火星漫游者工程相机.docx
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火星漫游者工程相机.docx
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火星漫游者工程相机
火星探测漫游车
[1]NASA预计在2004年早期通过火星探测漫游者(MER)计划,将共计20台摄像机(每台登陆车10台摄像机)放置到火星表面。
其中14台摄像机被指定为工程摄像机,将为漫游车在火星表面的活动提供支持。
此外,工程摄像机返回的图片对科学界也具有重要意义,可帮助科学家研究火星表面岩石和土壤的形态。
导航摄像机(Navcam,每台漫游车有两台)是安装到天线杆上的立体像对,每台摄像机拥有45°×45°视场(FOV)以及0.82毫弧度/像素(mrad/pixel)的角分辨率。
避险摄像机(Hazcam,每台漫游车有四台)是安装到车身、车前部和后部的立体像对,每台摄像机拥有124°×124°视场以及2.1毫弧度/像素的角分辨率。
下降摄像机(每台漫游车有一台)安装到着陆器上,拥有45°方形视场,将返回大约4米/像素的空间分辨率。
所有工程摄像机使用宽波段可见滤波器以及1024×1024像素探测器。
检索术语:
6225行星学:
太阳系对象:
火星;6297行星学:
太阳系对象:
仪器和技术;5464行星学:
太阳系对象:
固体表面行星:
遥感;关键词:
摄像机、火星、表面成像
引用:
Maki,J.N.,etal.,MarsExplorationRoverEngineeringCameras,J.Geophys.Res.,108(E12),8071,doi:
10.1029/2003JE002077,2003.
1.简介
[2]在NASA的火星探测漫游者(MER)计划中,两台漫游车将于2004年在火星表面登陆。
这两台漫游车计划在历时90个火星太阳日(sol)的任务中,沿火星表面行驶600米。
MER任务代表了我们探索火星的重大进步。
随着电子设备、探测器和封装的技术进步,与以前的火星着陆任务相比,遥感仪器的质量和耗电量显著降低。
每台MER摄像机重量小于300克,功率小于3瓦。
这些特性使每台漫游车能够携带九台摄像机,每个着陆器携带一个摄像机,这是史无前例的。
[3]漫游车在火星表面的活动需要大量的图像处理。
漫游车自由漫游的性质要求每天采集和下行传输立体图像数据,以便操作漫游车。
这些图像细节丰富,可直接用于研究火星表面形态学、岩石和土壤分布以及火星表面地质学。
工程小组和科学小组面临的挑战之一是快速分析新图像数据(数小时内),根据科学价值选择目标,评估横越选择,指挥漫游车驶向指定的地点。
当漫游车完成横越后,工程和科学小组必须使用额外的图像数据验证漫游车横越移动后相对于指挥位置的位置。
[4]每次横越后,漫游车的摄像机角度将不同。
这些差异从小动作产生的几何形状的微小变化到长距离横越产生的全新场景。
尽管我们已经在1997年着陆的火星探路者[TheRoverTeam,1997b]的索杰纳号漫游车的短距离横越中已经看到这类数据,但是MER漫游车行驶的距离要远大于索杰纳号,并从显著不同的有利位置返回火星局部表面的360°全景图。
[5]为了按照上面的描述操作漫游车,该漫游车配备了一组工程摄像机。
本论文将简要描述这些摄像机的特性和功能,以及它们作为科学仪器的潜在应用。
论文的第1节讨论了工程摄像机的能力目标和要求。
第2节描述了摄像机硬件。
第3节概述了MER成像系统的能力。
第4节讨论了摄像机的操作和性能。
第5节描述了MER地面成像处理能力。
本论文补充了Bell等人[2003]的MER全景摄像机以及Herkenhoff等人[2003]的MER显微成像仪。
1.1.仪器目标
[6]MER工程摄像机的主要目标是为漫游车在火星表面的活动提供支持,这些摄像机在即将着陆火星前开始工作。
