基于CMOS图像传感器的纳型卫星遥感系统设计
发布时间:2008/5/29 0:00:00 访问次数:570
尤政 于世洁 林杨
摘 要: 为满足纳型卫星的遥感系统要求, 设计了一套基于互补型金属氧化物半导体cmos 图像传感器的纳型卫星遥感系统, 采用pc 机模拟星上数据处理系统的功能, 通过控制器局域网can总线实现了对cmos 相机的控制和图像传输等功能。通过热循环实验, 得到了该cmos 相机平均暗输出和暗不一致性随温度的变化曲线, 预测其适于在10～25 ℃的空间温度环境中工作, 并可经受- 25～60 ℃的卫星舱内温度变化。
关键词: 纳型卫星; cmos 图像传感器; can 总线; 热循环实验
纳型卫星是指质量在1～10kg 之间的卫星。与微型卫星相比, 纳型卫星对遥感系统在质量、体积、功耗等方面的要求更加苛刻。目前广泛用于微型卫星遥感系统的电荷耦合器件ccd很难满足纳型卫星的使用要求。cmos图像传感器采用标准的cmos 技术, 继承了cmos 技术的优点, 如静态功耗低、动态功耗与工作频率成比例、噪声容限大、抗干扰能力强、特别适合于噪声环境恶劣条件下工作、工作速度较快、只需要单一工作电源等。虽然cmos 器件的研究还未完全成熟, 如电离环境下暗电流稍大等问题还没有很好地解决,还不能完全取代ccd, 但不可否认cmos 器件将是未来遥感传感器的发展方向。本文设计了一套纳型卫星cmos 遥感系统, 并对其进行了热循环实验研究。
1 纳型卫星遥感系统的设计
1. 1 遥感系统总体设计
纳星遥感系统如图1 所示, 包括镜头、cmos图像传感器、现场可编程门阵列fpga、静态随机存储器sram 和微控制器5 部分。
图1 纳星遥感系统框图
1. 2 光学系统设计
1) 焦距设计
遥感相机光学系统的原理如图2 所示。图中用一个透镜代表实际光学系统的透镜组, 示意了视场中地面景物的最小可分辨单元在成像面上产生一个相应的点。对于卫星遥感相机的光学系统, 因为成像物距等于卫星轨道高度h, 相对于焦距f 来说可认为是无穷远, 所以可认为光线都是近轴的平行光。这些近轴平行光通过光学系统的透镜组后, 汇聚在透镜组的焦平面上。因此, 从透镜组中心到焦点的距离, 焦距将大体上决定聚光系统的长度, 而光学系统的理论分辨率则主要由光学孔径d决定。
图2 光学系统原理图
在实际设计中, 焦距通常是根据地面分辨率和图像传感器的大小通过下式来确定的:
式中: h为卫星到地面的距离, rd为cmos图像传感器探测面半径, r为相机成像覆盖半径。
2) 光学孔径设计
为保证成像器件探测面获得足够的曝光量, 根据遥感光学系统的经验计算相机光学系统的光圈数:
实际设计中, 一般取f≤4～5。
遥感相机光学系统可近似为望远镜系统, 其最小分辨角, 即望远镜分辨率, 可用刚好能分辨开的两物点对系统的张角θr 表示, 根据望远镜分辨率和rayleigh 衍射判据有如下计算式:
式中λ为中心波长。光学系统在平坦地面上的理论分辨率为
式中θt为地物中心对光学系统的张角。
设计中应综合考虑式(2) 和(4) 的结果, 选定的设计参数在保证遥感系统获得足够光照的情况下,要同时满足设计分辨率的要求。
1. 3 电子系统设计
考虑到星地相对运动速度, 每幅图像的曝光时间约为几毫秒, 故设计中采用现场可编程门阵列(fpga ) 对cmos 图像传感器进行时序控制, 并将输出的图像数据保存到sram 中。当需要传输图像的时候, 由fpga 将保存在sram 中的图像数据读出, 通过can总线传至星上数据处理系统。
1) 器件选型
cmos图像传感器按照像元电路可分为无源像素传感器(pps) 和有源像素传感器(aps)。目前国际上能够买到的分辨率达到106级以上的cmos图像传感器并不多, 价格差异也很大, 设计中应根据cmos 图像传感器的光学要求和市场状况综合选型。为保证成像质量, 纳型卫星上宜选用cmos 有源像素传感器。
fpga根据实现技术机理的不同, 可分为反熔丝型、eprom或eeprom型、flash型、sram型等几种。根据航天器件要求, fpga 控制器件宜选择反熔丝型fpga 产品。选择sram 时, 主要考虑图像数据量要求以及sram的数据端口位数、存取时间、工作温度、功耗等因素。
