空間雜光對(duì)交會(huì)對(duì)接光學(xué)成像敏感器影響分析

趙春暉，龔德鑄，劉 魯，王曉燕，王艷寶，薛志鵬，侯丹佳

(1.北京控制工程研究所，北京100190;2.空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100190)

學(xué)術(shù)研究

空間雜光對(duì)交會(huì)對(duì)接光學(xué)成像敏感器影響分析

趙春暉1，2，龔德鑄1，2，劉 魯1，2，王曉燕1，2，王艷寶1，2，薛志鵬1，2，侯丹佳1，2

(1.北京控制工程研究所，北京100190;2.空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100190)

CCD光學(xué)成像敏感器是交會(huì)對(duì)接最后靠攏段的關(guān)鍵測(cè)量敏感器，其在軌工作時(shí)，太陽和地球雜光可能會(huì)進(jìn)入相機(jī)視場(chǎng)，影響敏感器的正常測(cè)量.提出通過雜光建模分析和地面雜光試驗(yàn)驗(yàn)證相結(jié)合的方法，評(píng)估和驗(yàn)證空間雜光對(duì)光學(xué)成像敏感器測(cè)量的影響，確定相機(jī)遮光罩設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，給出理論分析、地面及飛行試驗(yàn)結(jié)果.

交會(huì)對(duì)接;光學(xué)成像敏感器;雜散光

交會(huì)對(duì)接光學(xué)成像敏感器是由安裝在運(yùn)輸飛船上的交會(huì)測(cè)量相機(jī)和安裝在目標(biāo)飛行器上的目標(biāo)標(biāo)志器構(gòu)成的光電測(cè)量子系統(tǒng)，用于交會(huì)對(duì)接最后靠攏到對(duì)接完成階段的相對(duì)運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量[1].光學(xué)成像敏感器在軌工作時(shí)，當(dāng)太陽光、地球反照光等照射到相機(jī)或目標(biāo)標(biāo)志器上時(shí)，均會(huì)對(duì)敏感器的正常測(cè)量造成影響，尤其是當(dāng)太陽光照射到目標(biāo)飛行器表面的目標(biāo)標(biāo)志器附近區(qū)域時(shí)，其反射雜光在相機(jī)視場(chǎng)內(nèi)，遮光罩無法發(fā)揮作用，反射干擾光與目標(biāo)光源同時(shí)進(jìn)入相機(jī)視場(chǎng)，造成圖像背景復(fù)雜，嚴(yán)重時(shí)會(huì)導(dǎo)致敏感器無法正常工作.通過對(duì)敏感器在軌各雜光源進(jìn)行分析，建立了雜光計(jì)算模型，進(jìn)行了太陽照射地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，驗(yàn)證了雜光理論分析的合理性，試驗(yàn)結(jié)果表明敏感器在飛行試驗(yàn)中陽照區(qū)抗雜光干擾措施有效，工作穩(wěn)定[2].

1 在軌雜光條件分析

根據(jù)交會(huì)對(duì)接軌道分析，太陽相對(duì)飛船入射角“可能的”變化范圍如圖1所示.為了討論問題方便，圖1給出太陽光入射方向相對(duì)于目標(biāo)飛行器本體系+X軸夾角變化示意圖.在飛船(或目標(biāo)飛行器)對(duì)地定向時(shí)，地球邊緣與星體+X向的夾角約為18.3°，如圖2所示.下面以此為輸入討論太陽光對(duì)測(cè)量的影響.