这包括各种关键事件过程中的图像采集,这些关键事件包括下降的最后阶段中采集的表面图像,侧滚停止不久后展开的着陆器的图像,展开的漫游车机动系统(以及其他漫游车可展开部件,例如太阳能电池板)的图像,以及着陆器的气囊和潜在出口的图像。
在任务的行驶阶段,前后局部地形图像将用于自动检测和避免危险。
在行驶结束后,将获取全景图并在地球上进行分析,以描述漫游车的位置与周围地形的相对关系。
最后,仪器部署设备(IDD)的操作需要IDD工作区的图像,以便在特定目标妥善计划和执行MER现场仪器的布置。
1.2.仪器功能要求
[7]MER工程摄像机的设计要求有多种来源,包括火星探路者任务中获得的经验、MER项目设计研究以及一组漫游车横越距离和导航精确度的MER项目要求。
此外,工程摄像机支持以下NASA火星项目要求,
(1)证明移动科学平台的长距离横越能力,以验证经久耐用的长距离漫游车技术;
(2)通过模拟使用多个以科学为重点的移动实验室证明复杂的科学操作。
这些要求以及上节描述的高级目标用于推导出表1总结的一组仪器功能要求。
1.3.科学要求
[8]MERAthena科学小组没有对工程摄像机提出正式要求。
但是,作为表面导航过程的一部分,MER工程摄像机帮助漫游车到达兴趣点并为科学仪器的指向和放置提供背景支持,为MER和火星项目科学目标的实现做出间接贡献。
此外,工程摄像机返回的图像将为(Crisp等人[2003]提到的)若干特殊科学目标的完成做出直接贡献。
特别是,导航摄像机和避险摄像机图像(立体和单视场)将有助于
(1)以厘米/像素分辨率研究着陆地点;
(2)描绘局部地形并根据岩石和土壤的形态学,寻找过去可能存在的水活动;(3)漫游车横越火星表面时,测量漫游车周围岩石和土壤的360°空间分布;(4)根据地表形态学确定局部地表地质过程的性质;(5)校准和验证轨道遥感数据;(6)将岩石和土壤类型放置到地质环境中。
表1工程摄像机功能要求的总结
2.工程摄像机描述
[9]在20台MER飞行模型(FM)摄像机组件(每台飞行器安装10台摄像机)、20台工程模型(EM)摄像机组件以及4台飞行备件(FS)摄像机组件的制造过程中,我们选择将所有MER摄像机的设计、组装和测试集成到单独的项目中(参见图1)。
由于规模效益的作用,该方法不仅节省了成本,而且制造出了高质量的科学探测器/工程摄像机的高雪设计。
除了硬件继承以外,工程和科学摄像机也共享相同的地面和飞行指令功能、数据文件格式以及地面处理系统。
2.1.设计继承
[10]工程摄像机与全景摄像机[Belletal.,2003]和[Herkenhoffetal.,2003]显微成像仪等科学摄像机并行设计和开发。
因此,它们继承了相同的光学设计、电子设计、电气接口和数据格式。
工程摄像机的性能(量子效率、暗电流、噪声特性等)与科学摄像机完全相同。
MER工程摄像机和MER科学摄像机的主要区别是科学摄像机需要经过更严格的放射性测量飞行前校准程序。
由飞行器上的漫游车飞行软件(FSW)以及地球的地面数据系统(GDS)软件,采用相同的方法处理所有的MER摄像机和图像数据。
该方法极大地简化了摄像机的设计、安装、测试、校准和操作。
由喷气推进实验室(JPL)与Athena科学小组联合开发了所有的MER摄像机。
图1摄像机组装过程中的火星探测漫游车(MER)摄像机光学器件。
导航摄像机镜头组件位于左上方,全景摄像机镜头位于左下方,避险摄像机组件位于右下方,显微成像仪镜头组件位于右侧中部,下降摄像机镜头组件位于右上角。
2.2.概述
[11]每个MER摄像机由两个机械外壳组成:
探测器头和电子设备箱。
探测器头包括光学镜头组件和电荷耦合器件(CCD)探测器。
电子设备箱包括CCD驱动电子设备、12位模数转换器(ADC)以及摄像机/漫游车接口电子设备。
使用ActelRT1280现场可编程门阵列(FPGA)接收和发送硬件指令,ActelRT1280现场可编程门阵列(FPGA)通过高速串行低压差分信号(LVDS)接口与漫游车电子设备通信。