can总线接口的主要任务是接收星上数据处理模块发来的命令, 完成对相机的相关监控, 将获得的图像数据分时发送给星上数据处理模块。本文选用的微处理器在mcs251 系列单片机的基础上集成了can 控制器, 既可以实现对遥感系统简单的监控功能, 又可
关键词: 纳型卫星; cmos 图像传感器; can 总线; 热循环实验
纳型卫星是指质量在1～10kg 之间的卫星。与微型卫星相比, 纳型卫星对遥感系统在质量、体积、功耗等方面的要求更加苛刻。目前广泛用于微型卫星遥感系统的电荷耦合器件ccd很难满足纳型卫星的使用要求。cmos图像传感器采用标准的cmos 技术, 继承了cmos 技术的优点, 如静态功耗低、动态功耗与工作频率成比例、噪声容限大、抗干扰能力强、特别适合于噪声环境恶劣条件下工作、工作速度较快、只需要单一工作电源等。虽然cmos 器件的研究还未完全成熟, 如电离环境下暗电流稍大等问题还没有很好地解决,还不能完全取代ccd, 但不可否认cmos 器件将是未来遥感传感器的发展方向。本文设计了一套纳型卫星cmos 遥感系统, 并对其进行了热循环实验研究。
1 纳型卫星遥感系统的设计
1. 1 遥感系统总体设计
纳星遥感系统如图1 所示, 包括镜头、cmos图像传感器、现场可编程门阵列fpga、静态随机存储器sram 和微控制器5 部分。
图1 纳星遥感系统框图
1. 2 光学系统设计
1) 焦距设计
遥感相机光学系统的原理如图2 所示。图中用一个透镜代表实际光学系统的透镜组, 示意了视场中地面景物的最小可分辨单元在成像面上产生一个相应的点。对于卫星遥感相机的光学系统, 因为成像物距等于卫星轨道高度h, 相对于焦距f 来说可认为是无穷远, 所以可认为光线都是近轴的平行光。这些近轴平行光通过光学系统的透镜组后, 汇聚在透镜组的焦平面上。因此, 从透镜组中心到焦点的距离, 焦距将大体上决定聚光系统的长度, 而光学系统的理论分辨率则主要由光学孔径d决定。
图2 光学系统原理图
在实际设计中, 焦距通常是根据地面分辨率和图像传感器的大小通过下式来确定的:
式中: h为卫星到地面的距离, rd为cmos图像传感器探测面半径, r为相机成像覆盖半径。
2) 光学孔径设计
为保证成像器件探测面获得足够的曝光量, 根据遥感光学系统的经验计算相机光学系统的光圈数:
实际设计中, 一般取f≤4～5。
遥感相机光学系统可近似为望远镜系统, 其最小分辨角, 即望远镜分辨率, 可用刚好能分辨开的两物点对系统的张角θr 表示, 根据望远镜分辨率和rayleigh 衍射判据有如下计算式:
式中λ为中心波长。光学系统在平坦地面上的理论分辨率为
式中θt为地物中心对光学系统的张角。
设计中应综合考虑式(2) 和(4) 的结果, 选定的设计参数在保证遥感系统获得足够光照的情况下,要同时满足设计分辨率的要求。
1. 3 电子系统设计
考虑到星地相对运动速度, 每幅图像的曝光时间约为几毫秒, 故设计中采用现场可编程门阵列(fpga ) 对cmos 图像传感器进行时序控制, 并将输出的图像数据保存到sram 中。当需要传输图像的时候, 由fpga 将保存在sram 中的图像数据读出, 通过can总线传至星上数据处理系统。
1) 器件选型
cmos图像传感器按照像元电路可分为无源像素传感器(pps) 和有源像素传感器(aps)。目前国际上能够买到的分辨率达到106级以上的cmos图像传感器并不多, 价格差异也很大, 设计中应根据cmos 图像传感器的光学要求和市场状况综合选型。为保证成像质量, 纳型卫星上宜选用cmos 有源像素传感器。
fpga根据实现技术机理的不同, 可分为反熔丝型、eprom或eeprom型、flash型、sram型等几种。根据航天器件要求, fpga 控制器件宜选择反熔丝型fpga 产品。选择sram 时, 主要考虑图像数据量要求以及sram的数据端口位数、存取时间、工作温度、功耗等因素。
can总线接口的主要任务是接收星上数据处理模块发来的命令, 完成对相机的相关监控, 将获得的图像数据分时发送给星上数据处理模块。本文选用的微处理器在mcs251 系列单片机的基础上集成了can 控制器, 既可以实现对遥感系统简单的监控功能, 又可
