一種航空光學遙感器的消旋系統(tǒng)和消旋方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種航空光學遙感器的消旋系統(tǒng)和消旋方法，主要解決了45。掃描鏡系統(tǒng)成像過程中存在像旋轉(zhuǎn)，導致圖像模糊，給后期圖像處理帶來困難的問題。本發(fā)明實現(xiàn)了45°掃描鏡成像的消旋，可適用于多種譜段光，大大降低了設(shè)備的重量和空間，提高了系統(tǒng)快速響應(yīng)性能、控制精度和使用壽命。本發(fā)明具有響應(yīng)速度快、跟蹤性能強、穩(wěn)定性局、結(jié)構(gòu)緊湊及壽命長等特點，已成功在某航空光學遙感器型號上使用。
【專利說明】一種航空光學遙感器的消旋系統(tǒng)和消旋方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種航空光學遙感器的消旋系統(tǒng)和消旋方法，屬于航空光學遙感器領(lǐng) 域。
【背景技術(shù)】
[0002] 在航空偵察領(lǐng)域中往往需適用于多種譜段光，同時要求在有限的時間內(nèi)獲取寬視 角、高分辨率的全景圖像，航空光學遙感領(lǐng)域常采用45°掃描鏡成像方式以達到上述要求。 由于45°旋轉(zhuǎn)掃描會產(chǎn)生像旋，給后期圖像處理帶來困難。道威棱鏡可有效消除45°旋轉(zhuǎn) 引起的像旋，但不能滿足中、遠紅外波段的要求。K鏡可彌補道威棱鏡的缺陷，不僅可消除像 旋，同時適用于多譜段光。針對檢測組件，目前45°掃描鏡成像系統(tǒng)的K鏡常采用編碼器或 陀螺檢測方式，針對航空偵察領(lǐng)域，由于載機的振動沖擊和高低溫的劇烈變化對編碼器的 影響較大，其次陀螺受自身精度及零漂穩(wěn)定性的影響，降低K鏡速度環(huán)控制精度。針對執(zhí)行 器，目前45°掃描鏡成像系統(tǒng)的K鏡常采用帶減速器的伺服電機間接驅(qū)動或直流力矩電機 直接驅(qū)動方式，前者采用減速器引入傳動誤差使控制精度降低，后者力矩電機可360°旋轉(zhuǎn) 而消旋本身旋轉(zhuǎn)角度在±15°范圍，由于控制或操作不當常出現(xiàn)電機撞擊結(jié)構(gòu)部件導致結(jié) 構(gòu)組件損壞。
[0003] 同時，針對擺掃成像系統(tǒng)，目前45°掃描鏡成像系統(tǒng)的K鏡跟蹤掃描角度的反饋 值由于未考慮載機的速高比變化，實時性能較差，對像旋的消除具有一定的延時。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0004] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種航空光學遙感器的 消旋系統(tǒng)和消旋方法，實現(xiàn)了 45°掃描鏡成像的消旋，可適用于多種譜段光，大大降低了設(shè) 備的重量和空間，提高了系統(tǒng)快速響應(yīng)性能、控制精度和使用壽命。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種航空光學遙感器的消旋系統(tǒng)，包括K鏡、消旋電路、第 一雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器以及有限轉(zhuǎn)角的音圈電機；消旋電路包括第一旋變解算芯片、第二旋 變解算芯片、主控芯片和功率驅(qū)動器；第一雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器安裝在K鏡上以測量K鏡的旋 轉(zhuǎn)角，并把測得的旋轉(zhuǎn)角輸出給第一旋變解算芯片；第二旋變解算芯片接收掃描鏡上的第 二雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器輸出的掃描鏡的掃描角；主控芯片分別讀取第一旋變解算芯片和第二 旋變解算芯片解算后輸出的角度信息，并根據(jù)該角度信息向功率驅(qū)動器輸出驅(qū)動信號；有 限轉(zhuǎn)角的音圈電機與功率驅(qū)動器連接，以接收功率驅(qū)動器輸出的驅(qū)動信號，并根據(jù)該驅(qū)動 信號驅(qū)動消旋系統(tǒng)的K鏡旋轉(zhuǎn)。
[0006] 一種航空光學遙感器的消旋方法，包括以下步驟：
[0007] (1)利用慣性導航系統(tǒng)實時采集飛機的飛行高度和飛行速度信息，得到飛機當前 的速高比信息，并將該速高比信息輸出給掃描鏡上的第二雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器；
