Einrichtung mit einer Luftbildkamera zum Aufnehmen einer Serie photogrammetrischer Luftbilder
Die Erfindung betrifft eine Einrichtung mit einer Luftbildkamera für mit einem Dopplerradar-und/oder Inortial-Navigationssystem ausgerüstete Flugzeuge zum Aufnehmen einer Serie photogrammetnischer Luftbilder längs eines vorgegebenen Kurses.
Bei Bildflügen zur Vermessung grosser Gebiete werden bekanntlich aus. einem in möglichst gleich- bleibender Höhe fliegenden Flugzeug in regelmässigen Abständen Luftaufnahmen gemacht, wobei die Ab stände zwischen den einzelnen Aufnahmen meist so gewählt sind, dass von dem zu vermessenden Gebiet Reihenbilder mit 60% iger Längsüberdeckung erhalten werden.
Eine genaue Auswertung der Luftbilder ist z. B. mittels photogrammetrischer Kartiergeräte möglich, bei welchen durch stereometrische Projektion zweier auf einanderfolgender Aufnahmen ein dem aufgenommenen Gelände entsprechendes Raummodell erzeugt und das Raummodell mittels geeigneter Messvorriichtungen vermessen wird. Hierzu müssen die beiden Aufnahmen im Kantiergerät so angeordnet werden, dass ihre Lage im verkleinerten Massstab möglichst genau der bei Belichtung im Raum eingenommenen Positionen entspricht.
Zum Nachbilden dieser räumlichen Positionen werden am Boden Fixpunkte vermessen und die Auf nahmen im Kantiergerät auf diese mit aufgenommenen Fixpunkten eingepasst. Die Vermessung der Fixpunkte ist zeitaufwendig und mit erheblichen Unkosten verbunden und oft auch gar nicht möglich, wenn das s Gelände praktisch unzugänglich ist.
Auf die Bodenorientierung könnte nur dann ver zichtet werden, wenn die räumliche Position jedes einzelnen Bildes in bezug auf das photographierte Ge lände ganz genau bekannt wäre. Zur Ermittlung der genauen Bildposition sind eine ganze Reihe Grössen erforderlich, wie z. B. die Flugh¯he, der r Kurs bzw. die Kursabweichung des Flugzeuges, die genaue Länge der zwischen den aufeinandenfolgenden Aufnahmen zurückgelegten Flugstrecke, die Neigung der Luftbild- kamera bezüglich der vertikalen Achse usw., wobei alle diese Grössen möglichst genau im Augenblick der Belichtung einer Aufnahme erfasst oder nachträglich für diesen Zeitpunkt errechenbar sein müssen.
Zur Erlangung der Messdaten ist ein erheblicher Aufwand an Mess-und Registriergeräten erforderlich, der um so grösser sein wird, je grössere Ansprüche an die Messgenauigkeit gestellt werden.
Die bisher genaueste Koppel-Flugnavigation wird bekanntlich durch eine Navigationseinrichtung erreicht, welche aus 5 der Kombination eines Inertialortungssystems mit einem Doppler-Radan besteht.
Ein Inertialortungssystem besteht im wesentlichen aus einer mit Kreiseln in dnei aufeinander senkrecht stehenden Raumrichtungen stabilisierten Plattform, auf welcher Beschleunigungsmesser befestigt sind, die die Beschleunigungskomponenten nach diesen drei Richtungen messen. Durch einmalige Integration der Be schleunigungswerte wird die augenblickliche Gesohwin- digkeit und durch zweimalige Integration der zur ckgelegte Weg erhalten. Die Inertialortung ist von äusseren Signalen unabhängig, bedarf aber wegen der Kreisel- stabilisierung bei längere, Flugzeiten einer Korrektur.
Diese Kornektur kann über einen Doppler-Navigationsradar dunchgeführt werden, welcher neben der genauen Fluggeschwindigkeit auch den durch den Wind hervorgerufenen Triftwinkel liefert. Die vom Inertialortungs- system und vom Doppier-Radar gelieferten Signale werden einem Bordrechner zugeführt, welcher die f r die Navigation erforderlichen, Daten berechnet. Die Navigationsdaten werden in zweckmässiger Form an Instrumenten angezeigt bzw. einem Autopiloten eingegeben. Zur Bestimmung der Bildposition können die für die Flugnavigation erforderlichen Grössen verwendet worden, müssen dann jedoch mit einer wesentlich grösseren Genauigkeit bestimmt sein.
Zweck der vorliegenden Erfindung ist eine Einrichtung mit einer Luftbildkamera zum Aufnehmen photogrammetrischer Reihenluftbilder, mittels welcher unter Mitbenutzung des im Flugzeug vorhandenen Navigationssystems aufeinanderfolgende Aufnahmen nach genau bestimmten Flugstrecken belichtet und die zur Bestimmung der Position der Aufnahmen ohne Bodenorientierung notwendigen Grössen im Augenblick der Belichtung jeder Aufnahme genau ermittelt werden.
Die erfindungsgemässe Einnichtung ist gekennzeichnet durch einen von Doppler-Radarimpulsen oder den Impulsen des Inertialsystems gesteuerten Impulsgeber zum Erzeugen eines Auslöseimpulses für den Kameraverschluss nach jeweils einer vorbestimmten Anzahl von Geschwindigkeitsimpulsen, durch Messvorrichtungen zur Zählung dieser Impulse und zur Ermittlung der für die Bestimmung der Abweichung von der Sollposition auf einanderfolgender Aufnahmen erforderlichen Daten und durch eine durch die Belichtung gesteuerte Registrereinrichtung zum Fixieren dieser Daten.
Im folgenden wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispieles und der beiliegenden Zeichnung ausführlich beschrieben. In der Zeichnung zeigt :
Fig. I ein Flugbahndiagramm in der Horizontalebene,
Fig. 2 eine Zusammenstellung der vorkommenden Azimut-Winkel,
Fig. 3 ein Flugdiagramm in der Vertikalebene, und
Fig. 4 eine Zusammenstellung der vorkommenden Vertikalwinkel.
Die Fig. 1 bis 4 dienen zur Erläuterung.
Fig. 5 zeigt schematisch ein Blockschaltbild für ein Ausführungsbeispiel der Aufnahmeeihrichtung.
Fig. 6 ist ein Blockschaltbild einer Einrichtung zur Steuerung des Verschlusses und Berücksichtigung seiner Verzögerung.
Das im Flugzeug vorhandene Inertialortungssystem sei in geographischer Nordrichtung stabilisiert, und die Luftbilder sollen aus konstanter Höhe längs einer geraden Linie, der gewünschten Bahn oder Sollbahn, aufgenommen werden, die mit der Nordrichtung den Sollbahn Winkel 's-r einschliesst.
Fig. 1 und 3 zeigen die Sollbahn als durchgehende gerade Linie. Diese Sollbahn wird vom Flugzeug nicht genau eingehalten, sondern durch eine Flugbahn in Form einer räumlich verlaufenden Wellenlinie mit grösseren oder kleinene Abweichungen angeglichen.
Längs der Istbahn erfolgen die Aufnahmen. In einem Punkt A sei eine erste Aufnahme und in einem Punkt B eine zweite Aufnahme gemacht worden. Der Doppler Radar liefert Informationen über die Geschwindigkeit des Flugzeuges auf der Istbahn, und die Integration dieser Geschwindigkeit liefert die Istbahnlänge zwischen den Punkten A und B. Für die Auswertung der Luftbilder ohne Bodenorientierung ist jedoch der genaue, geradlinige Abstand des Punktes B vom Punkt A erforderlich. Dieser Abstand AB kann in zwei Schritten erhalten werden.
In Fig. 1 ist die Projektion der Istbahn zwischen den Punkten A und B auf die Horizontalebene als Bogen ABII wiedergegeben. Der Einfachheit halber ist angenommen, dass die erste Aufnahme A gemacht worden ist, als sich das Flugzeug gerade auf der Sollbahn befunden hat. Wie in Fig. 1 gezeigt, liefert die Projektion des Punktes B auf die Sollbahn den Punkt C. Die Strecke AC, die sogenannte Bahn-Längsdistanz Da, und die Strecke CB, die Bahn-Querdistanz Dc , werden in der Flugnavigation gebrauchtund vom Doppler-Radar-Rechner geliefert.
