星上自拍载荷系统和实现太空自拍的方法与流程

1.本发明涉及航天航空领域卫星载荷系统，尤其涉及星上自拍载荷系统和实现太空自拍的方法。


背景技术：

2.近年来，商业航天和民用航天迅速崛起，各种类型的微纳卫星及其它微小太空飞行器层出不穷，对于小型太空飞行器在轨工作状态的监控及影像信息的获取变得日益迫切，同时民众对太空活动的参与热情和深度也在不断增加。
3.当前航空航天领域中，飞行器上也安装有外挂摄像头进行自拍，但这种外挂摄像头多用于对火箭状态的监测以及对飞船的对接等活动进行监视，其拍摄的画面固定不变，并且只针对特殊任务进行拍摄，地面控制中心通过一个外挂摄像头仅能观察到某一固定位置的画面，形式单一，且地面控制中心的显示器画面利用率不高。而面对大众参与航天的热切需求，尚无能够满足应用且成本相对低廉的系统和方法。


技术实现要素：

4.针对上述问题，本发明提出一种星上自拍载荷系统，包括：自拍相机、自拍屏、自拍杆和自拍控制器；所述自拍控制器固定安装在卫星舱体内部，所述自拍屏和自拍杆固定安装在卫星舱板上，所述自拍相机固定安装在所述自拍杆顶部，自拍杆展开后将所述自拍相机送到预设拍摄位置以使自拍屏位于自拍相机的拍摄视场之内；所述自拍控制器分别与所述自拍相机、自拍屏和自拍杆具有电器连接，用于供电、通信和控制。
5.进一步的，所述自拍控制器由外壳、上盖板、电路板、接插件和紧固件组成；所述电路板通过紧固件固定在所述外壳和上盖板组成封闭空间内部；所述接插件开孔于上盖板上。
6.更进一步的，所述电路板包括电源管理模块和自拍控制模块；所述电源管理模块，用于一次电源保护和二次电源转换，将系统输入的+28v电源转换为所述自拍相机、自拍屏和自拍杆所需的直流电源；所述自拍控制模块，用于与星务计算机进行通信、接收星务计算机发送的数据、自拍相机控制、自拍屏控制和自拍杆展开控制。
7.进一步的，所述自拍屏包括：整体框式结构的壳体，安装在壳体上部的保护窗压板和显示屏，和安装在壳体内部的电路板。更进一步的，所述壳体与显示屏的接触面为栅格结构，涂覆导热硅脂或增加导热垫；和/或，保护窗与显示屏之间留有毫米级间隙；和/或，保护窗外沿设有聚四氟乙烯保护框。
8.进一步的，所述自拍杆由固定组件、自动展开组件和锁紧组件组成；所述固定组件包括依次垂直设置在卫星舱板或固定底座上的固定杆1、固定杆2和固定杆3；所述自动展开组件包括移动杆1、移动杆2、和内部设有扭簧和转轴的连接结构1和2；固定杆1、移动杆1和移动杆2分别通过连接结构1和2依次铰接，移动杆1和移动杆2以连接结构的转轴为轴转动折叠或展开；所述锁紧组件包括电磁锁1和2，分别设置在固定杆2/固定杆3与所述自动展开
组件之间，用于将折叠状态的自动展开组件紧固在固定位置。
9.更进一步的，所述自拍杆自动展开后将自拍相机到拍摄位置，具体包括：设置在固定杆2与移动杆2顶部之间的电磁锁1上电解锁，连接结构2的扭簧弹性释放，所述移动杆2以连接结构2的转轴为轴转动展开并限位到其展开位置；设置在固定杆3与连接结构2之间的电磁锁2上电解锁，连接结构1的扭簧弹性释放，所述移动杆1以连接结构1的转轴为轴转动展开并限位到其展开位置。
10.进一步的，所述自拍相机由支撑保护组件、光学组件和电子学组件组成；所述支撑保护组件包括壳体、前基板和后盖板；所述光学组件安装在前基板上，包括光学物镜组和精测镜；电子学组件包括电路板，安装在由壳体、前基板和后盖板形成的密闭空间内部。
11.更进一步的，所述自拍相机的电路板包括：图像传感器模块、成像及图像处理模块以及图像数据输出接口模块，所述成像及图像处理模块与所述图像传感器模块和图像数据输出接口模块相连；所述图像传感器模块，用于将光学组件聚集的带有目标信息的光信号转换为电信号并数字化输出给所述图像处理板；所述成像及图像处理模块，用于产生图像传感器模块所需的工作时序并输出给图像传感器模块，接收图像传感器模块输出的信号，进行图像的色彩还原处理并输出；所述图像数据输出接口模块，用于接收所述成像及图像处理模块输出数据，并根据外部需求进行图片格式适配转换。