雜光源對(duì)光學(xué)成像敏感器影響的示意圖如圖3所示.相對(duì)于軌道高度、地球直徑，光學(xué)成像敏感器相機(jī)、目標(biāo)標(biāo)志器尺度非常小，因此均可以視為一個(gè)“公共點(diǎn)”進(jìn)行分析，換言之，對(duì)該“公共點(diǎn)”的雜光分析結(jié)果，既適用于相機(jī)，也適用于目標(biāo)標(biāo)志器.由于當(dāng)太陽光(或地球反照光)照射到目標(biāo)飛行器表面的目標(biāo)標(biāo)志器附近區(qū)域時(shí)，其反射光可能會(huì)直接進(jìn)入相機(jī)視場(chǎng)，遮光罩無法發(fā)揮作用，從而對(duì)光學(xué)成像敏感器工作造成嚴(yán)重干擾，因此重點(diǎn)對(duì)目標(biāo)飛行器接收的太陽光、地球反照光進(jìn)行了詳細(xì)分析，該分析方法同樣適用于太陽照射相機(jī)的情況，但對(duì)該情況，未進(jìn)行詳細(xì)敘述.

圖1 太陽光照射示意圖Fig.1 Incidence of sun light at different angles

圖2 對(duì)地球張角示意圖Fig.2 Field angle of sensor to earth surface

圖3 在軌時(shí)太陽光照射目標(biāo)飛行器示意圖Fig.3 Irradiation of sun light on target spacecraft

太陽光照射目標(biāo)飛行器前錐面時(shí)，太陽矢量繞目標(biāo)飛行器本體系+X軸形成一個(gè)半錐角為α的圓錐，α約為0°～25°，圖3中太陽光入射方向是為了討論問題方便而畫的示意圖，以此為輸入討論太陽直接照射目標(biāo)飛行器時(shí)對(duì)測(cè)量的影響.

圖3同時(shí)也給出了當(dāng)太陽照射地球時(shí)，地表反射太陽光到目標(biāo)飛行器的情況.根據(jù)衛(wèi)星軌道高度、地球半徑可以計(jì)算目標(biāo)飛行器能夠“看到”的地球表面面積，可以用頂點(diǎn)為目標(biāo)飛行器、半錐角為71.7°的圓錐所覆蓋的地球表面來表示，圓錐母線即為與地球邊緣的切線，其與目標(biāo)飛行器飛行方向(+X向)的張角約為18.3°.由于在整個(gè)圓錐區(qū)域內(nèi)，圓錐母線與+X面夾角最小，因此母線附近區(qū)域反射的太陽光到目標(biāo)上的照度最強(qiáng)，為簡(jiǎn)化分析并考慮最壞情況，以該區(qū)域反射到目標(biāo)飛行器前端面上的照度為輸入條件進(jìn)行分析.

地球反照光的強(qiáng)弱還與太陽照射地球的入射角有關(guān)，根據(jù)軌道光照分析，太陽矢量繞目標(biāo)本體系+X軸形成一個(gè)半錐角為α的圓錐，其中α一年的變化約為0°～25°，太陽相對(duì)地球表面最小入射角為65°，此時(shí)地球表面接收到的太陽光能量最強(qiáng)，其反射太陽光能量也最強(qiáng)，以此為最壞情況進(jìn)行分析.

如圖3所示，CCD光學(xué)成像敏感器在軌工作時(shí)，主要有以下雜光源可能會(huì)對(duì)其測(cè)量造成影響:

1)太陽光、地球反照光以某一角度進(jìn)入相機(jī)視場(chǎng)內(nèi);

2)太陽光、地球反照光被目標(biāo)飛行器艙體表面反射進(jìn)入相機(jī)視場(chǎng)內(nèi).

2 在軌雜光照度計(jì)算

已知CCD器件的光譜響應(yīng)曲線如圖4所示.相機(jī)工作譜段940±15nm，工作譜段透過率為0.7，CCD光譜響應(yīng)度R940=3.5V/(μJ/cm2)，非工作譜段截止深度10-4，進(jìn)入相機(jī)的非工作譜段能量很弱，可以忽略不計(jì).

