基于CMOS图像传感器的纳型卫星遥感系统设计
时间：2009-09-15 09:50:32
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[导读]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。
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, 又可以方便地实现CAN 通讯功能。
2) FPGA 控制器设计
作为相机成像模块的控制核心, FPGA 负责产生所有重要的控制时序, 包括产生CMOS 图像传感器的工作时序, 把读出CMOS 图像传感器数据存到SRAM 中; 将存放在SRAM 中的图像数据分时输出。整个FPGA 的传输模型如图3 所示。
图3 FPGA 设计模型图
FPGA 对CMOS 图像传感器的成像控制如状态转换图4 所示。当系统启动后, FPGA 先向CMOS 图像传感器发出芯片复位指令, 芯片复位完成后, 让Reset 指针沿着像素矩阵逐行移动, 而使Read 指针保持在初始位置(第0 行) , 进行读前行复位。当Reset 指针到达某一目标行, 其间所间隔的时间满足积分时间时, 即开始激活Read 指针, 并开始移动Read 指针, 进行读取。如此循环交替移动两个指针, 不断进行读间行复位、行读取、读间等待, 即可保证整个像素阵列各行都符合所要求的积分时间。
图4 FPGA 状态转换图
3) CAN 总线接口设计
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, 监控遥感相机模块的工作状态,包括遥感相机模块的电源控制、电流监测、温度监测、曝光时间控制等功能, 并将获得的图像数据分时发送给星上数据处理模块。设计上, 星上数据处理模块发来的指令会使微控制器进入中断, 设置相应的标志。微控制器查询各标志的变化, 根据星上CAN通讯协议完成相关动作, 包括监测遥感模块工作温度、工作电流, 设置曝光时间, 进行图像数据传输等操作。
2 纳型卫星遥感系统的热循环实验
2. 1 实验系统及方案
为了方便完成在设计阶段的单模块调试, 实现遥感系统地面原理与性能测试, 本文采用PC机模拟星上数据处理系统, 利用CAN 卡将CMOS 相机与PC机相连, 建立了一套CMOS遥感系统地面测试系统。
本文采用德国Vtsch IndustrietechnikVT7034 型恒温实验箱, 在60～- 5℃温度区间内,每下降5℃采集一组暗图像。热循环实验之所以按照从高温到低温的顺序进行, 是因为实验所用恒温箱不能抽真空。如果反过来进行实验, 尽管不断向恒温箱内充氮气, 箱内微量空气中的水气仍可能凝结在相机上, 影响实验结果。
2. 2 特征参数的提取
1) 平均暗输出
平均暗输出是在没有光照的条件下图像传感器输出的平均灰度值, 可由下式进行计算:
其中: I i,j是图像传感器在无光照条件下输出的暗图像灰度值矩阵, M 、N 是图像传感器像素阵列的行数和列数。
2) 暗不一致性
理想情况下, 在无光照的时候图像传感器的输出也应该是均匀的。但是图像传感器的像素间总是存在差异的, 因此暗输出总有波动。波动的大小表明图像传感器像素性能的稳定性, 计算方法是求出暗图像各像素输出灰度值的标准差
其中各符号的含义与暗噪声计算式(5) 相同。
2. 3 实验结果及分析
按照2. 1 所述的方案进行实验, 得到了CMOS相机在60～- 5 ℃温度区间内平均暗输出以及暗不一致性随温度的变化曲线, 分别如图5、图6 所示。
图5 平均暗输出随温度的变化曲线
图6 暗不一致性随温度的变化曲线
从图中可以看出, 平均暗输出随着温度的升高大致呈上升趋势。当温度小于10 ℃时, 平均暗输出上升速度较快;10～ 15 ℃上升趋缓;从15 ℃开始略有下降,到30 ℃时达到低谷,10～30℃之间,总的来说平均暗输出值变化比较平稳; 30 ℃以上, 平均暗输出值又以较快的速度上升。本文选用的CMOS图像传感器为256 级灰度输出, 实验中平均暗输出的变化范围为7.7567～10.1092。
