双面阵推扫立体测绘成像方法及成像系统，涉及一种成像系统，解决现有采用三线阵推扫成像，每行图像都需要对应的姿态参数，导致姿态测量速率低以及精度大大降低的问题，本发明所述的双面阵推扫立体测绘成像时每帧图像都满足中心投影规律，每幅图像只需要一组姿态参数，降低了对姿态更新率的要求；使用两片面阵成像器件实现大基高比推扫立体测绘成像，根据轨道高度和面阵传感器的像元尺寸设置行周期，根据行周期和面阵传感器的列数可获得最大帧周期，根据轨道高度和两面阵光学系统的夹角，计算出最佳的帧周期；同时对高分辨率的面阵成像器件的工作方式和两面阵光学系统的夹角进行了限定。
1.双面阵推扫立体测绘成像方法，其特征是，该方法由以下步骤实现：步骤一、计算面阵CCD图像传感器的行周期和帧周期：所述面阵CCD图像传感器的行周期tH用公式一表示为：公式一、
式中，VN为星下点的平均速度，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；GSD为地面像元分辨率，b为面阵CCD图像传感器的像元尺寸，a为双面阵光学系统夹角的一半，所述面阵CCD图像传感器的最大帧周期为：
步骤二、计算双面阵推扫立体测绘成像系统在沿轨推扫成像过程中，面阵CCD图像传感器拍摄到相同区域的间隔时间：公式三、
步骤三、根据步骤二获得的间隔时间，计算面阵CCD图像传感器的最佳帧周期，所述最佳帧周期用公式四表示为：公式四、
将公式一、公式二、公式三、公式四代入公式五，获得公式六：公式六、
通过求解公式六，获得双面阵光学系统的夹角2a与面阵CCD图像传感器的像元尺寸b、行数k、焦距f的限定关系：式中m为大于1的正整数，最终实现双面阵推扫立体测绘的成像。
2.根据权利要求1所述的双面阵推扫立体测绘成像方法的成像系统，其特征是，所述双面阵推扫立体测绘成像系统包括主控制器，两个光学系统，与主控制器连接的第一面阵CCD图像传感器、第二面阵CCD图像传感器、轨道参数测量设备、姿态参数测量设备以及图像采集及处理系统，所述姿态参数测量设备为主控制器提供成像系统的姿态测量参数信息，轨道参数测量设备为主控制器提供轨道测量参数信息；
所述两个光学系统在飞行器的沿轨方向上保持固定夹角对地成像，地面景物分别经所述两个光学系统成像在第一面阵CCD图像传感器和第二面阵CCD图像传感器上；
第一面阵CCD图像传感器和第二面阵CCD图像传感器均采用全局快门方式曝光，并将输出的图像数据送入主控制器；主控制器将带时标信息的姿态测量参数信息、轨道测量参数信息以及每幅图像摄像起始时刻对应的高精度时标与图像数据同时传送至图像采集及处理系统，经所述图像采集及处理系统处理后传输回地面接收设备；第一面阵CCD图像传感器和第二面阵CCD图像传感器在TDI方式下进行前向的像移补偿，实现双面阵推扫立体测绘成像。
3.根据权利要求2所述的成像系统，其特征在于，所述轨道参数测量设备使用GPS接收机作为基准时钟源，主控制器内部集成高精度时标产生模块，高精度时标产生模块直接接收GPS接收机的硬件秒脉冲信号和对应秒脉冲的GPS整秒时间产生高精度时标，并在每帧摄像时将摄像起始时刻的高精度时标随图像数据输出。
4.根据权利要求3所述的成像系统，其特征在于，还包括两个偏流补偿机构，所述第一面阵CCD图像传感器和第二面阵CCD图像传感器在TDI方式下进行前向像移补偿，实现双面阵立体测绘成像。
5.根据权利要求4所述的成像系统，其特征在于，所述的偏流补偿机构采用编码器和步进电机进行补偿。
双面阵推扫立体测绘成像方法及成像系统
技术领域
[0001] 本发明涉及一种成像系统，具体涉及一种双面阵推扫立体测绘成像系统。
背景技术
[0002] 具备立体测图或高程测量能力的卫星称为测绘卫星，其任务是进行立体观测，获取地面目标的几何和物理属性。空间位置信息是地面目标的基本几何属性，在军事和民用领域有广泛的应用。测绘卫星系列包括高分辨率光学立体测绘卫星、干涉雷达卫星和重力卫星等，而采用光学传感器的高分辨率测绘卫星是当前测绘应用的主要数据来源，且光学遥感以其可视性好，技术实现性好而得以迅速发展。
[0003] 随着摄影测量技术的发展，传输型光学立体测绘卫星因其可长期在轨运行、快速获取三维地理信息的能力，克服了返回式卫星因受其携带的胶片数量限制而在轨寿命短、获取情报的时效性差和不能直接形成数字影像等不足，已逐渐成为摄影测量卫星发展的主流。传输型三线阵光学成像及摄影测量属于动态摄影，卫星从不同视角多次对同一目标摄像，通过后期影像处理可确定目标的三维空间位置信息。三线阵测绘卫星具有相机几何结构稳定、基高比高、立体影像时间一致、对卫星平台稳定度要求较低等优点，适用于卫星测绘领域。