圖4 CCD光譜響應(yīng)曲線Fig.4 Spectrum response of CCD

太陽光的940nm處譜輻照度值如表1[3]所示.根據(jù)表1可以算出太陽光在工作譜段內(nèi)總輻照度為

表1 太陽高度為90°時(shí)太陽輻射的光譜輻照度值Tab.1 Spectrum irradiation of sun light at elevation angle of 90°

式中，E940nm對(duì)應(yīng)表1中的照度值，Δλ940nm為帶寬.目標(biāo)飛行器前錐段上分布著各單機(jī)部件、包敷材料、對(duì)接機(jī)構(gòu)等，考慮到各單機(jī)部件大多被熱控多層包敷，下面重點(diǎn)對(duì)反射面積較大的包敷材料、對(duì)接機(jī)構(gòu)進(jìn)行分析.假設(shè)目標(biāo)飛行器前錐段包敷材料反射率為 ρbeta≤0.07，對(duì)接機(jī)構(gòu)反射率為 ρdocking≤0.6，則包敷材料、對(duì)接機(jī)構(gòu)受到太陽直射后的表面輻出射度分別為

由于地球表面物體不同，其表面反射率 ρearth一般在0.08～0.24范圍內(nèi)變化，設(shè)ρearth=0.25.考慮最壞情況，α取25°.根據(jù)前面分析，地球表面反射太陽光的輻出射度為

目標(biāo)飛行器前錐段包敷材料、對(duì)接機(jī)構(gòu)反射地球反照光的輻出射度:

目標(biāo)飛行器前錐段表面材料(包敷材料、對(duì)接機(jī)構(gòu))被太陽光、地球反照光照射后，其反射特性從光學(xué)上呈混合反射(鏡面與混合反射共存)特性，因而勢(shì)必有某些方向的反射光進(jìn)入相機(jī)視場(chǎng)，其在鏡頭上總的輻照度為

由下式可以得出目標(biāo)飛行器前錐段表面反射光對(duì)交會(huì)測(cè)量相機(jī)的影響:

式中，ETarget-camera為照射到光學(xué)系統(tǒng)的輻照度，ECCD為CCD靶面上的輻照度.τρ為光學(xué)系統(tǒng)透過率，在工作譜段為0.7，在非工作譜段為0.0001.D為相機(jī)入瞳直徑，f為相機(jī)距.根據(jù)式(6)可以算出當(dāng)目標(biāo)飛行器前錐段表面反射光進(jìn)入相機(jī)視場(chǎng)后，在CCD靶面上的輻照度為

表2給出了目標(biāo)飛行器前錐段表面(包敷材料、對(duì)接機(jī)構(gòu))反射太陽光和地球反照光在相機(jī)CCD上輸出值的對(duì)比情況.可以看出，由于對(duì)接機(jī)構(gòu)反射率高，其表面反射進(jìn)入相機(jī)視場(chǎng)的雜光能量強(qiáng)，當(dāng)遠(yuǎn)場(chǎng)積分時(shí)間較長(zhǎng)時(shí)導(dǎo)致CCD出現(xiàn)飽和，近場(chǎng)雖然積分時(shí)間較短，但CCD輸出也接近飽和.包敷材料由于其反射率比對(duì)接機(jī)構(gòu)要低一個(gè)量級(jí)，因而其表面反射進(jìn)入相機(jī)視場(chǎng)的雜光能量很弱，CCD輸出也較弱.

3 相機(jī)遮光罩技術(shù)指標(biāo)確定

上文已述及，相對(duì)于軌道高度、地球直徑而言，光學(xué)成像敏感器相機(jī)、目標(biāo)標(biāo)志器尺度非常小，因此均可以視為一個(gè)“公共點(diǎn)”進(jìn)行分析，因而對(duì)目標(biāo)飛行器接收的太陽光、地球照度進(jìn)行計(jì)算的結(jié)果，同樣適用于太陽照射相機(jī)的情況.

當(dāng)相機(jī)工作在最遠(yuǎn)工作距離時(shí)，目標(biāo)成像最弱，也最易受到太陽雜光干擾的影響.下面就這種情況分析太陽雜光的影響.

