CN106527457B - 航空扫描仪扫描控制指令规划方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于航空长线列TDI扫描成像技术领域，具体涉及一种航空扫描仪扫描控制指令规划方法。与现有技术相比较，本发明具备如下有益效果：(1)该方法以得到工程应用，经航空机载摆扫试验证明方法可以有效解决积分成像期间对地扫描速度不固定的问题，并且可以对载机前向线运动做出补偿；(2)数据源多是来自于扫描仪内部的传感器采样，计算量小、计算时间短，满足实时性要求；(3)该规划方法适用范围广，可以普遍应用于航空平台的摆扫成像***。

Description

航空扫描仪扫描控制指令规划方法
技术领域
本发明属于航空长线列TDI扫描成像技术领域，具体涉及一种航空扫描仪扫描控制指令规划方法。
背景技术
航空线列TDI相机对地面景物进行扫描成像时，要求在每一个积分周期，使视轴指向在地球坐标系内的固定区域。在相机曝光时刻，由于载机的姿态运动和飞行前向运动等因素，如果不对扫描指令进行规划，将难以精确控制扫描视场要求，也不能保证成像器相对地面按固定速度扫描，造成图像模糊，产生像移，同时也会使得相邻两个扫描条带的图像存在不同程度的重叠或者对部分地面景物漏扫的现象。如何保证TDI积分成像期间使视轴指向地面固定区域是摆扫成像关键技术，要解决这个问题必须引入对扫描控制***的指令规划方法。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是：解决航空机载高分辨率扫描仪TDI CCD扫描成像过程保证积分周期内成像器对地按照固定速度扫描和载机前向直线运动引起视轴角运动等问题，利用一种规划方法控制成像器在俯仰方向以适应载机速高比的速度向后扫，消除载机前向运动对视轴的影响；控制成像器在滚动方向以相对于地面按固定速度扫描目标区域，并且保证指令达到扫描视场要求，避免扫描条带间的重叠和漏扫问题。
(二)技术方案
为解决上述技术问题，本发明提供一种航空扫描仪扫描控制指令规划方法，该方法包括如下步骤：
步骤1：信息采集；
根据位姿测量***采集提供的数据，采集载机滚动姿态角速度 Vr、俯仰姿态角速度Vp和偏航姿态角速度Vy；
根据位姿测量***采集提供的数据，采集载机滚动姿态角Ar、俯仰姿态角Ap和偏航姿态角Ay；
根据位姿测量***采集提供的数据，采集扫描仪所在的纬度扫描仪所在的纬度λ、扫描仪所在的高度h；
根据位姿测量***采集提供的数据，采集载机北速线速度Vacn、载机东速线速度Vace和载机垂速线速度Vacv；
由航空相机惯性角速度传感器测量采集成像器视轴的滚动角速度Vir和俯仰角速度Vip；
由航空相机角度测量模块采集成像器视轴的滚动角θr和俯仰角θp；
根据地理定位算法确定成像器视轴到地面的斜距rLOS；
根据地理定位算法确定成像器到地心的距离rEF；
步骤2：预定义坐标系；
预定义五个基本坐标系：地球坐标系E，导航坐标系N、航迹坐标系LL、飞行器本体坐标系AC、传感器视线坐标系S；坐标系基于 WGS-84参考椭球模型；
地球坐标系E在WGS-84参考椭球模型中定义是坐标原点在地球几何中心；X轴是地球赤道平面的0度经线，Z轴通过极轴指北，Y 轴通过右手法则得到；
导航坐标系N的原点位于惯性导航***本体内，随地球和飞行器的惯性速度旋转，ZN轴指向当地几何垂心，取向下为正，XN与ZN垂直，YN通过右手定则确定；
航迹坐标系LL和导航坐标系N相同原点也是在惯性导航***内，XLL轴在当地水平面，但是航迹坐标系LL绕ZN轴旋转飞行器滤波航迹角，由于航迹角是经过滤波的，因此航迹坐标系LL系相对于地球坐标系E运动缓慢；
飞行器本体坐标系AC的坐标原点同样在惯性导航***内，X轴方向指向机头与机体的滚动轴平行，Z轴指向飞机底部，与飞机航向轴平行，Y轴通过右手定则得到，并且指向右翼；
传感器视线坐标系S，其原点是惯性测量单元轴的交点，传感器滚动轴e在俯仰框架角为0的情况下与飞行器滚动轴一致；传感器俯仰轴d在滚动框架角为0的情况下与飞行器俯仰轴一致；r轴通过右手定则获得；
步骤3：控制指令运算；
为满足对地成像观测要求，红外探测器必须相对地面按某一固定速度扫描目标区域，该速度为
