像点 能量集中度过高引起面阵图像传感器饱和。通过观察面阵图像传感器离焦像质心的相对位 移，就可以监视两相机的相对位置变化。
[0039]本实施方式中所述的前视光学系统和后视光学系统在二维方向的视场角ω=2θ X 2 γ。结合图6，由于使用视场边缘作为检测监视区，i = 1，3，让第一转角棱镜和第二转角 棱镜相对前视光学系统和后视光学系统镜像，第三转角棱镜和第四转角棱镜相对前视光学 系统和后视光学系统镜像，经所述前视光学系统和后视光学系统准直的平行光束具有γ的 沿轨视场角，Θ为穿轨视场角，如果采用传统的棱镜进行转角，光线偏折角为90°，经过转角 后光线不能沿同一视场进入另一台相机，不能实现夹角检测。因此在传统棱镜的基础上进 行重新构造，调整棱镜的各角角度，结合图7,重新构造的棱镜转角ρ为(90-γ )°，通过两个 镜像放置的棱镜就可以实现夹角检测光路，同时仍满足棱镜旋转后光线偏折角一直保持不 变的光学特性。
[0040] 本实施方式所述的双面阵立体测绘系统为保证足够的幅宽，要求前视面阵图像传 感器分辨率和后视面阵图像传感器为mx n(m2n>0，m为垂直推扫方向的像素数），具有高灵 敏度、高动态，有全局快门模式。对于TDI工作方式，要求在最小行周期时间t hmin内可实现一 次曝光操作，要么将曝光产生的电荷转移出，要么能在传感器内部实现快速存储;可实现的 连续曝光次数不低于16次;在分辨率为mXn的情况下，图像传输器可实现的帧频不低于根 据图像传感器分辨率、地面像元分辨率和轨道高度决定的最低帧频f fmin，也就是在最大帧 周期tfmax的时间内需要将多次连续TDI曝光的电荷都传输到片外。
[0041] 前视面阵图像传感器分辨率和后视面阵图像传感器的最小行周期时间为：
[0042]
[0043] 前视面阵图像传感器分辨率和后视面阵图像传感器的最大帧周期为：
[0044]
[0045] 前视面阵图像传感器与后视面阵图像传感器的最低帧频ffmin为：
[0046]
[0047]式中η为前视面阵相机和后视面阵相机单台相机在连续推扫摄像过程中，相邻两 幅图像的重叠率，且0<n<0.2，GSD为地面像元分辨率，G为万有引力常数，Μ为地球质量，R 为平均地球半径，Η为飞行器平均离地高度。
[0048]本实施方式通过星载一体化和低轨维持技术实现在小卫星平台上的大比例尺双 面阵立体测绘。由于双面阵立体测绘相机采用大离轴角三反光学系统，长度偏长，而小卫星 的空间有限，必须开展星载一体化设计。基于星载一体化设计思想，结合图8,将载荷结构和 卫星结构有机结合到一起，也就是空间相机既是有效载荷，也是卫星主承力结构的一部分， 各个单机围绕相机布局；将原相机的成像电子学和原卫星的电子舱进行融合，充分考虑卫 星结构达到有效载荷一体化设计、整星被动热控一体化设计、整星线缆布局一体化设计要 求，提高整星的功能密度，优化星上单机布局，有效降低整星质量，压缩体积。
[0049]为进一步降低测绘卫星的体积和重量，卫星拟运行在低于350km的轨道。由于轨道 高度低，低轨道卫星的飞行环境和传统卫星有很大不同，稀薄大气和地球非球形摄动对轨 道的影响显著，且大气密度随昼夜、季节、太阳活动变化剧烈。若不进行轨道维持，卫星轨道 会迅速衰减，因此研究超低轨道维持的控制技术对于实现长时间的超低轨道飞行意义重 大。
[0050] 本实施方式所述的立体测绘系统中基于能量守恒原理提出超低轨道维持的速度 脉冲控制策略，将使得平均轨道偏心率矢量收敛至平衡位置，且用于轨道维持的能量消耗 合理，以满足长时间的超低轨道飞行要求。依靠电推进实现轨道阻尼补偿，可保证航天器无 阻尼飞行或运行轨道、位置、姿态稳定及其高精度调节等。电推进可通过推力的连续和精确 可调，补偿卫星在某个方向或全部方向上的非惯性力（如大气阻尼），实现卫星的无拖曳飞 行控制。据估算，电推进时整星峰值功耗不足1700W，可采用7.5m 2大帆板，150Ah蓄电池实 现。
[0051] 本实施方式中所述的成像与调焦控制器采用Xilinx公司的FPGA器件;前视光学系 统和后视光学系统采用大离轴角离轴三反光学系统;前视面阵图像传感器和后视面阵图像 传感器采用长光辰芯公司的全局快门的大面阵CMOS图像传感器;所述的星务系统、测控系 统、姿轨控系统、供电系统、热控系统基于航天东方红卫星有限公司的星载一体化和低轨运 行技术的卫星平台上的相关设备;所述的数传系统采用航天504所的数传设备;所述的三轴 陀螺采用定制的陀螺产品;所述的第一星敏感器和第二星敏感器采用进口或国产的星敏感 器产品。
【主权项】