Für eine genaue Positionsbestimmung der Luftbilder, d. h. zur Ermittlung der genauen Länge der Strecke ABH, sind die vom Rechner gelieferten Werte jedoch viel zu ungenau.
Aus Fig. 1 lässt sich ableiten, wie im ersten Schritt die Strecke ABH genau bestimmt ist durch die Gleichung
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in welcher ABH die genaue Länge der Istbahnprojektion auf die Horizontalebene zwischen A und B ist,)/'TE den Bahnwinkel-Fehler, d. h. den Winkel zwischen Sollbahn und Istbahn, bedeutet und der Winkel j3 durch tgss = Dc/D. bestimmt ist, wobei DA die vom Bordrechner gelieferte Bahn-Längsdistanz und De die vom Bordrechner gelieferte Bahn-Querdistanz ist. Die Ermittlung der genauen Länge des Bogens ABH stellt den zweiten Schritt dar.
Zunächst soll jedoch erst auf die Bestimmung des Bahnwinkelfehlers +'TE eingegangen werden.
Fig. 2 dient zur Definition der hier vorkommenden Azimut-Winkel. Es ist bereits erwähnt worden, dass das Inertial-Ortungssystem eine kreiselstabilisierte Plattform aufweist, deren Gehäuse üblicherweise mit dem Flugzeug fest verbunden ist. Zur Erzielung bestimmter Vorteile, auf die an späterer Stelle näher eingegangen wird, ist es zweckmässig, das Kreiselgehäuse nicht mit dem Flugzeug, sondern mit der Luftbildkamera fest zu verbinden. Die Kamera wird dann so gelagert, dass sie mit einer Nachlaufsteuerung in Lotrichtung und in Azimut stabilisiert werden kann. Mit der Stabilisierung der Luftbildkamera ist dann auch das Kreiselgehäuse ständig stabilisiert.
Der Steuerkuns wird an der Plattform (und damit an der Kamera) eingestellt und mittels eines Differential-Synchroservomechanismus auf die Flugzeugsteuerung übertnagen. Der eingestellte (Kamera)- Steuerkurs t/tCH i, st nicht identisch mit dem Flugzeug Steuerkurs trAH, der durch den Winkel zwischen Flug zeuglängsachse und Nordrichtung N bestimmt ist. Der Unterschied zwischen Flugzeugsteuerkuns und Kamerasteuerkurs, der durch den Winkel zwischen Kameralängsachse und Nordrichtung gegeben ist, ist in Fig. 2 mit ?CH/AH bezeichnet, d. h. ?CH/AH = VcH-AH.
Flug- zeugsteuerkurs AH und der vom Wind hervorgerufene Triftwinkel 8 ergeben zusammen den wirklichen Kurs titT d. h. der Winkel zwischen Nordrichtung und Tangente an die Ist-Flugbahn. Die gewünschte Flugbahn oder Sollflugbahn ist durch den SoIIkurs f'sT gegeben, und die Differenz zwischen (wirklichem) Kurs vST. und Sollkurs yer bestimmt schliesslich den oben erwähnten Bahnwinkel-Fehler ?TE, d. h. VITF, = ?TA-?ST. ¯hnliche Verhältnisse liegen in der Vertikalebene vor, zu deren Erläuterung die Fig. 3 und 4 dienen.
Der Einfachtheit halber sei angenommen, dass das Flugzeug in der Horizontalebene genau längs der Sollbahn fliegt, also die Bahn-Querdistanz gleich Null ist. In Fig. 3 wird somit der Bogen ABH der Fig. I durch die Strecke ABH wiedergegeben, und der genaue geradlinige Abstand des Punktes B vom Punkt A wird nun im zweiten Schritt bestimmt durch die Gleichung
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in welcher AB die LÏnge der zwischen den Punkten A und B auf der Ist-Bahn zurückgelegten Flugstrecke, OTE der vertikale Bahnwinkelfehler und y bestimmt ist durch tg γ = DH/DH. DA ist hierbei wiederum die Bahn LÏngsdistanz und DH die Bahn-H¯hendistanz.
Zur Herleitung des vertikalen Bahnwinkel-Fehlers ETE wird auf Fig. 4 verwiesen, in welcher die Vertikalwinkel dargestellt sind.
Der äussere Kardanring stellt die Verbindung zwi schen Flugzeug und der Kamera, d. h. dem Gehäuse der stabilisierten Plattform, her. Die eine Drehachse ist in Richtung der Fluigzeuglängsachse P' (Rollachse) und die andere in Richtung der Flugzeugquerachse Q' (Kippachse) ausgerichtet.
Der Flugzeugkippwinkel ?A und der Flugzeugroll- winkel 0'A sind als Pfeile um diese Achsen einge- zeichnet. Im äusseren Kardanring ist die Kamera mit dem Gehäuse der Plattform um die Hochachse Z dreh- bar angeordnet. Ihre Längsachse definiert mit der Nordrichtung den Kamera-Steuerkurswinkel ?CH. Der innere Kardanriing stellt die stabilisierte Plattform dar. Die vertikale Orientierung der Plattform ist in der Nord Süd-und Ost-West-Richtung stabilisiert.
Diese beiden raumbezogenen Vertikalwinkel werden in der Plattform automatisch so umgerechnet, dass sie auf die Kameralängs-und Kameraquerachse bezogen sind, d. h. den Kippwinkel Oc und den Rollwinkel ?C der Kamera ergeben. Der auf die Flugzeugachsen be- zogene Kamera-Kippwinkel ist mit ?C und der Kamera Rollwinkel mit 0'c bezeichnet. Der raumbezogene Kamera-Kippwinkel Oc und der flugzeugbezogene Kamera-Kippwinkel O'c ergeben zusammen den Flugzeug-Kippwinkel CA.
Ahnlich wie in der Horizontal- ebene der Triftwinkel ?, also der Winkel zwischen Flugzeugachse und Istbahn, der vom Doppler-Radar bestimmt wird, ermöglichen gewilsse Radaranl'agen auch die Bestimmung des < H¯han-TriftwinkeIs > ?v zwischen Flugzeuglängsachse und Istbahn in der Vertikalebene.
Der vertikale Istbahnwinkel OTA ergibt sich dann aus der Summe von Flugzeugkippwinkel und Höhentrift- winkel : ?TA = O'A + (5V. Die Differenz zwischen ver tikalem Istbahnwinkel OTA und vertikalem Sollbahnwinkel EST ergibt schliesslich den vertikalen Bahn Fehlemvinkel OTE.
Kamera-Kippwinkel ?C und Kamera-Rollwinkel < c bestimmen fermer die vertikale Richtung, aus der eine Aufnahme gemacht worden ist.
Die H¯he wird wie üblich barometrisch gemessen.
Hierbei ergibt sich, wie in der Fachliteratur nachgelesen werden kann, ein Langzeitfehler, der durch die Kr mmung der barometrischem Referenzisobare verursacht ist.
Zur Ermittlung dieses Langzeitfehlers sind Angaben über den statisohen und den Gesamtluftdruck hb, die Lufttemperatur T, den Triftwinkel eN, ferner, über die geographische Breite ? die zurückgelegte Flugstrecke S, Erdbeschleunigung g und Erdrotationsgeschwindigkeit co erforderlich.
Fine genaue Auswertung von ohne Bodenorienticrung aufgenommenen photogrammetrischen Luftbildern ermöglichen demnach folgende Grössen : die zwischen zwei aufeinanderfolgenden Aufnahmen vom Flugzeug zurückgelegte Wegstrecke S, die Bahnquerdistanz De und die Bahnlängsdiatanz DA, der Bahnwinkelfehler IPTE (vorzugsweise in der Form
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der Kamera-Steuerkurs WCH, Kamera-Kippwinkel Oc und Kamera-Rollwinkel oc, der Triftwinkel 8, der statische und der Gesamtluftdruck hb, die Lufttempe- ratur T, der Doppler-Distanz-Fehler (dessen Bedeutung an späterer Stelle ausführlich behandelt wird)
und vor- teilhafterweise auch der vertikale Triftwinkel dv.
Ein Blockschaltbild eines Ausführungsbeispiels der Aufnahmeeinrichtung ist in Fig. 5 gezeigt. Bei diesem Ausführungsbeispiel ist neben einer Haupt-Luftbild- kamena l noch eine Hilfs-Luftbildkamera 2 vorgesehen.
