本發(fā)明屬于航空長(zhǎng)線列TDI掃描成像技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種航空掃描儀掃描控制指令規(guī)劃方法。

背景技術(shù)：

航空線列TDI相機(jī)對(duì)地面景物進(jìn)行掃描成像時(shí)，要求在每一個(gè)積分周期，使視軸指向在地球坐標(biāo)系內(nèi)的固定區(qū)域。在相機(jī)曝光時(shí)刻，由于載機(jī)的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)和飛行前向運(yùn)動(dòng)等因素，如果不對(duì)掃描指令進(jìn)行規(guī)劃，將難以精確控制掃描視場(chǎng)要求，也不能保證成像器相對(duì)地面按固定速度掃描，造成圖像模糊，產(chǎn)生像移，同時(shí)也會(huì)使得相鄰兩個(gè)掃描條帶的圖像存在不同程度的重疊或者對(duì)部分地面景物漏掃的現(xiàn)象。如何保證TDI積分成像期間使視軸指向地面固定區(qū)域是擺掃成像關(guān)鍵技術(shù)，要解決這個(gè)問題必須引入對(duì)掃描控制系統(tǒng)的指令規(guī)劃方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

(一)要解決的技術(shù)問題

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是：解決航空機(jī)載高分辨率掃描儀TDICCD掃描成像過程保證積分周期內(nèi)成像器對(duì)地按照固定速度掃描和載機(jī)前向直線運(yùn)動(dòng)引起視軸角運(yùn)動(dòng)等問題，利用一種規(guī)劃方法控制成像器在俯仰方向以適應(yīng)載機(jī)速高比的速度向后掃，消除載機(jī)前向運(yùn)動(dòng)對(duì)視軸的影響；控制成像器在滾動(dòng)方向以相對(duì)于地面按固定速度掃描目標(biāo)區(qū)域，并且保證指令達(dá)到掃描視場(chǎng)要求，避免掃描條帶間的重疊和漏掃問題。

(二)技術(shù)方案

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提供一種航空掃描儀掃描控制指令規(guī)劃方法，該方法包括如下步驟：

步驟1：信息采集；

根據(jù)位姿測(cè)量系統(tǒng)采集提供的數(shù)據(jù)，采集載機(jī)滾動(dòng)姿態(tài)角速度V_r、俯仰姿態(tài)角速度V_p和偏航姿態(tài)角速度V_y；

根據(jù)位姿測(cè)量系統(tǒng)采集提供的數(shù)據(jù)，采集載機(jī)滾動(dòng)姿態(tài)角A_r、俯仰姿態(tài)角A_p和偏航姿態(tài)角A_y；

根據(jù)位姿測(cè)量系統(tǒng)采集提供的數(shù)據(jù)，采集掃描儀所在的緯度掃描儀所在的緯度λ、掃描儀所在的高度h；

根據(jù)位姿測(cè)量系統(tǒng)采集提供的數(shù)據(jù)，采集載機(jī)北速線速度V_acn、載機(jī)東速線速度V_ace和載機(jī)垂速線速度V_acv；

由航空相機(jī)慣性角速度傳感器測(cè)量采集成像器視軸的滾動(dòng)角速度V_ir和俯仰角速度V_ip；

由航空相機(jī)角度測(cè)量模塊采集成像器視軸的滾動(dòng)角θ_r和俯仰角θ_p；

根據(jù)地理定位算法確定成像器視軸到地面的斜距r_LOS；

根據(jù)地理定位算法確定成像器到地心的距離r^EF；

步驟2：預(yù)定義坐標(biāo)系；

預(yù)定義五個(gè)基本坐標(biāo)系：地球坐標(biāo)系E，導(dǎo)航坐標(biāo)系N、航跡坐標(biāo)系LL、飛行器本體坐標(biāo)系A(chǔ)C、傳感器視線坐標(biāo)系S；坐標(biāo)系基于WGS-84參考橢球模型；

