INS/DGPS支持的机载线阵推扫影像几何校正

论述了利用INS/DGPS系统的导航输出计算外方位元素的原理,介绍了行方位数据支持下机载线阵CCD影像直接和间接法几何校正的基本方法,重点分析并解决了直接法纠正中的目标定位、灰度重采样及间接法校正中最佳扫描行的确定问题。PH I高光谱影像的实验结果表明,文中的校正算法可达到优于1.5m的绝对定位精度及0.7m的相对精度。

高分辨率可见光航空相机的热设计及热分析

为了确保工作在复杂环境中的航空相机能顺利完成任务,对其热控制技术进行了研究。分析了相机的热环境,建立了其换热模型并给出了外热流的计算方法。针对航空相机所处的复杂飞行环境及所需的热控指标,详细阐述了相机的热设计方案,利用热分析软件IDEAS-TMG建立了相机的有限元模型并对相机的两个极端工况进行了仿真分析。仿真分析结果表明:在两个极端工况中,主镜筒温度水平18±1℃、主镜筒轴向温差不大于1.5℃和周向温差不大于1.85℃,均达到了热控指标要求,热设计方案合理可行。该研究方法对各类航空相机的热设计和热分析有一定的指导和借鉴作用。

航空遥感相机扫描反射镜支撑技术

从保证扫描反射镜成像质量及功能的角度出发,介绍了扫描反射镜及其支撑结构材料的选取原则;探讨了扫描反射镜的支撑方式,以及各种支撑方式的适用范围;针对面型精度要求较高的反射镜,提出了柔性支撑结构的设计思想。通过CAD/CAE工程分析软件,在各种情况下,对采用柔性支撑结构前后的反射镜组件进行分析,由有限元模型变形情况的对比分析,可以验证此种柔性支撑结构的有效性。最终通过相机的外场试验,由相机的成像质量确定了反射镜支撑结构的可靠性。

动载体成像模糊的振动被动控制技术

动载体成像模糊的振动被动控制技术是解决无人机在高空飞行时,振动加速度为5g(20 500Hz)条件下引起的成像模糊问题。介绍了动载体成像模糊的机理、动载体成像模糊的容限。为了提高动载体光电系统的动态分辨能力,提出了解决动载体成像模糊的措施———振动被动控制技术。分析了振动被动控制的基本原理和设计原则,给出一些相关的典型设计实例。

空间相机遮光罩的低功耗热设计

空间相机遮光罩的温度波动直接影响附近光学元件的温度波动，而光学元件的热变形将导致光学成像质量的下降。针对一种高分辨率空间相机的遮光罩，提出了几种不同的热控方案并进行了比对分析。首先，介绍了空间相机遮光罩的一般热控措施及效果并分析了影响空间相机遮光罩温度波动的外热流及传导热阻；然后通过仿真分析得到了三种不同热控方案下的温度数据及主动加热功耗数据，经过比对分析后选用了主动加热功耗少、温度波动范围小的热设计方案。最后，通过热平衡试验及在轨数据验证了选用方案的有效性。空间相机遮光罩的在轨温度范围为4.8～9.2℃，次镜温度范围为17.8～17.9℃，与仿真分析结果一致性良好，热设计合理有效，满足任务需求。

从宽波段热红外图像反演组分温度的相关问题讨论——通道响应函数和比辐射率波段变化的影响

对于宽波段传感器,不一定能直接由普朗克定律或者斯蒂芬玻尔兹曼定律建立温度与辐射亮度的关系。在知道传感器通道响应函数和像元组分比辐射率波段变化的情况下,只要恰当地拟合出黑体温度和其宽波段热辐射的对应经验关系式,并计算一个通道响应函数加权平均的比辐射率,则从混合像元的宽波段多角度热红外观测仍可较准确地反演组分温度。以AMTIS为例,文中给出了两种拟合宽波段传感器亮度温度和辐射亮度之间关系的方式:一种是从斯蒂芬玻尔兹曼定律的形式出发的;另一种则是用普朗克定律,选择一个合适的波长,使得AMTIS传感器随温度变化的热辐射曲线和普朗克函数在某个波长处的热辐射曲线两者之间尽可能地平行。文中以两个例子说明了这两种方式在宽波段传感器组分温度反演中的应用和误差,分析了比辐射率波段变化对组分温度反演的影响。