Alle Anzeigeorgane der für die Bestimmung der vorstehend genannten Grössen nötigen Messinstrumente sind in einem Paneel 3 angeordnet, welches bei Belichtung einer Aufnahme von einer Registrierkamera 4 photographiert wird.
Der Doppler-Navigationsradar 5 erhält Informatif nen über den Flugzeug-Steuerkurs q AH vom Plattformrechner 6 und liefert zusammen mit dem Doppler- Navtgationsreehner 7 Informationen über die Geschwin digkeit V des Flugzeuges, den Triftwinkel d, die Bahnlängsdistanz DA, die Bahnquerdistanz DC, den Bahnwinkelfehler ?TE. und eventuell auch über den vertikalen Triftwinkel dv.
Die Information über die Geschwindigkeit V des Flugzeuges besteht aus einer Impulsfolge, deren Folgefrequenz der Geschwindigkeit proportional ist. Zwei aufeinanderfolgendeDoppier-Impulsedefinieren so eine Doppler-Distanzeinheit von z. B. 64,35 mm Länge.
Zur Bestimmung der zwischen zwei aufeinander- folgenden Aufnahmen zurückgelegten Flugstrecke S wenden die Doppler-Impulse Vdigit dem Doppler-Radar 5 entnommen und einer Vorrichtung zugeführt, welche nach jeweils einler vorbestizmmten Anzahl Impulsen einen Auslöseimpuls für den Kameraverschluss der Haupt- oder Hilfskamera abgibt. Das wesentliche Organ der Steuervorrichtung f r den Kameraverschlu¯ ist eine ZÏhleinrichtung A, welche die ankommenden Doppier- Geschwindigkeitsimpulse Vdigit zählt.
Die Zählemrich- tung ist mit einer repetierenden Voreinstellung ausgestattet, so dass die Doppler-Impulse von der Voreinstellung auf Null herabgezählt werden. Beim Erreichen der Nullstellung wird der Auslöseimpuls Ac f r den Kameraverschluss erzeugt und die Zähleinrichtung auf die vorgegebene Voreinstellung zurückgestellt. Zur Venmeidung der durch die Rückstellung der ZÏhleinrichtung bedingten Fehler sind in der Zähleinrichtung A zwei Zählwerke As und A2 vorgesehen, die so geschaltet sind, dass das eine Zählwer, k beim Erreichen seiner Nullstellung den Auslöseimpuls f r den Kameraverschluss erzeugt und gleichzeitig das andere Zählwerk einschaltet, das nun die Zählung der nächsten Zähl- rate übernimmt.
In der Zwischenzeit wird das erste Zählwerk auf seine Voreinstellung zurückgestellt, so dass es zum Einschalten durch das andere Zählwerk wieder bereit ist. Durch die beiden abwechselnd zählenden Zählwerke werden nicht nur Zählfehler vermieden, sondern man gewinnt darüber hinaus noch die M¯g lichkeit, während des Zählens Anderungen in der Voreinstellung vorzunehmen. Bedingt durch besondere Kon stmktionsmerkmale der Luftbild-Kameraverschlüsse und spezielle Mal3nahmen bei der Filmführung weist jede Kamera eine gewisse Verzögerungszeit zwischen Auslöseimpuls und Filmbelichtung auf, die je nach Kamera typ verschieden ist und bis einige Sekunden betragen kann.
Zur Erfassung dieser Verzögerungszeit ist in der Aufnahmeeinrichtung ein weiteres Doppler-Impulse zählendes Zählwerk B vorgesehen, welches durch den von der Auslöse-Zähleinrichtung A abgegebenen Aus löseimpuls für den Kameraverschluss eingeschaltet und durch die Belichtung, also in dem Moment ausgeschaltet wird, in welchem der Kameraverschluss vollständig ge öffnet hat. Dieser Ausschaltimpuls kann beispielsweise mittels einer Photodiode erzeugt werden, welche an ge eigneter Stelle im Kameragehäuse angeordnet ist.
Die Anzeigeorgane der Auslösezählwerke A1 und A2 und des Verzögerungszählwerkes B sind im Paneel 3 angeordnet, welches wie bereits erwähnt von der Registrierkamera 4 photographiert wird, sobald der Film in der Luftbildkamera 1 belichtet wird. Hierzu wird der Verschluss der Registrierkamera 4 durch den von der Photodiode erzeugten Belichtungsimpuls ausgelöst. Als Registrierkamera kann eine handelsübliche Kamera mit Weitwinkelobjektiv und z. B. 1/500 sec Belichtungszeit verwendet werden. Nach dem Photographieren des Paneels 3 wird das Verzögerungszählwerk B zurückgestellt und der Film in der Registrierkamera 4 automatisch um eine Aufnahme weitergedreht.
Ein Ausführungsbeispiel einer Auslöseeinrichtung für eine Haupt-und eine Hilfs-Luftbildkamera ist als Blockschaltbild in Fig. 6 gezeigt. Als Auslösezählwerk Ai und A sind elektromechanische Zähler mit automatischer Rückstellung verwendet, deren Voreinstellung von Hand einstellbar ist. Jeder Zähler weist z. B. ein vierziffriges Zählwerk auf, dessen Zählräder über Elek- tromagnete und Gesperre durch Gleichspannungsimpulse weitergeschaltet werden. Beim Erreichen der Nullstellung wird ein einpoliger Umschalter 7 betätigt, und die Zählräder werden auf die Voreinstellung zurückgestellt. Wie aus Fig. 6 ersichtlich ist, werden die ankommenden Doppler-Impulse Vdigit einem Odometer zugef hrt, welcher z. B. jeden 128ten Doppler-Impuls an einen Verstärker 8 weitergibt.
An jedem Ausgang eines bistabilen Multivibrators 9 ist ein erstes und ein zweites Halbleiter-Schaltelement 10a, 10b und 11 a, llb angeschlossen. Die verstärkten 128ten Doppler-Impulse sind den beiden ersten Schaltelementen 10a, lla zugefuhrt. Der Ausgang des einen ersten Sehaltelementes 10a ist am einpoligen Umschalter 7a des ersten Zählwerkes A, und der Ausgang des anderen ersten Schaltelementes lla am Umschalter 7b des zweiten Zählwerkes A2 an- geschlossen. Der Abschaltkontakt 12a, 12b des Umschaltens 7a, 7b jedes Zählwerkes Ai und As ist an eines der beiden zweiten Schaltelemente lOb, llb angeschlossen, deren Ausgänge gemeinsam zu einem zweiten Verstärker 13 führen.
Am Ausgang dieses zweiten Ver stärkers 13 erscheint ein Ausl¯seimpuls, sobald eines der beiden Zählwerke AI oder As auf Null gezahlt hat.
Die Auslöseimpulse werden über zwei dreipolige Schalter
14a, 14b den Verschlüssen der beiden Luftbildkameras 1, 2 zugeführt, wobei in der einen Zuführungsleitung ein Verzögerungsglied 15 eingeschaltet ist, mit dessen Hilfe die Verzögerungszeiten der beiden Kameras so aufeinander abgestimmt werden können, dass beide zur gleichen Zeit öffnen. Die beiden dreipoligen Umschalter
14a, 14b können von Hand bedient werden und dienen dazu, die beiden Kameras 1, 2 einzeln oder zusammen arbeiten zu lassen. Der Auslöseimpuls steuert ferner den bistabilen Multivibrator 9.
Der von der Photodiode 16 bei offenem Hauptkameraverschluss erzeugte Belichtungs- impuls wird in einem dritten Verstärker 17 verstärkt.
Die verstärkten Belichtungsimpulse und Auslöseimpulse sind einer Flip-Flop-Stufe 18 zugeführt, deren Ausgang einerseits über einen Verzögerungskreis 19 mit dem Rücksltellmechanismus 20 der Zählwerke verbunden und anderseits an dem einen Eingang eines ¸UND¯-Elementes 21 angeschlossen ist.
Der andere Eingang des UND -Elementes 21 wird mit den Doppler-Impulsen Vtljgst gespeist, und seine Ausgangsimpulse steuern das Verzögerungszählwerk B.
Das Verzögerungszählwerk B ist vorzugsweise eines vom binär zählenden Typ, so dass die Zählung z. B. mittels Lämpchen 22 zur Anzeige gebracht werden kann, die im Paneel 3 angeordnet sind. Zwölf Zählstufen sind im allgemeinen auch für grosse Fluggeschwindigkeiten und lange Verzögerungszeiten der Kameraverschlüsse ausreichend.