地球坐標(biāo)系E在WGS-84參考橢球模型中定義是坐標(biāo)原點(diǎn)在地球幾何中心；X軸是地球赤道平面的0度經(jīng)線，Z軸通過極軸指北，Y軸通過右手法則得到；

導(dǎo)航坐標(biāo)系N的原點(diǎn)位于慣性導(dǎo)航系統(tǒng)本體內(nèi)，隨地球和飛行器的慣性速度旋轉(zhuǎn)，Z_N軸指向當(dāng)?shù)貛缀未剐?，取向下為正，X_N與ZN垂直，Y_N通過右手定則確定；

航跡坐標(biāo)系LL和導(dǎo)航坐標(biāo)系N相同原點(diǎn)也是在慣性導(dǎo)航系統(tǒng)內(nèi)，X_LL軸在當(dāng)?shù)厮矫?，但是航跡坐標(biāo)系LL繞Z_N軸旋轉(zhuǎn)飛行器濾波航跡角，由于航跡角是經(jīng)過濾波的，因此航跡坐標(biāo)系LL系相對(duì)于地球坐標(biāo)系E運(yùn)動(dòng)緩慢；

飛行器本體坐標(biāo)系A(chǔ)C的坐標(biāo)原點(diǎn)同樣在慣性導(dǎo)航系統(tǒng)內(nèi)，X軸方向指向機(jī)頭與機(jī)體的滾動(dòng)軸平行，Z軸指向飛機(jī)底部，與飛機(jī)航向軸平行，Y軸通過右手定則得到，并且指向右翼；

傳感器視線坐標(biāo)系S，其原點(diǎn)是慣性測(cè)量單元軸的交點(diǎn)，傳感器滾動(dòng)軸e在俯仰框架角為0的情況下與飛行器滾動(dòng)軸一致；傳感器俯仰軸d在滾動(dòng)框架角為0的情況下與飛行器俯仰軸一致；r軸通過右手定則獲得；

步驟3：控制指令運(yùn)算；

為滿足對(duì)地成像觀測(cè)要求，紅外探測(cè)器必須相對(duì)地面按某一固定速度掃描目標(biāo)區(qū)域，該速度為

其中，為紅外探測(cè)器地球坐標(biāo)系E角速度矢量在傳感器視線坐標(biāo)系S中的分量，將其直接簡(jiǎn)稱為S對(duì)E的角速度，φ_FOV為地面目標(biāo)區(qū)域?qū)?yīng)的紅外探測(cè)器視場(chǎng)，ΔT為掃描時(shí)間；

可分解為兩個(gè)分量

其中，為紅外探測(cè)器相對(duì)航跡坐標(biāo)系LL系的角速度，為航跡坐標(biāo)系相對(duì)地球坐標(biāo)系的角速度；

可進(jìn)一步分解為兩個(gè)速度——由傳感器視線坐標(biāo)系S平移引起的紅外探測(cè)器相對(duì)地面目標(biāo)區(qū)域的角速度加上地面目標(biāo)區(qū)域相對(duì)航跡坐標(biāo)系LL的被控反轉(zhuǎn)角速度

則由式(1)、(2)可得

航跡坐標(biāo)系LL不隨飛機(jī)的擾動(dòng)變化，相對(duì)平穩(wěn)，適合作為位置和角速度指令的參考系；在掃描過程中，為常值，與飛機(jī)飛行指令和飛行速度有關(guān)；紅外探測(cè)器視軸在航跡坐標(biāo)系LL系中的坐標(biāo)需通過兩個(gè)歐拉角確定，歐拉角的變化速率決定了光軸視線LOS相對(duì)航跡坐標(biāo)系LL的速度矢量；

由式(3)可得

其中

式(5)中，[v₁ v₂ v₃]^T為飛機(jī)相對(duì)地球速度在傳感器視線坐標(biāo)系S中的分量，r_LOS為紅外探測(cè)器到地面目標(biāo)區(qū)域的斜距，由圖像地理定位算法提供；