其中，为红外探测器地球坐标系E角速度矢量在传感器视线坐标系S中的分量，将其直接简称为S对E的角速度，φFOV为地面目标区域对应的红外探测器视场，ΔT为扫描时间；
可分解为两个分量
其中，为红外探测器相对航迹坐标系LL系的角速度，为航迹坐标系相对地球坐标系的角速度；
可进一步分解为两个速度——由传感器视线坐标系S平移引起的红外探测器相对地面目标区域的角速度加上地面目标区域相对航迹坐标系LL的被控反转角速度
则由式(1)、(2)可得
航迹坐标系LL不随飞机的扰动变化，相对平稳，适合作为位置和角速度指令的参考系；在扫描过程中，为常值，与飞机飞行指令和飞行速度有关；红外探测器视轴在航迹坐标系LL系中的坐标需通过两个欧拉角确定，欧拉角的变化速率决定了光轴视线LOS相对航迹坐标系LL的速度矢量；
由式(3)可得
其中
式(5)中，[v1 v2 v3]T为飞机相对地球速度在传感器视线坐标系S中的分量，rLOS为红外探测器到地面目标区域的斜距，由图像地理定位算法提供；
式(6)中，为飞机相对地球的速度在导航坐标系N中的分量，由飞机位姿测量***提供；
为航迹坐标系LL到传感器视线坐标系S的转移矩阵，由欧拉角决定；为从导航坐标系N到航迹坐标系LL的转移矩阵，由经过低通滤波的航向决定；
扫描过程中，式(4)中三项均变换成欧拉角速度并进行数值积分来更新欧拉角，从而实时更新航迹坐标系LL到传感器视线坐标系 S的转移矩阵
在框架回转过程中，扫描指令发出时间最优化的位置、速度、加速度指令对光轴视线LOS在地面指向重新定位，由于回转运动范围较大，采用时间最优解可避免对速率直接进行积分带来的误差过大问题；
由于，为航迹坐标系LL相对地球坐标系E的速度，航迹坐标系LL本身随飞机航行而旋转，因为ZLL轴与当地水平面始终保持垂直；
可通过位姿测量***所测的飞机飞行速度在导航坐标系N 的下分量求取；
其中，vx，vy为飞机的水平运动速度在导航坐标系N下的分量，为纬度信息，为红外探测器到地球中心的直线距离；
在代入式(4)之前，需转化为在传感器视线坐标系S下的分量
转移矩阵由位姿测量***和测角模块输出确定；
式(4)给出了控制视轴指向地面目标区域的指令，但是伺服控制速度回路的输入信号是相对惯性空间的，因此需将指向地面目标区域的速度指令换算到指向相对惯性空间的速度指令中，为需要补偿的地球运动速度，于是有
即为最终的速度指令。
(三)有益效果
与现有技术相比较，本发明具备如下有益效果：
(1)该方法已得到工程应用，经航空机载摆扫试验证明方法可以有效解决积分成像期间对地扫描速度不固定的问题，并且可以对载机前向线运动做出补偿；。
(2)数据源多是来自于扫描仪内部的传感器采样，计算量小、计算时间短，满足实时性要求；
(3)该规划方法适用范围广，可以普遍应用于航空平台的摆扫成像***。
附图说明
图1为本发明技术方案的摆扫成像示意图。
图2为本发明技术方案的方法流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
为解决上述技术问题，本发明提供一种航空扫描仪扫描控制指令规划方法，该方法包括如下步骤：
步骤1：信息采集；
根据位姿测量***采集提供的数据，采集载机滚动姿态角速度 Vr、俯仰姿态角速度Vp和偏航姿态角速度Vy；
根据位姿测量***采集提供的数据，采集载机滚动姿态角Ar、俯仰姿态角Ap和偏航姿态角Ay；
根据位姿测量***采集提供的数据，采集扫描仪所在的纬度扫描仪所在的纬度λ、扫描仪所在的高度h；
根据位姿测量***采集提供的数据，采集载机北速线速度Vacn、载机东速线速度Vace和载机垂速线速度Vacv；
由航空相机惯性角速度传感器测量采集成像器视轴的滚动角速度Vir和俯仰角速度Vip；
由航空相机角度测量模块采集成像器视轴的滚动角θr和俯仰角θp；
根据地理定位算法确定成像器视轴到地面的斜距rLOS；
根据地理定位算法确定成像器到地心的距离rEF；
步骤2：预定义坐标系；
预定义五个基本坐标系：地球坐标系E，导航坐标系N、航迹坐标系LL、飞行器本体坐标系AC、传感器视线坐标系S；坐标系基于 WGS-84参考椭球模型；
地球坐标系E在WGS-84参考椭球模型中定义是坐标原点在地球几何中心；X轴是地球赤道平面的0度经线，Z轴通过极轴指北，Y 轴通过右手法则得到；
