CN111026165A - 基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于机载光电侦察监视技术领域，具体涉及一种基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法。本发明通过转换载机姿态和光电平台角度，结合载机平飞时的速度、高度和扫描起始点，根据传感器帧频、视场角、重叠率等，实时解算出光电平台运动的速度，能够克服载机扰动尤其是航向扰动的影响，对载机偏离航线的三个姿态角进行修正，保证了光电系统进行无缝地理扫描。光电系统中快调反射镜进行反扫补偿，瞄准线步进凝视获得地面连续的多幅图像，结合广域扫描控制流程，并通过图像处理技术拼接成一幅地面广域图像。本方法在机载光电系统实现广域扫描功能的同时，实现了光电系统凝视功能，能够提高光电系统持久侦察监视目标所在区域的能力。

Description

基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法

技术领域

本发明属于机载光电侦察监视技术领域，具体涉及一种基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法，该方法可以实时控制光电系统对地/海面进行广域无缝地理扫描，从而实现对目标所在区域进行持久侦察监视。

背景技术

当前的信息化战争对目标的侦察和监视提出了更高要求，持续全面精确高效的战区监视和目标侦察是打赢信息化战争的重要条件之一。某侦察监视系统是以有人/无人飞机作为承载平台的光电任务设备，具有覆盖区域宽广、作用距离远、目标精确地理定位、实时侦察等特点，主要作战使命是对敏感区域的战场实施监视和战术侦察，有效、快速的发现目标，并上报精确火控级瞄准信息，引导远程打击武器系统对目标实施精确打击及对毁伤效果进行评估。广域扫描是指通过控制瞄准线的运动，在载机侧向获得地面连续的多幅图像并通过图像处理技术拼接成由多个视频帧组成的一幅地面区域图像，沿载机飞行方向可持续扫描。

中国专利申请CN201010568358.6中介绍了一种运动载体光电设备惯性稳定瞄准线扫描方法，该方法是在不改变光电设备原瞄准线稳定控制结构的前提下，加入扫描控制器实现的，使光电平台的转动速度按照斜坡式的速度输入曲线逐渐变化，可用于机载、舰载、车载光电稳定平台的扫描，该专利采用扇区扫描的方法，没有补偿飞机前向运动，俯仰步进角度没有精确控制，容易形成漏扫。中国科学院长春光学精密机械与物理研究所论文《基于快速反射镜的高精度、宽频带扫描像移补偿技术研究》中介绍了动态扫描凝视成像系统工作原理，扫描指令生成的方法等，其中介绍的广域扫描指令生成推导原理方法与该专利明显不同，且忽略地球自转引起的相对角速度；论文采用的在扫描两端位置回路闭合的方法，工程实际应用时控制精度不高，造成扫描重叠率不一致。中国专利申请一种机载双波段光电广域侦察与跟踪装置中介绍了一种广域扫描功能，该扫描方法实现方位向扇扫或圆周扫描，瞄准线在地面上运动的轨迹是曲线而非直线，未考虑航向扰动造成的影响并且未考虑光电系统在飞机平飞时绕航线转动带来的误差，造成扫描曲线为歪斜的曲线而非垂直于航迹的直线，不利于图像拼接。

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：目前光电系统不具备对地面进行大范围无缝地理扫描的问题，其它扫描方法或者容易形成漏扫，或者采用的在扫描两端位置回路闭合的方法在工程实际应用时控制精度不高，造成扫描重叠率不一致；或者瞄准线在地面上运动的轨迹是曲线而非直线，未考虑航向扰动造成的影响且未考虑光电系统在飞机平飞时绕航线转动带来的误差，造成扫描曲线为歪斜的曲线而非垂直于航迹的直线，不利于图像拼接。

(二)技术方案

为解决上述技术问题，本发明提供一种基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法，其包括以下步骤：

步骤1：建立地球直角坐标系e、导航坐标系n、载机机体坐标系b、光电系统基座坐标系a、瞄准线坐标系s、航向滤波坐标系LL；某点的经度λ、纬度L、高度h，通过惯导系统测得，用地球直角坐标系e表示为：

x＝(R_N+h)cos L cosλ

y＝(R_N+h)cos L sinλ

z＝[R_N(1-e₀)²+h]sin L

其中，R_N为卯酉圈半径，e₀为地球扁心率；

步骤2：导航坐标系n采用东北天地理坐标系，地球直角坐标系e到导航坐标系n的坐标转换矩阵为：

步骤3：载机机体坐标系b，机头方向为y轴，ψ为载机航向角、θ为载机俯仰角、γ为载机横滚角，导航坐标系n到载机机体坐标系b的坐标转换矩阵为：

步骤4：光电系统基座坐标系a是由载机机体坐标系b沿y轴旋转180度得到，坐标转换矩阵为：

步骤5：瞄准线坐标系s，由光电系统基座坐标系a先沿载机横滚轴转动光电系统横滚角

再沿俯仰轴转动光电系统俯仰角β得到，光电系统基座坐标系a到瞄准线坐标系s的坐标转换矩阵为：

步骤6：采用以下公式得到地球直角坐标系e到瞄准线坐标系s的转换公式：

采用以下公式得到导航坐标系n到瞄准线坐标系s的转换公式：

步骤7：航向滤波坐标系LL，航向滤波坐标系LL由导航坐标系n沿z轴旋转α角度得到，α是载机航向角ψ低通滤波得到的值；航向滤波坐标系绕导航坐标系缓慢旋转，导航坐标系n到航向滤波坐标系LL的坐标转换矩阵为：