式(6)中，為飛機(jī)相對(duì)地球的速度在導(dǎo)航坐標(biāo)系N中的分量，由飛機(jī)位姿測(cè)量系統(tǒng)提供；

為航跡坐標(biāo)系LL到傳感器視線坐標(biāo)系S的轉(zhuǎn)移矩陣，由歐拉角決定；為從導(dǎo)航坐標(biāo)系N到航跡坐標(biāo)系LL的轉(zhuǎn)移矩陣，由經(jīng)過低通濾波的航向決定；

掃描過程中，式(4)中三項(xiàng)均變換成歐拉角速度并進(jìn)行數(shù)值積分來更新歐拉角，從而實(shí)時(shí)更新航跡坐標(biāo)系LL到傳感器視線坐標(biāo)系S的轉(zhuǎn)移矩陣

在框架回轉(zhuǎn)過程中，掃描指令發(fā)出時(shí)間最優(yōu)化的位置、速度、加速度指令對(duì)光軸視線LOS在地面指向重新定位，由于回轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)范圍較大，采用時(shí)間最優(yōu)解可避免對(duì)速率直接進(jìn)行積分帶來的誤差過大問題；

由于，為航跡坐標(biāo)系LL相對(duì)地球坐標(biāo)系E的速度，航跡坐標(biāo)系LL本身隨飛機(jī)航行而旋轉(zhuǎn)，因?yàn)閆_ll軸與當(dāng)?shù)厮矫媸冀K保持垂直；

可通過位姿測(cè)量系統(tǒng)所測(cè)的飛機(jī)飛行速度在導(dǎo)航坐標(biāo)系N的下分量求取；

其中，v_x，v_y為飛機(jī)的水平運(yùn)動(dòng)速度在導(dǎo)航坐標(biāo)系N下的分量，φ為緯度信息，為紅外探測(cè)器到地球中心的直線距離；

在代入式(4)之前，需轉(zhuǎn)化為在傳感器視線坐標(biāo)系S下的分量

轉(zhuǎn)移矩陣由位姿測(cè)量系統(tǒng)和測(cè)角模塊輸出確定；

式(4)給出了控制視軸指向地面目標(biāo)區(qū)域的指令，但是伺服控制速度回路的輸入信號(hào)是相對(duì)慣性空間的，因此需將指向地面目標(biāo)區(qū)域的速度指令換算到指向相對(duì)慣性空間的速度指令中，為需要補(bǔ)償?shù)牡厍蜻\(yùn)動(dòng)速度，于是有

即為最終的速度指令。

(三)有益效果

與現(xiàn)有技術(shù)相比較，本發(fā)明具備如下有益效果：

(1)該方法已得到工程應(yīng)用，經(jīng)航空機(jī)載擺掃試驗(yàn)證明方法可以有效解決積分成像期間對(duì)地掃描速度不固定的問題，并且可以對(duì)載機(jī)前向線運(yùn)動(dòng)做出補(bǔ)償；。

(2)數(shù)據(jù)源多是來自于掃描儀內(nèi)部的傳感器采樣，計(jì)算量小、計(jì)算時(shí)間短，滿足實(shí)時(shí)性要求；

(3)該規(guī)劃方法適用范圍廣，可以普遍應(yīng)用于航空平臺(tái)的擺掃成像系統(tǒng)。

附圖說明

圖1為本發(fā)明技術(shù)方案的擺掃成像示意圖。

圖2為本發(fā)明技術(shù)方案的方法流程圖。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明的目的、內(nèi)容、和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面結(jié)合附圖和實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施方式作進(jìn)一步詳細(xì)描述。

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提供一種航空掃描儀掃描控制指令規(guī)劃方法，該方法包括如下步驟：

步驟1：信息采集；

根據(jù)位姿測(cè)量系統(tǒng)采集提供的數(shù)據(jù)，采集載機(jī)滾動(dòng)姿態(tài)角速度V_r、俯仰姿態(tài)角速度V_p和偏航姿態(tài)角速度V_y；

根據(jù)位姿測(cè)量系統(tǒng)采集提供的數(shù)據(jù)，采集載機(jī)滾動(dòng)姿態(tài)角A_r、俯仰姿態(tài)角A_p和偏航姿態(tài)角A_y；

