹角，且θ′1∈[0,π/2]；所述成像模块视轴与待观测目标面元法线的夹角θ′2为待观测目标面元观测点至成像模块的视轴矢量与待观测目标面元的法线方向夹角，且θ′2∈[0,π/2]。将光源与待观测目标面元法线的夹角θ′1和成像模块视轴与待观测目标面元法线的夹角θ′2简化为stk软件中矢量的夹角，目标法线方向矢量为面元至太阳的距离矢量为面元至测量传感器的距离矢量为可以直接利用现有的stk仿真软件计算，选型过程准确快速。(4)、计算卫星采用典型的俯仰、侧摆、偏航角度沿预设轨道飞行全程反射的太阳辐射在光轴方向入瞳辐照度ee：式中，ρ为待观测目标面元反射率；a为待观测目标面元面积，单位m2，r为成像模块入瞳与待观测目标的距离；(5)、选择辐照度ee动态范围包含步骤(5)所得到的光源辐射在光轴方向入瞳辐照度ee范围的成像模块，用于构建卫星可视化观测设备。由于有的商业成像模块的动态范围是以勒克斯的方式给出的，本发明还可以根据待成像目标反射光所在的波段范围[λ1,λ2]内光谱的最大光视效能k，将步骤(5)所得到的光源辐射在光轴方向入瞳辐照度范围[eemin,eemax]转换为勒克斯照度el范围[elmin,elmax]，从而选择勒克斯照度范围包含所述勒克斯照度el范围的成像模块，具体转换公式为：el＝kee。本发明模拟卫星采用典型的俯仰、侧摆、偏航角度沿预设轨道飞行全程反射的太阳辐射在光轴方向入瞳辐照度ee，根据辐照度或者勒克斯照度el范围确定成像模块的选型，选型结果科学合理，降低卫星质量及其成本。实施例：实例以监测太阳翼为例，仿真输入参数如下：太阳翼的平均反射率ρ取0.2；单个太阳帆的面积a为2m2；探测系统入瞳与太阳帆板中心直线距离r设为1.5m；在波长范围0.32～0.8μm，求得观测当日的日地距离d＝1.034dse＝1.5477×108km。观测当日太阳在地球大气边沿的辐照度esun＝781w/m2。利用stk仿真得到卫星在无姿态机动和侧摆角为35°的下(如图3和图4所示)，太阳与太阳翼法线的夹角θ′1和成像模块视轴与太阳翼法线的夹角θ′2，然后计算相机入瞳处的辐照度，计算结果如下表所示，光源与太阳翼表面法线的夹角θ′1和成像模块视轴与太阳翼表面法线的夹角θ′2以及最终计算得到成像模块入瞳辐照度随时间变化示意图如图5和图6所示：表1观测太阳翼时成像模块的入瞳辐照度(w/m2)侧摆0度侧摆35度θ′1min19.026°19.026°θ′1max22.838°56.159θ′2min68.468°68.468°θ′2max90.000°90.000°eemin00eemax15.3359.033需要说明的是：实例中监测目标为太阳帆板正面，即粘贴太阳能电池片表面；反射率ρ取0.2是针对整个太阳翼的一个平均反射率。求得成像系统的入瞳辐照度后，在商业货架产品中，选择动态范围指标能够满足成像系统入瞳辐照度的商业相机，完成可视化遥测系统的设计。本发明方法可在卫星遥感器中推广应用。以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
技术领域：
的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。当前第1页12