由于

采用以下公式得到航向滤波坐标系到瞄准线坐标系的转换公式：

设

采用以下公式计算在航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

在左端扫描起始点，在航向滤波坐标系下，瞄准线横滚角为

在右端扫描结束点，在航向滤波坐标系下，瞄准线横滚角为

步骤8：设目标T是瞄准线与地球表面的交点，T的速度与两个因素相关，一是瞄准线的转动，二是载机的平动；首先计算航向滤波坐标系下瞄准线的转动引起的目标运动速度，满足哥氏定理：

其中，

为航向滤波坐标系LL下瞄准线向量；

r^s＝[0 0 R]^T，

向量ω^s为瞄准线在瞄准线坐标系s下转动的角速度向量；

用向量

表示瞄准线在地球直角坐标系e下的坐标，则：

其中，

用向量

表示载机AA在地球坐标系的坐标，设瞄准线同地面交点T用向量表示为

并满足：

其中，a＝R_e为地球长半径，b为地球短半径；

由于

通过上式可计算出r^s，即载机AA与瞄准线同地面交点T的距离为R；

设ω^s＝[ω_x ω_y ω_z]^T，则

则航向滤波坐标系下转动引起的目标速度

为

V_E、V_N分别表示东、北向速度，ν为载机飞行速度，V_N＝v*cosψ，V_E＝v*sinψ，航向滤波坐标系下平动引起的目标速度

可表示为

所以目标在航向滤波坐标系下的运动速度V^LL为

步骤9：在广域扫描前，系统任务给出扫描区域起始点、载机飞行的高度、速度及航向；根据广域扫描原理，图像运动角速度ω为：

ω＝φ_r(1-overlap)f

其中，φ_r为电视横滚视场角，overlap为重叠率，f为电视传感器帧频；

扫描时间t通过以下方法计算：

R_L为左端扫描起始点载机与瞄准线在地面交点之间的距离，φ_p为电视传感器俯仰视场角，t_s为伺服加减速占用时间；

步骤10：设载机在飞行过程中，偏离航线的横滚角为Δr，偏离航线的俯仰角为Δp，偏离航线的航向角为Δψ；在航向滤波坐标系下瞄准线横滚角为

俯仰角为

在广域扫描过程中，俯仰角

俯仰角速度

从瞄准线坐标系向量

到绕载机航线旋转航向角Δψ、俯仰角Δp、横滚角Δr而得到的向量

的转换关系为：

设，矩阵

矩阵

矩阵

则：

故，

由于某光电系统采用横滚和俯仰两轴控制，因此只需计算ω_x2和ω_y2；

步骤11：为使在航向滤波坐标系下，扫描方向在水平面内垂直于载机经滤波且经步骤10修正后的航向，有：

根据步骤8结论有：

其中，

为R的导数；

所以

设

则

故

ω_y＝ωcosΔψcosΔp-(C₁₁V_E/R+C₁₂V_N/R)

步骤12：设

按照以下公式求取惯性速率指令

R_M＝R_e*(1-2e₀+3e₀sin²L)

R_N＝R_e*(1+e₀sin²L)

其中，ω_ie表示地球自转角速度，R_M为子午圈半径、R_N卯酉圈半径,e₀表示地球扁率，L表示纬度；

步骤13：计算一个条幅包含的帧幅数N和扫描条幅之间的步进角度。

N＝t*f，N取整数；

在广域扫描过程中，近端步进角度为

θ_L＝φ_p(1-overlap)

远端步进角度为

θ_R＝R_L/R_R*θ_L

其中，R_R为右端扫描结束点载机与瞄准线在地面交点之间的距离；

步骤14：当载机快到达扫描区域时，控制系统调用地理指向工作模式，使瞄准线提前指向该位置，在广域扫描开始时，退出地理指向模式，进入广域扫描模式；根据步骤12计算的瞄准线控制指令

使光电系统横滚和俯仰开始运动。由于对载机飞行引起的前向运动进行了补偿，瞄准线在俯仰方向上几乎不动，在横滚方向上相对地面开始从0加速到ω，当角速度ω达到匀速后，计算瞄准线横滚角度r_{los_L}，控制计算机给快调反射镜发指令进行反扫，并在快调反射镜进入稳态后触发电视传感器曝光而获得一幅图像，依次进行N次，快调反射镜不再反扫并停在零位，同时计算在右端扫描结束点航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