三线阵立体测绘相机高精度调焦技术及实现

三线阵CCD立体测绘相机既要保证清晰成像,还要保证内方位元素测定精度要求。简要分析了立体测绘对调焦系统精度的要求,给出了导轨副调焦方案和凸轮驱动调焦方案,并设计了凸轮调焦机构以及控制单元。该系统结构紧凑,稳定可靠。通过实验表明,该调焦系统到位重复性精度小于±11μm,调焦运动引起的线阵CCD旋转误差小于5″,直线性误差小于8″,并且满足空间环境条件下立体测绘的使用要求。

宽角航空侦察CCD相机设计(英文)

提出了一种新的宽角航空侦察CCD相机的设计方案。由光学转筒和反射镜旋转装置组成相机的基本结构,光学转筒被安装在与航向平行的位置上,反射镜被安装在光学转筒内与航向垂直的位置上。在航空侦察过程中,相机通过旋转光学转筒获取具有一定重叠率的局部图像序列,并分别由光学转筒和反射镜旋转装置补偿由滚动和俯仰姿态扰动产生的像移,提高单幅图像的质量。与传统的航空侦察相机相比,采用这种方案的相机具有体积小、视场宽、分辨率高和重叠率可调等优点,并且无需额外的姿态扰动像移补偿装置。最后,利用某次飞行测试中的三航道图像来验证方案的可行性。结果表明,该方案可以满足航空侦察大视场、高分辨的要求。

机载摄像设备图像稳定方法探讨

通过对现有几种运动估计算法性能进行比较,结合机载红外摄像系统获取动态图像序列的特点,提出了有效地用于机载摄像系统电子稳像的运动估计算法。它具有精度高和速度快等特点,用该算法对实拍的航摄图像序列进行稳像试验,运动矢量的估计时间仅为10ms。实验证明了该算法用于航摄动态图像序列稳定的有效性。

大型平行光管像质实时监测的可行性论证

针对目前大型平行光管成像质量监测的现状,本文提出了一种对平行光管进行实时监测的新方法,验证了这种监测方法的可行性。该方法根据光管自准检测原理,采用小平面镜对光管像质进行实时监测,计算了在一个焦深范围内小平面镜转角误差大小。实验结果证明在一个焦深范围内用精度0.02″的自准直仪,可将小平面镜转角误差控制在0.2″以内,对大型平行光管起到了进行实时监测的作用。大型平行光管在空间遥感设备中运用广泛,此检测光管像质的方法在工程上将起到积极的作用。

航空摆扫相机转弯成像像移分析及补偿

为保证航空摆扫相机转弯成像过程中的成像质量,对其像移计算及补偿方法进行了研究。根据航空摆扫相机的成像原理,利用几何建模及速度矢量分解建立了转弯成像像移计算模型,给出了基于均值补偿的转弯前向像移补偿方法。转弯前向像移补偿分析表明:相机焦距为500 mm,曝光时间为0.01 s,速高比为0.02 rad/s,纵向视场角为10°,转弯角速度为0.5(°)/s时,最大前向像移补偿残差量为2.22μm;转弯角速度为1.5(°)/s时,最大前向像移补偿残差量为3.36μm。另外,转弯横向像移补偿分析表明:横向像移量随纵向视场角幅值的增加而增大,曝光时间为0.005 s,横向视场角为30(°),转弯角速度为1(°)/s时,横向像移量在纵向视场角为4.5°时达到3μm。转弯成像试飞实验结果表明:得到的图像像质优良,无几何形变,前向像移补偿良好,验证了本文提出的转弯成像像移补偿方法的正确性。

高分辨率高空相机光机系统的热设计

在极端低温情况下，为保证高空相机镜头光学系统温度满足设计要求，结合被动热控和主动热控进行相机光机系统的热设计．以聚酰亚胺为隔热材料进行被动热控，增大相机内部与外界的热阻，减弱外界低温环境对镜头温度的影响．采用电加热膜加热对相机镜头进行主动热控，在WorkBench有限元软件中建立镜头和窗口组件的传热模型，分析载荷构成，加载加热功率载荷、热对流载荷和热辐射载荷，进行稳态热分析．结果表明，在六个加热区，当加热功率分别为12、17、22、17、10、13W时，相机光学系统的温度控制在18℃～22℃范围内，满足热控设计要求．