尤政 于世洁 林杨
摘 要: 为满足纳型卫星的遥感系统要求, 设计了一套基于互补型金属氧化物半导体cmos 图像传感器的纳型卫星遥感系统, 采用pc 机模拟星上数据处理系统的功能, 通过控制器局域网can总线实现了对cmos 相机的控制和图像传输等功能。通过热循环实验, 得到了该cmos 相机平均暗输出和暗不一致性随温度的变化曲线, 预测其适于在10～25 ℃的空间温度环境中工作, 并可经受- 25～60 ℃的卫星舱内温度变化。
关键词: 纳型卫星; cmos 图像传感器; can 总线; 热循环实验
纳型卫星是指质量在1～10kg 之间的卫星。与微型卫星相比, 纳型卫星对遥感系统在质量、体积、功耗等方面的要求更加苛刻。目前广泛用于微型卫星遥感系统的电荷耦合器件ccd很难满足纳型卫星的使用要求。cmos图像传感器采用标准的cmos 技术, 继承了cmos 技术的优点, 如静态功耗低、动态功耗与工作频率成比例、噪声容限大、抗干扰能力强、特别适合于噪声环境恶劣条件下工作、工作速度较快、只需要单一工作电源等。虽然cmos 器件的研究还未完全成熟, 如电离环境下暗电流稍大等问题还没有很好地解决,还不能完全取代ccd, 但不可否认cmos 器件将是未来遥感传感器的发展方向。本文设计了一套纳型卫星cmos 遥感系统, 并对其进行了热循环实验研究。
1 纳型卫星遥感系统的设计
1. 1 遥感系统总体设计
纳星遥感系统如图1 所示, 包括镜头、cmos图像传感器、现场可编程门阵列fpga、静态随机存储器sram 和微控制器5 部分。
图1 纳星遥感系统框图
1. 2 光学系统设计
1) 焦距设计
遥感相机光学系统的原理如图2 所示。图中用一个透镜代表实际光学系统的透镜组, 示意了视场中地面景物的最小可分辨单元在成像面上产生一个相应的点。对于卫星遥感相机的光学系统, 因为成像物距等于卫星轨道高度h, 相对于焦距f 来说可认为是无穷远, 所以可认为光线都是近轴的平行光。这些近轴平行光通过光学系统的透镜组后, 汇聚在透镜组的焦平面上。因此, 从透镜组中心到焦点的距离, 焦距将大体上决定聚光系统的长度, 而光学系统的理论分辨率则主要由光学孔径d决定。
图2 光学系统原理图
在实际设计中, 焦距通常是根据地面分辨率和图像传感器的大小通过下式来确定的:
式中: h为卫星到地面的距离, rd为cmos图像传感器探测面半径, r为相机成像覆盖半径。
2) 光学孔径设计
为保证成像器件探测面获得足够的曝光量, 根据遥感光学系统的经验计算相机光学系统的光圈数:
实际设计中, 一般取f≤4～5。
遥感相机光学系统可近似为望远镜系统, 其最小分辨角, 即望远镜分辨率, 可用刚好能分辨开的两物点对系统的张角θr 表示, 根据望远镜分辨率和rayleigh 衍射判据有如下计算式:
式中λ为中心波长。光学系统在平坦地面上的理论分辨率为
式中θt为地物中心对光学系统的张角。
设计中应综合考虑式(2) 和(4) 的结果, 选定的设计参数在保证遥感系统获得足够光照的情况下,要同时满足设计分辨率的要求。
1. 3 电子系统设计
考虑到星地相对运动速度, 每幅图像的曝光时间约为几毫秒, 故设计中采用现场可编程门阵列(fpga ) 对cmos 图像传感器进行时序控制, 并将输出的图像数据保存到sram 中。当需要传输图像的时候, 由fpga 将保存在sram 中的图像数据读出, 通过can总线传至星上数据处理系统。
1) 器件选型
cmos图像传感器按照像元电路可分为无源像素传感器(pps) 和有源像素传感器(aps)。目前国际上能够买到的分辨率达到106级以上的cmos图像传感器并不多, 价格差异也很大, 设计中应根据cmos 图像传感器的光学要求和市场状况综合选型。为保证成像质量, 纳型卫星上宜选用cmos 有源像素传感器。
fpga根据实现技术机理的不同, 可分为反熔丝型、eprom或eeprom型、flash型、sram型等几种。根据航天器件要求, fpga 控制器件宜选择反熔丝型fpga 产品。选择sram 时, 主要考虑图像数据量要求以及sram的数据端口位数、存取时间、工作温度、功耗等因素。