此时，使ω匀减速到0；

步骤15：使横滚角速度从ω减速到0的过程中，使俯仰按照步骤13的角度θ_R向前步进；为消除载机姿态变化的影响，该角度的控制在惯性坐标系下完成，由于惯性坐标系没有角度测量传感器，通过瞄准线的速度闭环稳定控制完成惯性坐标系的角度控制；具体方法是将稳定控制回路的积分静态变量加上步进角度进行控制，稳定控制回路为消除积分器的误差，必然会调转平台运动，平台运动被陀螺敏感到并在积分器内积分为角位置信号，由于负反馈作用，陀螺积分的角度信号与步进角度方向相反，当两者相等时，系统重新回到稳态工作点，而瞄准线实际运动的角度恰好为步进角度；

步骤16，此时，瞄准线调转到了下一条幅的扫描开始位置。在横滚方向上瞄准线相对地面开始以最大加速度从0加速到-ω，同时不断计算瞄准线的横滚角度；当角速度-ω达到匀速后，并且当航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

与上一条幅最后一幅图像右端扫描结束点航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

相等时，触发快调反射镜反扫，并在快调反射镜进入稳态后触发电视传感器曝光而获得一幅图像，依次进行N次，快调反射镜不再反扫并停在零位；使横滚相对地面角速度从-ω匀减速到0，俯仰向前步进角度θ_L；同理，再下一条扫描时，当航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

与上一条幅最后一幅图像左端扫描起始点航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

相等时，触发快调反射镜反扫；按照上述控制方法循环进行下去，直到系统退出广域扫描任务为止。

其中，所述步骤1中，R_N＝R_e*(1+e₀sin²L)。

其中，所述R_e为地球长半轴。

其中，所述

其中，所述R_p为地球短半轴。

其中，所述地球扁心率e₀＝1/298.257＝0.00335281。

其中，所述步骤7中，当载机近似匀速直线平飞时，α＝ψ。

其中，所述步骤8中，a＝R_e为地球长半径，b＝a(1-e₀)为地球短半径，e₀为地球扁心率。

其中，所述载机为有人飞机。

其中，所述载机为无人飞机。

(三)有益效果

为了解决现有技术存在的问题，本发明提出一种机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法，根据建立的广域扫描与飞机飞行同步控制策略，瞄准线在扫描近端和远端步进不同的角度以保证图像两端重叠率一致，对航向滤波并且对载机偏离航线的三个姿态角进行修正，保证了光电系统进行无缝地理扫描。结合图像拼接技术，获得了广域持久监视区域的大范围态势感知图。

与现有技术相比较，本发明具备如下有益效果：

(1)本发明根据实时采集的惯导数据和光电平台角度数据，通过坐标转换和解算，实时对飞机的前向运动进行补偿，消除载机横滚和俯仰运动运动对广域扫描的影响。根据建立的广域扫描与飞机飞行同步控制策略，瞄准线在扫描近端和远端步进不同的角度以保证图像两端重叠率一致，保证了光电系统进行无缝地理扫描。结合图像拼接技术，获得了广域持久监视区域的大范围态势感知图。

(2)本发明通过利用航向滤波和对载机偏离航线的三个姿态角进行修正，克服某光电系统采用横滚和俯仰两轴控制，容易受偏离航线扰动影响的缺点，能够进行大范围无缝地理扫描。

(3)本发明无需重新设计软件流程，即可完成对目标的凝视侦察功能，方便操作员在空中完成其他操作。本发明在现有类似光电系统的基础上不需要增加任何硬件资源，只需要增加相关软件模块并稍作修改便可实现机载光电系统的功能升级。

附图说明

图1是广域扫描控制方法的流程图。

图2是广域扫描控制方法过程示意图。

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，本发明提供一种基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法，其包括以下步骤：

步骤1：建立地球直角坐标系e、导航坐标系n、载机机体坐标系b、光电系统基座坐标系a、瞄准线坐标系s、航向滤波坐标系LL；某点的经度λ、纬度L、高度h，通过惯导系统测得，用地球直角坐标系e表示为：

x＝(R_N+h)cos L cosλ

y＝(R_N+h)cos L sinλ

z＝[R_N(1-e₀)²+h]sin L

其中，R_N为卯酉圈半径，e₀为地球扁心率；

步骤2：导航坐标系n采用东北天地理坐标系，地球直角坐标系e到导航坐标系n的坐标转换矩阵为：

步骤3：载机机体坐标系b，机头方向为y轴，ψ为载机航向角、θ为载机俯仰角、γ为载机横滚角，导航坐标系n到载机机体坐标系b的坐标转换矩阵为：

步骤4：光电系统基座坐标系a是由载机机体坐标系b沿y轴旋转180度得到，坐标转换矩阵为：

步骤5：瞄准线坐标系s，由光电系统基座坐标系a先沿载机横滚轴转动光电系统横滚角

再沿俯仰轴转动光电系统俯仰角β得到，光电系统基座坐标系a到瞄准线坐标系s的坐标转换矩阵为：

步骤6：采用以下公式得到地球直角坐标系e到瞄准线坐标系s的转换公式：

采用以下公式得到导航坐标系n到瞄准线坐标系s的转换公式：

步骤7：航向滤波坐标系LL，航向滤波坐标系LL由导航坐标系n沿z轴旋转α角度得到，α是载机航向角ψ低通滤波得到的值；航向滤波坐标系绕导航坐标系缓慢旋转，导航坐标系n到航向滤波坐标系LL的坐标转换矩阵为：

