星載觀星相機系統設計及其硬件實現

徐冬冬，付天驕，杜麗敏，朱俊青

星載觀星相機系統設計及其硬件實現

徐冬冬1，付天驕2，杜麗敏1，朱俊青2

（1. 長春大學 電子信息工程學院，吉林 長春 130022；2. 中國科學院 長春光學精密機械與物理研究所，吉林 長春 130033）

為提升衛星定姿精度，采用NOIP1SN025KA型CMOS探測器設計了一款完整的觀星相機。在輻照環境溫度24℃、測試環境溫度24℃、測試環境濕度37% RH的環境條件下利用60Co-γ輻射源進行了抗輻照實驗。然后，設計了焦距為500mm、F數為4、視場角為2.4°的光學系統。電子學系統以FPGA作為核心控制器件，控制CMOS輸出數字信號，并通過TLK2711將信號傳回衛星數傳系統。機械結構部分主要由主鏡組件、次鏡組件、校正鏡組件、遮光罩、支腿等部分組成。采用計量筒（殷鋼）支撐次鏡的設計方案，保證主次鏡間隔變化在溫度變化工況下滿足公差要求。反射鏡組件設計有徑向和軸向柔性，保證光學表面在力熱環境下的面形精度。校正鏡組件采用壓圈切向壓緊鏡片的安裝方式，對鏡片的應力小，對中性好，耐沖擊和振動，能夠保持良好的結構穩定性。整機通過主鏡背板與衛星連接。星載觀星相機具備成像和傳輸星點的閾值和坐標信息兩種工作模式。通過外場成像實驗可知，該相機成像質量良好、移植性強、可靠性高。視場角范圍內，可以拍攝到約10顆星，同時可以觀測到9等星，可有效輔助星敏感器工作。

定姿精度；光學系統；FPGA；閾值

0 引言

星敏感器是一種姿態測量儀器，它以恒星作為姿態測量的參考源，可輸出恒星在星敏感器坐標下的矢量方向，為航天器的姿態控制和天文導航提供高精度測量數據。具有高精度、高穩定性、自主性好等優點，廣泛應用于導彈、戰機、航空航天等領域。

目前空間光學衛星主要依靠衛星上的星敏感器進行定位，通常情況下，星敏感器為了快速進行在星表中的指向定位，其光學系統在設計時一般都是焦距較小，視場較大，這決定了其像元角分辨率較低。無論采用何種星圖匹配的方法，其最終姿態定位誤差都不會優于十分之一像元角分辨率[1-5]。隨著近年來空間光學相機的分辨率大幅提升，對平臺姿態控制精度提出了更高的要求，傳統的星敏感器已經無法進一步提升定姿精度，故需要焦距更大、角分辨率更高的星載觀星相機來配合星敏感器，由星敏感器完成粗定位，星載觀星相機完成精定位，兩者配合可將現有的姿態定位精度提升一個數量級。

1990年以前，星載觀星相機先后使用析像管和電荷耦合器件（charge-coupled device，CCD）作為探測器件，相比于析像管，采用CCD作為探測器件具有巨大優勢。與CCD相比，CMOS具有功耗低、成本低、集成度高、抗輻射能力強等明顯的優勢，尤其是隨著CMOS APS（Active Pixel Sensor，有源像素傳感器）技術的成熟，使星載觀星相機可以存儲整個導航星表，實現星圖自主識別，CMOS已在諸多領域取代了CCD，成為理論研究與工程開發中的熱點話題。

本文以CMOS探測器為研究對象，以空間應用為背景，設計了一款分辨率2k×2k的星載觀星相機。首先對選用的CMOS圖像傳感器進行了抗輻照實驗，然后簡單介紹了相機的光學設計部分，其次重點介紹相機電子學設計部分，電子學設計采用現場可編程門陣列作為主控制器[6-7]，嚴格控制信號的時序關系，最后在吉林空間目標觀測基地進行了外場成像實驗。通過實驗可知，相機工作性能穩定，成像質量高，可觀測的星數以及星等完全滿足項目需求。

1 相機的光學設計

首先，對CMOS探測器進行抗輻照測試。擬選用NOIP1SN025KA型CMOS探測器，NOIP1SN025KA[8]是美國安森美半導體公司生產的2600萬像素數字圖像傳感器，總像素為5120(H)×5120(V)，像元尺寸4.5mm×4.5mm，量化位數10位，最高幀頻可達80幀/s，工作溫度－40℃～＋85℃。

