本发明涉及摄影测量与遥感技术领域，特别是涉及一种航天光学相机内参数星上监测仿真装置及模拟仿真方法。
背景技术：
航天摄影测量是在卫星上搭载航天相机，并对摄影相片内外参数、控制信息等进行联合解算，进而获得摄影区域中地形地物大小、位置等信息。其中，相机内参数包括焦距、像主点坐标等，其变化直接影响摄影测量定位精度。因此，只有将内参数尽量准确地测定出来，才能提高定位精度。一般来说，在卫星发射之前，可以通过实验室定标来确定内参数初始值。然而卫星在发射升空及在轨运行过程中，受温度、压力等各方面因素影响，相机的内参数还会发生持续性变化，这时实验室定标值已经不再适用，必须通过其他手段来测定这个变化值。
现有的方法主要是试验场定标法。即，在地面试验场布设大量控制点，卫星过顶时拍摄试验场影像，根据控制点物点、像点及摄站三点共线的原理，利用空间后方交会的方法，基于最小二乘平差解求相机内参数。但是，由于该方法依赖于试验场影像的获取周期，由于卫星过顶周期及天气状况等的影像，获取一次完整的试验场影像较为困难，从而使得该方法周期较长，频率较低，处理复杂，时效性差。
技术实现要素：
基于此，有必要针对传统的试验场定标法测定相机内参数变化值周期较长、频率较低，时效性差等问题，提供一种航天光学相机内参数星上监测仿真装置及模拟仿真方法，探索航天光学相机星上几何监测的新方法。
基于上述目的，本发明提供的一种航天光学相机内参数星上监测仿真装置，包括第一光学自准直仪、第二光学自准直仪、第一平面镜、第二平面镜和三维转台；
其中，所述第一光学自准直仪的光轴与所述第一平面镜的法线相重合，所述第二光学自准直仪的光轴与所述第二平面镜的法线相重合；
所述第一平面镜和所述第二平面镜呈预设夹角安装在所述三维转台上；且
所述第一平面镜和所述第二平面镜均能够随所述三维转台沿x轴、y轴和z轴转动；
所述第一光学自准直仪的光轴与所述三维转台的转轴相平行；且
所述第一光学自准直仪中成像面阵的垂直方向为x轴，所述第一光学自准直仪中成像面阵的水平方向为y轴，所述三维转台的转轴方向为z轴；
所述第一光学自准直仪坐标系为o-xyz坐标系，所述第二光学自准直仪坐标系为o-x’y’z’坐标系；
其中，x’轴方向与x轴方向相同，y’轴方向与y轴方向之间的夹角与所述预设夹角相同，z’轴方向与z轴方向之间的夹角与所述预设夹角相同。
在其中一个实施例中，所述预设夹角的取值为30°或60°。
在其中一个实施例中，所述第一光学自准直仪的精度与所述第二光学自准直仪的精度相一致。
在其中一个实施例中，所述第一光学自准直仪的焦距与所述第二光学自准直仪的焦距相一致。
相应的，基于同一构思，本发明还提供了一种航天光学相机内参数星上监测模拟仿真方法，其使用上述任一种航天光学相机内参数星上监测仿真装置进行，包括如下步骤：
调整所述航天光学相机内参数星上监测仿真装置中第一平面镜和第二平面镜呈不同的预设夹角；
在不同的所述预设夹角下，控制所述航天光学相机内参数星上监测仿真装置中三维转台分别绕x轴、y轴和z轴转动，选取不同的步长，记录并比较所述航天光学相机内参数星上监测仿真装置中第一光学自准直仪和第二光学自准直仪分别在不同步长下所显示的转动角度；
根据所述预设夹角和所述转动角度计算模拟航天光学相机内参数；
其中，所述航天光学相机内参数包括视轴绕x轴的旋转角δβ，视轴绕y轴的旋转角δα和视轴绕z轴的旋转角δγ。
在其中一个实施例中，所述步长的取值为0.01°或0.02°。
在其中一个实施例中，所述根据所述预设夹角和所述转动角度计算模拟航天光学相机内参数，包括如下步骤：
根据公式：
其中，(δy，δy’)为线阵两侧面阵中光斑y坐标变化；δ表征小面阵像元尺寸；β表征所述预设夹角；f1表征所述第一光学自准直仪的焦距。
在其中一个实施例中，所述根据所述预设夹角和所述转动角度计算模拟航天光学相机内参数，包括如下步骤：
根据公式：
其中，(δx，δx’)表征线阵两侧面阵中光斑x坐标变化；δ表征小面阵像元尺寸；f1表征所述第一光学自准直仪的焦距。
在其中一个实施例中，所述根据所述预设夹角和所述转动角度计算模拟航天光学相机内参数，包括如下步骤：
根据公式：
其中，(δx，δx’)表征线阵两侧面阵中光斑x坐标变化；δ表征小面阵像元尺寸；l表征线阵两端面阵中心之间的距离。