can总线接口的主要任务是接收星上数据处理模块发来的命令, 完成对相机的相关监控, 将获得的图像数据分时发送给星上数据处理模块。本文选用的微处理器在mcs251 系列单片机的基础上集成了can 控制器, 既可以实现对遥感系统简单的监控功能, 又可
关键词: 纳型卫星; cmos 图像传感器; can 总线; 热循环实验
纳型卫星是指质量在1～10kg 之间的卫星。与微型卫星相比, 纳型卫星对遥感系统在质量、体积、功耗等方面的要求更加苛刻。目前广泛用于微型卫星遥感系统的电荷耦合器件ccd很难满足纳型卫星的使用要求。cmos图像传感器采用标准的cmos 技术, 继承了cmos 技术的优点, 如静态功耗低、动态功耗与工作频率成比例、噪声容限大、抗干扰能力强、特别适合于噪声环境恶劣条件下工作、工作速度较快、只需要单一工作电源等。虽然cmos 器件的研究还未完全成熟, 如电离环境下暗电流稍大等问题还没有很好地解决,还不能完全取代ccd, 但不可否认cmos 器件将是未来遥感传感器的发展方向。本文设计了一套纳型卫星cmos 遥感系统, 并对其进行了热循环实验研究。
1 纳型卫星遥感系统的设计
1. 1 遥感系统总体设计
纳星遥感系统如图1 所示, 包括镜头、cmos图像传感器、现场可编程门阵列fpga、静态随机存储器sram 和微控制器5 部分。
图1 纳星遥感系统框图
1. 2 光学系统设计
1) 焦距设计
遥感相机光学系统的原理如图2 所示。图中用一个透镜代表实际光学系统的透镜组, 示意了视场中地面景物的最小可分辨单元在成像面上产生一个相应的点。对于卫星遥感相机的光学系统, 因为成像物距等于卫星轨道高度h, 相对于焦距f 来说可认为是无穷远, 所以可认为光线都是近轴的平行光。这些近轴平行光通过光学系统的透镜组后, 汇聚在透镜组的焦平面上。因此, 从透镜组中心到焦点的距离, 焦距将大体上决定聚光系统的长度, 而光学系统的理论分辨率则主要由光学孔径d决定。
图2 光学系统原理图
在实际设计中, 焦距通常是根据地面分辨率和图像传感器的大小通过下式来确定的:
式中: h为卫星到地面的距离, rd为cmos图像传感器探测面半径, r为相机成像覆盖半径。
2) 光学孔径设计
为保证成像器件探测面获得足够的曝光量, 根据遥感光学系统的经验计算相机光学系统的光圈数:
实际设计中, 一般取f≤4～5。
遥感相机光学系统可近似为望远镜系统, 其最小分辨角, 即望远镜分辨率, 可用刚好能分辨开的两物点对系统的张角θr 表示, 根据望远镜分辨率和rayleigh 衍射判据有如下计算式:
式中λ为中心波长。光学系统在平坦地面上的理论分辨率为
式中θt为地物中心对光学系统的张角。
设计中应综合考虑式(2) 和(4) 的结果, 选定的设计参数在保证遥感系统获得足够光照的情况下,要同时满足设计分辨率的要求。
1. 3 电子系统设计
考虑到星地相对运动速度, 每幅图像的曝光时间约为几毫秒, 故设计中采用现场可编程门阵列(fpga ) 对cmos 图像传感器进行时序控制, 并将输出的图像数据保存到sram 中。当需要传输图像的时候, 由fpga 将保存在sram 中的图像数据读出, 通过can总线传至星上数据处理系统。
1) 器件选型
cmos图像传感器按照像元电路可分为无源像素传感器(pps) 和有源像素传感器(aps)。目前国际上能够买到的分辨率达到106级以上的cmos图像传感器并不多, 价格差异也很大, 设计中应根据cmos 图像传感器的光学要求和市场状况综合选型。为保证成像质量, 纳型卫星上宜选用cmos 有源像素传感器。
fpga根据实现技术机理的不同, 可分为反熔丝型、eprom或eeprom型、flash型、sram型等几种。根据航天器件要求, fpga 控制器件宜选择反熔丝型fpga 产品。选择sram 时, 主要考虑图像数据量要求以及sram的数据端口位数、存取时间、工作温度、功耗等因素。
can总线接口的主要任务是接收星上数据处理模块发来的命令, 完成对相机的相关监控, 将获得的图像数据分时发送给星上数据处理模块。本文选用的微处理器在mcs251 系列单片机的基础上集成了can 控制器, 既可以实现对遥感系统简单的监控功能, 又可
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