當(dāng)遠(yuǎn)場(chǎng)目標(biāo)器位于最遠(yuǎn)工作距離(150m)和相機(jī)視場(chǎng)邊緣時(shí)，可以算出遠(yuǎn)場(chǎng)目標(biāo)燈在CCD的輸出為

假設(shè)相機(jī)電路噪聲為15mV，為了保證像點(diǎn)提取成功率，限定太陽雜光經(jīng)過濾光片、遮光罩后進(jìn)入成像敏感器在CCD上的雜光背景輸出為10mV(均勻分布在整個(gè)視場(chǎng))，此時(shí)對(duì)應(yīng)的太陽雜光能量可由下式算出:

式中:A′CCD為CCD敏感面外接圓面積(161.28mm2);R為CCD光譜響應(yīng)度;tmax為積分時(shí)間;τ為總透過率.

由式(1)和式(3)可知，在工作波長(zhǎng)范圍內(nèi)(940± 30nm)太陽和地球反照光照射相機(jī)總的輻照度為27.57 (W·m-2)，如果沒有采用遮光罩，可以計(jì)算得到太陽和地球反照光進(jìn)入成像敏感器的總能量為

可以算出為了保證成像敏感器不受軌道雜光影響，正常工作所需遮光罩消雜光比為

為了保證設(shè)計(jì)裕量，對(duì)遮光罩消雜光比指標(biāo)要求提高一個(gè)數(shù)量級(jí)，取為η=5×105.基于以上分析，考慮成像敏感器與運(yùn)輸飛船艙體間的結(jié)構(gòu)限制，遮光罩的設(shè)計(jì)指標(biāo)要求如下:

1)遮光罩消雜光比:η≥5×105;

2)遮光罩外形尺寸:直徑:≤200mm;長(zhǎng)度:≤220mm;

3)太陽光抑制角:≥25°.

需要說明以下幾點(diǎn):

1)雜光抑制角是指進(jìn)入遮光罩的雜光矢量與光軸的夾角;

2)光學(xué)系統(tǒng)雜光系數(shù)一般為10-2左右，具有一定的雜光抑制能力，考慮到天地差異，作為裕量保留，認(rèn)為光學(xué)系統(tǒng)沒有雜光抑制能力.

4 地面及飛行試驗(yàn)驗(yàn)證

4.1 遮光罩太陽抑制能力試驗(yàn)

為驗(yàn)證遮光罩設(shè)計(jì)的合理性，分別進(jìn)行了地面和在軌太陽照射試驗(yàn).地面試驗(yàn)時(shí)，采用太陽模擬器為光源，照射相機(jī)遮光罩.在CCD光學(xué)成像敏感器在軌飛行時(shí)，進(jìn)行了太陽照射相機(jī)試驗(yàn)，試驗(yàn)拍圖如圖5所示，當(dāng)太陽照射角為18°時(shí)，由于遮光罩(和鏡頭)的衰減作用，圖像背景已比較均勻，相機(jī)能夠穩(wěn)定工作，試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了遮光罩太陽抑制角滿足設(shè)計(jì)要求.

圖5 地面及在軌太陽照射相機(jī)試驗(yàn)拍圖Fig.5 Picture of camera irradiated by sun light on ground and on orbit

4.2 目標(biāo)飛行器反射太陽光干擾驗(yàn)證

為驗(yàn)證雜光理論分析的合理性，以及光學(xué)成像敏感器抗目標(biāo)飛行器反射太陽光的干擾能力，在地面進(jìn)行了外場(chǎng)目標(biāo)飛行器模擬艙太陽照射試驗(yàn)，并進(jìn)行了飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，圖6給出了地面試驗(yàn)拍圖.地面和飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，試驗(yàn)結(jié)果與在軌雜光照度理論分析結(jié)果一致，光學(xué)成像敏感器在目標(biāo)飛行器反射陽光的干擾下能夠正常工作.

