本發(fā)明屬于航空長線列TDI掃描成像技術領域，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：

航空線列TDI相機對地面景物進行掃描成像時，要求在每一個積分周期，使視軸指向在地球坐標系內(nèi)的固定區(qū)域。在相機曝光時刻，由于載機的姿態(tài)運動和飛行前向運動等因素，如果不對掃描指令進行規(guī)劃，將難以精確控制掃描視場要求，也不能保證成像器相對地面按固定速度掃描，造成圖像模糊，產(chǎn)生像移，同時也會使得相鄰兩個掃描條帶的圖像存在不同程度的重疊或者對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)域是擺掃成像關鍵技術，要解決這個問題必須引入對掃描控制系統(tǒng)的指令規(guī)劃方法。

技術實現(xiàn)要素：

(一)要解決的技術問題

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

(二)技術方案

為解決上述技術問題，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)位姿測量系統(tǒng)采集提供的數(shù)據(jù)，采集載機滾動姿態(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)位姿測量系統(tǒng)采集提供的數(shù)據(jù)，采集載機滾動姿態(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)位姿測量系統(tǒng)采集提供的數(shù)據(jù)，采集載機北速線速度V_acn、載機東速線速度V_ace和載機垂速線速度V_acv；

由航空相機慣性角速度傳感器測量采集成像器視軸的滾動角速度V_ir和俯仰角速度V_ip；

由航空相機角度測量模塊采集成像器視軸的滾動角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：預定義坐標系；

預定義五個基本坐標系：地球坐標系E，導航坐標系N、航跡坐標系LL、飛行器本體坐標系AC、傳感器視線坐標系S；坐標系基于WGS-84參考橢球模型；

地球坐標系E在WGS-84參考橢球模型中定義是坐標原點在地球幾何中心；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；

導航坐標系N的原點位于慣性導航系統(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?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；

航跡坐標系LL和導航坐標系N相同原點也是在慣性導航系統(tǒng)內(nèi)，X_LL軸在當?shù)厮矫?，但是航跡坐標系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，因此航跡坐標系LL系相對于地球坐標系E運動緩慢；

飛行器本體坐標系AC的坐標原點同樣在慣性導航系統(tǒng)內(nèi)，X軸方向指向機頭與機體的滾動軸平行，Z軸指向飛機底部，與飛機航向軸平行，Y軸通過右手定則得到，并且指向右翼；

傳感器視線坐標系S，其原點是慣性測量單元軸的交點，傳感器滾動軸e在俯仰框架角為0的情況下與飛行器滾動軸一致；傳感器俯仰軸d在滾動框架角為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：控制指令運算；

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

其中，為紅外探測器地球坐標系E角速度矢量在傳感器視線坐標系S中的分量，將其直接簡稱為S對E的角速度，φ_FOV為地面目標區(qū)域?qū)募t外探測器視場，ΔT為掃描時間；

可分解為兩個分量

其中，為紅外探測器相對航跡坐標系LL系的角速度，為航跡坐標系相對地球坐標系的角速度；

可進一步分解為兩個速度——由傳感器視線坐標系S平移引起的紅外探測器相對地面目標區(qū)域的角速度加上地面目標區(qū)域相對航跡坐標系LL的被控反轉(zhuǎn)角速度

則由式(1)、(2)可得

航跡坐標系LL不隨飛機的擾動變化，相對平穩(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，與飛機飛行指令和飛行速度有關；紅外探測器視軸在航跡坐標系LL系中的坐標需通過兩個歐拉角確定，歐拉角的變化速率決定了光軸視線LOS相對航跡坐標系LL的速度矢量；

由式(3)可得

其中

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

式(6)中，為飛機相對地球的速度在導航坐標系N中的分量，由飛機位姿測量系統(tǒng)提供；

為航跡坐標系LL到傳感器視線坐標系S的轉(zhuǎn)移矩陣，由歐拉角決定；為從導航坐標系N到航跡坐標系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)中三項均變換成歐拉角速度并進行數(shù)值積分來更新歐拉角，從而實時更新航跡坐標系LL到傳感器視線坐標系S的轉(zhuǎn)移矩陣

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

由于，為航跡坐標系LL相對地球坐標系E的速度，航跡坐標系LL本身隨飛機航行而旋轉(zhuǎn)，因為Z_ll軸與當?shù)厮矫媸冀K保持垂直；

可通過位姿測量系統(tǒng)所測的飛機飛行速度在導航坐標系N的下分量求??；

其中，v_x，v_y為飛機的水平運動速度在導航坐標系N下的分量，φ為緯度信息，為紅外探測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系S下的分量

轉(zhuǎn)移矩陣由位姿測量系統(tǒng)和測角模塊輸出確定；

式(4)給出了控制視軸指向地面目標區(qū)域的指令，但是伺服控制速度回路的輸入信號是相對慣性空間的，因此需將指向地面目標區(qū)域的速度指令換算到指向相對慣性空間的速度指令中，為需要補償?shù)牡厍蜻\動速度，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用，經(jīng)航空機載擺掃試驗證明方法可以有效解決積分成像期間對地掃描速度不固定的問題，并且可以對載機前向線運動做出補償；。