[0008] (2)掃描鏡上的第二雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器根據(jù)獲取到的當前速高比信息調(diào)整旋轉(zhuǎn)速 度并測量掃描鏡的掃描角，并把該角度值輸出給消旋電路的第二旋變解算芯片；
[0009] (3)消旋系統(tǒng)中的第一雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器測量消旋系統(tǒng)中K鏡的旋轉(zhuǎn)角，并把該 角度輸出給消旋電路的第一旋變解算芯片；
[0010] (4)第二旋變解算芯片對接收的掃描鏡掃描角進行軸角-數(shù)字轉(zhuǎn)換器解算并輸出 給主控芯片，主控芯片將該角度的1/2作為消旋系統(tǒng)中Κ鏡的跟蹤角；消旋電路的第一旋變 解算芯片對接收的Κ鏡旋轉(zhuǎn)角進行軸角-數(shù)字轉(zhuǎn)換器解算并輸出給主控芯片；
[0011] (5)主控芯片根據(jù)接收到的消旋系統(tǒng)中Κ鏡的跟蹤角和旋轉(zhuǎn)角得到角誤差信號， 通過控制算法將該角誤差信號轉(zhuǎn)換為驅(qū)動信號，并通過功率驅(qū)動器驅(qū)動音圈電機帶動消旋 系統(tǒng)中Κ鏡旋轉(zhuǎn)以使Κ鏡的旋轉(zhuǎn)角與跟蹤角一致，從而實現(xiàn)航空光學遙感器的消旋。
[0012] 所述步驟（5)中主控芯片的控制算法利用位置單閉環(huán)的超前滯后控制算法實現(xiàn)。
[0013] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是：
[0014] (1)本發(fā)明方法中采用雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器作為跟蹤角度和旋轉(zhuǎn)角度的檢測器件， 雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器是一種精密角度、位置、速度檢測裝置，具有靈敏度高、抗干擾能力強等 特點，特別適用于高溫、嚴寒、潮濕、高速、高振動等環(huán)境條件比較惡劣的場合。與目前采用 光電碼盤作為檢測器件相比，適應(yīng)環(huán)境能力強；與目前采用陀螺作為檢測器件相比，無零 漂、穩(wěn)定性能和抗干擾能力強。
[0015] (2)本發(fā)明方法中采用直驅(qū)式有限轉(zhuǎn)角的音圈電機，響應(yīng)快、力矩大、功耗低、諧波 小，同時消旋系統(tǒng)具有體積小、安裝方便的特點。與目前帶減速器的間接驅(qū)動或直流力矩電 機直接驅(qū)動方式相比，不僅提高控制精度，同時減少了機械結(jié)構(gòu)的損傷。
[0016] (3)本發(fā)明采用機載慣性導航系統(tǒng)實時采集飛機的速高比信息，通過控制第二雙 通道旋轉(zhuǎn)變壓器實時獲取掃描鏡的掃描角，提高了消旋的實時性，較傳統(tǒng)沒有采用慣性導 航系統(tǒng)的消旋方法響應(yīng)速度提1?了 10%左右，穩(wěn)定精度提1? 5%左右。
[0017] (4)本發(fā)明方法通過位置單閉環(huán)的超前滯后的控制算法輸出給性能較好的有限轉(zhuǎn) 角音圈電機，保證消旋系統(tǒng)K鏡的旋轉(zhuǎn)角度與跟蹤角度保持一致，進而實現(xiàn)消旋。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0018] 圖1為本發(fā)明消旋系統(tǒng)組成示意圖；
[0019] 圖2為本發(fā)明方法的流程圖；
[0020] 圖3為本發(fā)明控制框圖。
【具體實施方式】
[0021] 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的【具體實施方式】進行進一步的詳細描述。