由于

采用以下公式得到航向滤波坐标系到瞄准线坐标系的转换公式：

设

采用以下公式计算在航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

在左端扫描起始点，在航向滤波坐标系下，瞄准线横滚角为

在右端扫描结束点，在航向滤波坐标系下，瞄准线横滚角为

步骤8：设目标T是瞄准线与地球表面的交点，T的速度与两个因素相关，一是瞄准线的转动，二是载机的平动；首先计算航向滤波坐标系下瞄准线的转动引起的目标运动速度，满足哥氏定理：

其中，

为航向滤波坐标系LL下瞄准线向量；

向量ω^s为瞄准线在瞄准线坐标系s下转动的角速度向量；

用向量

表示瞄准线在地球直角坐标系e下的坐标，则：

其中，

用向量

表示载机AA在地球坐标系的坐标，设瞄准线同地面交点T用向量表示为

并满足：

其中，a＝R_e为地球长半径，b为地球短半径；

由于

通过上式可计算出r^s，即载机AA与瞄准线同地面交点T的距离为R；

设ω^s＝[ω_x ω_y ω_z]^T，则

则航向滤波坐标系下转动引起的目标速度

为

V_E、V_N分别表示东、北向速度，ν为载机飞行速度，V_N＝v*cosψ，V_E＝v*sinψ，航向滤波坐标系下平动引起的目标速度

可表示为

所以目标在航向滤波坐标系下的运动速度V^LL为

步骤9：在广域扫描前，系统任务给出扫描区域起始点、载机飞行的高度、速度及航向；根据广域扫描原理，图像运动角速度ω为：

ω＝φ_r(1-overlap)f

其中，φ_r为电视横滚视场角，overlap为重叠率，f为电视传感器帧频；

扫描时间t通过以下方法计算：

R_L为左端扫描起始点载机与瞄准线在地面交点之间的距离，φ_p为电视传感器俯仰视场角，t_s为伺服加减速占用时间；

步骤10：设载机在飞行过程中，偏离航线的横滚角为Δr，偏离航线的俯仰角为Δp，偏离航线的航向角为Δψ；在航向滤波坐标系下瞄准线横滚角为

俯仰角为

在广域扫描过程中，俯仰角

俯仰角速度

从瞄准线坐标系向量

到绕载机航线旋转航向角Δψ、俯仰角Δp、横滚角Δr而得到的向量

的转换关系为：

设，矩阵

矩阵

矩阵

则：

故，

由于某光电系统采用横滚和俯仰两轴控制，因此只需计算ω_x2和ω_y2；

步骤11：为使在航向滤波坐标系下，扫描方向在水平面内垂直于载机经滤波且经步骤10修正后的航向，有：

根据步骤8结论有：

其中，

为R的导数；

所以

设

则

故

ω_y＝ωcosΔψcosΔp-(C₁₁V_E/R+C₁₂V_N/R)

步骤12：设

按照以下公式求取惯性速率指令

R_M＝R_e*(1-2e₀+3e₀sin²L)

R_N＝R_e*(1+e₀sin²L)

其中，ω_ie表示地球自转角速度，R_M为子午圈半径、R_N卯酉圈半径,e₀表示地球扁率，L表示纬度；

步骤13：计算一个条幅包含的帧幅数N和扫描条幅之间的步进角度。

N＝t*f，N取整数；

在广域扫描过程中，近端步进角度为

θ_L＝φ_p(1-overlap)

远端步进角度为

θ_R＝R_L/R_R*θ_L

其中，R_R为右端扫描结束点载机与瞄准线在地面交点之间的距离；

步骤14：当载机快到达扫描区域时，控制系统调用地理指向工作模式，使瞄准线提前指向该位置，在广域扫描开始时，退出地理指向模式，进入广域扫描模式；根据步骤12计算的瞄准线控制指令

使光电系统横滚和俯仰开始运动。由于对载机飞行引起的前向运动进行了补偿，瞄准线在俯仰方向上几乎不动，在横滚方向上相对地面开始从0加速到ω，当角速度ω达到匀速后，计算瞄准线横滚角度r_{los_L}，控制计算机给快调反射镜发指令进行反扫，并在快调反射镜进入稳态后触发电视传感器曝光而获得一幅图像，依次进行N次，快调反射镜不再反扫并停在零位，同时计算在右端扫描结束点航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