Die Länge der räumlichen Flugbahn, d. h. der von Aufnahme zu Aufnahme vom Flugzeug auf die Istbahn zurückgelegten Flugstrecke AB, wird aus den Anzeigen der Zählwerke A und B bestimmt durch 8 = AB = E (n-Voreinstellung Zählwerk A + Anzeige am Zählwerk B), worin E die Doppler-Distanzeinheit und n die Impulszählung im Odometer bedeutet. Die Genauigkeit der Strecke hängt also im wesentlichen von der Impuls- zählung im Odometer ab und kann damit den jeweiligen Bedürfnissen angepasst werden.
Wie aus Fig. 1 und Gleichung 1 ersichtlich ist, wird die genaue Bahn-Längsdistanz D, durch
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erhalten, wobei der Bahnwinkelfehler ?TE - ?TA-?ST, d. h. durch die Differenz von Kurs und Steuerkurs bestimmt ist. Während des Messfluges auf einer geraden Strecke ist der Steuerkurs estsT eine Konstante, während sich der tatsÏchliche Kurs tyTe laufend ändert.
Die beiden Luftbildkameras 1 und 2 (Fig. 5) sind im Azimut auf den gewünschten Soll-Kurs stabilisiert.
Der gewünschte Soll-Kurs y. . T wird in einer gesonderten Baueinheit 23 eingestellt und über ein Zählwerk mit dekadischen Zählwalzen im Paneel 3 zur Anzeige gebracht. Ein Drehfeldgeber überträgt die Einstellung auf einen synchronisierten Drehfeldempfänger in einem Kamera-Kunsübertrager 24, von welchem der Kamera Kurs tpCH bestimmt und über ein Zählwerk im Paneel 3 zur Anzeige gebracht wird. Das den Kamera-Kurs tgcH darstellende Signal wird über einen Differential-Drehfeldgeber auf den Aufhängebügel der Hauptkamera 1 über- tragen.
Die resultierende Stellung der Welle des Differential-Drehfeldgebers stellt die Differenz zwischen Kamera-Steuerkurs ycs und Flugzeug-Steuerkurs tfAH dar. Die Signale über den Flugzeug-Steuerkurs 'AH werden dem Doppler-Radar 5 zugeführt und dort zu den Drehfeldsignalen über den Triftwinkel 8 addiert.
Die Summe dieser beiden Winkel stellen den horizontalen Istbahnwinkel wyT dar. Der Sollbahnwinkel y ; T wird vom Istbahnwinkel ?TA subtrahiert und ergibt den Bahn Fehlerwinkel !/) TE. Die den Bahn-Winkelfehler ?TE darstellenden Signale werden einem Sinus-Potentiometer zugeführt. Die erhaltenen sin yaTE-Signale werden hierauf in der Ubertragereinheit 25 quadriert und schalten ein im Paneel 3 untergebrachtes Bahn-Winkelfehlerzählwerk 26.
Wie aus der Gleichung 1 ersichtlich, ist für die genaue Bestimmung des Abstandes zweier aufeinander- folgender Aufnahmen noch der Winkel ¯ erforderlich, welcher durch seinen Tangens Dc/DA, d. h. durch Bahn längs-und Bahnquerdistanz bestimmt ist. Zur Herleitung dieser beiden Grössen werden zunächst die Doppler-Geschwindigkentsimpulse in einem vielstufigen Integratorkreis in eine Dreiphasenspannung umgewandelt. Mit dieser Dreiphasenspanmmg wird ein Synchron- motor angetrieben, so dal3 die Anzahl der Anker- umdnehungen die zurückgelegte Flugstrecke ergibt.
Der Synchronmotor treibt die Kugel eines mechanischen Kugel-FunbtioQsdrehmelders an. Der Kugel sind zwei mechanische Abgriffe zugeordnet, deren Wellen senkrecht aufeinander stehen und bezüglich der Antriebsr achse der Kugel verstellbar sind. Die Einstellung der Abgriffe erfolgt über die Bahn-Winkelfehlersignale JTE- Die Abgriffswelten betÏtigen Zählwalzen 27,28, welche in Kilometern oder Meilen geeicht sein können und im Paneel 3 untergebracht sind.
Dunch die Anzeigen der ImpulszäMwerke A und B, des Bahn-Winkelfehlerzählwerkes 26, der Bahn-Längs- distanz 27 und der Bahn-Querdistanz 28 ist die Strecke AB (Gleichung 1 Abus) in erster Näherung bestimmt, und diese Bestimmung ist ausreichend, wenn die durch die Höhenunterschiede bedingten Fehler in Kauf genommen werden können, d. h. wenn der Bahnbogen AB als im wesentlichen in einer Horizontalebene liegend angesehen werden kann. Für genaue Messungen ist jedoch die durch d ! e Höhenunterschiede beim Fliegen bedingte Längenänderung des Bahnbogens ABH zu berück- sichtigen, und die durch Gleichung 1 bestimmte Strecke ABE bedarf einer Korrektur, welche nach Gleichung 2 ermittelt wird.
Hierzu ist vor allem die Bestimmung des vertikalen Bahn-Winkelfehlers ETE erforderlich.
Wie bereits ausgefühnt worden ist, ergibt sich dieser aus der Differenz von vertikalem Sollbahnwinkel OST und vertikalem Istbahnwinkel ?TA. Der vertikale Sollbahnwinkel ist Null, da das Flugzeug in der Horizontal- ebene fliegen soll, so dass der vertikale Bahn-Fehler- winkel < 9rEallein durch den Istbahnwinkel ET. bestimmt ist.
Der vertikale Istbahnwinkel ?TA ist wie er wähnt bestimmt durch die Summe aus Flugzeug-Kipp- winkel O'A und vertikalem Triftwinkel dv-Der Flugzeug Kippwinkel 6YA wind in Form eines Drehfeldsignals von der stabilisierten Plattform geliefert. Ebenfalls in analo- ger Form liefent der Doppler-Radar 5 den vertikalen Triftwinkel av. Beide Signale werden einer Additionsschaltung 29 (Fig. 5) zugeführt und dort addiert. Das Summensignati wird einer Recheneinheit 30 zugeführt, in welcher der Sinus gebildet und den Sinus quadriert wird.
Die Ausgangssignale der Recheneinheit 30 werden dann einem Zählwerk 31 zugeführt, und das Ergebnis gelangt im Paneel 3 zur Anzeige. Zur Bestimmung des Winkels γ in Gleichung 2 ist neben der bereits erhaltenen Bahnlängsdiätanz DA noch die Bahnhöhendistanz Du erforderlich. Diese ergibt sich aus einer barometrischen Höhenmessung, auf die an späterer Stelle ausführlicher eingegangen wird.Mit den bisher beschriebenen Daten ist bereits eine sehr genaue Bestimmung des Abstandes zweier aufeinanderfolgender Aufnahmen geben.
Da die Bündelung der Radanstrahlen niemals unendlich scharf ist, bestehen die empfangenen Doppler Impulse aus einem Frequenzspektrum und weisen Glockenform auf. Die Abtastung der Glockenform des Frequenzspektrums bewirkt auf kurze Zeit gesehen ein ¸Vor¯- oder ¸Nach¯-Gehen der ZÏhlwerke, je nachdem, ob die ansteigenden oder abfallenden Flanken das Zählwerk weiterschalten. Die enmittelte Bahnlängsdistanz DA ist daher noch mit einem Kurzzeitfehler behaftet.
Zur Bestimmung dieses Distanzfehlers werden die vom Doppler-Radar gelieferten Geschwindigkeitsinformatio- nen mit dem vom Inertial-Ortungssystem abgeleiteten verglichen. Die Differenz beider stellt den Doppler- InertiM-Geschwindigkei'tsfeMer dar. Eine Integration desselben liefert den Doppler-Distanzfehler.
Die kreiselstabilisierte Plattform 32 (Fig. 5) liefert Beschleunigungswerte in der Nord-Süd-atichtung x und in der Ost-West-Richtungy.DieseBeschleunigungs- werte werden-im Plattformrechner 6 zu den Geschwin- digkeitskomponenten in Nord-SüdwRichtung VI und Ost West-Richtung UI integriert.