根據(jù)位姿測(cè)量系統(tǒng)采集提供的數(shù)據(jù)，采集掃描儀所在的緯度掃描儀所在的緯度λ、掃描儀所在的高度h；

根據(jù)位姿測(cè)量系統(tǒng)采集提供的數(shù)據(jù)，采集載機(jī)北速線速度V_acn、載機(jī)東速線速度V_ace和載機(jī)垂速線速度V_acv；

由航空相機(jī)慣性角速度傳感器測(cè)量采集成像器視軸的滾動(dòng)角速度V_ir和俯仰角速度V_ip；

由航空相機(jī)角度測(cè)量模塊采集成像器視軸的滾動(dòng)角θ_r和俯仰角θ_p；

根據(jù)地理定位算法確定成像器視軸到地面的斜距r_LOS；

根據(jù)地理定位算法確定成像器到地心的距離r^EF；

步驟2：預(yù)定義坐標(biāo)系；

預(yù)定義五個(gè)基本坐標(biāo)系：地球坐標(biāo)系E，導(dǎo)航坐標(biāo)系N、航跡坐標(biāo)系LL、飛行器本體坐標(biāo)系A(chǔ)C、傳感器視線坐標(biāo)系S；坐標(biāo)系基于WGS-84參考橢球模型；

地球坐標(biāo)系E在WGS-84參考橢球模型中定義是坐標(biāo)原點(diǎn)在地球幾何中心；X軸是地球赤道平面的0度經(jīng)線，Z軸通過極軸指北，Y軸通過右手法則得到；

導(dǎo)航坐標(biāo)系N的原點(diǎn)位于慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(INS)本體內(nèi)，隨地球和飛行器的慣性速度旋轉(zhuǎn)，Z_N軸指向當(dāng)?shù)貛缀未剐?，取向下為正，X_N與ZN垂直，Y_N通過右手定則確定；

航跡坐標(biāo)系LL和導(dǎo)航坐標(biāo)系N相同原點(diǎn)也是在慣性導(dǎo)航系統(tǒng)內(nèi)，X_LL軸在當(dāng)?shù)厮矫妫呛桔E坐標(biāo)系LL繞Z_N軸旋轉(zhuǎn)飛行器濾波航跡角，由于航跡角是經(jīng)過濾波的，因此航跡坐標(biāo)系LL系相對(duì)于地球坐標(biāo)系E運(yùn)動(dòng)緩慢；

飛行器本體坐標(biāo)系A(chǔ)C的坐標(biāo)原點(diǎn)同樣在慣性導(dǎo)航系統(tǒng)內(nèi)，X軸方向指向機(jī)頭與機(jī)體的滾動(dòng)軸平行，Z軸指向飛機(jī)底部，與飛機(jī)航向軸平行，Y軸通過右手定則得到，并且指向右翼；

傳感器視線坐標(biāo)系S，其原點(diǎn)是慣性測(cè)量單元(IMU)軸的交點(diǎn)，傳感器滾動(dòng)軸e在俯仰框架角為0的情況下與飛行器(INS平臺(tái))滾動(dòng)軸一致；傳感器俯仰軸d在滾動(dòng)框架角為0的情況下與飛行器(INS平臺(tái))俯仰軸一致；r軸通過右手定則獲得；

步驟3：控制指令運(yùn)算；

為滿足對(duì)地成像觀測(cè)要求，紅外探測(cè)器必須相對(duì)地面按某一固定速度掃描目標(biāo)區(qū)域，該速度為

其中，為紅外探測(cè)器地球坐標(biāo)系E角速度矢量在傳感器視線坐標(biāo)系S中的分量，將其直接簡(jiǎn)稱為S對(duì)E的角速度，φ_FOV為地面目標(biāo)區(qū)域?qū)?yīng)的紅外探測(cè)器視場(chǎng)，ΔT為掃描時(shí)間；