[0022] 如圖1所示，本發(fā)明提出一種航空光學遙感器的消旋系統(tǒng)，包括K鏡、消旋電路、雙 通道旋轉(zhuǎn)變壓器以及有限轉(zhuǎn)角的音圈電機。消旋電路包括第一旋變解算芯片H2S44、第二旋 變解算芯片H2S44、主控芯片DSP2812和功率驅(qū)動器L6205 ;雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器安裝在K鏡 上以測量K鏡的旋轉(zhuǎn)角，并把測得的旋轉(zhuǎn)角輸出給消旋電路中的第一旋變解算芯片H2S44 ; 消旋電路中的第二旋變解算芯片H2S44接收掃描鏡的掃描角；有限轉(zhuǎn)角的音圈電機與消旋 電路的功率驅(qū)動器L6205連接；消旋電路中的主控芯片通過并口分別讀取第一旋變解算芯 片H2S44和第二旋變解算芯片H2S44解算后輸出的角度信息，并通過位置單閉環(huán)的超前滯 后控制算法輸出數(shù)字信號給功率驅(qū)動器L6205,有限轉(zhuǎn)角的音圈電機接收到驅(qū)動信號以驅(qū) 動消旋結(jié)構(gòu)的K鏡旋轉(zhuǎn)。
[0023] 如圖2所示，在消旋系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，提出一種航空光學遙感器的消旋方法，包括以 下步驟：
[0024] (1)利用慣性導航系統(tǒng)實時獲取飛機的飛行高度和飛行速度信息，得到飛機當前 的速高比信息，并將該速高比信息輸出給掃描鏡上的雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器；
[0025] (2)掃描機構(gòu)根據(jù)當前速高比信息調(diào)整掃描鏡上的雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器的旋轉(zhuǎn)速 度，同時雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器測量掃描鏡的掃描角，并把該角度值輸出給消旋電路的第二旋 變解算芯片H2S44 ;
[0026] (3)消旋系統(tǒng)中的雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器測量消旋系統(tǒng)中Κ鏡的旋轉(zhuǎn)角，并把該角度 輸出給消旋電路的第一旋變解算芯片H2S44 ;
[0027] (4)第二旋變解算芯片H2S44對接收的掃描鏡掃描角進行軸角-數(shù)字轉(zhuǎn)換器 (RDC)解算并輸出給主控芯片，主控芯片將該角度的1/2作為消旋系統(tǒng)中Κ鏡的跟蹤角；消 旋電路的第一旋變解算芯片H2S44對接收的Κ鏡旋轉(zhuǎn)角進行軸角-數(shù)字轉(zhuǎn)換器解算并輸出 給主控芯片；
[0028] (5)主控芯片根據(jù)接收到的消旋系統(tǒng)中Κ鏡的跟蹤角和旋轉(zhuǎn)角得到角誤差信號， 通過控制算法將該角誤差信號轉(zhuǎn)換為驅(qū)動信號，通過功率驅(qū)動器L6205驅(qū)動音圈電機帶動 消旋系統(tǒng)中Κ鏡旋轉(zhuǎn)以使Κ鏡的旋轉(zhuǎn)角與跟蹤角一致，從而實現(xiàn)航空光學遙感器的消旋。
[0029] 誤差角度=跟蹤角度-旋轉(zhuǎn)角度，根據(jù)誤差角度利用超前滯后控制算法輸出數(shù)字 量信號給電機功率驅(qū)動器，調(diào)整有限轉(zhuǎn)角的音圈電機旋轉(zhuǎn)，帶動消旋系統(tǒng)的Κ鏡旋轉(zhuǎn)，進而 保證消旋系統(tǒng)Κ鏡的旋轉(zhuǎn)角度與跟蹤角度保持一致。
[0030] 本發(fā)明方法的控制框圖如圖3所示，由于載機飛行過程中，受環(huán)境條件和其他因 素的影響，不能始終保持一定的飛行速度和飛行高度，然而在航拍執(zhí)行任務(wù)中，不同的飛行 速度和高度，需不同的掃描擺掃速度，因此提出采用以慣性導航系統(tǒng)作為前饋提高控制響 應(yīng)。首先通過機載慣性導航系統(tǒng)獲取速高比信息，并將該信息作為掃描角的前饋信號，以實 時監(jiān)測掃描鏡的掃描角，該角度的1/2作為跟蹤角度，同時利用消旋系統(tǒng)中的雙通道旋轉(zhuǎn) 變壓器檢測Κ鏡的旋轉(zhuǎn)角度作為反饋角度，得到角誤差信號；其次，將角誤差信號經(jīng)主控芯 片中的位置環(huán)校正環(huán)節(jié)處理后得到消旋系統(tǒng)中功率放大器的輸入信號；最后將功放的信號 輸出給音圈電機驅(qū)動Κ鏡旋轉(zhuǎn)，使消旋反饋角度與跟蹤角度始終保持一致，進而實現(xiàn)消像 旋的目的。