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

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

附圖說明

圖1為本發(fā)明技術方案的擺掃成像示意圖。

圖2為本發(fā)明技術方案的方法流程圖。

具體實施方式

為使本發(fā)明的目的、內(nèi)容、和優(yōu)點更加清楚，下面結(jié)合附圖和實施例，對本發(fā)明的具體實施方式作進一步詳細描述。

為解決上述技術問題，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)位姿測量系統(tǒng)采集提供的數(shù)據(jù)，采集載機滾動姿態(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)位姿測量系統(tǒng)采集提供的數(shù)據(jù)，采集載機滾動姿態(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)位姿測量系統(tǒng)采集提供的數(shù)據(jù)，采集載機北速線速度V_acn、載機東速線速度V_ace和載機垂速線速度V_acv；

由航空相機慣性角速度傳感器測量采集成像器視軸的滾動角速度V_ir和俯仰角速度V_ip；

由航空相機角度測量模塊采集成像器視軸的滾動角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：預定義坐標系；

預定義五個基本坐標系：地球坐標系E，導航坐標系N、航跡坐標系LL、飛行器本體坐標系AC、傳感器視線坐標系S；坐標系基于WGS-84參考橢球模型；

地球坐標系E在WGS-84參考橢球模型中定義是坐標原點在地球幾何中心；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；

導航坐標系N的原點位于慣性導航系統(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?shù)貛缀未剐模∠蛳聻檎?，X_N與ZN垂直，Y_N通過右手定則確定；

航跡坐標系LL和導航坐標系N相同原點也是在慣性導航系統(tǒng)內(nèi)，X_LL軸在當?shù)厮矫?，但是航跡坐標系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，因此航跡坐標系LL系相對于地球坐標系E運動緩慢；

飛行器本體坐標系AC的坐標原點同樣在慣性導航系統(tǒng)內(nèi)，X軸方向指向機頭與機體的滾動軸平行，Z軸指向飛機底部，與飛機航向軸平行，Y軸通過右手定則得到，并且指向右翼；

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

步驟3：控制指令運算；

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

其中，為紅外探測器地球坐標系E角速度矢量在傳感器視線坐標系S中的分量，將其直接簡稱為S對E的角速度，φ_FOV為地面目標區(qū)域?qū)募t外探測器視場，ΔT為掃描時間；

可分解為兩個分量

其中，為紅外探測器相對航跡坐標系LL系的角速度，為航跡坐標系相對地球坐標系的角速度；

可進一步分解為兩個速度——由傳感器視線坐標系S平移引起的紅外探測器相對地面目標區(qū)域的角速度加上地面目標區(qū)域(即期望LOS(視線)指向)相對航跡坐標系LL的被控反轉(zhuǎn)角速度

則由式(1)、(2)可得

航跡坐標系LL不隨飛機的擾動變化，相對平穩(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，與飛機飛行指令和飛行速度有關；紅外探測器視軸在航跡坐標系LL系中的坐標需通過兩個歐拉角確定，歐拉角的變化速率決定了光軸視線LOS相對航跡坐標系LL的速度矢量；

由式(3)可得

其中

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

式(6)中，為飛機相對地球的速度在導航坐標系N中的分量，由飛機位姿測量系統(tǒng)提供；

為航跡坐標系LL到傳感器視線坐標系S的轉(zhuǎn)移矩陣，由歐拉角決定；為從導航坐標系N到航跡坐標系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)中三項均變換成歐拉角速度并進行數(shù)值積分來更新歐拉角，從而實時更新航跡坐標系LL到傳感器視線坐標系S的轉(zhuǎn)移矩陣

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

由于，為航跡坐標系LL相對地球坐標系E的速度，航跡坐標系LL本身隨飛機航行而旋轉(zhuǎn)，因為Z_ll軸與當?shù)厮矫媸冀K保持垂直；

可通過位姿測量系統(tǒng)所測的飛機飛行速度在導航坐標系N的下分量求取；

其中，v_x，v_y為飛機的水平運動速度在導航坐標系N下的分量，φ為緯度信息，為紅外探測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系S下的分量

轉(zhuǎn)移矩陣由位姿測量系統(tǒng)和測角模塊輸出確定；

式(4)給出了控制視軸指向地面目標區(qū)域的指令，但是伺服控制速度回路的輸入信號是相對慣性空間的，因此需將指向地面目標區(qū)域的速度指令換算到指向相對慣性空間的速度指令中，為需要補償?shù)牡厍蜻\動速度，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)選實施方式，應當指出，對于本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明技術原理的前提下，還可以做出若干改進和變形，這些改進和變形也應視為本發(fā)明的保護范圍。