上述航天光学相机内参数星上监测仿真装置，通过设置第一光学自准直仪和第一平面镜模拟航天光学相机中线阵成像过程，第二光学自准直仪和第二平面镜模拟自准装置中一侧光路，由光学自准直仪中光源发出光线，经由相应的平面镜反射，成像在自准直仪面阵上。其中，第一平面镜的转动模拟焦面的移动，进而等效为视轴的转动，利用第二光学自准直仪得到第二平面镜的转动角度，进而得到第一平面镜的转动角度，即得到视轴的转动角度。由此实现了模拟航天光学相机内参数星上监测过程，验证了将光学自准直原理应用于航天光学相机内参数星上监测的可行性。其与传统的试验场定标方法相比，实现起来较为容易，成本低，模拟效果明显，又能在原理上与实际装置保持一致。
附图说明
图1为本发明的航天光学相机内参数星上监测仿真装置的一具体实施例结构示意图；
图2为本发明的航天光学相机内参数星上监测仿真装置的一具体实施例中o-xyz坐标系和o-x’y’z’坐标系的俯视图；
图3为本发明的航天光学相机内参数星上监测仿真装置的原理图。
具体实施方式
为使本发明技术方案更加清楚，以下结合具体实施例对本发明做进一步详细说明。其中，应当说明的是，以下描述包括帮助理解的各种具体细节，但是这些细节将被视为仅是示例性的。因此，本领域普通技术人员将认识到，在不脱离本公开的范围和精神的情况下，可对本文所述的各种实施例进行各种改变和修改。另外，为了清晰和简洁，公知功能和构造的描述可被省略。
以下描述和权利要求书中所使用的术语和词汇不限于文献含义，而是仅由发明人用来使本公开能够被清晰和一致地理解。因此，对于本领域技术人员而言应该明显的是，提供以下对本公开的各种实施例的描述仅是为了示例性目的，而非限制由所附权利要求及其等同物限定的本公开的目的。
应该理解，除非上下文明确另外指示，否则单数形式也包括复数指代。因此，例如，对“组件表面”的引用包括对一个或更多个这样的表面的引用。
参见图1，作为本发明的航天光学相机内参数星上监测仿真装置100的一具体实施例，其包括第一光学自准直仪110、第二光学自准直仪120、第一平面镜130、第二平面镜140和三维转台150。其中，第一光学自准直仪110的光轴与第一平面镜130的法线相重合，第二光学自准直仪120的光轴与第二平面镜140的法线相重合。同时，第一平面镜130和第二平面镜140呈预设夹角安装在三维转台150上。并且，第一平面镜130和第二平面镜140均能够随三维转台150沿x轴、y轴和z轴转动。第一光学自准直仪110的光轴与三维转台150的转轴相平行。同时，第一光学自准直仪110中成像面阵的垂直方向为x轴，第一光学自准直仪110中成像面阵的水平方向为y轴，三维转台150的转轴方向为z轴。
此处，需要说明的是，参见图2，第一光学自准直仪110坐标系为o-xyz坐标系，第二光学自准直仪120坐标系为o-x’y’z’坐标系。其中，x’轴方向与x轴方向相同，y’轴方向与y轴方向之间的夹角与预设夹角相同，z’轴方向与z轴方向之间的夹角与预设夹角相同。即，第一平面镜130和第二平面镜140以预设夹角固连在三维转台150上后，可随三维转台150沿x、y、z轴转动。其中，将第一光学自准直仪110坐标系定义为o-xyz坐标系，以三维转台150的转轴作为z轴，调整第一光学自准直仪110的光轴与转轴平行，以第一光学自准直仪110中成像面阵的水平方向作为y轴，垂直方向作为x轴。将第二光学自准直仪120坐标系定义为o-x′y′z′坐标系。x′轴与x轴方向相同，均为垂直向上。y′轴、z′轴分别与y轴、z轴成一定夹角，夹角大小与第一平面镜130和第二平面镜140的夹角大小相同。
其中，本发明的航天光学相机内参数星上监测仿真装置100利用自准直仪模拟星上自准直装置，将光学自准直原理应用于航天光学相机星上监测仿真模拟中。具体的，参见图3，通过第一光学自准直仪110和第一平面镜130模拟相机中线阵成像过程，第二光学自准直仪120及第二平面镜140模拟自准直装置中一侧光路。自准直仪中光源发出光线，经由相应的平面镜反射，成像在相应的光学自准直仪面阵上。
具体的，图3中，水平面阵表示第一光学自准直仪110中面阵，倾斜面阵表示第二光学自准直仪120中面阵，点1表示第一光学自准直仪110面阵的光斑额定成像位置，点3表示第二光学自准直仪120面阵的光斑额定成像位置。当三维转台150带动两平面镜(即第一平面镜130和第二平面镜140)绕x轴旋转后，点2表示第一光学自准直仪110面阵的光斑实际成像位置，点4表示第二光学自准直仪120面阵的光斑实际成像位置。第一平面镜130的转动模拟焦面的移动，进而等效为视轴的转动。利用第二光学自准直仪120得到第二平面镜140的转动角度，进而得到第一平面镜130的转动角度，即得到视轴转动角度。以此模拟航天光学相机内参数星上监测过程。