12.基于相同的构思，本技术还提出一种控制星上自拍载荷系统实现太空自拍的方法，所述星上自拍载荷系统如上任一所述，所述方法包括：接收来自星务计算机的自拍指令；根据所述自拍指令控制自拍相机进行拍摄；回传自拍照片或图像给星务计算机；所述自拍指令中携带自拍主体图片信息、自拍时间需求信息、自拍位置需求信息的任意组合。
13.本技术提出的星上自拍载荷系统和实现太空自拍的方法，可以应用在微小卫星平台上，与传统太空拍摄的装置和方法相比，能够以相对较低的建设成本，实现用户自定义的太空拍摄功能，从而满足大众参与航天的愿望、激发大众对太空的探索欲望，提高大众参与航天的用户体验。
附图说明
14.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
15.图1为本技术实施例提出的星上自拍载荷系统组成框图；
16.图2为本技术实施例1提出的自拍控制器外形示意图；
17.图3为本技术实施例2提出自拍屏结构示意图；
18.图4为本技术实施例2提出显示屏和外壳之间的导热设计示意图；
19.图5为本技术实施例3提出的自拍杆结构示意图；
20.图6为本技术实施例3提出的自拍杆第一步展开后的结构形态示意图；
21.图7为本技术实施例3提出的自拍杆第二步展开后的结构形态示意图；
22.图8为本技术实施例3提出的自拍相机结构示意图；
23.图9为本技术实施例提出的实现太空自拍的基本流程图。
具体实施方式
24.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例；需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
25.本发明的一个实施例提出一种星上自拍载荷系统，请参考图1，包括：自拍相机、自拍屏、自拍杆和自拍控制器；所述自拍控制器固定安装在卫星舱体内部，所述自拍屏和自拍杆固定安装在卫星舱板上，所述自拍相机固定安装在所述自拍杆顶部，自拍杆展开后将所述自拍相机送到预设拍摄位置以使自拍屏位于自拍相机的拍摄视场之内；所述自拍控制器分别与所述自拍相机、自拍屏和自拍杆具有电器连接，用于供电、通信和控制。
26.在一个可选实施例中，自拍控制器由外壳、上盖板、电路板、接插件和紧固件组成；电路板通过紧固件固定在外壳和上盖板组成封闭空间内部；接插件开孔于上盖板上。
27.在一个可选实施例中，电路板包括电源管理模块和自拍控制模块；所述电源管理模块，用于一次电源保护和二次电源转换，将系统输入的+28v电源转换为所述自拍相机、自拍屏和自拍杆所需的直流电源；自拍控制模块，用于与星务计算机进行通信、接收星务计算机发送的数据、自拍相机控制、自拍屏控制和自拍杆展开控制。
28.实施例1：自拍控制器
29.本实施例给出的自拍控制器主要由外壳、上盖板、电路板、接插件、紧固件等组成，其结构设计主要是为内部的电路板提供可靠、稳定的结构支撑，为对外接插件提供安装基座，保证在飞行器的发射和飞行过程中相关的力学冲击振动、热学冲击以及电磁干扰不会对内部电路形成干扰，从而保证自拍控制器能够正常工作。自拍控制器的三维外形图请参考图2。自拍控制器内部装有92mm
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92mm的电路板，电路板通过紧固件六角铜螺柱固定在壳体上，接插件开孔均设在上盖板上。自拍控制器外壳的壳体厚度为2.5mm，在轻量化设计时，在外壳的外表面设计了几组减重槽，自拍控制器的结构件均选用硬铝合金材料2a12-t4。
30.自拍控制器的电路板设计包括电源管理模块，将系统输入的+28v电源转换为自拍杆、自拍屏、及自拍相机和自拍控制器自身需要的+24v、+12v以及+5v电源。电路板还包括自拍控制模块，提供对自拍杆、自拍相机和自拍屏的控制；例如：为自拍杆展开提供供电、控制及位置检测、温度检测；对自拍相机工作参数控制、遥测参数接收、同步控制；为自拍屏及驱动提供控制(包括照片刷新率、照片播放序号等，详见通信协议)，更新照片，接收屏驱动输出的换图ok信号，以及检测屏的温度等；自拍控制模块还与星务计算机相连，进行通信与接收图像数据等。