此时，使ω匀减速到0；

步骤15：使横滚角速度从ω减速到0的过程中，使俯仰按照步骤13的角度θ_R向前步进；为消除载机姿态变化的影响，该角度的控制在惯性坐标系下完成，由于惯性坐标系没有角度测量传感器，通过瞄准线的速度闭环稳定控制完成惯性坐标系的角度控制；具体方法是将稳定控制回路的积分静态变量加上步进角度进行控制，稳定控制回路为消除积分器的误差，必然会调转平台运动，平台运动被陀螺敏感到并在积分器内积分为角位置信号，由于负反馈作用，陀螺积分的角度信号与步进角度方向相反，当两者相等时，系统重新回到稳态工作点，而瞄准线实际运动的角度恰好为步进角度；

步骤16，此时，瞄准线调转到了下一条幅的扫描开始位置。在横滚方向上瞄准线相对地面开始以最大加速度从0加速到-ω，同时不断计算瞄准线的横滚角度；当角速度-ω达到匀速后，并且当航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

与上一条幅最后一幅图像右端扫描结束点航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

相等时，触发快调反射镜反扫，并在快调反射镜进入稳态后触发电视传感器曝光而获得一幅图像，依次进行N次，快调反射镜不再反扫并停在零位；使横滚相对地面角速度从-ω匀减速到0，俯仰向前步进角度θ_L；同理，再下一条扫描时，当航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

与上一条幅最后一幅图像左端扫描起始点航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

相等时，触发快调反射镜反扫；按照上述控制方法循环进行下去，直到系统退出广域扫描任务为止。

其中，所述步骤1中，R_N＝R_e*(1+e₀sin²L)。

其中，所述R_e为地球长半轴。

其中，所述

其中，所述R_p为地球短半轴。

其中，所述地球扁心率e₀＝1/298.257＝0.00335281。

其中，所述步骤7中，当载机近似匀速直线平飞时，α＝ψ。

其中，所述步骤8中，a＝R_e为地球长半径，b＝a(1-e₀)为地球短半径，e₀为地球扁心率。

其中，所述载机为有人飞机。

其中，所述载机为无人飞机。

实施例1

本实施例是针对基于某光电系统的瞄准线广域扫描控制方法，该方法是通过机载光电系统中的广域扫描软件包实现的。在载机平飞过程中，保持近似匀速直线飞行，广域扫描区域一般位于载机飞行航线的侧下方，瞄准线俯仰角几乎为零度，如图2所示。当光电系统接到上级系统发出的广域扫描指令时，广域扫描软件包将根据图1所示的流程完成以下解算过程。

第一步，设在匀速扫描左侧起始点飞机飞行的高度h＝5km、速度v＝220km/h,航向ψ＝45°、横滚角γ＝0.452°、俯仰角θ＝-0.459°，飞机的经度λ＝108.68912°，纬度L＝34.52168°。光电系统横滚角

光电系统俯仰角β＝0.5°。

因R_e＝6378137m，e₀＝0.00335281，L＝34.52168°，根据以下公式计算R_N：

R_N＝R_e*(1+e₀sin²L)

本优选实施例中，计算可得：

R_N＝6385005m

再根据惯导系统测得的飞机的经度λ、纬度L、高度h，地球长半轴R_e、地球扁心率e₀,根据以下公式可计算飞机在地球直角坐标系下的坐标值：

x＝(R_N+h)cos L cosλ

y＝(R_N+h)cos L sinλ

z＝[R_N(1-e₀)²+h]sin L

本优选实施例中，飞机在地球直角坐标系下的具体坐标值数据是：

x＝-1687016

y＝4987194

z＝3597107

第二步，根据惯性导航系统输出的飞机经度λ，纬度L，用以下公式计算从地球直角坐标系到导航坐标系的转换矩阵

本优选实施例中，计算可得：

第三步，根据惯性导航系统输出的飞机航向角ψ、横滚角γ、俯仰角θ，用以下公式计算从导航坐标系到飞机机体坐标系的转换矩阵

本优选实施例中，计算可得：

第四步，基座坐标系a是由飞机机体坐标系沿y轴旋转180度得到，坐标转换矩阵为：

第五步，根据光电系统横滚角和俯仰角，用以下公式计算从基座坐标系到瞄准线坐标系的转换矩阵

本优选实施例中，计算可得：

第六步，根据第三步计算的转换矩阵

第四步中计算的转换矩阵

和转换矩阵

用以下公式计算转换矩阵

本优选实施例中，计算可得：

故C₁₁＝-0.34916298、C₁₂＝0.35896962、C₂₁＝0.7016911、C₂₂＝0.71237373

再根据第二步计算的转换矩阵

第三步计算的转换矩阵

第四步中计算的转换矩阵

和转换矩阵

用以下公式计算转换矩阵

本优选实施例中，计算可得：

第七步，根据滤波后航向角α＝ψ，计算从导航坐标系到航向滤波坐标系的转换矩阵

用以下公式计算转换矩阵

本优选实施例中，计算可得：

采用以下算法得到航向滤波坐标系到瞄准线坐标系的转换矩阵

本优选实施例中，计算可得：

故，D₃₁＝-0.86557325，D₃₃＝-0.50062032。

采用以下公式计算

本优选实施例中，计算可得：

故在左侧扫描起始点，航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

同理可求得，在扫描右侧时，航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

第八步，根据地球长半径R_e、地球扁心率e₀，采用以下公式分别计算a、b:

a＝R_e

b＝a(1-e₀)