Bildflüge werden im allgemeinen in den kardinalen Richtungen, also in Nord-Süd- oder Ost-West-Richtung durchgeführt. In diesem Falle entsprechen die vom Doppler-Radar zweckmässigerweise in analoger Form erzeugten Geschwindigkeitssignale Vanal entweder der Doppler > -Geschwindigkeit VD in Nord-S d-Richtung oder der ¸Doppler¯-Geschwindigkeit UD in Ost-West-Richtung. Diese Dopplero-Geschwin- digkeitssignale VD bzw. Un werden dem Plattform- rechner 6 (Fig. 5) zugeführt und dort mit den Inertiab- Geschwmdigkeitssignalen Vl bzw. UI gemischt.
Der Vergleich der ¸Doppler¯-Geschwindigkeit mit der Inertial -Geschwindigkeit liefent nicht nur den kurzzeitigen Gangfehler , sondern darüber hinaus noch die Differenz zwischen Istbahnlänge und Bahnlängsdistanz.
Die Fehlersignale (UI-UD) bzw. (VI-VD) werden einem Integrator 33 zugeführt, in welchem die Geschwindigkeitsfehler nach der Zeit integriert werden.
Der Integraiton 33 kann z. B. ein elektronischer Miller Integrator sein, welcher ber eine einfache Servosteuerung ein Zählwerk 34 verstellt. Das Zählwerk 34 ist zweckmässig in Metern geeicht und im Paneel 3 angeordnet. Durch die Integration desGeschwindigkeits fehlers wird der praktisch unmittelbare Doppler Distanzfehler erhalten.
Die Grössen (UI-UD) und (VI-VD) werden ferner im Plattfonrnnechner 6 zur Verbessorung der Ut uns Vi-Werte benutzt. Hierbei werden mit einer wählbaren Zeitkonstante UI und Vr an Un und VD angeglichen.
Dieses Verfahren ist das wesentliche Merkmal eines sogsnanntenDoppler-Insrtlal-mixed-Systems.Bei mehr öden weniger starken Krümmungen der Istbahn werden somit die Werte Ui und VI mehr oder weniger stark verfälscht. Zur tJberwachung und eventuellen Korrektur dieser Verfälschung dienen die bereits erwähnten Grössen
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Es ist zweckmässig, die die Funktionen
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darstellenden Signale in einer Addierschaltung zu addieren und ihren Summenwert an einem Zählwerk anzuzeigen.
Für die Auswertung der photogrammetnischen Aufnahmen wichtig ist ferner die Richtung, aus der ein Gebiet aufgenommen worden ist, d. h. die räumliche Lage der Kamera-Hochachse. Deren Lage wird wie bereits beschrieben durch den Kamera-Kippwinkel Oc und den Kamera-Rollwinkel < Pcbestimmt.Beide Winkel Oc und c werden dinekt von der kreiselstaMlisieEten Plattfonm 32 in Form von Gleichspannungen geliefert.
Die Anzeige von Kamera-Kippwinkel und Kamera Rollwinkel wird an späterer Stelle genauer beschrieben.
Es ist eingangs dargelegt worden, dass bei den Höhenbsstimmungen die Krümmung der Referenziso- bare berücksichtigt werden muss und dass für diese Korrekturen Angaben über Triftwinkel 6 und Lufttemperatur T, ferner über den statischen und Gesamtluftdruck und die Länge der zurückgelegten Wegstrecke und schliesslich über die geographische Breite, Erdbeschleunigung und Erdwinkelgeschwindigkeit erforder- lich sind.
Der Triftwinkel 8 wird vom Doppler-Radar 5 (Fig. 5) als Gleichspannung geliefert.
Die Lufttemperatur T wird zweckmässig mittels eines Platin-Widerstandthermometers besitimmt, welches in einem Zweig einer Brückenschaltung 35 geschaltet ist, und liegt demnach ebenfalls als Gleichspannung vor.
Die vier vorkommenden relativ niedrigen Gleich- spannungen für Kamera-Kippwinkel Oc, Kamera-Rollwinkel 0, Trift b und Lufttemperatur T können in einem gemeinsamen Anzeigesystem 36 zur Anzeige gebracht werden. Das Anzeigesystem ist vorzugsweise ein Lichtpunktschreiber mit mehreren Spiegelgalvanometern, deren Lichtzeiger auf eine gemeinsame horizontale Skala ausgerichtet sind. Da Kipp-und Rollwinkelmöglichst genau abzulesen sind, weisen die beiden ihnen zugeordneten Galvanometer je zwei zueinander einstellbare Spiegel auf, die so eingestellt sind, dass die beiden Lichtmarken des einen Galvanometers einen Abstand von z.
B. 1 mm und die des anderen Galvanometers einen Abstand von 2 mm aufweisen. Damit ist nicht nur eine genaue Interpolation, sondern ausserdem noch eine einwandfreie Unterscheidung zwischen Roll-un Kippwinkel auf der gemeinsamen Skala möglich. Ein drittes und viertes Galvanometer ist für Lufttemperatur T und Triftwinkel b vorgeschen. Zur Markierung der Anzeigen im Augenblick der Belichtung einer Aufnahme ist schliesslich noch ein fünftes Galvanometer vorhanden, welchem die von der Photodiode in der Hauptkamera erzeugten Belichtungsimpulse zugeführt werden. Der statische und Gesamtluftdruck wird vie üblich mittels eines Pitot-Rohnes erfasst und mit Dosen-Barometern gemessen.
Die Verformung der Barometerdosen wird in Ubertragungsvorrichtungen 37 in elektrische Spannungen umgewandelt, welche Zählwerke 38 antreiben. Die die beiden Drücke anzeigenden Zählwerke 38 sind wiederum im Paneel 3 untergebracht.
Es ist verständlich, dass die Geschwindigkeitsimpulse nicht nur vom Doppler-Radar, sondern auch vom Iner- tialsystem hergeleitet werden können. Ferner besteht die Möglichkeit, dass die Geschwindigkeitsimpulse nicht mit Zählwerken, sondera fortlaufend mit irgendwelchen anderen Mitteln registriert werden, wobei den registrierten Geschwindigkeitsimpulsen die bei Belichtung des Films erzeugten Belichtungsimpulse überlagert werden, so dass zwischen beiden Impulsfolgen eine Zuordnung besteht. Ein geeignetes Mittel hierzu sind z. B. Tonband- geräte.
Im vorstehenden ist eine Einrichtung zur Erlangung aller der Daten beschrieben, welche eine äusserst genaue photogrammetrische Auswertung ohne Bodenorientierung aufgenommener Luftbilder ermöglicht.
Diese hohe Genauigkeit ist in mehreren Schritten erhalten worden. Die Steuerung des Kameraverschlusses mittels Doppler-Geschwindigkeitsimpulse zählende Zählwerke (Zählwerk A), die Berücksichtigung der Verzögerungszeit zwischen Auslöseimpuls und Belichtung der Aufnahme (Zählwerk B) und die Betätigung einer Registrierkamera mittels des in der Kamera erzeugten Belichtungsimpulses zur Fixierung der Zählwerkanzeigen im Moment einer Belichtung lässt bereits eine für viele Zwecke ausreichend genaue Bestimmung des Abstandes zweier aufeinanderfolgender Luftbilder zu.
Die Berücksichtigung der Flugbahnkrümmungen in der Horizontal-und Vertikalebene führt respektive zur Gleichung 1 und 2 und dieser entsprechend zur erforder- lichen Bestimmung der geradlinige Abstand des Punktes B vom Punkt A. Wird der Bildflug in den Kardinalrichtungen durchgeführt, so ergibt sich eine wesentliche Genauigkeitssteigerung durch Vergleich der Doppler-Geschwindigkeit mit der InertiaEgeschwindig- keit. Die zeitliche Integration dieser Geschwindigkeits- differenzen liefert den Doppler-Distanzfehler, welcher zur Anzeige gebracht wird. Auf diese Weise wird die geradlinige Distanz des Punktes B vom Punkt A in einer Kardinal-Richtung bestimmt.
Die Berücksichtigung der Krümmung der Referezisobare mit den hierzu erforderlichen Grössen : statischer Luftdruck, Gesamtluftdruck, Lufttemperatur, Triftwinkel, zurückgelegte Flugstrecke, geographische Breite, Erdbeschleundgung und Rotationsgeschwindigkeit der Erde, führt schliesslich zu einer Genauigkeit, die den praktisch vorkommenden Ansprüchen gerecht wird.