為確保相機在軌正常工作，對NOIP1SN025KA型CMOS探測器進行了抗輻照測試。為確保抗輻照測試的準確性，采用兩片NOIP1SN025KA進行測試。在累積劑量點分別為：10krad(Si)、30krad(Si)、50krad(Si)、75krad(Si)時，利用圖像平均灰度值方法對暗電流、噪聲、響應度分別進行了測試。測試結果表明，選用的CMOS芯片滿足項目對抗輻照的要求（輻照計量＞15krad(Si)），滿足空間任務需求。表1為部分輻照測試結果。

星載觀星相機采用卡式系統，本文基于初級像差理論和光學設計方法，設計了一套適用于星載觀星相機的光學系統。

光學系統首先需要確定以下參數指標：工作波長、焦距、F數、入瞳直徑、光闌位置等，下面將根據本文的實際項目需求，確定本次設計的星載觀星相機光學系統的有關光學參量。

根據選用的CMOS探測器的像面尺寸、像元尺寸以及應用需求，確定光學系統設計參數如表2所示。

表2 光學系統設計參數

根據光學系統設計參數以及優化處理，得到該相機光學系統結構布局如圖1所示。由圖1可知，該光學系統易于加工、結構合理、成像質量良好、滿足設計要求。

圖1 星載觀星相機光學系統結構布局

此外，光學系統的反射鏡部分采用鍍鋁和保護膜，透鏡部分采用了耐輻射玻璃，以上設計可以保證光學系統在軌工作時的抗輻照性能。

2 相機電子學設計

2.1 相機的硬件設計

相機成像系統的控制核心為賽靈思公司軍用FPGA，型號為XQ4VSX55，控制CMOS輸出數字視頻信號；探測器選用美國安森美半導體公司的NOIP1SN025KA，輸出符合要求的圖像。系統結構如圖2所示。

其中，電源模塊主要由電源轉換芯片組成，提供系統所需的電源；晶振模塊為整個系統提供時鐘；FLASH用于存儲；TLK2711接口將圖像數據發送給衛星數傳分系統。

2.2 星載CMOS相機軟件設計

只有將軟件設計與硬件電路結合起來，才能保證CMOS相機正常工作，本軟件主要完成以下功能：

圖2 電子學系統硬件結構

1） CMOS相機的控制和圖像數據的采集，其中曝光時間、增益、幀頻等可通過軟件進行控制；

2） 通過感興趣區域實現對地成像，成像尺寸2048(H)×2048(V)，幀頻20fps；

3） 觀星，同時將高于閾值的點的灰度值和、坐標以幀格式傳回，幀尺寸為2048(H)×2048(V)，幀頻20fps；

4）圖像信息暫存以及圖像傳輸。

系統在ISE 14.7開發環境下，使用Verilog編寫時序程序，采用自頂向下的設計方法。本設計將整個系統劃分為幾個基本單元模塊，并將子模塊進行層層分解。在仿真和調試過程中先完成上層系統，再設計其中的子模塊，可以及時發現問題并完善程序，有效地提高了設計效率。

NOIP1SN025KA的電源種類較多，包括參考電壓源、像元電源、數字和模擬輸入電源，電壓值均為固定電壓。為了保證星載觀星相機的正常工作，星載觀星相機CMOS各種電源有上下電順序要求，上下電順序間隔要求大于20ms，設計時間隔均設計為1ms。FPGA控制CMOS上下電順序如圖3所示。

CMOS探測器加電后，需要進行寄存器配置，配置接口協議遵照SPI協議，信號除了使能信號、時鐘信號以外，還包括配置寫入信號和配置讀出信號，其配置時序如圖4所示。

圖3 電源上下電順序

圖4 NOIP1SN025KA配置時序

CMOS成像單元與相機控制器內部通訊接口采用LVDS串行異步通信方式。LVDS串行異步通信方式的數據位功能如下：1位起始位、8位數據位、1位奇校驗位、1位終止位。多字節數據傳送時，先傳送最高字節數據，然后傳送次高字節數據，最后傳送最低字節數據。每次通訊低位在前、高位在后。通信速率為10Mbps。CMOS成像單元與衛星數傳分系統的數據傳輸接口采用TLK2711（高速SerDes傳輸方式），數據傳輸速率范圍為1.6～2.5Gbps，接口采用高速同軸線纜作為高速傳輸介質。