导航坐标系N的原点位于惯性导航***(INS)本体内，随地球和飞行器的惯性速度旋转，ZN轴指向当地几何垂心，取向下为正， XN与ZN垂直，YN通过右手定则确定；
航迹坐标系LL和导航坐标系N相同原点也是在惯性导航***内，XLL轴在当地水平面，但是航迹坐标系LL绕ZN轴旋转飞行器滤波航迹角，由于航迹角是经过滤波的，因此航迹坐标系LL系相对于地球坐标系E运动缓慢；
飞行器本体坐标系AC的坐标原点同样在惯性导航***内，X轴方向指向机头与机体的滚动轴平行，Z轴指向飞机底部，与飞机航向轴平行，Y轴通过右手定则得到，并且指向右翼；
传感器视线坐标系S，其原点是惯性测量单元(IMU)轴的交点，传感器滚动轴e在俯仰框架角为0的情况下与飞行器(INS平台)滚动轴一致；传感器俯仰轴d在滚动框架角为0的情况下与飞行器(INS 平台)俯仰轴一致；r轴通过右手定则获得；
步骤3：控制指令运算；
为满足对地成像观测要求，红外探测器必须相对地面按某一固定速度扫描目标区域，该速度为
其中，为红外探测器地球坐标系E角速度矢量在传感器视线坐标系S中的分量，将其直接简称为S对E的角速度，φFOV为地面目标区域对应的红外探测器视场，ΔT为扫描时间；
可分解为两个分量
其中，为红外探测器相对航迹坐标系LL系的角速度，为航迹坐标系相对地球坐标系的角速度；
可进一步分解为两个速度——由传感器视线坐标系S平移引起的红外探测器相对地面目标区域的角速度加上地面目标区域 (即期望LOS(视线)指向)相对航迹坐标系LL的被控反转角速度
则由式(1)、(2)可得
航迹坐标系LL不随飞机的扰动变化，相对平稳，适合作为位置和角速度指令的参考系；在扫描过程中，为常值，与飞机飞行指令和飞行速度有关；红外探测器视轴在航迹坐标系LL系中的坐标需通过两个欧拉角确定，欧拉角的变化速率决定了光轴视线LOS相对航迹坐标系LL的速度矢量；
由式(3)可得
其中
式(5)中，[v1 v2 v3]T为飞机相对地球速度在传感器视线坐标系S中的分量，rLOS为红外探测器到地面目标区域的斜距，由图像地理定位算法提供；
式(6)中，为飞机相对地球的速度在导航坐标系N中的分量，由飞机位姿测量***提供；
为航迹坐标系LL到传感器视线坐标系S的转移矩阵，由欧拉角决定；为从导航坐标系N到航迹坐标系LL的转移矩阵，由经过低通滤波的航向决定；
扫描过程中，式(4)中三项均变换成欧拉角速度并进行数值积分来更新欧拉角，从而实时更新航迹坐标系LL到传感器视线坐标系 S的转移矩阵
在框架回转过程中，扫描指令发出时间最优化的位置、速度、加速度指令对光轴视线LOS在地面指向重新定位，由于回转运动范围较大，采用时间最优解可避免对速率直接进行积分带来的误差过大问题；
由于，为航迹坐标系LL相对地球坐标系E的速度，航迹坐标系LL本身随飞机航行而旋转，因为ZLL轴与当地水平面始终保持垂直；
可通过位姿测量***所测的飞机飞行速度在导航坐标系N 的下分量求取；
其中，vx，vy为飞机的水平运动速度在导航坐标系N下的分量，为纬度信息，为红外探测器到地球中心的直线距离；
在代入式(4)之前，需转化为在传感器视线坐标系S下的分量
转移矩阵由位姿测量***和测角模块输出确定；
式(4)给出了控制视轴指向地面目标区域的指令，但是伺服控制速度回路的输入信号是相对惯性空间的，因此需将指向地面目标区域的速度指令换算到指向相对惯性空间的速度指令中，为需要补偿的地球运动速度，于是有
即为最终的速度指令。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

Claims (1)

1.一种航空扫描仪扫描控制指令规划方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：
步骤1：信息采集；
根据位姿测量***采集提供的数据，采集载机滚动姿态角速度Vr、俯仰姿态角速度Vp和偏航姿态角速度Vy；
根据位姿测量***采集提供的数据，采集载机滚动姿态角Ar、俯仰姿态角Ap和偏航姿态角Ay；
根据位姿测量***采集提供的数据，采集扫描仪所在的纬度扫描仪所在的纬度λ、扫描仪所在的高度h；
