納型衛星是指質量在1～10kg 之間的衛星。與微型衛星相比, 納型衛星對遙感系統在質量、體積、功耗等方面的要求更加苛刻。目前廣泛用于微型衛星遙感系統的電荷耦合器件CCD很難滿足納型衛星的使用要求。CMOS圖像傳感器采用標準的CMOS 技術, 繼承了CMOS 技術的優點, 如靜態功耗低、動態功耗與工作頻率成比例、噪聲容限大、抗干擾能力強、特別適合于噪聲環境惡劣條件下工作、工作速度較快、只需要單一工作電源等。雖然 CMOS 器件的研究還未完全成熟, 如電離環境下暗電流稍大等問題還沒有很好地解決,還不能完全取代CCD, 但不可否認CMOS 器件將是未來遙感傳感器的發展方向。本文設計了一套納型衛星CMOS 遙感系統, 并對其進行了熱循環實驗研究。
1 納型衛星遙感系統的設計
1. 1 遙感系統總體設計
納星遙感系統如圖1 所示, 包括鏡頭、CMOS圖像傳感器、現場可編程門陣列FPGA、靜態隨機存儲器SRAM 和微控制器5 部分。
圖1 納星遙感系統框圖
1. 2 光學系統設計
1) 焦距設計
遙感相機光學系統的原理如圖2 所示。圖中用一個透鏡代表實際光學系統的透鏡組, 示意了視場中地面景物的最小可分辨單元在成像面上產生一個相應的點。對于衛星遙感相機的光學系統, 因為成像物距等于衛星軌道高度h, 相對于焦距f 來說可認為是無窮遠, 所以可認為光線都是近軸的平行光。這些近軸平行光通過光學系統的透鏡組后, 匯聚在透鏡組的焦平面上。因此, 從透鏡組中心到焦點的距離, 焦距將大體上決定聚光系統的長度, 而光學系統的理論分辨率則主要由光學孔徑D決定。
圖2 光學系統原理圖
在實際設計中, 焦距通常是根據地面分辨率和圖像傳感器的大小通過下式來確定的:
式中: h為衛星到地面的距離, rd為CMOS圖像傳感器探測面半徑, R為相機成像覆蓋半徑。
2) 光學孔徑設計
為保證成像器件探測面獲得足夠的曝光量, 根據遙感光學系統的經驗計算相機光學系統的光圈數:
實際設計中, 一般取F≤4～5。
遙感相機光學系統可近似為望遠鏡系統, 其最小分辨角, 即望遠鏡分辨率, 可用剛好能分辨開的兩物點對系統的張角θr 表示, 根據望遠鏡分辨率和Rayleigh 衍射判據有如下計算式:
式中λ為中心波長。光學系統在平坦地面上的理論分辨率為
式中θt為地物中心對光學系統的張角。
設計中應綜合考慮式(2) 和(4) 的結果, 選定的設計參數在保證遙感系統獲得足夠光照的情況下,要同時滿足設計分辨率的要求。
1. 3 電子系統設計
考慮到星地相對運動速度, 每幅圖像的曝光時間約為幾毫秒, 故設計中采用現場可編程門陣列(FPGA ) 對CMOS 圖像傳感器進行時序控制, 并將輸出的圖像數據保存到SRAM 中。當需要傳輸圖像的時候, 由FPGA 將保存在SRAM 中的圖像數據讀出, 通過CAN總線傳至星上數據處理系統。
1) 器件選型
CMOS圖像傳感器按照像元電路可分為無源像素傳感器(PPS) 和有源像素傳感器(APS)。目前國際上能夠買到的分辨率達到106級以上的CMOS圖像傳感器并不多, 價格差異也很大, 設計中應根據CMOS 圖像傳感器的光學要求和市場狀況綜合選型。為保證成像質量, 納型衛星上宜選用CMOS 有源像素傳感器。
FPGA根據實現技術機理的不同, 可分為反熔絲型、EPROM或EEPROM型、Flash型、SRAM型等幾種。根據航天器件要求, FPGA 控制器件宜選擇反熔絲型FPGA 產品。選擇SRAM 時, 主要考慮圖像數據量要求以及SRAM的數據端口位數、存取時間、工作溫度、功耗等因素。
CAN 總線接口的主要任務是接收星上數據處理模塊發來的命令, 完成對相機的相關監控, 將獲得的圖像數據分時發送給星上數據處理模塊。本文選用的微處理器在MCS251 系列單片機的基礎上集成了CAN 控制器, 既可以實現對遙感系統簡單的監控功能, 又可以方便地實現CAN 通訊功能。
2) FPGA 控制器設計
作為相機成像模塊的控制核心, FPGA 負責產生所有重要的控制時序, 包括產生CMOS 圖像傳感器的工作時序, 把讀出CMOS 圖像傳感器數據存到SRAM 中; 將存放在SRAM 中的圖像數據分時輸出。整個FPGA 的傳輸模型如圖3 所示。
圖3 FPGA 設計模型圖
FPGA 對CMOS 圖像傳感器的成像控制如狀態轉換圖4 所示。當系統啟動后, FPGA 先向CMOS 圖像傳感器發出芯片復位指令, 芯片復位完成后, 讓Reset 指針沿著像素矩陣逐行移動, 而使Read 指針保持在初始位置(第0行) , 進行讀前行復位。當Reset 指針到達某一目標行, 其間所間隔的時間滿足積分時間時, 即開始激活Read 指針, 并開始移動Read 指針, 進行讀取。如此循環交替移動兩個指針, 不斷進行讀間行復位、行讀取、讀間等待, 即可保證整個像素陣列各行都符合所要求的積分時間。