31.在一个可选实施例中，自拍屏包括：整体框式结构的壳体，安装在壳体上部的保护窗压板和显示屏，和安装在壳体内部的电路板。更进一步的，所述壳体与显示屏的接触面为栅格结构，涂覆导热硅脂或增加导热垫；和/或，保护窗与显示屏之间留有毫米级间隙；和/或，保护窗外沿设有聚四氟乙烯保护框。
32.实施例2：自拍屏
33.本实施例提出的自拍屏结构请参考图3，自拍屏结构主要分上下两部分，上部分是安装在壳体上部的光学部分，主要是保护窗和一块led加固显示屏；下部分是安装在壳体内
部的电子学组件，主要是电路板、接插件和下盖板。此种结构形式各组件是模块式的，便于各模块的独立设计和装配，有利于保证产品质量和进度，并且利于数字化设计实现。支撑保护组件主要包括壳体、保护窗压板、下盖板，作为整体结构最外层的保护构件，其较高的刚度和强度以及较高的固有频率是自拍屏在其所处使用环境中可靠工作的保证。因此，设计中采用整体框式结构形式，材料选用航天设备常用材料—硬铝合金2a12-t4。
34.由于自拍屏裸露在卫星舱板外侧，将会面对-200℃的深冷太空环境和太阳光直射高温的交替变换，显示屏将会经历极端的低温环境和极端的高温环境。自拍屏热控需要通过外壳进行导热和加热，需要保证显示屏与外壳之间导热性很好。自拍屏内部的导热设计包括：1、在保证轻量化设计的前提下，尽量增加显示屏与外壳的接触面积，采用了栅格结构兼顾接触面积和轻量化设计，同时在显示屏与外壳的接触面之间涂覆导热硅脂或增加导热垫，减小显示屏与外壳之间的热阻，请参考图4。2、在显示屏的上方设计有保护窗进行隔热。保护窗采用厚度为6mm的jgs1石英玻璃，保护窗与显示屏之间有4mm的间隙。jgs1石英玻璃具有很好的抗辐射作用，其导热率很低只有1.4，同时可以达到很好的隔热目的。保护窗外沿设计有聚四氟乙烯保护框，也可以起到很好的隔热和减震作用。
35.实施例3：自拍杆
36.本实施例的自拍杆结构请参考图5，自拍杆由固定组件、自动展开组件和锁紧组件组成。固定组件包括依次垂直设置在卫星舱板或固定底座上的固定杆1、固定杆2和固定杆3；自动展开组件包括移动杆1、移动杆2、和内部设有扭簧和转轴的连接结构1和2；固定杆1、移动杆1和移动杆2分别通过连接结构1和2依次铰接，移动杆1和移动杆2以连接结构的转轴为轴转动折叠或展开；锁紧组件包括电磁锁1和2，分别设置在固定杆2/固定杆3与所述自动展开组件之间，用于将折叠状态的自动展开组件紧固在固定位置。同一功能的构件尽量采用同一结构形式，部分采用相同的零件，此种结构形式降低了系统组成的复杂性，减少的零件种类，降低了零件的加工成本。同时，基于轻量化、高强度和高可靠性设计的目的，自拍杆所有机加类零件的材料都选用航天设备常用材料—硬铝合金2a12-t4，所有杆件零件都选用外径为φ18mm的空心杆件结构形式，杆的壁厚为2.5mm。
37.自拍杆自动展开后将自拍相机送到拍摄位置，具体包括：展开第一步：设置在固定杆2与移动杆2顶部之间的电磁锁1上电解锁，连接结构2的扭簧弹性释放，移动杆2以连接结构2的转轴为轴转动展开并限位到其展开位置，请参考图6；展开第二步：设置在固定杆3与连接结构2之间的电磁锁2上电解锁，连接结构1的扭簧弹性释放，所述移动杆1以连接结构1的转轴为轴转动展开并限位到其展开位置，请参考图7。
38.本实施例给出的自拍杆采用电磁锁紧及扭簧驱动的原理，在电磁锁紧装置通电解锁的情况下，自拍杆在扭簧的驱动下完成自动展开，无需任何电子学驱动和控制组件，结构简单，体积小，可靠性较高；锁紧组件机构采用电磁铁完成解锁，相对传统火工品解锁形式，对飞行器和自拍支架的冲击较小，对相机镜头无污染，有较高的安全性和可靠性。
39.实施例4：自拍相机
40.自拍相机的结构请参考图8，由支撑保护组件、光学组件和电子学组件组成。支撑保护组件主要包括壳体、前基板、后盖板，作为整体结构最外层的保护构件，其较高的刚度和强度以及较高的固有频率是相机在其所处使用环境中可靠工作的保证。因此采用整体框式结构形式，材料选用航天设备常用材料—硬铝合金2a12-t4。光学组件安装在前基板上，
