一种便携式星表局部地形测绘系统的制作方法

本发明涉及一种星表立体和高精度测绘领域，特别是一种便携式星表局部地形测绘系统。

背景技术：

随着载人航天技术的不断发展，各国相继提出了将人类送上更远的星球进行探测的计划，甚至包括各种小行星。在人类登上外星球之后，需要对周边地形地貌等环境进行考察，这就需要宇航员徒步或乘坐巡视车对基地周边进行巡视探索，在此期间，一个重大的风险就是对地理环境的不熟悉，无人探测活动中广泛采用的几种地形勘测手段，卫星遥感、无人巡视器以及着陆器携带探测设备进行勘测，均存在着分辨率不足、探测范围有限等问题，现有的深空探测器技术，如嫦娥系列绕月飞行器，虽然具备月面遥感探测能力，但仅能够对月球表面生成米级以下分辨率的三维遥感图像，对于表面崎岖不平但坑洞与岩石突起尺度小于1米的地形而言，难以依靠卫星图像判别，而无人巡视器和一般着陆器携带的高分三维相机，由于载具机动能力有限，仅能对基地周边附近的区域进行巡视或扫描，对于较远的地形则无手段可以进行高精度探测。对如此陌生的领域进行探测，没有预先勘察，极易出现受困的危险，因此，当宇航员本身对陌生地形进行探险时，则需要宇航员携带一种能够辅助进行地形探测的工具，这种工具主要用于解决宇航员巡视星表过程中周边局部地形的高精度测绘难题，即“最后一公里”的地形路径勘测，着重强调立体和高精度测绘，而不要求全球覆盖，以帮助宇航员决定行进路径避免危险，同时，需要具备较强的便携性，以便利用手持、车载等方式携带并随时使用；目前该技术领域为空白。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种便携式星表局部地形测绘系统，实现了对星球表面局部地区的三维地形测绘，支持对陌生领域探索等活动，体积小，成本低，可重复使用，测绘精度高。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：

一种便携式星表局部地形测绘系统，包括抛射装置、测绘飞行器和数据解算模块；其中，测绘飞行器包括垂直激光测距模块、斜装激光测距模块、转速测量模块、数据采集模块和数传模块；

抛射装置：水平放置在待测绘星球表面；竖直向上旋转抛射出测绘飞行器；

垂直激光测距模块：在测绘飞行器被抛射出时刻，实时测量测绘飞行器距待测绘星球表面的竖直距离h，并将h发送至数据采集模块；

斜装激光测距模块：在测绘飞行器被抛射出时刻，实时测量测绘飞行器距斜置激光指向待测绘星球表面点间的倾斜距离r1；并将r1发送至数据采集模块；

转速测量模块：在测绘飞行器被抛射出时刻，实时测量测绘飞行器的转速n；并将n发送至数据采集模块；

数据采集模块：接收垂直激光测距模块传来的h；接收斜装激光测距模块传来的r1；接收转速测量模块传来的n；将h、r1和n通过数传模块传输至数据解算模块；

数据解算模块：接收数据采集模块传来的h、r1和n；根据h、r1和n解算出待测绘星球表面的三维地形，显示。

在上述的一种便携式星表局部地形测绘系统，所述的抛射出的测绘飞行器以竖直方向为轴心旋转；从发射点竖直上升至最高点，并最终竖直下落至待测绘星球表面。

在上述的一种便携式星表局部地形测绘系统，测绘飞行器的自旋角速度为100-600r/s；最高点距待测绘星球表面100-1000m。

在上述的一种便携式星表局部地形测绘系统，所述斜装激光测距模块与垂直激光测距模块的指向夹角为30°-60°；垂直激光测距模块和斜装激光测距模块的测距频率相同，均为f0。

在上述的一种便携式星表局部地形测绘系统，数据解算模块解算出三维地形的方法为：

步骤一、设定测绘飞行器的初始自旋角速度为ω0；计算测绘飞行器的自旋周期t；

步骤二、设定测绘飞行器竖直上升至最高点的时刻为t0；设定测绘终止时刻t1；提取从t0时刻至第一个自旋周期[t0,t]内，测绘飞行器距斜置激光指向待测绘星球表面点间的m个倾斜距离r1的集合h1；下取整；采用线性插值法，计算第二个自旋周期[t,2t]内，测绘飞行器距斜置激光指向待测绘星球表面点间的m个倾斜距离r1的集合h2；