高空光学遥感器热设计参数的灵敏度分析

为减小高空光学遥感器的热设计误差,提高其热控效率,利用灵敏度分析方法对高空光学遥感器的热设计参数进行了分析。根据能量守恒定律建立了光学遥感器高空航摄时的热平衡方程,并对影响透镜组件温度分布的热设计参数进行了灵敏度分析。分析结果表明,对流换热、内部热源及构件之间的热阻对高空光学遥感器透镜组件的温差影响较大。试验结果表明,基于灵敏度分析结果的热设计方案合理有效。

基于信息理论的航天相机性能评价研究

基于Shannon公式,提出了一种综合评价航天相机性能的新判据。给出了用系统的调制传递函数(MTF)与信噪比(SNR)的乘积大于或等于9来综合评价航天相机性能的方法。该方法为航天高分辨率相机的研制提供了参考。由于这个结论没有针对具体的相机,因而具有普遍的意义。

温度对航天相机光学系统影响的研究

空间环境温度的变化对航天相机光学系统成像质量的影响很大。分析了几种不同的温度分布形式,即均匀温度变化、温度梯度变化、径向温度梯度变化、周向温度梯度变化、轴向温度梯度变化和主、次镜间轴向温差的变化对光学系统成像质量的影响,并给出了相应的分析方法。

航空摄影陀螺稳定平台的嵌入式计算机控制系统

针对航空摄影陀螺稳定平台的特殊要求,论证了嵌入式控制模型。采用数据流程图对系统软件进行了分析,设计了应用于陀螺稳定平台的计算机控制系统。系统试验和飞行试用结果表明:该计算机控制系统具有功能强,可靠性高的特点。陀螺稳定平台已成功地应用于航空摄影领域。

基于辐射状靶标的航空相机MTF检测方法研究

准确把握成像系统调制传递函数(MTF)在运行过程中的变化,关系到遥感数据资源的合理及有效利用。该文采用实地铺设辐射状靶标的方法,利用无人机拍摄的靶标图像,对成像系统的MTF进行研究,计算了成像系统航向、垂直航向的MTF和靶标圆周上的MTF,并简要分析了航向和垂直航向MTF曲线存在较大差异的原因。

大功率CCD焦面组件流体回路温控设计

为了实现大功率焦面组件的热控制,分析了焦面组件热设计的特点,采用单相流体回路控温系统进行散热。以某大功率拼接CCD为例,给出了具体热设计方案,并通过简化的散热分析模型,计算得出了焦面组件最高温度在26.5℃。应用NX高级仿真模块对回路控温系统进行瞬态仿真分析,结果表明:CCD组件在200 s时刻温度达到27℃左右,并维持稳定。所获得的仿真分析结果与理论计算结果吻合较好,最终结果能够满足热控指标要求。

基于三线靶标的航空相机地面分辨率质量评价

检测航空相机对地面图像质量是对其性能检测的一项重要指标。航空相机是否达到设计指标要求要通过实际航拍验证,但是航空相机航拍检测的地面目标不是实际的地面目标而是人为设定的一种目标。目前这种目标在国内还没有相应的技术标准和质量评价体系,三线靶标成像的分辨率检测是目前国内广泛使用的航空相机对地面图像质量评价比较直观、易读和定量的判别方法。简述了地面分辨率的不同表达方式及三线靶标的构成,分析了三线靶标地面分辨率与航高、焦距的关系。根据三线靶标分辨率判别方法特点,结合实际应用,实际设计了一个三线靶标用于航拍试验,航拍结果满足设计的航空相机地面分辨率航拍技术指标性能要求。

航空双波段相机胶粘主次镜柔性支撑结构设计

主次镜支撑结构设计是航空相机高质量成像的关键技术之一。基于反射镜支撑的刚度和面形精度的分析,对某航空双波段相机主次反射镜柔性结构进行了设计。提出了主镜周边柔性支撑配合胶粘的形式,使得反射镜组件对外部接点可以远离镜面,从而消除了反射镜安装镜框的装配应力对镜面面形的影响。由有限元分析软件,对主次镜的刚度和面形精度进行了分析,结合分析结果实现了对主次镜的优化,并验证分析了2 g^5 g加速度过载工况下的主次镜面形精度。分析结果表明,主次镜在施加重力和5℃均匀温升综合作用下优化后的面形精度达到PV<λ/10,RMS<λ/40(λ=632.8 nm),主镜组件一阶固有频率为241.7 Hz,均满足设计要求。