根据位姿测量***采集提供的数据，采集载机北速线速度Vacn、载机东速线速度Vace和载机垂速线速度Vacv；
由航空相机惯性角速度传感器测量采集成像器视轴的滚动角速度Vir和俯仰角速度Vip；
由航空相机角度测量模块采集成像器视轴的滚动角θr和俯仰角θp；
根据地理定位算法确定成像器视轴到地面的斜距rLOS；
根据地理定位算法确定成像器到地心的距离rEF；
步骤2：预定义坐标系；
预定义五个基本坐标系：地球坐标系E，导航坐标系N、航迹坐标系LL、飞行器本体坐标系AC、传感器视线坐标系S；坐标系基于WGS-84参考椭球模型；
地球坐标系E在WGS-84参考椭球模型中定义是坐标原点在地球几何中心；X轴是地球赤道平面的0度经线，Z轴通过极轴指北，Y轴通过右手法则得到；
导航坐标系N的原点位于惯性导航***本体内，随地球和飞行器的惯性速度旋转，ZN轴指向当地几何垂心，取向下为正，XN与ZN垂直，YN通过右手定则确定；
航迹坐标系LL和导航坐标系N相同原点也是在惯性导航***内，XLL轴在当地水平面，但是航迹坐标系LL绕ZN轴旋转飞行器滤波航迹角，由于航迹角是经过滤波的，因此航迹坐标系LL系相对于地球坐标系E运动缓慢；
飞行器本体坐标系AC的坐标原点同样在惯性导航***内，XAC轴方向指向机头与机体的滚动轴平行，ZAC轴指向飞机底部，与飞机航向轴平行，YAC轴通过右手定则得到，并且指向右翼；
传感器视线坐标系S，其原点是惯性测量单元轴的交点，传感器滚动轴e在俯仰框架角为0的情况下与飞行器滚动轴一致；传感器俯仰轴d在滚动框架角为0的情况下与飞行器俯仰轴一致；r轴通过右手定则获得；
步骤3：控制指令运算；
为满足对地成像观测要求，红外探测器必须相对地面按某一固定速度扫描目标区域，该速度为
其中，为红外探测器地球坐标系E角速度矢量在传感器视线坐标系S中的分量，将其直接简称为S对E的角速度，φFOV为地面目标区域对应的红外探测器视场，ΔT为扫描时间；
可分解为两个分量
其中，为红外探测器相对航迹坐标系LL系的角速度，为航迹坐标系相对地球坐标系的角速度；
可进一步分解为两个速度——由传感器视线坐标系S平移引起的红外探测器相对地面目标区域的角速度加上地面目标区域相对航迹坐标系LL的被控反转角速度
则由式(1)、(2)可得
航迹坐标系LL不随飞机的扰动变化，相对平稳，适合作为位置和角速度指令的参考系；在扫描过程中，为常值，与飞机飞行指令和飞行速度有关；红外探测器视轴在航迹坐标系LL系中的坐标需通过两个欧拉角确定，欧拉角的变化速率决定了光轴视线LOS相对航迹坐标系LL的速度矢量；
由式(3)可得
其中
式(5)中，[v1 v2 v3]T为飞机相对地球速度在传感器视线坐标系S中的分量，rLOS为红外探测器到地面目标区域的斜距，由图像地理定位算法提供；
式(6)中，为飞机相对地球的速度在导航坐标系N中的分量，由飞机位姿测量***提供；
为航迹坐标系LL到传感器视线坐标系S的转移矩阵，由欧拉角决定；为从导航坐标系N到航迹坐标系LL的转移矩阵，由经过低通滤波的航向决定；
扫描过程中，式(4)中三项均变换成欧拉角速度并进行数值积分来更新欧拉角，从而实时更新航迹坐标系LL到传感器视线坐标系S的转移矩阵
在框架回转过程中，扫描指令发出时间最优化的位置、速度、加速度指令对光轴视线LOS在地面指向重新定位，由于回转运动范围较大，采用时间最优解可避免对速率直接进行积分带来的误差过大问题；
由于，为航迹坐标系LL相对地球坐标系E的速度，航迹坐标系LL本身随飞机航行而旋转，因为ZLL轴与当地水平面始终保持垂直；
通过位姿测量***所测的飞机飞行速度在导航坐标系N的下分量求取；
其中，vx，vy为飞机的水平运动速度在导航坐标系N下的分量，为纬度信息，为红外探测器到地球中心的直线距离；
在代入式(4)之前，需转化为在传感器视线坐标系S下的分量
转移矩阵和由位姿测量***和测角模块输出确定；
式(4)给出了控制视轴指向地面目标区域的指令，但是伺服控制速度回路的输入信号是相对惯性空间的，因此需将指向地面目标区域的速度指令换算到指向相对惯性空间的速度指令中，为需要补偿的地球运动速度，于是有
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