圖6 目標(biāo)飛行器反射太陽光干擾試驗(yàn)拍圖Fig.6 Picture of target spacecraft reflected by sun light

5 結(jié)束語

空間雜光干擾是影響CCD光學(xué)成像敏感器在軌工作的重要因素之一.由于天地之間光照環(huán)境條件差異較大，在地面進(jìn)行全面的雜光干擾試驗(yàn)存在困難，提出了通過雜光建模分析和地面雜光試驗(yàn)相結(jié)合的方法，從理論上分析和計(jì)算了光學(xué)成像敏感器對(duì)太陽和地球反射光的響應(yīng)，以此為基礎(chǔ)提出了光學(xué)成像敏感器遮光罩抑制雜散光設(shè)計(jì)指標(biāo).通過地面和在軌雜光試驗(yàn)，驗(yàn)證雜光理論分析的合理性，試驗(yàn)結(jié)果表明抗雜光干擾措施有效，敏感器在飛行試驗(yàn)中陽照區(qū)工作穩(wěn)定.

[1] 林來興，李燦.交會(huì)對(duì)接最后逼近階段CCD相機(jī)測(cè)量方法[J].宇航學(xué)報(bào)，1994，14(2):24-34 Lin L X，Li C.The Measuremethod of CCD-based camera at proximity phase of rendezvous and docking[J]. Journal of Astronautics，1994，14(2):24-34

[2] 趙春暉，高文文，劉魯，等.神舟八號(hào)飛船交會(huì)對(duì)接CCD光學(xué)成像敏感器[J].空間控制技術(shù)與應(yīng)用，2011，37(6):7-14 Zhao C H，Gao W W，Liu L，et al.A vision guidance sensor for SZ-8 spacecraft autonomous rendezvous and docking[J].Aerospace Control and Application，2011，37(6):7-14

[3] Hickey JR，Alto B M，Kyle H L.Total solar irradiance measurements by ERB/Nimbus 7，a review of nine years [J].Space Sci.Rev.，1988，48:321-342

Analysis on Influence of Space Stray Light on Vision Sensor for Autonom ous Rendezvous and Docking

ZHAO Chunhui1，2，GONG Dezhu1，2，LIU Lu1，2，WANG Xiaoyan1，2，WANG Yanbao1，2，XUE Zhipeng1，2，HOU Danjia1，2
(1.Beijing Institute of Control Engineering，Beijing 100190，China; 2.Science and Technology on Space Intelligent Control Laboratory，Beijing 100190，China)

The CCD-based vision sensor is critical equipment at the proximity phase of rendezvous and docking.The radiation of solar and earth may enter the field of view of the vision sensor in-orbit for rendezvous and docking.Themethod of stray lightmodeling is provided，the influence of solar and earth radiation is analyzed，and the design parameters of baffle for vision sensor is determined on the basis of the analysis.Finally ground and flight test results are presented.

rendezvous and docking;vision sensor;stay light

V488.2

A

1674-1579(2012)03-0001-04

10.3969/j.issn.1674-1579.2012.03.001

趙春暉(1972—)，男，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)榭臻g視覺測(cè)量敏感器技術(shù);龔德鑄(1977—)，男，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)榭臻g視覺測(cè)量敏感器技術(shù);劉 魯(1973—)，男，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)榭臻g視覺測(cè)量敏感器圖像處理與模式識(shí)別算法;王艷寶(1978—)，男，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)榭臻g視覺測(cè)量敏感器視頻處理技術(shù);王曉燕(1979—)，女，工程師，研究方向?yàn)榭臻g視覺測(cè)量敏感器遮光罩設(shè)計(jì);薛志鵬(1982—)，男，工程師，研究方向?yàn)榭臻g視覺測(cè)量敏感器視頻處理技術(shù);侯丹佳(1982—)，女，工程師，研究方向?yàn)榭臻g視覺測(cè)量敏感器視頻處理技術(shù).

2011-09-19