圖4 FPGA 狀態轉換圖
3) CAN 總線接口設計
CAN 總線接口的主要任務是接收星上數據處理模塊發來的命令, 監控遙感相機模塊的工作狀態,包括遙感相機模塊的電源控制、電流監測、溫度監測、曝光時間控制等功能, 并將獲得的圖像數據分時發送給星上數據處理模塊。設計上, 星上數據處理模塊發來的指令會使微控制器進入中斷, 設置相應的標志。微控制器查詢各標志的變化, 根據星上CAN通訊協議完成相關動作, 包括監測遙感模塊工作溫度、工作電流, 設置曝光時間, 進行圖像數據傳輸等操作。
2 納型衛星遙感系統的熱循環實驗
2. 1 實驗系統及方案
為了方便完成在設計階段的單模塊調試, 實現遙感系統地面原理與性能測試, 本文采用PC機模擬星上數據處理系統, 利用CAN 卡將CMOS 相機與PC機相連, 建立了一套CMOS遙感系統地面測試系統。
本文采用德國Vtsch IndustrietechnikVT7034 型恒溫實驗箱, 在60～- 5℃溫度區間內,每下降5℃采集一組暗圖像。熱循環實驗之所以按照從高溫到低溫的順序進行, 是因為實驗所用恒溫箱不能抽真空。如果反過來進行實驗, 盡管不斷向恒溫箱內充氮氣, 箱內微量空氣中的水氣仍可能凝結在相機上, 影響實驗結果。
2. 2 特征參數的提取
1) 平均暗輸出
平均暗輸出是在沒有光照的條件下圖像傳感器輸出的平均灰度值, 可由下式進行計算:
其中: I i,j是圖像傳感器在無光照條件下輸出的暗圖像灰度值矩陣, M 、N 是圖像傳感器像素陣列的行數和列數。
2) 暗不一致性
理想情況下, 在無光照的時候圖像傳感器的輸出也應該是均勻的。但是圖像傳感器的像素間總是存在差異的, 因此暗輸出總有波動。波動的大小表明圖像傳感器像素性能的穩定性, 計算方法是求出暗圖像各像素輸出灰度值的標準差
其中各符號的含義與暗噪聲計算式(5) 相同。
2. 3 實驗結果及分析
按照2. 1 所述的方案進行實驗, 得到了CMOS相機在60～- 5 ℃溫度區間內平均暗輸出以及暗不一致性隨溫度的變化曲線, 分別如圖5、圖6 所示。
圖5 平均暗輸出隨溫度的變化曲線
圖6 暗不一致性隨溫度的變化曲線
從圖中可以看出, 平均暗輸出隨著溫度的升高大致呈上升趨勢。當溫度小于10 ℃時, 平均暗輸出上升速度較快;10～ 15 ℃上升趨緩;從15 ℃開始略有下降,到30 ℃時達到低谷,10～30℃之間,總的來說平均暗輸出值變化比較平穩; 30 ℃以上, 平均暗輸出值又以較快的速度上升。本文選用的CMOS圖像傳感器為256 級灰度輸出, 實驗中平均暗輸出的變化范圍為7.7567～10.1092。
平均暗輸出之所以隨著溫度的升高大致呈上升趨勢, 是因為溫度升高, CMOS圖像傳感器及其外圍電子器件的熱噪聲都會升高; 而平均暗輸出在10～30 ℃之間變化比較平穩, 甚至在15～30 ℃之間略有下降, 是因為CMOS圖像傳感器在設計上的特殊考慮保證了其在常溫下具有最優的工作性能;這同時也說明了這套遙感系統的電噪聲主要來源于CMOS圖像傳感器。
暗不一致性隨溫度的變化不大, 實驗中其變化范圍為0.6148～0.8542,比平均暗輸出低一個數量級, 可以忽略。
實驗中還測試了CMOS相機的耐低溫性能。關機后將相機降溫至- 25 ℃,達到溫度平衡后再升溫至0 ℃,開機采集圖像, 分析其性能變化。實驗測得經受低溫后, CMOS相機在0℃下的平均暗輸出為7.2323, 比先前略有降低; 暗不一致性為0.8781,比先前略有增大。由于實驗中暗不一致性始終比平均暗輸出低一個數量級, 其變化相對平均暗輸出可以忽略, 所以這個結果說明關機狀態下低溫環境不會對CMOS相機的成像質量產生顯著的不良影響。綜上所述, 本文設計的這套CMOS遙感相機在10～30℃之間平均暗輸出變化平穩, 暗不一致性可以忽略,有利于對成像質量的控制和校正,是理想的成像溫度范圍。
3 結論與展望
本文設計了一套納型衛星CMOS遙感系統, 體積為62mm×62mm×35mm,功耗小于0.6W, 質量小于150g,采用10μm像素尺寸、1024×1024像素數目的CMOS圖像傳感器, 光譜響應范圍為400～800nm,配合焦距為50mm的鏡頭,在800km的太陽同步軌道上,可以實現大于150km×150km的地面覆蓋面積和優于 160m 的地面分辨率,適于納型衛星獲取多光譜和彩色的普查信息。熱循環實驗表明, 該CMOS遙感相機能夠耐受空間環境中- 25～60 ℃的衛星艙內溫度變化, 在10～30 ℃的溫度范圍內工作穩定,可通過地面測試數據對其在空間獲取的圖像進行校正補償。
由于國際上對CMOS圖像傳感器在航天領域的應用研究較少, 所以設計出來的CMOS相機在上天之前, 還需要研究其熱真空性能和抗輻照性能, 提出相應的補償、加固措施。