[0004] 采用线阵推扫成像，每行图像都需要对应的姿态参数，由于现今的姿态测量速率不高，通常采用插值的方式给出各行的姿态参数，精度大大降低；和以往的三线阵推扫成像相比，双面阵推扫立体测绘成像时每帧图像都满足中心投影规律，一幅图像只需要一组姿态参数，可降低对姿态测量更新率的要求。而且随着生产工艺的改进，使用高分辨率如30000×5000的面阵成像器件已成为可能。
发明内容
[0005] 本发明为解决现有采用三线阵推扫成像，每行图像都需要对应的姿态参数，导致姿态测量速率低以及精度大大降低的问题，提供一种双面阵推扫立体测绘成像方法及成像系统。
[0006] 双面阵推扫立体测绘成像方法，该方法由以下步骤实现：
[0007] 步骤一、计算面阵CCD图像传感器的行周期和帧周期：
[0008] 所述面阵CCD图像传感器的行周期tH用公式表示一为：
[0009] 公式一、
[0010] 式中，VN为星下点的平均速度，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；GSD为地面像元分辨率，b为面阵图像传感器的像元尺寸，a为双面阵光学系统夹角的一半，
[0011] 所述面阵CCD图像传感器的最大帧周期为：
[0012] 公式二、tframe_max＝tH×k
[0013] 式中k为面阵CCD图像传感器的行数；
[0014] 步骤二、计算双面阵推扫立体测绘成像系统在沿轨推扫成像过程中，双面阵CCD图像传感器拍摄到相同区域的间隔时间：
[0015] 公式三、
[0016] 步骤三、根据步骤二获得的间隔时间，计算面阵CCD图像传感器的最佳帧周期，所述最佳帧周期用公式四表示为：
[0017] 公式四、
[0018] 且所述公式四满足
[0019] 公式五、
[0020] 将公式一、公式二、公式三、公式四代入公式五，获得公式六：
[0021] 公式六、
[0022] 通过求解公式六，获得双面阵光学系统的夹角2a与面阵CCD图像传感器的像元尺寸b、行数k、焦距f的限定关系：
[0023]
[0024] 式中m为大于1的正整数，最终实现双面阵推扫立体测绘的成像。
[0025] 双面阵推扫立体测绘成像系统，该系统包括主控制器，两个光学系统，与主控制器连接的双面阵CCD图像传感器、轨道参数测量设备、姿态参数测量设备以及图像采集及处理系统，所述姿态参数测量设备为主控制器提供成像系统的姿态测量参数信息，轨道参数测量设备为主控制器提供轨道测量参数信息；所述两个光学系统在飞行器的沿轨方向上保持固定夹角对地成像，地面景物分别经所述两个光学系统成像在双面阵CCD图像传感器上；双面阵CCD图像传感器采用全局快门方式曝光，并将输出的图像数据送入主控制器；主控制器将带时标信息的姿态测量参数信息、轨道测量参数信息以及每幅图像摄像起始时刻对应的高精度时标与图像数据同时传送至图像采集及处理系统，经所述图像采集及处理系统处理后传输回地面接收设备；双面阵CCD图像传感器在TDI方式下进行前向的像移补偿，实现双面阵推扫立体测绘成像。
[0026] 本发明的有益效果：
[0027] 一、本发明通过面阵推扫凝视成像，每幅图像只需要一组姿态参数，利用现有技术即可获得高精度的姿态参数；而线阵推扫成像每幅需要的组数为该幅的行数，降低了存储的姿态参数，降低了对姿态参数的更新率的要求；
[0028] 二、本发明根据轨道高度和两面阵传感器的倾角，计算出最佳的帧周期，保证对同一地区的重叠率；在实现基高比不小于1的情况下，实现图像的连续；不仅能获得连续的立体相对，还能获得很高的测绘精度。
[0029] 三、本发明将高精度时标产生模块集成在双面阵成像系统的控制器内部，缩小各模块的之间时间信息传输的延时，提高时间同步的精度。克服现今采用软件实现时间同步存在的相机时间同步误差偏大且随相机控制器的工作时序而大幅变化；同时克服以纯硬件生成对时信息模块+主控制器的组合方法，主控制器采用通信的方式从对时信息模块中来获取时间值，获取的时间值存在通信延时，通信过程中延时的不确定，引入了新的时间误差。
附图说明
[0030] 图1为本发明所述的双面阵推扫立体测绘成像系统框图；
[0031] 图2为采用本发明所述的双面阵推扫立体测绘成像方法进行成像的示意图。
具体实施方式