摄像机电子设备箱还包括加热电阻器,用于将电子设备加热至最低工作温度-55℃。
因为探测器头与电子设备箱热绝缘,可以加热摄像机电子设备,而不会显著加热探测器头,有助于使热诱发的CCD暗电流降到最低值。
电子设备箱和探测器头通过柔性电缆连接。
使用阻抗匹配的电缆,将摄像机连接至漫游车的接口电子设备。
漫游车为摄像机提供+7V和-10V电压。
[12]每个MER摄像机电子设备箱带有识别摄像机的唯一8位电子序列号(见表2)。
每次返回的图像都带有该序列号,经证明,这对于摄像机校准数据的组织和还原非常有用。
此外,该序列号也将用于确定表面活动中地面处理的摄像机。
截止撰写本论文时,已经获取了135,000多幅校准图像,并储存在JPL多任务图像处理实验室(MIPL)。
2.3.电荷耦合器件探测器和电子设备
[13]所有的MER摄像机使用相同的1024×2048像素电荷耦合器件(CCD)探测器以及12平方微米像素和100%的光学填充系数。
加拿大渥太华的MitelCorporation(现在更名为ZarlinkSemiconductor)制造了这些CCD。
CCD采用帧转移模式工作,将探测器分成两个区域:
1024×1024像素感光成像区,用于记录图像;1024×1024屏蔽存储区,其中转移记录的图像并在探测器读出过程中存储[参见Bell等人,2003,图]。
数据从成像区传输到存储区需要5.1毫秒,从存储区读出数据需要5.4秒。
除了成像像素,CCD还包括串行读出寄存器中的32个非成像像素。
这些“参考”像素可监控CCD电子偏移、探测器噪声和读出噪声。
导航摄像机和避险摄像机CCD像素的满阱容量大约为170,000个电子(参见表3,显示摄像机性能)并按照12位/像素数字化。
探测器系统的增益值大约为~50e-/数值(DN),在寒冷温度(-55℃)下RMS读出噪声大约为20个电子,产生均方根(RMS)读出噪声大约为~0.5DN的系统。
[14]在-55℃至+5℃之间四个不同的工作温度,测量400至1000纳米的MERCCD的绝对CCD量子效率(QE);灵敏度在700纳米时达到峰值,QE值大约为43%。
QE曲线顶部相对平缓,在蓝色400纳米和红外线1000纳米时下降至零[参见Bell等人,2003,QE图]。
在400纳米和900纳米波长范围之间,温度-55℃和+5℃之间时,QE作为温度的函数,其波动小于10%。
考虑到火星工作环境中相对较低的读出噪声和小暗电流率,探测器系统的信噪比(SNR)基本受限于泊松定律。
在50%满阱,工作温度为-55℃时,SNR大于200:
1。
表2火星探测漫游车(MER)摄像机的序列号
表3MER摄像机性能
[15]探测器拥有3种硬件读出模式:
全帧模式、4×1像素合并(Binned)模式和窗口(Windowed)模式。
MER摄像机的最常用读出模式是全帧模式。
4×1像素合并(Binned)模式和窗口(Windowed)模式读出模式使探测器的读出时间缩短大约4秒,主要用于时间关键型活动,例如进入、下降和着陆(EDL)以及自主表面导航。
表4描述了这三种硬件读出模式。
[16]MERCCD不具有高光溢出保护电路,而是依靠“时钟控制的高光溢出保护”读出技术[参见Bell等人,2003]。
虽然对于自然场景高光溢出不会产生问题,但当漫游车硬件成像区域带有高镜面反射(例如有光泽的金属物体)时,该影响通常可见。
选择合适的自动曝光参数可帮助避免该情况下高光溢出的影响。
2.4.光学特性
[17]第2.4节概述了MER工程摄像机的光学特性。
有关详细信息,参见Smith等人[2001]的著作。
表4MER摄像机的CCD硬件读出模式a
a请注意行和列名称的参考帧在探测器帧中给出。
图像帧原点随着图像的不同而不同,取决于特定摄像机与图像帧的相对安装方向。
图2aMER下降摄像机。
该摄像机由三个主要部件组成:
电子设备箱、探测器头和光学组件。
2.4.1下降摄像机
[18]图2a和2b显示了下降摄像机。