為驗證程序的有效性以及正確性，對程序進行了仿真，仿真時鐘為20MHz，仿真結果如圖5所示。仿真波形與預期波形一致，設計的程序有效、合理，滿足項目需求。

3 相機的結構設計

根據星載觀星相機應用環境要求，在運載階段存在沖擊振動的工況，在軌運行存在重力釋放和環境溫度變化工況。因此，星載觀星相機的光機結構必須有良好抗振動和沖擊能力，能夠耐受較寬的力熱環境并保持成像質量，且需要盡量采用成熟工藝進行結構設計，以確保產品良好的工藝性，保證可靠性要求。

星載觀星相機結構如圖6所示，總高度555mm，直徑185mm，總重量約6.00kg。采用計量筒（殷鋼）支撐次鏡的設計方案，保證主次鏡間隔變化在溫度變化工況下滿足公差要求。反射鏡組件設計有徑向和軸向柔性，保證光學表面在力熱環境下的面形精度。校正鏡組件采用壓圈切向壓緊鏡片的安裝方式，對鏡片的應力小，對中性好，耐沖擊和振動，能夠保持良好的結構穩定性。整機通過主鏡背板與衛星連接。

星載觀星相機的機械結構部分主要由主鏡組件、次鏡組件、校正鏡組件、遮光罩、支腿等部分組成，通過綜合考慮，主要選用了微晶玻璃、殷鋼、TC4等材料，選用的材料及屬性如表3所示。

圖5 頂層仿真波形

圖6 星載觀星相機結構尺寸

表3 相機組件材料及屬性

主鏡通過輕量化后，與主鏡柔節通過光學粘接劑連接；主鏡柔節與主鏡背板通過螺釘連接，形成主鏡組件，如圖7所示。次鏡通過輕量化后，與次鏡柔節通過光學粘接劑連接；次鏡柔節與次鏡輻板通過螺釘連接，通過次鏡調整墊調整，形成次鏡組件，如圖8所示。

圖7 主鏡組件結構模型

圖8 次鏡組件結構設計

本文對星載相機的機械結構進行了設計建模，在此基礎上建立了相機的有限元模型，結構均采用實體單元建立，節點數量為123502，單元數量為82839，如圖9所示；在方向以及方向施加了1個（1倍于地球表面重力加速度）的慣性載荷，進行了相機靜力學特性分析，表4列出了主鏡組件以及次鏡組件的部分分析結果。

圖9 相機結構有限元模型

表4 主次鏡組件模態分析結果

通過對各個組件以及對整機的分析，驗證了設計的合理性和有限元模型的正確性，相機的結構設計滿足項目在軌成像需求。

4 實驗結果

為驗證相機的拍攝效果，在吉林空間目標觀測基地進行了外場成像實驗。吉林空間目標觀測基地實驗星載觀星相機參數：焦距150mm，F數為1，口徑150mm，視場8.8°（圓形）、像元尺寸4.5mm。可通過等效計算驗證本相機的性能，吉林基地的星載觀星相機的口徑面積為真實星載觀星相機的0.66倍，即入射光的能量為66%，F數為真實星載觀星相機的0.25倍，即艾里斑面積為真實星載觀星相機的1/16。即實驗用星載觀星相機若想與星載觀星相機在單位面積上的光照度相同，需要將積分時間縮短23.04倍，但是考慮實際光學系統所成像的最終星點的圖像不可能為1×1，故可暫不考慮艾里斑過小帶來的影響，即實驗用的星載觀星相機在考慮大氣透射率為60%的情況下，積分時間可取為10.56ms。將本相機成像電路板和法蘭安裝在基地的150mm口徑的鏡頭上，如圖10所示。

圖10 CMOS成像電路板安裝在基地鏡筒上

實驗用的相機對天空的指向相對大地是固定的，但由于地球自轉的關系，望遠鏡對天區的指向是一直在變化的，需要在現場對所指向的天區進行確認。經過現場確認（用激光筆指向天空，讓光束落在相機的視場中心，再經過手機星圖軟件現場比對），視場的中心大致在北斗七星中天樞與天璇連線的延長線上，如圖11所示。

