技術(shù)特征：

1.一種航空掃描儀掃描控制指令規(guī)劃方法，其特征在于，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

${\mathrm{\ω}}_{S/E}^S=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\φ}}_{FOV}\\ 0\\ 0\end{array}\right]---\left(1\right)$

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

${\mathrm{\ω}}_{S/E}^S={\mathrm{\ω}}_{S/LL}^S+{\mathrm{\ω}}_{LL/E}^S---\left(2\right)$

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

${\mathrm{\ω}}_{S/E}^S={\mathrm{\ω}}_{S/T}^S+{\mathrm{\ω}}_{T/LL}^S+{\mathrm{\ω}}_{LL/E}^S=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\φ}}_{FOV}/\mathrm{\Δ}T\\ 0\\ 0\end{array}\right]---\left(3\right)$

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

${\mathrm{\ω}}_{T/LL}^S=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\φ}}_{FOV}/\mathrm{\Δ}T\\ 0\\ 0\end{array}\right]-{\mathrm{\ω}}_{S/T}^S-{\mathrm{\ω}}_{LL/E}^S---\left(4\right)$

其中

${\mathrm{\ω}}_{S/T}^S=\left[\begin{array}{c}-v_2\\ v_1\\ 0\end{array}\right]\frac{1}{r_{LOS}}---\left(5\right)$

$\left[\begin{array}{c}{v}_1\\ v_2\\ v_3\end{array}\right]=C_{LL}^s{C}_N^{LL}{V}_{AC/E}^N---\left(6\right)$

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?。?/p>

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

${\mathrm{\ω}}_{LL/E}^S=C_{AC}^S{C}_N^{AC}{\mathrm{\ω}}_{LL/E}^N---\left(8\right)$

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

${\mathrm{\ω}}_{cmd/I}^S={\mathrm{\ω}}_{T/LL}^S+{\mathrm{\ω}}_{E/I}^S---\left(9\right)$

即為最終的速度指令。