该摄像机安装在着陆器雷达支架上,在着陆器下降过程中朝向下(参见图2c)。
当大部分整体摄像机设计完成后,将下降摄像机添加到着陆器的有效载荷中,因此下降摄像机与导航摄像机共享相同的光学设计,f/12光学系统,45°×45°视场,60.7°对角线视场以及图像中心0.82mrad/pixel的角分辨率。
下降摄像机使用宽波段滤波器,中间大约为750纳米,半最大值全宽度(FWHM)大约为200纳米。
图3显示了下降摄像机的光谱响应度作为波长的函数。
2.4.2.导航摄像机
[19]导航摄像机(图4a和4b的导航摄像机)与下降摄像机在光学性能上完全相同:
f/12摄像机,14.67毫米焦距。
每台导航摄像机拥有45°×45°视场(60.7°对角线),大约等于35毫米相机的40毫米镜头。
视场中心的角分辨率为0.82mrad/pixel。
导航摄像机的景深范围为0.5米至无穷大,最佳焦距1.0米。
导航摄像机使用组合滤波器(SchottOG590,KG5和ND1.3),以便在大约650纳米中心处形成红带通滤波器。
图5显示了导航摄像机光谱响应度作为波长的函数。
火星表面中午拍摄图像的标称导航摄像机曝光时间(tau=0.5)大约为0.25秒。
该曝光时间是帧转移时间(5.1毫秒)的50倍,确保图像信号显著大于帧转移过程中的图像拖尾。
图2bMER下降摄像机
图2cMER着陆器上的下降摄像机的位置
[20]将导航摄像机安装到钛支架上,左/右立体基线为20厘米(参见图6)。
支架上的导航摄像机的瞄准线以超过0.15°(即,<4个导航摄像机像素)的精确度对齐。
该支架还固定全景摄像机。
该支架安装到全景摄像机杆组件(PMA)仰角组件(位于PMA的顶部)。
2.4.3.全景摄像机杆组件(PMA)
[21]PMA是一种PT转台组件,能够在方位角方向(pan)上移动370°,标高方向(tilt)上移动194°(参见图7)。
该能力能使导航摄像机精确选择兴趣点目标,还能够获得360°导航摄像机全景图。
PMA能够使导航摄像机在方位角和仰角方向上以超过0.10°(大约2个导航摄像机像素)的精确度指向。
通过图像指令参数,例如方位角/仰角或特定坐标系内的三维笛卡尔目标点,直接控制PMA执行机构(以及导航摄像机瞄准线的指向)的运动。
当摄像机水平时,瞄准线在表面上方1.54米处,可以无障碍地查看3.2千米范围,火星半径的无特征球面。
通过车载惯性矢量传播(IVP)系统执行全景摄像机/导航摄像机指向天体的动作。
图3MER下降摄像机光谱响应度作为波长的函数。
图4aMER导航摄像机组件
图4bMER导航摄像机
图5导航摄像机和避险摄像机的光谱响应度
2.4.4.避险摄像机
[22]图8a和8b显示了避险摄像机(Hazcam)。
避险摄像机是一种f/15光学系统,其焦距长度为5.58毫米。
避险摄像机光学器件为平场聚焦鱼眼镜头,124°×124°水平/垂直视场,180°对角线视场。
图像中心的角分辨率为2.1mrad/pixel。
避险摄像机使用与导航摄像机相同组合的光谱滤波器(SchottOG590,KG5)以及ND1.1滤波器,形成与导航摄像机相同的红带通滤波器(中心大约位于650纳米)以及类似的绝对响应度。
参见图5,避险摄像机作为波长的函数。
图6全景摄像机杆组件(PMA)摄像机固定杆。
导航摄像机位于中心,全景摄像机位于边缘。
图7PMA。
PMA为摄像机提供了方位角和仰角方向的关节联接。
图8a避险摄像机安装架上的避险摄像机组件。
[23]避险摄像机安装到钛对准架上,该对准架提供10厘米的立体基线。
避险摄像机立体瞄准孔对齐,精度超过0.25°。
前部和后部固定架直接安装到标称表面上方大约0.5米的固定(非可指向)结构中漫游车的电子恒温箱(WEB),如图9所示。
避险相机的指向要求被指定为避险摄像机图像的顶部中天空的大约15°。
该要求以及漫游车上避险摄像机安装区域的机械限制导致前部避险摄像机光学瞄准线指向水平线下45°,后部避险摄像机光学瞄准线指向水平线下35°。