包括光学物镜组和精测镜；电子学组件包括电路板，安装在由壳体、前基板和后盖板形成的密闭空间内部。相机光轴与安装面平行。此种结构形式各组件是模块式的，便于各模块的独立设计和装配，有利于保证产品质量和进度，并且利于数字化设计实现。
41.自拍相机的电路板设计包括：图像传感器模块、成像及图像处理模块以及图像数据输出接口模块。成像及图像处理模块与所述图像传感器模块和图像数据输出接口模块相连；所述图像传感器模块，用于将光学组件聚集的带有目标信息的光信号转换为电信号并数字化输出给所述图像处理板；所述成像及图像处理模块，用于产生图像传感器模块所需的工作时序并输出给图像传感器模块，接收图像传感器模块输出的信号，进行图像的色彩还原处理并输出；所述图像数据输出接口模块，用于接收所述成像及图像处理模块输出数据，并根据外部需求进行图片格式适配转换。
42.基于相同的构思，本技术的另一个实施例还提出一种控制星上自拍载荷系统实现太空自拍的方法，请参考图9，其中星上自拍载荷系统如上各实施例所述，实现自拍的方法包括：自拍载荷系统接收来自星务计算机的自拍指令，根据自拍指令控制自拍相机进行拍摄；回传自拍照片或图像给星务计算机。
43.实施例5实现用户自定义的太空自拍
44.本实施例给出通过上述实施例提出的自拍载荷系统来实现太空自拍的示例。卫星平台装载自拍载荷系统进入预定轨道。自拍载荷系统上电自检，然后展开自拍杆将自拍相机送到自拍屏前方的预定位置。自拍相机在该位置上，拍摄视场中央位置为自拍屏及其显示的内容，周围为卫星本体，再外围为地球图像。
45.太空自拍场景1：卫星本体的太空自拍照
46.星务计算机接收地面站或终端上注的拍摄需求，生成自拍指令发送给自拍载荷系统；自拍载荷系统接收指令，根据指令要求控制自拍相机拍摄卫星本体照片，此时自拍屏无需点亮；拍摄完成后，自拍载荷系统将图像信息传输给星务计算机。星务计算机将从自拍载荷系统接收的图片信息回传给地面需求方。
47.太空自拍场景2：自定义主体的太空自拍
48.与场景1类似，自拍载荷系统接收星务计算机发送的自拍指令。不同之处在于，自拍指令中还包含了特定的主体图像信息，主体图像可以来自于用户的主动上传，可以为多张照片。自拍载荷收到指令后，首先将图像信息发送给自拍屏，自拍屏持续显示图像；然后自拍相机执行拍照，获得以自拍屏显示的图像为主体以卫星视角的太空为背景的太空自拍照片。
49.太空自拍场景3：自定义时间的太空自拍
50.本场景中，自拍需求中指定拍摄时间。星务计算机接收该需求，在需求指定的时间即将到达时向自拍载荷系统发送自拍指令，自拍载荷系统接收指令完成拍摄。或者星务计算机接收到拍摄需求后向自拍载荷发送自拍指令，在自拍指令中携带拍摄时间信息；自拍载荷系统接收指令，在拍摄时间达到时完成拍摄。
51.太空自拍场景4：自定义背景的太空自拍
52.本实施例中，拍摄需求中指定以某一地域范围为背景进行自拍。该场景下，星务计算机接收需求，根据其中携带的地域经纬度信息计算出卫星过境该地域的时间范围，适当调整卫星姿态，以使在该时间范围来临时自拍相机拍摄视场朝向该地域范围，并向自拍载
荷系统发送拍摄指令，自拍载荷系统在该时间范围内完成自拍，并回传。
53.以上各自拍场景在不矛盾的情况下可以自由组合，从而实现用户自定义的太空自拍。
54.本技术提出的星上自拍载荷系统和实现太空自拍的方法，可以应用在微小卫星平台上，与传统太空拍摄的装置和方法相比，能够以相对较低的建设成本，实现自定义的太空拍摄功能，从而满足大众参与航天的愿望、激发大众对太空的探索欲望，提高大众参与航天的用户体验。
55.本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：rom、ram、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
56.最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。