圖11 拍攝星空的大致位置

圖12給出了視場中最亮的幾顆星，灰度值達到了飽和，星等為6.3～6.6等星（人眼看不見），以這些星為參考，給出視場中能看到的最暗的星。

視場中剛好能看到的星為8.8等星，其灰度值為6/255。在處理星圖的時候，二值化的閾值選擇了16/1023，因為很多本底噪聲的碼值已經到了這個閾值。剛好看不見的星為8.9等星，如圖13所示。考慮到在實驗時積分時間取值時參考的大氣透射率為60%，而視場中心方向的高度角很低，與地平線的夾角小于30°，大氣的厚度較厚，故可認為星載觀星相機按照現有的參數設計可以在太空中觀測到9等星。

若利用閾值法進行壓縮，傳輸灰度值需要16bit，傳輸圖像中對應的橫縱坐標需要32bit，因此，相應的傳輸信息量提高了3倍。傳輸的最大數據率是2k×2k（20fps），故在5k×5k（40fps）的視場中，超過閾值的像元占比不能高于2.67%。

對外場實驗的實驗數據進行統計整理，該拍攝天區共有133顆恒星（6.3～8.8等），視場范圍8.8°，對應星載觀星相機2.4°視場范圍相當于可以拍攝到10顆星。

利用閾值法對星圖進行處理和統計，將閾值取為16/1023時，其超過閾值的像素數為134389個，約占像元總數（5120×5120）的0.512%。在該閾值下，雖然有噪聲的影響，但是遠小于2.67%，故完全可以將所有大于閾值的像元全部傳輸下來。

從圖14中可見，星載觀星相機指向不同天區時，能觀測到的星數主要集中在5～15顆范圍內，最大可觀測星數為96顆，所占像元數約為10000個，相比噪聲所占的像元數（130000個）仍然很低，大于閾值的像元數為0.5%左右，因此，可通過傳輸系統進行傳輸。

圖12 視場中最亮的幾顆星

圖13 視場中與噪聲灰度值相同的8.9等星

圖14 星空不同位置觀星數量的概率分布

5 總結

筆者以現場可編程門陣列作為核心控制器件，使用NOIP1SN025KA型CMOS探測器，以航天應用為背景，設計并實現了一款功能完整的觀星相機。采用易于加工、結構合理的光學系統；光機結構具有良好抗振動和沖擊能力，能夠耐受較寬的力熱環境并保持成像質量；兼顧電磁兼容的同時，采用低功耗器件。實驗結果表明，相機成像質量良好、移植性強、可靠性高。視場角范圍內，可以拍攝到約10顆星，同時可以觀測到9等星，滿足項目需求。未來與傳統星敏感器匹配使用，可有效地提升相機定姿精度。

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Design and Hardware Implementation of Spaceborne Stargazing Camera System

XU Dongdong1，FU Tianjiao2，DU Limin1，ZHU Junqing2

(1.,,130022,;2.,,,130033,)

A complete star-viewing camera was designed using a NOIP1SN025KA CMOS detector to improve the accuracy of attitude satellites. The anti-irradiation experiment was conducted using 60Co-gradiation source under the environmental conditions of 24℃ irradiation temperature, 24℃ test temperature, and 37% RH test humidity. Subsequently, an optical system with a focal length of 500mm, an F-number of 4, and a field of view of 2.4°are designed. The electronic system uses an FPGA as the core control device to control the CMOS output digital signal and transmits the signal back to the satellite data transmission system through TLK2711. The mechanical structure was mainly composed of a main mirror component, secondary mirror component, correction mirror component, baffle, and leg. The design scheme of the measuring cylinder (invar) supporting the secondary mirror was adopted to ensure that the interval change of the primary and secondary mirrors satisfied the tolerance requirements under the condition of temperature change. The mirror assembly was designed with radial and axial flexibility to ensure accuracy of the shape of the optical surface in the thermal environment. In the correction mirror assembly using pressure ring tangential pressing lens installation, the lens stress is small, good to neutral, impact, and vibration resistance, and can maintain good structural stability. The machine is connected to a satellite through the main mirror backplane. A star camera has two working modes: imaging and transmission of the threshold and coordinate information of the star point. Field imaging experiments showed that the camera exhibited good imaging quality, portability, and reliability. Approximately ten stars can be captured in the field of view, approximately 10 stars can be captured,and nine stars can be observed, which can effectively assist the star sensor.

attitude accuracy, optical system, FPGA, threshold

TP73

A

1001-8891(2023)12-1286-08

2022-05-27；

2022-10-10.

徐冬冬（1987-），講師，研究方向：光電成像與圖像壓縮。E-mail: 1069292478@qq.com。

國家自然科學基金項目（11803036）。