该结构可以查看前部避险摄像机图像天空的大约17°,后部避险摄像机图像天空的大约15°(后部避险摄像机图像以上12°被漫游车的后太阳能电池板遮住)。
后部避险摄像机图像的顶部通常包含后太阳能电池板的光泽底面对地面物体的反射。
2.5.校准
[24]所有MER工程摄像机都已经在飞行温度范围内经过校准。
在撰写本论文时,这些数据的还原和分析正在进行中,并将发布到MER项目校准报告中。
该校准报告将包括(每台摄像机)已测量的几何平场响应、作为温度函数的探测器暗电流、摄像机绝对响应度、探测器噪声性能、探测器增益以及每台摄像机的缺陷像素(若适用)。
此外,该报告还将包含每台MER摄像机的几何摄像机模型(第3.1.16节中有描述)。
图8b避险摄像机
2.6.与其他火星登陆摄像机的比较
[25]表5比较MER摄像机与火星探路者和维京号摄像机的空间分辨率。
导航摄像机的角分辨率略低于维京着陆器摄像机的高分辨率模式,略高于火星探路者摄像机的成像仪。
避险摄像机的角分辨率接近维京着陆器摄像机的低分辨率模式,略高于火星探路者漫游车(索杰纳)摄像机。
3.成像系统描述
3.1.MER成像系统概述
[26]MER成像服务(IMG)飞行软件模块处理所有的摄像机指令,包括来自地球的地面指令以及搜索太阳和自动导航的车载指令。
IMG模块负责控制摄像机的电源状态,设置不同的硬件参数,启动图像采集,并在下行传输前执行车载图像处理。
提供了30条成像指令用于操作MER摄像机,大多数与摄像机硬件和软件参数的管理有关。
通过单条CAPTURE_IMAGE指令执行图像采集。
CAPTURE_IMAGE是一条独立、47-参数指令,指定摄像机操作、图像采集参数以及其他车载图像处理选项,包括图像压缩。
CAPTURE_IMAGE指令结构在概念上与火星探路者的成像仪[Smith等人,1997a,1997b]使用的指令结构类似,此外,又增加了其他功能。
[27]除了地球上的地面操作员外,还有许多MER摄像机车载使用者。
自主导航(NAV)软件使用摄像机探测横越时的危险,表面姿态指向和定位(SAPP)系统使用摄像机定位太阳并计算漫游车的方向。
这两个车载模块可以随时请求图像(通常在横越过程中或横越后不久)并可以访问地面指令控制的功能,包括将图像发送至下行传输系统。
如果操作小组需要,通过设置IMG参数,可以下行传输自主采集的所有(或部分)图像。
3.1.1.指令缓冲和排序
[28]可以同时为两台摄像机供电,一台左摄像机和一台右摄像机。
IMG模块接收到摄像机指令时,它自动启动指定的摄像机并采集请求的图像。
如果在用户设定的超时时间内没有向该摄像机发送新指令,那么该摄像机关闭。
通常通过“事件驱动”的方式向摄像机发送指令;即,当上一条指令完成后,指令自动发送至摄像机。
在某些情况下,可能同时向IMG发送多条图像请求(来自地面或车载软件)。
在这些情况下,这些指令在IMG内部排队,并按照发送时间、用户优先级和资源可用性确定的顺序处理。
车载自主系统的指令的优先级通常高于地面指令,并在任何地面指令前执行。
3.1.2.硬件参数
[29]有五个可控制的摄像机硬件参数。
这些参数(表6列出)存储在每台摄像机的硬件存储寄存器中。
五个硬件参数的三个与每条CAPTURE_IMAGE指令一起发送(曝光时间、窗口启动行以及窗口行数)。
其余参数可以通过单独的指令设置,通常在任务过程中不会改变。
图9美国加利福尼亚州帕萨迪纳市喷气推进实验室的集成测试过程中的MER2漫游车。
导航摄像机(本图中指向下)位于全景摄像机杆组件顶部。
前部避险摄像机位于图片的中心。
比例:
轮子25厘米高,导航摄像机高于地面大约1.5米。
表5MER工程摄像机与其他火星登陆摄像机的空间分辨率
3.1.3.曝光类型
[30]摄像机有四种曝光类型:
“无”、“手动”、“自动”和“测试”。
曝光类型“无”将不会采集图像,主要用于导航摄像机和全景摄像机成像前预先部署PMA。