Setup with an aerial camera for taking a series of photogrammetric aerial photographs
The invention relates to a device with an aerial camera for aircraft equipped with a Doppler radar and / or inortial navigation system for recording a series of photogrammetric aerial images along a predetermined course.
During image flights to measure large areas, as is well known,. an airplane flying at the same altitude as possible, taking aerial photographs at regular intervals, with the distances between the individual photographs usually being selected so that row images with 60% longitudinal overlap are obtained from the area to be measured.
An exact evaluation of the aerial photos is z. B. possible by means of photogrammetric mapping devices, in which a spatial model corresponding to the recorded terrain is generated by stereometric projection of two successive recordings and the spatial model is measured using suitable measuring devices. For this purpose, the two recordings in the canting device must be arranged in such a way that their position on a reduced scale corresponds as closely as possible to the positions assumed in the room during exposure.
To reproduce these spatial positions, fixed points are measured on the ground and the recordings in the canting device are fitted to these with recorded fixed points. The measurement of the fixed points is time-consuming and associated with considerable expenses and often not even possible if the area is practically inaccessible.
Orientation to the ground could only be dispensed with if the spatial position of each individual image in relation to the photographed terrain were known exactly. To determine the exact image position, a number of variables are required, such as B. the altitude, the r course or the course deviation of the aircraft, the exact length of the flight distance covered between the successive recordings, the inclination of the aerial camera with respect to the vertical axis, etc., all of these variables as precisely as possible at the moment of The exposure of a recording must be recorded or subsequently calculable for this point in time.
In order to obtain the measurement data, a considerable outlay on measurement and recording devices is required, which will be greater the greater the demands placed on the measurement accuracy.
The most accurate coupled flight navigation to date is known to be achieved by a navigation device which consists of a combination of an inertial location system with a Doppler radan.
An inertial location system consists essentially of a platform stabilized with gyroscopes in three mutually perpendicular spatial directions, on which accelerometers are attached which measure the acceleration components in these three directions. By integrating the acceleration values once, the current speed is obtained and by integrating twice the distance covered. The inertial location is independent of external signals, but requires a correction due to the gyro stabilization for longer flight times.
This architecture can be dunched over a Doppler navigation radar, which not only provides the exact airspeed but also the angle of drift caused by the wind. The signals supplied by the inertial location system and the Doppier radar are fed to an on-board computer, which calculates the data required for navigation. The navigation data are displayed in an appropriate form on instruments or entered into an autopilot. The parameters required for flight navigation can be used to determine the image position, but must then be determined with significantly greater accuracy.
The purpose of the present invention is a device with an aerial camera for taking photogrammetric series aerial photographs, by means of which, using the navigation system available in the aircraft, successive photographs are exposed according to precisely defined flight paths and the parameters required to determine the position of the photographs without ground orientation at the moment of exposure of each photograph be determined.
The device according to the invention is characterized by a pulse generator controlled by Doppler radar pulses or the pulses of the inertial system to generate a trigger pulse for the camera shutter after a predetermined number of speed pulses, by measuring devices for counting these pulses and for determining the for determining the deviation from the Target position on successive recordings required data and by a registration device controlled by the exposure to fix these data.
In the following the invention is described in detail using an exemplary embodiment and the accompanying drawing. In the drawing shows:
Fig. I a trajectory diagram in the horizontal plane,
2 shows a compilation of the azimuth angles occurring,
3 shows a flight diagram in the vertical plane, and
4 shows a compilation of the occurring vertical angles.
FIGS. 1 to 4 serve for explanation.
Fig. 5 shows schematically a block diagram for an embodiment of the recording direction.
Fig. 6 is a block diagram of a device for controlling the shutter and taking account of its delay.
The inertial location system in the aircraft is stabilized in geographical north, and the aerial images are to be taken from a constant height along a straight line, the desired path or target path, which includes the desired path angle 's-r with the north direction.
Fig. 1 and 3 show the target path as a continuous straight line. This target path is not precisely adhered to by the aircraft, but is adjusted by means of a flight path in the form of a spatially extending wavy line with larger or smaller deviations.
The recordings are made along the actual path. A first picture was taken at point A and a second picture was taken at point B. The Doppler radar provides information about the speed of the aircraft on the actual orbit, and the integration of this speed provides the actual orbit length between points A and B. For the evaluation of the aerial images without ground orientation, however, the exact, straight-line distance between point B and point A is required . This distance AB can be obtained in two steps.
In Fig. 1, the projection of the actual path between points A and B on the horizontal plane is shown as an arc ABII. For the sake of simplicity, it is assumed that the first recording A was made when the aircraft was just on the target path. As shown in Fig. 1, the projection of the point B onto the nominal orbit yields the point C. The distance AC, the so-called orbit longitudinal distance Da, and the distance CB, the orbit transverse distance Dc, are used in flight navigation and are used by the Doppler Radar calculator supplied.
For an exact position determination of the aerial photos, i. H. however, the values supplied by the computer are far too imprecise to determine the exact length of the route ABH.
From Fig. 1 it can be derived how the distance ABH is precisely determined by the equation in the first step
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in which ABH is the exact length of the actual path projection on the horizontal plane between A and B,) / 'TE is the path angle error, d. H. means the angle between the nominal path and the actual path, and the angle j3 by tgss = Dc / D. is determined, where DA is the longitudinal track distance supplied by the on-board computer and De is the transverse track distance supplied by the on-board computer. The second step is to determine the exact length of the arc ABH.
First, however, the determination of the path angle error + 'TE should first be discussed.
Fig. 2 is used to define the azimuth angles occurring here. It has already been mentioned that the inertial location system has a gyro-stabilized platform, the housing of which is usually firmly connected to the aircraft. In order to achieve certain advantages, which will be discussed in more detail later, it is advisable to firmly connect the gyro housing not to the aircraft, but to the aerial camera. The camera is then stored in such a way that it can be stabilized with a tracking control in the vertical direction and in azimuth. With the stabilization of the aerial camera, the gyro housing is also constantly stabilized.
The controls are set on the platform (and thus on the camera) and transferred to the aircraft controls by means of a differential synchro servo mechanism. The set (camera) heading t / tCH i, st is not identical to the aircraft heading trAH, which is determined by the angle between the aircraft's longitudinal axis and north direction N. The difference between the aircraft steering course and the camera steering course, which is given by the angle between the longitudinal axis of the camera and the north direction, is denoted in FIG. 2 by? CH / AH, i.e. H. ? CH / AH = VcH-AH.
Aircraft steering course AH and the angle of drift 8 caused by the wind together give the real course titT d. H. the angle between north and tangent to the actual trajectory. The desired trajectory or target trajectory is given by the target course f'sT and the difference between the (real) course vST. and target course yer finally determines the above-mentioned path angle error? TE, i. H. VITF, =? TA-? ST. Similar relationships exist in the vertical plane, which FIGS. 3 and 4 serve to explain.
For the sake of simplicity, it is assumed that the aircraft flies exactly along the target path in the horizontal plane, that is to say that the transverse path distance is zero. In Fig. 3 the arc ABH of Fig. I is thus reproduced by the line ABH, and the exact straight line distance of point B from point A is now determined in the second step by the equation
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in which AB is the length of the flight path covered between points A and B on the actual trajectory, OTE is the vertical trajectory angle error and y is determined by tg? = DH / DH. Here again, DA is the path length distance and DH is the path height distance.
To derive the vertical path angle error ETE, reference is made to FIG. 4, in which the vertical angles are shown.
The outer gimbal provides the connection between the aircraft and the camera, i. H. the housing of the stabilized platform. One axis of rotation is oriented in the direction of the aircraft longitudinal axis P '(roll axis) and the other in the direction of the aircraft transverse axis Q' (tilt axis).
The aircraft tilt angle A and the aircraft roll angle 0'A are drawn as arrows around these axes. In the outer cardan ring, the camera with the housing of the platform is arranged so that it can be rotated about the vertical axis Z. Its longitudinal axis defines the camera heading angle? CH with the north direction. The inner cardan ring represents the stabilized platform. The vertical orientation of the platform is stabilized in the north-south and east-west directions.
These two spatial vertical angles are automatically converted in the platform in such a way that they are related to the longitudinal and transverse axes of the camera, i.e. H. result in the tilt angle Oc and the roll angle? C of the camera. The camera tilt angle related to the aircraft axes is designated with? C and the camera roll angle with 0'c. The spatial camera tilt angle Oc and the aircraft-related camera tilt angle O'c together produce the aircraft tilt angle CA.