由此，其利用自准直仪模拟星上自准直装置，验证了将光学自准直原理应用于航天光学相机星上监测的可行性，实现起来较为容易，成本低，模拟效果明显，又能在原理上与实际装置保持一致。
进一步需要说明的是，在本发明的航天光学相机内参数星上监测仿真装置100的一具体实施例中，第一平面镜130与第二平面镜140之间的预设夹角可设置为30°或60°。
同时，为了保证监测结果的精确度和准确性，在本发明的航天光学相机内参数星上监测仿真装置100中，第一光学自准直仪110的精度应当与第二光学自准直仪120的精度相一致。并且，第一光学自准直仪110的焦距也应当与第二光学自准直仪120的焦距相一致。
相应的，基于上述任一种航天光学相机内参数星上监测仿真装置的原理，本发明还提供了一种航天光学相机内参数星上监测模拟仿真方法。具体的，作为本发明的航天光学相机内参数星上监测模拟仿真方法，其使用上述任一种航天光学相机内参数星上监测仿真装置100进行，具体包括如下步骤：首先，调整航天光学相机内参数星上监测仿真装置中第一平面镜和第二平面镜呈不同的预设夹角。然后，再在不同的预设夹角下，控制航天光学相机内参数星上监测仿真装置中三维转台分别绕x轴、y轴和z轴转动，选取不同的步长，记录并比较航天光学相机内参数星上监测仿真装置中第一光学自准直仪和第二光学自准直仪分别在不同步长下所显示的转动角度。进而，再根据预设夹角和转动角度计算模拟航天光学相机内参数。其中，需要说明的是，航天光学相机内参数包括视轴绕x轴的旋转角δβ，视轴绕y轴的旋转角δα和视轴绕z轴的旋转角δγ。
为更加清楚的说明本发明的航天光学相机内参数星上监测模拟仿真方法的具体过程，以下以一具体实施例进行更为详细的说明。
首先，执行步骤s100，利用经纬仪调整两平面镜呈预设夹角(其中，预设夹角优选为30°或60°)。然后，执行步骤s200，分别使三维转台绕x、y、z轴转动，选取一定步长(可选0.01°)，记录比较第一光学自准直仪和第二光学自准直仪显示的转动角度。进而执行步骤s300，调整步长(可选0.02°或其他)，再次记录比较两光学自准直仪显示的转动角度。然后，再通过步骤s400，利用经纬仪调整两平面镜之间的预设夹角，并重复进行步骤s200和步骤s300。最后，再根据预设夹角和在不同步长下两光学自准直仪所显示的转动角度计算模拟监测量。
其中，根据预设夹角和转动角度计算模拟航天光学相机内参数的步骤中具体包括以下计算过程：
(1)视轴绕x轴的旋转角δβ：
当三维转台绕x轴转动δβ时，第一平面镜绕x轴转动δβ，即视轴转动δβ。此时第二平面镜绕x′轴转动δβ′，可认为δβ＝δβ′。以此为基础，视轴绕x轴的旋转角δβ为
式中，δy,δy′表征线阵两侧面阵中光斑y坐标变化；δ表征小面阵像元尺寸；β表征两平面镜夹角；f1表征第一光学自准直仪的焦距，在星上装置中指相机主距。
(2)视轴绕y轴的旋转角δα：
当三维转台绕y轴转动δα时，第一平面镜绕y轴转动δα，即视轴转动δα，因为第二平面镜坐标系中y′轴与系统y轴夹角为β，可认为δα′＝δα·cosβ。以此为基础，视轴绕y轴的旋转角δα为
式中，δx,δx′表征线阵两侧面阵中光斑x坐标变化；δ表征小面阵像元尺寸；f1表征第一光学自准直仪焦距，在星上装置中指相机主距。
(3)视轴绕z轴旋转角δγ：
与视轴绕y轴旋转相似，当三维转台绕z轴转动δγ时，第一平面镜绕z轴转动δγ，即视轴转动δγ，此时因为第二平面镜自身的z轴与系统z轴夹角为β，可以认为δγ′＝δγ·sinβ。以此为基础，视轴绕z轴转角δγ为
式中，δx,δx′表征线阵两侧面阵中光斑x坐标变化；δ表征小面阵像元尺寸；l表征线阵两端面阵中心之间的距离。
由此，其通过利用光学自准直仪模拟星上光学自准直仿真装置，进而模拟出航天光学相机内参数星上监测模拟仿真方法，与传统试验场定标方法相比，基于光学自准直装置的方法能实时监测相机内参数变化，既节省了大量的人力、物力，又缩短了定标周期。
另外，还需要说明的是，以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。