[0031] 本發(fā)明采用有限轉(zhuǎn)角的音圈電機作為執(zhí)行器，同時引入慣性導航系統(tǒng)作為消旋控 制的前饋信號。針對執(zhí)行器，首先解決了間接驅(qū)動（齒輪傳動或皮帶傳動）間隙誤差導致 控制精度的下降；其次解決了大角度電機在調(diào)試或異常情況下撞擊機構(gòu)對其部件的損傷； 同時有限轉(zhuǎn)角的音圈電機具有響應(yīng)快、力矩大、功耗低、諧波小，同時消旋結(jié)構(gòu)具有體積小、 安裝方便的特點。針對控制方法，與傳統(tǒng)的陀螺作為檢測元件實現(xiàn)閉環(huán)控制相比，本發(fā)明采 用掃描角的1/2作為跟蹤角，消旋角作為反饋角，同時采用機載慣性導航系統(tǒng)速高比信息 作為跟蹤角的前饋實現(xiàn)閉環(huán)控制，大大提高系統(tǒng)的響應(yīng)速度。本發(fā)明具有響應(yīng)速度快、跟蹤 性能強、穩(wěn)定性高、結(jié)構(gòu)緊湊及壽命長等特點，已成功在某航空光學遙感器型號上使用。通 過型號實際驗證，應(yīng)用本發(fā)明的消旋系統(tǒng)和消旋方法相對于應(yīng)用傳統(tǒng)手段進行消旋，控制 精度提高了 5%，響應(yīng)速度提高了 10%。
[0032] 本發(fā)明說明書中未作詳細描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。
【權(quán)利要求】
1. 一種航空光學遙感器的消旋系統(tǒng)，其特征在于：包括K鏡、消旋電路、第一雙通道旋 轉(zhuǎn)變壓器以及有限轉(zhuǎn)角的音圈電機；消旋電路包括第一旋變解算芯片、第二旋變解算芯片、 主控芯片和功率驅(qū)動器；第一雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器安裝在Κ鏡上以測量Κ鏡的旋轉(zhuǎn)角，并把測 得的旋轉(zhuǎn)角輸出給第一旋變解算芯片；第二旋變解算芯片接收掃描鏡上的第二雙通道旋轉(zhuǎn) 變壓器輸出的掃描鏡的掃描角；主控芯片分別讀取第一旋變解算芯片和第二旋變解算芯片 解算后輸出的角度信息，并根據(jù)該角度信息向功率驅(qū)動器輸出驅(qū)動信號；有限轉(zhuǎn)角的音圈 電機與功率驅(qū)動器連接，以接收功率驅(qū)動器輸出的驅(qū)動信號，并根據(jù)該驅(qū)動信號驅(qū)動消旋 系統(tǒng)的Κ鏡旋轉(zhuǎn)。
2. -種航空光學遙感器的消旋方法，其特征在于包括以下步驟： (1) 利用慣性導航系統(tǒng)實時采集飛機的飛行高度和飛行速度信息，得到飛機當前的速 高比信息，并將該速高比信息輸出給掃描鏡上的第二雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器； (2) 掃描鏡上的第二雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器根據(jù)獲取到的當前速高比信息調(diào)整旋轉(zhuǎn)速度并 測量掃描鏡的掃描角，并把該角度值輸出給消旋電路的第二旋變解算芯片； (3) 消旋系統(tǒng)中的第一雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器測量消旋系統(tǒng)中Κ鏡的旋轉(zhuǎn)角，并把該角度 輸出給消旋電路的第一旋變解算芯片； (4) 第二旋變解算芯片對接收的掃描鏡掃描角進行軸角-數(shù)字轉(zhuǎn)換器解算并輸出給主 控芯片，主控芯片將該角度的1/2作為消旋系統(tǒng)中Κ鏡的跟蹤角；消旋電路的第一旋變解算 芯片對接收的Κ鏡旋轉(zhuǎn)角進行軸角-數(shù)字轉(zhuǎn)換器解算并輸出給主控芯片； (5) 主控芯片根據(jù)接收到的消旋系統(tǒng)中Κ鏡的跟蹤角和旋轉(zhuǎn)角得到角誤差信號，通過 控制算法將該角誤差信號轉(zhuǎn)換為驅(qū)動信號，并通過功率驅(qū)動器驅(qū)動音圈電機帶動消旋系統(tǒng) 中Κ鏡旋轉(zhuǎn)以使Κ鏡的旋轉(zhuǎn)角與跟蹤角一致，從而實現(xiàn)航空光學遙感器的消旋。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種航空光學遙感器的消旋方法，其特征在于：所述步驟（5) 中主控芯片的控制算法利用位置單閉環(huán)的超前滯后控制算法實現(xiàn)。
【文檔編號】G02B26/10GK104216086SQ201410406770
【公開日】2014年12月17日 申請日期:2014年8月18日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月18日
【發(fā)明者】王哲, 林招榮, 李福東, 佟杰, 吳春楠, 宋立國, 安超, 賈曉梅, 馬楊, 李林鵬, 張倩, 李冰 申請人:北京空間機電研究所