Similar to the drift angle in the horizontal plane, i.e. the angle between the aircraft axis and the actual path, which is determined by the Doppler radar, certain radar systems also enable the determination of the <H¯han drift angle>? V between the aircraft longitudinal axis and the actual path in the vertical plane.
The actual vertical orbit angle OTA then results from the sum of the aircraft tilt angle and vertical drift angle:? TA = O'A + (5V. The difference between the actual vertical orbit angle OTA and the nominal vertical orbit angle EST ultimately results in the vertical orbit error angle OTE.
Camera tilt angle? C and camera roll angle <c also determine the vertical direction from which a picture was taken.
The altitude is measured barometrically as usual.
As can be read in the specialist literature, this results in a long-term error which is caused by the curvature of the barometric reference isobar.
To determine this long-term error, information about the static and total air pressure hb, the air temperature T, the drift angle eN, and also about the geographical latitude? the covered flight distance S, acceleration due to gravity g and earth rotation speed co required.
A precise evaluation of photogrammetric aerial images recorded without ground orientation enables the following parameters: the distance S covered by the aircraft between two consecutive recordings, the transverse distance De and the longitudinal distance DA, the orbit angle error IPTE (preferably in the form
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the camera heading WCH, camera tilt angle Oc and camera roll angle oc, the drift angle 8, the static and total air pressure hb, the air temperature T, the Doppler distance error (the meaning of which will be discussed in detail later)
and advantageously also the vertical drift angle dv.
A block diagram of an exemplary embodiment of the recording device is shown in FIG. In this exemplary embodiment, in addition to a main aerial camera 1, an auxiliary aerial camera 2 is also provided.
All display elements of the measuring instruments required for determining the aforementioned quantities are arranged in a panel 3, which is photographed by a recording camera 4 when a recording is exposed.
The Doppler navigation radar 5 receives information about the aircraft heading q AH from the platform computer 6 and, together with the Doppler navigation calculator 7, provides information about the speed V of the aircraft, the drift angle d, the longitudinal distance DA, the transverse distance DC, the orbit angle error ? TE. and possibly also via the vertical drift angle dv.
The information about the speed V of the aircraft consists of a pulse sequence whose repetition frequency is proportional to the speed. Two consecutive Doppler pulses thus define a Doppler distance unit of e.g. B. 64.35 mm length.
To determine the flight distance S covered between two consecutive recordings, the Doppler pulses Vdigit are taken from the Doppler radar 5 and fed to a device which emits a trigger pulse for the camera shutter of the main or auxiliary camera after a predetermined number of pulses. The essential element of the control device for the camera shutter is a counter A, which counts the incoming double speed pulses Vdigit.
The counting device is equipped with a repetitive presetting, so that the Doppler pulses are counted down from the presetting to zero. When the zero position is reached, the trigger pulse Ac for the camera shutter is generated and the counting device is reset to the specified default setting. To avoid the errors caused by resetting the counter, two counters As and A2 are provided in counter A, which are switched in such a way that one counter k generates the trigger pulse for the camera shutter when it reaches its zero position and at the same time switches on the other counter, which now takes over the counting of the next counting rate.
In the meantime the first counter is reset to its default setting so that it is ready to be switched on again by the other counter. With the two counters counting alternately, not only are counting errors avoided, but it is also possible to make changes to the presetting while counting. Due to the special design features of the aerial camera shutters and special measures in filming, each camera has a certain delay time between trigger pulse and film exposure, which varies depending on the camera type and can be up to a few seconds.
To record this delay time, a further counter B counting Doppler pulses is provided in the recording device, which is switched on by the triggering pulse issued by the release counter A for the camera shutter and is switched off by the exposure, i.e. at the moment in which the camera shutter is switched off has opened completely. This switch-off pulse can be generated, for example, by means of a photodiode which is arranged at a suitable location in the camera housing.
The display elements of the release counters A1 and A2 and of the delay counter B are arranged in the panel 3 which, as already mentioned, is photographed by the registration camera 4 as soon as the film is exposed in the aerial camera 1. For this purpose, the shutter of the registration camera 4 is triggered by the exposure pulse generated by the photodiode. A commercially available camera with a wide-angle lens and z. B. 1/500 sec exposure time can be used. After the panel 3 has been photographed, the delay counter B is reset and the film in the registration camera 4 is automatically rotated by one picture.
An embodiment of a release device for a main and an auxiliary aerial camera is shown as a block diagram in FIG. Electromechanical counters with automatic resetting are used as trigger counters Ai and A, the presetting of which can be set manually. Each counter has e.g. B. on a four-digit counter, the counting wheels of which are indexed by means of electromagnets and a lock using DC voltage pulses. When the zero position is reached, a single-pole changeover switch 7 is actuated and the counting wheels are reset to the default setting. As can be seen from FIG. 6, the incoming Doppler pulses Vdigit are fed to an odometer, which e.g. B. forwards every 128th Doppler pulse to an amplifier 8.
A first and a second semiconductor switching element 10a, 10b and 11a, 11b are connected to each output of a bistable multivibrator 9. The amplified 128 Doppler pulses are fed to the first two switching elements 10a, 11a. The output of a first holding element 10a is connected to the single-pole changeover switch 7a of the first counter A, and the output of the other first switching element 11a is connected to the changeover switch 7b of the second counter A2. The switch-off contact 12a, 12b of the switchover 7a, 7b of each counter Ai and As is connected to one of the two second switching elements 10b, 11b, the outputs of which lead jointly to a second amplifier 13.
A trigger pulse appears at the output of this second amplifier 13 as soon as one of the two counters AI or As has counted to zero.
The trigger pulses are made via two three-pole switches
14a, 14b are fed to the shutters of the two aerial cameras 1, 2, a delay element 15 being switched on in one feed line, with the aid of which the delay times of the two cameras can be coordinated so that both open at the same time. The two three-pole changeover switches
14a, 14b can be operated by hand and are used to let the two cameras 1, 2 work individually or together. The trigger pulse also controls the bistable multivibrator 9.
The exposure pulse generated by the photodiode 16 when the main camera shutter is open is amplified in a third amplifier 17.
The amplified exposure pulses and trigger pulses are fed to a flip-flop stage 18, the output of which is connected on the one hand to the reset mechanism 20 of the counters via a delay circuit 19 and on the other hand to one input of an einesUND¯ element 21.
The other input of the AND element 21 is fed with the Doppler pulses Vtljgst, and its output pulses control the delay counter B.
The delay counter B is preferably of the binary counting type so that the counting e.g. B. can be displayed by means of lamps 22, which are arranged in the panel 3. Twelve counting levels are generally sufficient for high flight speeds and long delay times of the camera shutters.
The length of the spatial trajectory, i.e. H. the flight distance AB covered by the aircraft on the actual path from recording to recording is determined from the displays of the counters A and B by 8 = AB = E (n-preset counter A + display on counter B), where E is the Doppler distance unit and n means the pulse count in the odometer. The accuracy of the route essentially depends on the pulse count in the odometer and can thus be adapted to the respective requirements.
As can be seen from FIG. 1 and Equation 1, the exact longitudinal orbit distance D i is given by
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obtained, where the path angle error? TE -? TA-? ST, d. H. is determined by the difference between course and heading. During the measurement flight on a straight line, the heading estsT is a constant, while the actual heading tyTe changes continuously.
The two aerial cameras 1 and 2 (FIG. 5) are stabilized in azimuth on the desired target course.
The desired target course y. . T is set in a separate structural unit 23 and displayed in the panel 3 via a counter with decade counting rollers. A rotary field transmitter transmits the setting to a synchronized rotary field receiver in a camera communication transmitter 24, from which the camera's course tpCH is determined and displayed via a counter in the panel 3. The signal representing the camera course tgcH is transmitted to the suspension bracket of the main camera 1 via a differential rotary field encoder.
The resulting position of the shaft of the differential rotary field encoder represents the difference between the camera heading ycs and the aircraft heading tfAH. The signals on the aircraft heading 'AH are fed to the Doppler radar 5 and added there to the rotary field signals via the drift angle 8 .