平均暗输出之所以随着温度的升高大致呈上升趋势, 是因为温度升高, CMOS图像传感器及其外围电子器件的热噪声都会升高; 而平均暗输出在10～30 ℃之间变化比较平稳, 甚至在15～30 ℃之间略有下降, 是因为CMOS图像传感器在设计上的特殊考虑保证了其在常温下具有最优的工作性能;这同时也说明了这套遥感系统的电噪声主要来源于CMOS图像传感器。
暗不一致性随温度的变化不大, 实验中其变化范围为0.6148～0.8542,比平均暗输出低一个数量级, 可以忽略。
实验中还测试了CMOS相机的耐低温性能。关机后将相机降温至- 25 ℃,达到温度平衡后再升温至0 ℃,开机采集图像, 分析其性能变化。实验测得经受低温后, CMOS相机在0℃下的平均暗输出为7.2323, 比先前略有降低; 暗不一致性为0.8781,比先前略有增大。由于实验中暗不一致性始终比平均暗输出低一个数量级, 其变化相对平均暗输出可以忽略, 所以这个结果说明关机状态下低温环境不会对CMOS相机的成像质量产生显著的不良影响。综上所述, 本文设计的这套CMOS遥感相机在10～30℃之间平均暗输出变化平稳, 暗不一致性可以忽略,有利于对成像质量的控制和校正,是理想的成像温度范围。
3 结论与展望
本文设计了一套纳型卫星CMOS遥感系统, 体积为62mm×62mm×35mm,功耗小于0.6W, 质量小于150g,采用10μm像素尺寸、1024×1024像素数目的CMOS图像传感器, 光谱响应范围为400～800nm,配合焦距为50mm的镜头,在800km的太阳同步轨道上,可以实现大于150km×150km的地面覆盖面积和优于160m 的地面分辨率,适于纳型卫星获取多光谱和彩色的普查信息。热循环实验表明, 该CMOS遥感相机能够耐受空间环境中- 25～60 ℃的卫星舱内温度变化, 在10～30 ℃的温度范围内工作稳定,可通过地面测试数据对其在空间获取的图像进行校正补偿。
由于国际上对CMOS图像传感器在航天领域的应用研究较少, 所以设计出来的CMOS相机在上天之前, 还需要研究其热真空性能和抗辐照性能, 提出相应的补偿、加固措施。
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, 又可以方便地实现CAN 通讯功能。
2) FPGA 控制器设计
作为相机成像模块的控制核心, FPGA 负责产生所有重要的控制时序, 包括产生CMOS 图像传感器的工作时序, 把读出CMOS 图像传感器数据存到SRAM 中; 将存放在SRAM 中的图像数据分时输出。整个FPGA 的传输模型如图3 所示。
图3 FPGA 设计模型图
FPGA 对CMOS 图像传感器的成像控制如状态转换图4 所示。当系统启动后, FPGA 先向CMOS 图像传感器发出芯片复位指令, 芯片复位完成后, 让Reset 指针沿着像素矩阵逐行移动, 而使Read 指针保持在初始位置(第0 行) , 进行读前行复位。当Reset 指针到达某一目标行, 其间所间隔的时间满足积分时间时, 即开始激活Read 指针, 并开始移动Read 指针, 进行读取。如此循环交替移动两个指针, 不断进行读间行复位、行读取、读间等待, 即可保证整个像素阵列各行都符合所要求的积分时间。
图4 FPGA 状态转换图
3) CAN 总线接口设计
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, 监控遥感相机模块的工作状态,包括遥感相机模块的电源控制、电流监测、温度监测、曝光时间控制等功能, 并将获得的图像数据分时发送给星上数据处理模块。设计上, 星上数据处理模块发来的指令会使微控制器进入中断, 设置相应的标志。微控制器查询各标志的变化, 根据星上CAN通讯协议完成相关动作, 包括监测遥感模块工作温度、工作电流, 设置曝光时间, 进行图像数据传输等操作。
2 纳型卫星遥感系统的热循环实验
2. 1 实验系统及方案