本优选实施例中，计算可得：

a＝R_e＝6378137

b＝a(1-e₀)＝6356752

根据第一步计算的地球直角坐标系下的坐标值，第六步计算的转换矩阵

采用以下公式计算R：

又因

则

故，

因此，

本优选实施例中，R取较小值，计算可得：

R＝10000m

根据第一步的假设，即R_L＝R＝10000m。

第九步，某光电系统电视视场为0.8°×0.6°，即φ_r＝0.8°，φ_p＝0.6°，重叠率overlap＝0.2，电视帧频f＝30HZ。系统加减速占用时间t_s＝0.5s。根据飞机飞行速度v和第八步计算结果R_L,采用以下公式计算ω和t：

ω＝φ_r(1-overlap)f

本优选实施例中，计算可得：

ω＝19.2°/s

t＝0.87s

第十步，设飞机在飞行过程中，偏离航线的横滚角为Δr＝-0.5°，偏离航线的俯仰角为Δp＝0.8°，偏离航线的航向角为Δψ＝1.5°，根据第七步计算的

第九步计算的ω，采用以下公式计算

本优选实施例中，计算可得：

ω_x2＝0.4862°/s

ω_y2＝19.1915°/s

第十一步，根据以下公式分别计算V_N、V_E：

V_N＝v*cosψ

V_E＝v*sinψ

本优选实施例中，计算可得：

V_N＝43.206m/s

V_E＝43.206m/s

再根据第六步中获得的转换系数C₁₁、C₁₂、C₂₁、C₂₂，第七步计算的

第八步计算的距离R，第十步计算的ω_x2、ω_y2及以上步骤计算的V_N、V_E，用以下公式分别计算在左端起始点开始扫描时，光电平台俯仰和横滚角速度：

ω_y＝ωcosΔψcosΔp-(C₁₁V_E/R+C₁₂V_N/R)＝ω_y2-(C₁₁V_E/R+C₁₂V_N/R)

本优选实施例中，计算可得：

ω_x＝-0.136°/s

ω_y＝19.189°/s

同理可得，光电平台在扫描时任意时刻的俯仰和横滚角速度。

第十二步，因e₀＝0.00335281，R_e＝6378137m，L＝34.52168°，ω_ie＝0.004178°/s，根据以下公式计算R_M：

R_M＝R_e*(1-2e₀+3e₀sin²L)

本优选实施例中，计算可得：

R_M＝6355972m

设

用以下公式计算

由于以上公式第二项值太小，在工程实际中，可以忽略，故本优选实施例中，计算可得：

第十三步，计算一个条幅包含的帧幅数N并取整数，根据以下公式计算N:

N＝t*f

本优选实施例中，计算可得：

N＝26

计算近端步进角度，根据以下公式计算θ_L：

θ_L＝φ_p(1-overlap)

本优选实施例中，计算可得：

θ_L＝0.48°

设扫描到右端时，载机飞行的高度h＝5km、速度v＝220km/h,航向ψ＝45.1°、横滚角γ＝-0.352°、俯仰角θ＝-0.559°，飞机所在点的经度λ＝108.68953°，纬度L＝34.52209°。光电平台横滚角

俯仰角β＝0.5°，重复第一步至第八步，可计算出R_R＝21667m。

计算远端步进角度，根据以下公式计算θ_R：

θ_R＝R_L/R_R*θ_L

本优选实施例中，计算可得：

θ_R＝0.221°

第十四步，当飞机快到达扫描区域时，控制系统调用地理指向工作模式，使瞄准线提前指向地理指向点，在广域扫描开始时，退出地理指向模式，进入广域扫描模式。根据第十二步实时计算的瞄准线控制指令

使光电系统横滚和俯仰开始运动。由于对飞机飞行引起的前向运动进行了补偿，瞄准线在俯仰方向上几乎不动，在横滚方向上相对地面开始从0加速到ω，当角速度达到匀速后，计算航向滤波坐标系下瞄准线横滚角度

控制计算机给快调反射镜发指令进行反扫，并在快调反射镜进入稳态后触发电视传感器曝光而获得一幅图像，依次进行N＝26次，快调反射镜不再反扫并停在零位，同时计算航向滤波坐标系下瞄准线横滚角度