1. 基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统，包含星务系统、测控系统、姿轨控系统、供 电系统、热控系统、第一星敏感器、第二星敏感器、数传系统、=轴巧螺、前视面阵相机、后视 面阵相机和前后视光学系统在轨夹角检测系统，前视面阵相机和后视面阵相机共用成像和 调焦控制器;前后视光学系统在轨夹角检测系统用于在轨实时检测前、后视光学系统在轨 夹角的夹角变化； 前视面阵相机包含前视光学系统、前视调焦电机、前视编码器、前视调焦机构和前视面 阵图像传感器;后视面阵相机包含前视光学系统、后视调焦电机、后视编码器、后视调焦机 构和后视面阵图像传感器； 所述成像和调焦控制器接收星务系统的指令，产生前视面阵图像传感器和后视面阵图 像传感器所需的时序信号，对前视调焦电机和后视调焦电机进行控制，并通过前视编码器 和后视编码器获得前视面阵图像传感器和后视面阵图像传感器的焦面位置，实现对前视光 学系统和后视光学系统的调焦； 热控系统进行整星系统溫度控制;供电系统为整星进行供电； 测控系统接收和控制地面接收站的收发通信； 所述姿轨控系统根据第一星敏感器、第二星敏感器W及=轴巧螺提供的信息进行整星 的姿态控制； 前视光学系统和后视光学系统将地面景物成像在前视面阵图像传感器和后视面阵图 像传感器上，并进行光电转换，经前视面阵图像传感器和后视面阵图像传感器输出的双面 阵图像数据由成像和调焦控制器进行数据调理后送入数传系统，最终传输回地面接收站； 采用框幅相片理论对获取的双面阵图像数据进行平差，获得立体测绘图像； 所述前视光学系统和后视光学系统的结构相同，两光学系统光轴平行且与地面垂直， 即两光学系统的焦面平行，构建平坦像面，所述前视光学系统和后视光学系统中视轴和光 轴夹角e为前视光学系统和后视光学系统交会角a的一半， 用公式表示为：，要求2t泌>0.4,所述视轴交会角为前视光学系统和后视光学系 统视轴的夹角。2. 根据权利要求1所述的基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统，其特征在于，所述的 前后视光学系统在轨夹角检测系统由前视目标发生器、前视探测器、后视目标发生器、后视 探测器、四个转角棱镜和四个小反射镜组成； 所述前视目标发生器和前视探测器设置在前视面阵相机的两侧，后视目标发生器和后 视探测器设置在后视面阵相机的两侧； 前视目标发生器从前视面阵相机像面边缘发出的光线经第一小反射镜反射后进入前 视光学系统，经前视光学系统后经过第一转角棱镜和第二转角棱镜反射后进入后视光学系 统，再经第二小反射镜反射后在后视面阵相机像面边缘的后视探测器成像； 后视目标发生器从后视面阵相机像面边缘发出的光线经第=小反射镜反射后进入前 视光学系统，经前视光学系统后经过第=转角棱镜和第四转角棱镜反射后进入前视光学系 统，再经第四小反射镜反射后在前视面阵相机像面边缘的前视探测器成像。3. 根据权利要求2所述的基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统，其特征在于，所述前 视目标发生器的发光点与后视探测器的成像点共辆;后视目标发生器的发光点与前视探测 器的成像点共辆。4. 根据权利要求2所述的基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统，其特征在于，所述前 视光学系统和后视光学系统在二维方向的视场角《=20X2 丫，丫为沿轨视场角，0为穿轨 视场角，棱镜转角P为(90-丫）°。5. 根据权利要求2所述的基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统，其特征在于，所述第 一转角棱镜、第二转角棱镜相对前视光学系统和后视光学系统镜像，第=转角棱镜、第四转 角棱镜相对前视光学系统和后视光学系统镜像。6. 根据权利要求1所述的基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统，其特征在于，所述前 视阵图像传感器和后视面阵图像传感器的分辨率为mXn，m含n>0，m为垂直推扫方向的像素 数， 采用TDI工作方式，要求在最小行周期时间thmin内实现一次曝光操作，且实现连续曝光 的次数大于等于16次； 设定前视面阵图像传感器与后视面阵图像传感器的最小行周期时间thmin为：设定前视面阵图像传感器与后视面阵图像传感器的最大帖周期tfmax为：设定前视面阵图像传感器与后视面阵图像传感器的最低帖频ffmin为：上式中，n为前视面阵相机或后视面阵相机中单台相机在连续推扫摄像过程中，相邻两 幅图像的重叠率，0<n ^ 〇.2，GSD为地面像元分辨率，G为万有引力常数，M为地球质量，R为 平均地球半径，H为飞行器平均离地高度。7. 根据权利要求1所述的基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统，其特征在于，所述的 前视光学系统和后视光学系统采用大离轴角离轴=反光学系统。
【专利摘要】基于小卫星平台的双面阵立体测绘系统，涉及一种双面阵立体测绘系统，解决现有测绘系统存在处理方法复杂、对卫星平台的姿态稳定性要求高以及时不能实时传输数据处理不方便等问题，包括星务系统、测控系统、姿轨控系统、供电系统、热控系统、第一星敏感器、第二星敏感器、数传系统、三轴陀螺、前视面阵相机、后视面阵相机和前后视光学系统在轨夹角检测系统。前视面阵相机和后视面阵相机共用成像和调焦控制器；前后视光学系统在轨夹角检测系统用于在轨实时检测前、后视光学系统在轨夹角的夹角变化。本发明结合星载一体化和低轨道运行技术，开展基于小卫星的大比例尺双面阵立体测绘研究，降低卫星姿轨测量精度要求且可实现无控制点测绘。
【IPC分类】G01C11/00
【公开号】CN105651261
【申请号】
【发明人】余达, 刘金国, 孔德柱, 苗健宇, 巩盾, 陈佳豫, 徐东
【申请人】中国科学院长春光学精密机械与物理研究所
【公开日】2016年6月8日
【申请日】2016年2月26日