为了方便完成在设计阶段的单模块调试, 实现遥感系统地面原理与性能测试, 本文采用PC机模拟星上数据处理系统, 利用CAN 卡将CMOS 相机与PC机相连, 建立了一套CMOS遥感系统地面测试系统。
本文采用德国Vtsch IndustrietechnikVT7034 型恒温实验箱, 在60～- 5℃温度区间内,每下降5℃采集一组暗图像。热循环实验之所以按照从高温到低温的顺序进行, 是因为实验所用恒温箱不能抽真空。如果反过来进行实验, 尽管不断向恒温箱内充氮气, 箱内微量空气中的水气仍可能凝结在相机上, 影响实验结果。
2. 2 特征参数的提取
1) 平均暗输出
平均暗输出是在没有光照的条件下图像传感器输出的平均灰度值, 可由下式进行计算:
其中: I i,j是图像传感器在无光照条件下输出的暗图像灰度值矩阵, M 、N 是图像传感器像素阵列的行数和列数。
2) 暗不一致性
理想情况下, 在无光照的时候图像传感器的输出也应该是均匀的。但是图像传感器的像素间总是存在差异的, 因此暗输出总有波动。波动的大小表明图像传感器像素性能的稳定性, 计算方法是求出暗图像各像素输出灰度值的标准差
其中各符号的含义与暗噪声计算式(5) 相同。
2. 3 实验结果及分析
按照2. 1 所述的方案进行实验, 得到了CMOS相机在60～- 5 ℃温度区间内平均暗输出以及暗不一致性随温度的变化曲线, 分别如图5、图6 所示。
图5 平均暗输出随温度的变化曲线
图6 暗不一致性随温度的变化曲线
从图中可以看出, 平均暗输出随着温度的升高大致呈上升趋势。当温度小于10 ℃时, 平均暗输出上升速度较快;10～ 15 ℃上升趋缓;从15 ℃开始略有下降,到30 ℃时达到低谷,10～30℃之间,总的来说平均暗输出值变化比较平稳; 30 ℃以上, 平均暗输出值又以较快的速度上升。本文选用的CMOS图像传感器为256 级灰度输出, 实验中平均暗输出的变化范围为7.7567～10.1092。
平均暗输出之所以随着温度的升高大致呈上升趋势, 是因为温度升高, CMOS图像传感器及其外围电子器件的热噪声都会升高; 而平均暗输出在10～30 ℃之间变化比较平稳, 甚至在15～30 ℃之间略有下降, 是因为CMOS图像传感器在设计上的特殊考虑保证了其在常温下具有最优的工作性能;这同时也说明了这套遥感系统的电噪声主要来源于CMOS图像传感器。
暗不一致性随温度的变化不大, 实验中其变化范围为0.6148～0.8542,比平均暗输出低一个数量级, 可以忽略。
实验中还测试了CMOS相机的耐低温性能。关机后将相机降温至- 25 ℃,达到温度平衡后再升温至0 ℃,开机采集图像, 分析其性能变化。实验测得经受低温后, CMOS相机在0℃下的平均暗输出为7.2323, 比先前略有降低; 暗不一致性为0.8781,比先前略有增大。由于实验中暗不一致性始终比平均暗输出低一个数量级, 其变化相对平均暗输出可以忽略, 所以这个结果说明关机状态下低温环境不会对CMOS相机的成像质量产生显著的不良影响。综上所述, 本文设计的这套CMOS遥感相机在10～30℃之间平均暗输出变化平稳, 暗不一致性可以忽略,有利于对成像质量的控制和校正,是理想的成像温度范围。
3 结论与展望
本文设计了一套纳型卫星CMOS遥感系统, 体积为62mm×62mm×35mm,功耗小于0.6W, 质量小于150g,采用10μm像素尺寸、1024×1024像素数目的CMOS图像传感器, 光谱响应范围为400～800nm,配合焦距为50mm的镜头,在800km的太阳同步轨道上,可以实现大于150km×150km的地面覆盖面积和优于160m 的地面分辨率,适于纳型卫星获取多光谱和彩色的普查信息。热循环实验表明, 该CMOS遥感相机能够耐受空间环境中- 25～60 ℃的卫星舱内温度变化, 在10～30 ℃的温度范围内工作稳定,可通过地面测试数据对其在空间获取的图像进行校正补偿。
由于国际上对CMOS图像传感器在航天领域的应用研究较少, 所以设计出来的CMOS相机在上天之前, 还需要研究其热真空性能和抗辐照性能, 提出相应的补偿、加固措施。
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