此时，使角速度匀减速到0。

第十五步，使横滚角速度从ω匀减速到0的过程中，使俯仰按照第十三步计算的角度θ_R＝0.221°向前步进。为消除飞机姿态变化的影响，该角度的控制在惯性坐标系下完成，由于惯性坐标系没有角度测量传感器，通过瞄准线的速度闭环稳定控制完成惯性坐标系的角度控制。具体方法是将稳定控制回路的积分静态变量加上步进角度进行控制，稳定控制回路为消除积分器的误差，必然会调转平台运动，平台运动被陀螺敏感到并在积分器内积分为角位置信号，由于负反馈作用，陀螺积分的角度信号与步进角度方向相反，当两者相等时，系统重新回到稳态工作点，而瞄准线实际运动的角度恰好为步进角度。

第十六步，此时，瞄准线调转到了下一条幅的扫描开始位置。在横滚方向上瞄准线相对地面开始以最大加速度从0加速到-ω，同时不断计算在航向滤波坐标系下瞄准线的横滚角度

当角速度-ω达到匀速后，并且当横滚角度

与上一条幅最后一幅图像瞄准线横滚角度

相等时，触发快调反射镜反扫，并在快调反射镜进入稳态后触发电视传感器曝光而获得一幅图像，依次进行N＝26次，快调反射镜不再反扫并停在零位。使横滚相对地面角速度从-ω匀减速到0，俯仰向前步进角度θ_L＝0.48°。同理，再下一条扫描时，当在航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

与上一条幅最后一幅图像瞄准线横滚角度

相等时，触发快调反射镜反扫，其余过程与以上步骤相同。按照上述控制方法循环进行下去，直到系统退出广域扫描任务为止。

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 (10)

1.一种基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法，其特征在于，其包括以下步骤：

步骤1：建立地球直角坐标系e、导航坐标系n、载机机体坐标系b、光电系统基座坐标系a、瞄准线坐标系s、航向滤波坐标系LL；

其中，R_N为卯酉圈半径，e₀为地球扁心率；

步骤2：导航坐标系n采用东北天地理坐标系，地球直角坐标系e到导航坐标系n的坐标转换矩阵为：

步骤3：载机机体坐标系b，机头方向为y轴，ψ为载机航向角、θ为载机俯仰角、γ为载机横滚角，导航坐标系n到载机机体坐标系b的坐标转换矩阵为：

步骤4：光电系统基座坐标系a是由载机机体坐标系b沿y轴旋转180度得到，坐标转换矩阵为：

步骤5：瞄准线坐标系s，由光电系统基座坐标系a先沿载机横滚轴转动光电系统横滚角

再沿俯仰轴转动光电系统俯仰角β得到，光电系统基座坐标系a到瞄准线坐标系s的坐标转换矩阵为：

步骤6：采用以下公式得到地球直角坐标系e到瞄准线坐标系s的转换公式：

采用以下公式得到导航坐标系n到瞄准线坐标系s的转换公式：

步骤7：航向滤波坐标系LL，航向滤波坐标系LL由导航坐标系n沿z轴旋转α角度得到，α是载机航向角ψ低通滤波得到的值；航向滤波坐标系绕导航坐标系缓慢旋转，导航坐标系n到航向滤波坐标系LL的坐标转换矩阵为：

由于

采用以下公式得到航向滤波坐标系到瞄准线坐标系的转换公式：

设

采用以下公式计算在航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

在左端扫描起始点，在航向滤波坐标系下，瞄准线横滚角为

在右端扫描结束点，在航向滤波坐标系下，瞄准线横滚角为

步骤8：设目标T是瞄准线与地球表面的交点，T的速度与两个因素相关，一是瞄准线的转动，二是载机的平动；首先计算航向滤波坐标系下瞄准线的转动引起的目标运动速度，满足哥氏定理：