步骤三、计算h2与h1对应元素差值的绝对值之和j；

步骤四、计算测绘飞行器的精确自旋角速度ω1：

采用牛顿迭代法修正法，重复步骤二至步骤三，直至j值达到最小值，则最小值j对应的角速度ω0即为精确自旋角速度ω1；

步骤五、建立发射点坐标系oxyz；计算测绘飞行器的实时水平旋转角度θ，即斜装激光测距模块发出的激光束在水平面xoy中的投影线，与x轴的夹角；

步骤六、计算每个测距点的三维坐标(xi,yi,zi)，根据各测距点的三维坐标(xi,yi,zi)反推出待测绘星球表面的三维地形。

在上述的一种便携式星表局部地形测绘系统，所述步骤一中，自旋周期t的计算方法为：

在上述的一种便携式星表局部地形测绘系统，所述步骤二中，(t1-t0)＞2t。

在上述的一种便携式星表局部地形测绘系统，所述步骤三中，j的计算方法为：

j＝∑(|h1,i-h2,i|)，i＝1,2,……,m。

在上述的一种便携式星表局部地形测绘系统，所述步骤五中，发射点坐标系oxyz的建立方法为：

以抛射装置为原点o；抛射装置正对方向为x轴；z轴竖直向上；y轴由右手定则确定；

实时水平旋转角度θ的计算方法为：

θ＝θ0+ω1δt

式中，θ0为测绘飞行器初始安装时与抛射装置正对方向的夹角；

δt为测绘飞行器飞行时间。

在上述的一种便携式星表局部地形测绘系统，所述步骤六中，每个测距点的三维坐标(xi,yi,zi)的计算方法为：

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明携带方便：整套系统包含若干台测绘飞行器，同时还包含1个抛射装置和1个手持式数据解算模块，全系统可由单人背负或搭载于巡视车上，随时取用，系统规模与使用方法类似于迫击炮的射击，灵活方便；

(2)本发明测量精度高：测绘飞行器部署后，飞行至宇航员正上方高空数百米至数公里距离，对周边方圆数公里以内区域范围内进行测量，由于测量距离远低于卫星测绘系统百公里以上的距离水平，因此能够获得更高的测量精度；

(3)本发明成本低廉：测绘飞行器体积小、结构简单，造价低，单次探测活动可携带多个飞行器，在引力小的行星表面不易损毁，可重复使用，若下落过程中损毁，则可直接抛弃。

附图说明

图1为本发明测绘系统示意图；

图2为本发明测绘飞行器飞行测量示意图。

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：

本发明提供了一种可由宇航员随身或随车携带，随时取用并对周边数公里范围内的地形地貌进行高精度三维测量的便携式测绘系统，解决了载人外星球探测过程中对陌生地形预先勘察精度不够导致的危险性问题。

如图1所示为测绘系统示意图，由图可知，一种便携式星表局部地形测绘系统，包括抛射装置、测绘飞行器和数据解算模块；其中，测绘飞行器包括垂直激光测距模块、斜装激光测距模块、转速测量模块、数据采集模块和数传模块；

如图2所示为测绘飞行器飞行测量示意图，由图可知，抛射装置：水平放置在待测绘星球表面；竖直向上旋转抛射出测绘飞行器；抛射出的测绘飞行器以竖直方向为轴心旋转；从发射点竖直上升至最高点，并最终竖直下落至待测绘星球表面。测绘飞行器的自旋角速度为100-600r/s；最高点距待测绘星球表面100-1000m。测绘飞行器抛射装置用于将星表局部地形测绘飞行器垂直于星球表面向上抛出，同时使星表局部地形测绘飞行器产生一定的自旋角速度，以便对周边地形进行螺旋形扫描测绘。星表局部地形测绘飞行器用于测量周边星球表面地形信息，利用自身安装的激光测距仪，分别获取飞行器到地面的高度和飞行器到周边地形的斜距，连通自身角速度测量信息，通过无线的方式发送给便携式终端，每个便携式星表局部地形测绘系统中，可携带多颗飞行器，便于根据宇航员的行动范围，随时测量周边地貌；便携式终端的作用，是接收来自星表局部地形测绘飞行器的测量信息，利用三维地形反演算法，绘制周边地貌三维图像，供宇航员参考。