手动曝光将根据用户指定的曝光时间采集图像,自动曝光将根据场景内容自动计算的曝光时间返回采集的图像。
测试曝光将返回DN数值与视频偏差硬件寄存器内数值相等的固定模式图像。
在任务的表面阶段,未计划使用测试曝光。
3.1.4.自动曝光
[31]MER自动曝光算法可以在不知道场景照明强度的条件下采集图像数据。
该算法与火星探路者摄像机的成像仪[Smith等人,1997a]以及其他行星任务中的成像仪使用的自动曝光算法类似。
此处,概述MER自动曝光算法。
该自动曝光算法利用已获取图像的直方图计算后续图像的曝光时间。
该算法有四个可控制的参数:
图像中最大DN值的目标值(DN阈值),允许超出DN阈值(像素部分)的允许像素百分比,自动曝光允许的图像采集迭代次数,以及提前结束百分比。
图10解释了该算法。
在自动曝光迭代过程中,当前曝光时间(tmeasured)乘以期望的DN阈值(DNdesired)和测量的DN阈值的比值,得出后续图像的曝光时间(tnew)
其中通过计算图10中直方图右侧的像素数直到像素数等于控制的像素部分,得出DNmeasured。
该提前结束的百分比指定DNdesired和DNmeasured之间的匹配阈值;如果两个值位于各自提前结束的百分比内部,该算法提前结束,则接受该图像并下行传输。
。
[32]MER自动曝光算法对场景内容进行多个假设,包括假设DN阈值附近区域的直方图接近线性。
该近似法已经满足我们的要求,并在多种照明环境下进行测试。
如果图像的亮度直方图呈双峰分布(例如,图像包括明显的地形和天空部分),必须选择正确的自动曝光参数,以确保在特定兴趣点采用最佳曝光水平。
可以为任何图像数据产物提供该自动曝光算法(例如,子帧、直方图以及行/列总和)。
3.1.5.图像数据产物选择
[33]MER摄像机的全帧、未压缩图像的大小是1024×1024×12bits,或1.5MB。
因为车载闪存用于存储数据的空间仅为256MB,其中大约200MB用于存储仪器数据,可以存储到存储器中的全帧、未压缩图像的最大数量大约为130。
按照大约100Mbits/天的标称下行速率,这等于大约2周的下行图像数据。
为了能够在这些限制下工作,MER成像系统能够提供额外的小体积图像数据产物。
表7列出了这些数据产物。
表6MER摄像机的可控制硬件参数
图10MER自动曝光算法示图。
图像的直方图用于确定适当的曝光时间。
3.1.6.曝光时间表
[34]飞行软件会保留每台摄像机/滤波器组合最近使用的曝光时间数值表,并使这些数值供后续图像指令使用。
当快速连续获取相同的一般场景的图像(例如,行驶时的避险摄像机成像、导航摄像机/全景摄像机全景成像、多光谱全景摄像机成像)时,曝光时间表特别有用,在该情况下,图像间的整体亮度变化相对较小。
必要时,曝光时间表数值可以用作自动曝光迭代的种子值。
自动曝光迭代结束后,可以选择使用该图像的最新计算曝光时间更新曝光时间表。
3.1.7.曝光时间比例系数
[35]飞行软件也允许曝光时间乘以用户提供的浮点比例系数。
当预先未知绝对曝光时间但已知摄像机/滤波器组合之间的响应度比例(即,比例系数)时,该功能特别有用。
例如,如果使用自动曝光采集漫游车前方地形的导航摄像机图像,则使用以前使用的导航摄像机曝光时间乘以比例系数(即,导航摄像机/避险摄像机灵敏度比值),获得前部避险摄像机的图像。
类似地,如果一个多光谱全景摄像机系列开始使用特殊的光谱滤波器自动曝光,该系列中的下一幅图像可以(通过曝光时间表)访问以前使用的数值,并通过将该数值乘以用户提供的比例系数,修改该数值。
曝光时间表和比例系数的使用有助于提高图像采集速度。
3.1.8.像素从12bit缩放到8bit
[36]所有MER摄像机产生12-bit/像素的图像数据。
必要时,飞行软件可以在图像压缩前将该数据缩放到8-bit/像素。
执行像素缩放有两种方法:
比特移位或查找表(LUT)变换。
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