其中，

为航向滤波坐标系LL下瞄准线向量；

r^s＝[0 0 R]^T，

向量ω^s为瞄准线在瞄准线坐标系s下转动的角速度向量；

用向量

表示瞄准线在地球直角坐标系e下的坐标，则：

其中，

用向量

表示载机AA在地球坐标系的坐标，设瞄准线同地面交点T用向量表示为

并满足：

其中，a＝R_e为地球长半径，b为地球短半径；

由于

通过上式可计算出r^s，即载机AA与瞄准线同地面交点T的距离为R；

设ω^s＝[ω_x ω_y ω_z]^T，则

则航向滤波坐标系下转动引起的目标速度

为

V_E、V_N分别表示东、北向速度，ν为载机飞行速度，V_N＝v*cosψ，V_E＝v*sinψ，航向滤波坐标系下平动引起的目标速度

可表示为

所以目标在航向滤波坐标系下的运动速度V^LL为

步骤9：在广域扫描前，系统任务给出扫描区域起始点、载机飞行的高度、速度及航向；根据广域扫描原理，图像运动角速度ω为：

ω＝φ_r(1-overlap)f

其中，φ_r为电视横滚视场角，overlap为重叠率，f为电视传感器帧频；

扫描时间t通过以下方法计算：

R_L为左端扫描起始点载机与瞄准线在地面交点之间的距离，φ_p为电视传感器俯仰视场角，t_s为伺服加减速占用时间；

步骤10：设载机在飞行过程中，偏离航线的横滚角为Δr，偏离航线的俯仰角为Δp，偏离航线的航向角为Δψ；在航向滤波坐标系下瞄准线横滚角为

俯仰角为

在广域扫描过程中，俯仰角

俯仰角速度

从瞄准线坐标系向量

到绕载机航线旋转航向角Δψ、俯仰角Δp、横滚角Δr而得到的向量

的转换关系为：

设，矩阵

矩阵

矩阵

则：

故，

由于某光电系统采用横滚和俯仰两轴控制，因此只需计算ω_x2和ω_y2；

步骤11：为使在航向滤波坐标系下，扫描方向在水平面内垂直于载机经滤波且经步骤10修正后的航向，有：

根据步骤8结论有：

其中，

为R的导数；

所以

设

则

故

ω_y＝ωcosΔψcosΔp-(C₁₁V_E/R+C₁₂V_N/R)

步骤12：设

按照以下公式求取惯性速率指令

R_M＝R_e*(1-2e₀+3e₀ sin² L)

R_N＝R_e*(1+e₀ sin² L)

其中，ω_ie表示地球自转角速度，R_M为子午圈半径、R_N卯酉圈半径,e₀表示地球扁率，L表示纬度；

步骤13：计算一个条幅包含的帧幅数N和扫描条幅之间的步进角度。

N＝t*f，N取整数；

在广域扫描过程中，近端步进角度为

θ_L＝φ_p(1-overlap)

远端步进角度为

θ_R＝R_L/R_R*θ_L

其中，R_R为右端扫描结束点载机与瞄准线在地面交点之间的距离；

步骤14：当载机快到达扫描区域时，控制系统调用地理指向工作模式，使瞄准线提前指向该位置，在广域扫描开始时，退出地理指向模式，进入广域扫描模式；根据步骤12计算的瞄准线控制指令

使光电系统横滚和俯仰开始运动。由于对载机飞行引起的前向运动进行了补偿，瞄准线在俯仰方向上几乎不动，在横滚方向上相对地面开始从0加速到ω，当角速度ω达到匀速后，计算瞄准线横滚角度r_{los_L}，控制计算机给快调反射镜发指令进行反扫，并在快调反射镜进入稳态后触发电视传感器曝光而获得一幅图像，依次进行N次，快调反射镜不再反扫并停在零位，同时计算在右端扫描结束点航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

此时，使ω匀减速到0；

步骤15：使横滚角速度从ω减速到0的过程中，使俯仰按照步骤13的角度θ_R向前步进；为消除载机姿态变化的影响，该角度的控制在惯性坐标系下完成，由于惯性坐标系没有角度测量传感器，通过瞄准线的速度闭环稳定控制完成惯性坐标系的角度控制；具体方法是将稳定控制回路的积分静态变量加上步进角度进行控制，稳定控制回路为消除积分器的误差，必然会调转平台运动，平台运动被陀螺敏感到并在积分器内积分为角位置信号，由于负反馈作用，陀螺积分的角度信号与步进角度方向相反，当两者相等时，系统重新回到稳态工作点，而瞄准线实际运动的角度恰好为步进角度；

步骤16，此时，瞄准线调转到了下一条幅的扫描开始位置。在横滚方向上瞄准线相对地面开始以最大加速度从0加速到-ω，同时不断计算瞄准线的横滚角度；当角速度-ω达到匀速后，并且当航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

与上一条幅最后一幅图像右端扫描结束点航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

相等时，触发快调反射镜反扫，并在快调反射镜进入稳态后触发电视传感器曝光而获得一幅图像，依次进行N次，快调反射镜不再反扫并停在零位；使横滚相对地面角速度从-ω匀减速到0，俯仰向前步进角度θ_L；同理，再下一条扫描时，当航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

与上一条幅最后一幅图像左端扫描起始点航向滤波坐标系下瞄准线横滚角

相等时，触发快调反射镜反扫；按照上述控制方法循环进行下去，直到系统退出广域扫描任务为止。

2.如权利要求1所述的基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法，其特征在于，所述步骤1中，R_N＝R_e*(1+e₀ sin² L)。

3.如权利要求2所述的基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法，其特征在于，所述R_e为地球长半轴。

4.如权利要求2所述的基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法，其特征在于，所述

5.如权利要求4所述的基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法，其特征在于，所述R_p为地球短半轴。

6.如权利要求5所述的基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法，其特征在于，所述地球扁心率e₀＝1/298.257＝0.00335281。

7.如权利要求5所述的基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法，其特征在于，所述步骤7中，当载机近似匀速直线平飞时，α＝ψ。

8.如权利要求7所述的基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法，其特征在于，所述步骤8中，a＝R_e为地球长半径，b＝a(1-e₀)为地球短半径，e₀为地球扁心率。

9.如权利要求1所述的基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法，其特征在于，所述载机为有人飞机。

10.如权利要求1所述的基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法，其特征在于，所述载机为无人飞机。

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