The sum of these two angles represents the horizontal actual path angle wyT. The nominal path angle y; T is subtracted from the actual path angle? TA and results in the path error angle! /) TE. The signals representing the path angle error? TE are fed to a sine potentiometer. The sin yaTE signals obtained are then squared in the transmitter unit 25 and switch a path angle error counter 26 accommodated in the panel 3.
As can be seen from equation 1, the exact determination of the distance between two successive recordings also requires the angle ¯, which is defined by its tangent Dc / DA, i.e. H. is determined by the longitudinal and transverse tracks. To derive these two quantities, the Doppler speed pulses are first converted into a three-phase voltage in a multi-stage integrator circuit. A synchronous motor is driven with this three-phase voltage, so that the number of anchor turns results in the flight distance covered.
The synchronous motor drives the ball of a mechanical ball function rotary detector. The ball is assigned two mechanical taps, the shafts of which are perpendicular to one another and can be adjusted with respect to the drive axis of the ball. The taps are set using the track angle error signals JTE- The tap worlds actuate counting rollers 27, 28, which can be calibrated in kilometers or miles and are housed in panel 3.
Dunch the displays of the pulse counters A and B, the path angle error counter 26, the path longitudinal distance 27 and the path transverse distance 28, the distance AB (equation 1 Abus) is determined in a first approximation, and this determination is sufficient if the errors caused by differences in altitude can be accepted, d. H. when the web arc AB can be regarded as lying essentially in a horizontal plane. For exact measurements, however, the one indicated by d! e change in length of the web arc ABH caused by height differences when flying, and the distance ABE determined by equation 1 requires a correction, which is determined according to equation 2.
For this purpose, the determination of the vertical path angle error ETE is particularly necessary.
As has already been stated, this results from the difference between the vertical nominal path angle OST and the vertical actual path angle? TA. The vertical nominal orbit angle is zero, since the aircraft is supposed to fly in the horizontal plane, so that the vertical orbit error angle <9rE alone by the actual orbit angle ET. is determined.
As mentioned, the actual vertical trajectory angle? TA is determined by the sum of the aircraft tilt angle O'A and the vertical drift angle dv-The aircraft tilt angle 6YA wind supplied by the stabilized platform in the form of a rotating field signal. The Doppler radar 5 also delivers the vertical drift angle av in analog form. Both signals are fed to an addition circuit 29 (FIG. 5) and added there. The sum signal is fed to a computing unit 30 in which the sine is formed and the sine is squared.
The output signals of the computing unit 30 are then fed to a counter 31, and the result is displayed in the panel 3. To determine the angle? In equation 2, in addition to the longitudinal diet DA that has already been obtained, the train station distance Du is required. This results from a barometric altitude measurement, which will be discussed in more detail later. With the data described so far, a very precise determination of the distance between two successive recordings is already given.
Since the bundling of the Radan rays is never infinitely sharp, the Doppler pulses received consist of a frequency spectrum and are bell-shaped. The scanning of the bell shape of the frequency spectrum causes the counters to “go ahead” or “go back” for a short time, depending on whether the rising or falling edges advance the counter. The determined path length DA is therefore still subject to a short-term error.
To determine this distance error, the speed information supplied by the Doppler radar is compared with that derived from the inertial location system. The difference between the two represents the Doppler inertia speed detector. Integration of the same yields the Doppler distance error.
The gyro-stabilized platform 32 (Fig. 5) supplies acceleration values in the north-south direction x and in the east-west direction y. These acceleration values are converted into the speed components in the north-south direction VI and east-west in the platform computer 6. Integrated towards UI.
Image flights are generally carried out in the cardinal directions, that is, in the north-south or east-west direction. In this case, the speed signals Vanal, expediently generated in analog form by the Doppler radar, correspond to either the Doppler> speed VD in the north-south direction or the ¸Doppler¯ speed UD in the east-west direction. These Dopplero speed signals VD and Un are fed to the platform computer 6 (FIG. 5) and mixed there with the inertia speed signals V1 and UI.
The comparison of the ¸Doppler speed with the inertial speed not only yields the short-term gait error, but also the difference between the actual path length and the longitudinal distance.
The error signals (UI-UD) or (VI-VD) are fed to an integrator 33 in which the speed errors are integrated according to time.
The integration 33 can, for. B. be an electronic Miller integrator, which adjusts a counter 34 via a simple servo control. The counter 34 is expediently calibrated in meters and arranged in the panel 3. By integrating the velocity error, the practically immediate Doppler distance error is obtained.
The quantities (UI-UD) and (VI-VD) are also used in the platform computer 6 to improve the Ut and Vi values. Here UI and Vr are matched to Un and VD with a selectable time constant.
This method is the essential feature of a so-called Doppler-Insrtlal-mixed system. In the case of more bleak, less pronounced curvatures of the actual path, the values Ui and VI are thus more or less falsified. The parameters mentioned above are used to monitor and possibly correct this falsification
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It is convenient to use the functions
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to add representing signals in an adder circuit and to display their total value on a counter.
The direction from which an area was recorded is also important for the evaluation of the photogrammetric recordings, i.e. H. the spatial position of the camera's vertical axis. As already described, their position is determined by the camera tilt angle Oc and the camera roll angle <Pc. Both angles Oc and c are supplied by the gyro-mounted platform 32 in the form of direct voltages.
The display of the camera tilt angle and camera roll angle is described in more detail later.
It was stated at the beginning that the curvature of the reference isobars must be taken into account in the altitude moods and that for these corrections information about the drift angle 6 and air temperature T, further about the static and total air pressure and the length of the distance covered and finally about the geographical latitude , Acceleration due to gravity and angular velocity are required.
The drift angle 8 is supplied by the Doppler radar 5 (FIG. 5) as a direct voltage.
The air temperature T is expediently determined by means of a platinum resistance thermometer, which is connected in a branch of a bridge circuit 35, and is accordingly also available as a direct voltage.
The four relatively low DC voltages that occur for camera tilt angle Oc, camera roll angle 0, drift b and air temperature T can be displayed in a common display system 36. The display system is preferably a light point recorder with several mirror galvanometers, the light pointers of which are aligned on a common horizontal scale. Since the tilt and roll angles can be read as precisely as possible, the two galvanometers assigned to them each have two mutually adjustable mirrors that are set so that the two light marks of one galvanometer are spaced apart by, for
B. 1 mm and that of the other galvanometer have a distance of 2 mm. This not only enables precise interpolation, but also a perfect distinction between roll and tilt angles on the common scale. A third and fourth galvanometer is provided for air temperature T and drift angle b. Finally, to mark the displays at the moment of exposure of a picture, there is also a fifth galvanometer, to which the exposure pulses generated by the photodiode in the main camera are fed. The static and total air pressure is recorded as usual by means of a Pitot tube and measured with canned barometers.
The deformation of the barometer sockets is converted in transmission devices 37 into electrical voltages, which drive counters 38. The counters 38 indicating the two pressures are in turn housed in the panel 3.
It is understandable that the speed pulses can be derived not only from the Doppler radar but also from the inertial system. There is also the possibility that the speed pulses are not registered with counters, but continuously by some other means, the exposure pulses generated when the film is exposed being superimposed on the registered speed pulses so that there is an association between the two pulse sequences. A suitable means for this are z. B. tape recorders.
A device for obtaining all of the data is described above, which enables an extremely precise photogrammetric evaluation of aerial images recorded without ground orientation.
This high accuracy has been obtained in several steps. The control of the camera shutter by means of counters counting Doppler speed pulses (counter A), the consideration of the delay time between the trigger pulse and exposure of the picture (counter B) and the actuation of a registration camera by means of the exposure pulse generated in the camera to fix the counter displays at the moment of exposure already a sufficiently accurate determination of the distance between two successive aerial photographs for many purposes.
Taking into account the trajectory curvatures in the horizontal and vertical planes leads to equations 1 and 2, respectively, and this correspondingly to the required determination of the straight-line distance between point B and point A. If the image flight is carried out in the cardinal directions, a significant increase in accuracy results Comparison of the Doppler velocity with the inertia velocity. The integration of these speed differences over time provides the Doppler distance error, which is displayed. In this way, the straight line distance of point B from point A in a cardinal direction is determined.
The consideration of the curvature of the reference isobars with the parameters required for this: static air pressure, total air pressure, air temperature, drift angle, covered flight distance, geographical latitude, acceleration of the earth and the rotational speed of the earth, ultimately leads to an accuracy that meets the practical requirements.