垂直激光测距模块：在测绘飞行器被抛射出时刻，实时测量测绘飞行器距待测绘星球表面的竖直距离h，并将h发送至数据采集模块；

斜装激光测距模块：在测绘飞行器被抛射出时刻，实时测量测绘飞行器距斜置激光指向待测绘星球表面点间的倾斜距离r1；并将r1发送至数据采集模块；斜装激光测距模块与垂直激光测距模块的指向夹角为30°-60°；垂直激光测距模块和斜装激光测距模块的测距频率相同，均为f0。

转速测量模块：在测绘飞行器被抛射出时刻，实时测量测绘飞行器的转速n；并将n发送至数据采集模块；

数据采集模块：接收垂直激光测距模块传来的h；接收斜装激光测距模块传来的r1；接收转速测量模块传来的n；将h、r1和n通过数传模块传输至数据解算模块；

数据解算模块：接收数据采集模块传来的h、r1和n；根据h、r1和n解算出待测绘星球表面的三维地形，显示。

测绘飞行器包括垂直激光测距模块、斜装激光测距模块、转速测量模块、数据采集模块和数传模块其中，斜装激光测距模块与垂直激光测距模块是星表局部地形测绘飞行器的主要特征之一，用于测量飞行器飞行过程中周边地形测量点到飞行器的斜距以及飞行器距离发射点的高度。数据采集模块用于为斜装激光测距模块、垂直激光测距模块、转速测量模块、数传模块提供电能，并收集斜装激光测距模块与垂直激光测距模块测量到的距离信息以及转速测量模块提供的飞行器转速信息，将数据通过数传模块发送给地面数据解算模块，转速测量模块用于在飞行器飞行过程中测量自身的旋转角速度，将角速度信息提供给电源与处理模块，数传模块用于接收电源与处理模块汇总到的测量数据，并通过无线的方式发送到地面接收端，由地面接收端进行三维地形反演。

数据解算模块解算出三维地形的方法为：

步骤一、设定测绘飞行器的初始自旋角速度为ω0；计算测绘飞行器的自旋周期t；自旋周期t的计算方法为：

步骤二、设定测绘飞行器竖直上升至最高点的时刻为t0；设定测绘终止时刻t1；提取从t0时刻至第一个自旋周期[t0,t]内，测绘飞行器距斜置激光指向待测绘星球表面点间的m个倾斜距离r1的集合h1；下取整；采用线性插值法，计算第二个自旋周期[t,2t]内，测绘飞行器距斜置激光指向待测绘星球表面点间的m个倾斜距离r1的集合h2；(t1-t0)＞2t。

步骤三、计算h2与h1对应元素差值的绝对值之和j。j的计算方法为：

j＝∑(|h1,i-h2,i|)，i＝1,2,……,m。

步骤四、计算测绘飞行器的精确自旋角速度ω1：

采用牛顿迭代法修正法，重复步骤二至步骤三，直至j值达到最小值，则最小值j对应的角速度ω0即为精确自旋角速度ω1。

步骤五、建立发射点坐标系oxyz；发射点坐标系oxyz的建立方法为：以抛射装置为原点o；抛射装置正对方向为x轴；z轴竖直向上；y轴由右手定则确定；计算测绘飞行器的实时水平旋转角度θ，即斜装激光测距模块发出的激光束在水平面xoy中的投影线，与x轴的夹角。

实时水平旋转角度θ的计算方法为：

θ＝θ0+ω1δt

式中，θ0为测绘飞行器初始安装时与抛射装置正对方向的夹角；

δt为测绘飞行器飞行时间。

步骤六、计算每个测距点的三维坐标(xi,yi,zi)，根据各测距点的三维坐标(xi,yi,zi)反推出待测绘星球表面的三维地形。

每个测距点的三维坐标(xi,yi,zi)的计算方法为：

步骤七、飞行器落回星球表面后，宇航员可自行选择丢弃或回收。本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。