可分解為兩個(gè)分量

其中，為紅外探測(cè)器相對(duì)航跡坐標(biāo)系LL系的角速度，為航跡坐標(biāo)系相對(duì)地球坐標(biāo)系的角速度；

可進(jìn)一步分解為兩個(gè)速度——由傳感器視線坐標(biāo)系S平移引起的紅外探測(cè)器相對(duì)地面目標(biāo)區(qū)域的角速度加上地面目標(biāo)區(qū)域(即期望LOS(視線)指向)相對(duì)航跡坐標(biāo)系LL的被控反轉(zhuǎn)角速度

則由式(1)、(2)可得

航跡坐標(biāo)系LL不隨飛機(jī)的擾動(dòng)變化，相對(duì)平穩(wěn)，適合作為位置和角速度指令的參考系；在掃描過程中，為常值，與飛機(jī)飛行指令和飛行速度有關(guān)；紅外探測(cè)器視軸在航跡坐標(biāo)系LL系中的坐標(biāo)需通過兩個(gè)歐拉角確定，歐拉角的變化速率決定了光軸視線LOS相對(duì)航跡坐標(biāo)系LL的速度矢量；

由式(3)可得

其中

式(5)中，[v₁ v₂ v₃]^T為飛機(jī)相對(duì)地球速度在傳感器視線坐標(biāo)系S中的分量，r_LOS為紅外探測(cè)器到地面目標(biāo)區(qū)域的斜距，由圖像地理定位算法提供；

式(6)中，為飛機(jī)相對(duì)地球的速度在導(dǎo)航坐標(biāo)系N中的分量，由飛機(jī)位姿測(cè)量系統(tǒng)提供；

為航跡坐標(biāo)系LL到傳感器視線坐標(biāo)系S的轉(zhuǎn)移矩陣，由歐拉角決定；為從導(dǎo)航坐標(biāo)系N到航跡坐標(biāo)系LL的轉(zhuǎn)移矩陣，由經(jīng)過低通濾波的航向決定；

掃描過程中，式(4)中三項(xiàng)均變換成歐拉角速度并進(jìn)行數(shù)值積分來更新歐拉角，從而實(shí)時(shí)更新航跡坐標(biāo)系LL到傳感器視線坐標(biāo)系S的轉(zhuǎn)移矩陣

在框架回轉(zhuǎn)過程中，掃描指令發(fā)出時(shí)間最優(yōu)化的位置、速度、加速度指令對(duì)光軸視線LOS在地面指向重新定位，由于回轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)范圍較大，采用時(shí)間最優(yōu)解可避免對(duì)速率直接進(jìn)行積分帶來的誤差過大問題；

由于，為航跡坐標(biāo)系LL相對(duì)地球坐標(biāo)系E的速度，航跡坐標(biāo)系LL本身隨飛機(jī)航行而旋轉(zhuǎn)，因?yàn)閆_ll軸與當(dāng)?shù)厮矫媸冀K保持垂直；

可通過位姿測(cè)量系統(tǒng)所測(cè)的飛機(jī)飛行速度在導(dǎo)航坐標(biāo)系N的下分量求??；

其中，v_x，v_y為飛機(jī)的水平運(yùn)動(dòng)速度在導(dǎo)航坐標(biāo)系N下的分量，φ為緯度信息，為紅外探測(cè)器到地球中心的直線距離；

在代入式(4)之前，需轉(zhuǎn)化為在傳感器視線坐標(biāo)系S下的分量

轉(zhuǎn)移矩陣由位姿測(cè)量系統(tǒng)和測(cè)角模塊輸出確定；

式(4)給出了控制視軸指向地面目標(biāo)區(qū)域的指令，但是伺服控制速度回路的輸入信號(hào)是相對(duì)慣性空間的，因此需將指向地面目標(biāo)區(qū)域的速度指令換算到指向相對(duì)慣性空間的速度指令中，為需要補(bǔ)償?shù)牡厍蜻\(yùn)動(dòng)速度，于是有

即為最終的速度指令。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明技術(shù)原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和變形，這些改進(jìn)和變形也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。