[0032] 具体实施方式一、结合图1说明本实施方式，双面阵推扫立体测绘成像系统，包括主控制器、第一光学系统，第二光学系统，与主控制器连接的第一面阵CCD图像传感器、第二面阵CCD图像传感器、轨道参数测量设备、姿态参数测量设备以及图像采集及处理系统，[0033] 所述轨道参数测量设备中使用GPS接收机作为基准时钟源，为主控制器和姿态参数测量设备提供高精度的硬件秒脉冲信号和对应秒脉冲的GPS整秒时间，使各部分在相同的时间系统下协同工作。姿态参数测量设备为主控制器提供姿态测量参数信息，轨道参数测量设备为主控制器提供轨道测量参数信息。第一光学系统和第二光学系统在飞行器的沿轨方向上保持固定夹角对地成像，地面景物分别经第一光学系统和第二光学系统成像在第一面阵图像传感器和第二面阵图像传感器上；第一面阵图像传感器和第二面阵图像传感器都采用全局快门方式曝光，即图像传感器上的所有感光像元在相同的时间内曝光，输出的图像数据送入主控制器；主控制器将带时标信息的姿态测量参数信息和轨道测量参数信息、摄像起始时刻对应的高精度时标随图像数据一起输出送入图像采集及处理系统，经处理后传输回地面设备；第一面阵图像传感器和第二面阵图像传感器自身工作在TDI方式下进行前向的像移补偿。
[0034] 本实施方式中所述第一面阵图像传感器和第二面阵图像传感器通过分别与其相连的第一偏流补偿机构和第二偏流补偿机构进行偏流补偿，所述第一偏流补偿机构和第二偏流补偿机构采用编码器和步进电机来进行补偿。
[0035] 本实施方式所述的成像系统为提高时间同步精度，将高精度时标产生模块集成在双面阵成像系统的控制器内部，直接接收GPS的硬件秒脉冲信号和对应秒脉冲的GPS整秒时间产生高精度时标，并在每帧摄像时将摄像起始时刻的高精度时标随图像数据一起输出。将高精度时标产生模块集成在双面阵成像系统的控制器内部，缩小各模块的之间时间信息传输的延时，提高时间同步的精度。克服现今采用软件实现时间同步存在的相机时间同步误差偏大且随相机控制器的工作时序而大幅变化；同时克服以纯硬件生成对时信息模块+主控制器的组合方法，主控制器采用通信的方式从对时信息模块中来获取时间值，获取的时间值存在通信延时，通信过程中延时的不确定，引入了新的时间误差。
[0036] 本实施方式所述的第一光学系统和第二光学系统采用离轴反射式光学系统；所述的第一面阵图像传感器和第二面阵图像传感器为30K×5K的CMOS传感器，采用全局快门进行曝光；所述的偏流补偿机构采用编码器和步进电机进行偏流角补偿；轨道参数测量设备采用双频GPS接收机，所述的姿态参数测量设备采用星敏感器结合陀螺和双面阵成像系统采用一体化支架隔热安装刚性连接形成一个整体；控制器采用FPGA。
[0037] 具体实施方式二、结合图2说明本实施方式，本实施方式为基于具体实施方式一所述的双面阵推扫立体测绘成像系统的成像方法，该方法由以下过程实现：
[0038] 首先，根据下述公式计算卫星的平均速度Vg：
[0039]
[0040] 式中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；
[0041] 计算星下点的平均速度VN(地速)：
[0042]
[0043] 其次：设定两光学系统的焦距分别为f1、f2，都等于
[0044]
[0045] 式中GSD为地面像元分辨率，b为面阵图像传感器的像元尺寸，a为双面阵光学系统夹角的一半；
[0046] 再次：计算所述面阵图像传感器的行周期tH用和最大帧周期tframe_max：
[0047]
[0048] 面阵图像传感器的最大帧周期为：
[0049] tframe_max＝tH×k
[0050] 式中k为面阵图像传感器的行数。
[0051] 最后，设定双面阵推扫立体测绘成像系统在沿轨推扫成像过程中，在图2中的m2点前视面阵拍摄的区域和m1点后视拍摄的区域重合，同为p2，则从m2点沿轨飞行到m1点的间隔时间为：
[0052]
[0053] 根据间隔时间，计算面阵CCD图像传感器的最佳帧周期，所述面阵图像传感器的最佳帧周期为 满足
[0054]
[0055] 求解下式：
[0056]
[0057] 获得两面阵光学系统的夹角2a与面阵CCD图像传感器的像元尺寸b、行数k、焦距f的限定关系：
[0058] 式中m为大于1的正整数，最终实现双面阵推扫立体测绘的成像。
[0059] 本实施方式所述的使用两片面阵成像器件实现大基高比推扫立体测绘成像，根据轨道高度和面阵传感器的像元尺寸设置行周期；根据行周期和面阵传感器的列数设置最大帧周期；根据轨道高度和双面阵光学系统的夹角，计算出最佳的帧周期。根据双面阵推扫立体测绘成像系统中面阵图像传感器的像元尺寸b、行数k、焦距f，则双面阵光学系统的夹角2a须满足如下关系：
[0060] 式中m为大于1的正整数；实现立体测绘成像。
