CN114275160B - 一种具有多维度信息探测能力的航空平台及协同作业方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种具有多维度信息探测能力的航空平台及协同作业方法，包括：飞行平台，其上安装有作业控制系统、空地通信系统、多个观测窗口、窗口保护系统、陀螺稳定平台、以及内部舱位，多个观测窗口根据不同的应用场景安装不同遥感载荷进行多种组合得到不同的组装结构；所述作业控制系统包括：计划与管理子系统，包括：用于执行飞行作业计划、地面监控等；作业调度子系统，用于对飞行员进行航线导引，向遥感载荷发出作业调度信息；视频子系统，用于进行监视，将所有设备舱/操作舱/处理舱的计算机屏幕显示的内容切换到指挥舱大屏幕上；GNSS子系统，为各遥感载荷提供统一的时间、位置基准；网络与数传子系统，用于完成空地数据传输功能。
Description
技术领域
本发明涉及航空遥感技术领域，尤其是一种具有多维度信息探测能力的航空平台及协同作业方法。
背景技术
传统航空遥感平台的空间都比较小，每次只能安装一台遥感载荷，不能同时获取多源遥感数据。对于多种遥感载荷，需要反复拆装设备、反复飞行作业才能实现多源遥感数据的获取，耗费了大量的时间、人力和财力，严重影响了遥感作业效率。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明提出一种具有多维度信息探测能力的航空平台，包括：飞行平台，以及作业控制系统、空地通信系统、多个观测窗口、窗口保护系统、陀螺稳定平台、以及内部舱位；其中，多个观测窗口和陀螺稳定平台设置在飞行平台上，根据不同的应用场景选择多个观测窗口安装不同遥感载荷进行组合得到不同的组装结构；空地通信系统用于飞行平台与地面的数据通信和收发；作业控制系统分别连接到航空遥感信息获取系统和航空遥感数据综合处理与管理系统，所述航空遥感信息获取系统通过多个观测窗口的遥感载荷采集数据，所述航空遥感数据综合处理与管理系统用于处理采集数据，所述作业控制系统包括：
计划与管理子系统，包括：作业管理服务器、飞行作业计划制作终端、地面飞行状况显示终端、网络与数据库，用于执行飞行作业计划、地面监控、地面快视图像显示、飞行作业执行情况事后检查功能；
作业调度子系统，包括作业调度与集中监控模块、飞行员航线导引终端、操作员作业航线显示模块、作业管理服务器、操控台，作业调度子系统用于对飞行员进行航线导引，向遥感载荷发出作业调度信息；作业调度子系统用于向各遥感载荷查询数据覆盖情况，综合所有覆盖信息，然后根据情况进行重飞和补飞操作提示；作业调度子系统还具有全系统集中监控功能；
视频子系统，包括各个舱的视频摄像机、视频切换矩阵、指挥舱大屏幕设备、连接这些设备的视频线、视频监视模块和视频切换模块，用于对多个观测窗口和设备舱的视频图像进行监视，将所有设备舱/操作舱/处理舱的计算机屏幕显示的内容切换到指挥舱大屏幕设备上；
GNSS子系统，利用飞机上的GNSS接口信息，为各遥感载荷提供统一的时间、位置基准，以便使各遥感载荷的时间同步在要求的精度之内；
网络与数传子系统，构建机上可靠的网络环境，通过卫星通讯设备完成空地数据传输功能。
根据本发明的另一方面，还提出一种具有多维度信息探测能力的航空平台的协同作业方法，包括如下步骤：
步骤1、作业控制系统接受需求信息，包括飞行任务，录入覆盖区域、成像时间、图像质量与分辨率、用户特征、应用要求；
步骤2、根据飞行任务确定飞行平台需要搭载的遥感载荷；
步骤3、从六组飞行平台组装结构中选择满足遥感载荷性能的组装结构对飞行平台进行组装；
步骤4、根据所述的需求信息制定相应的飞行作业计划；
步骤5、将制作好的飞行作业计划导入作业管理服务器，作为执行导航、数据获取、设备监视和数据覆盖性检查的依据；
步骤6、执行以下两条并行的管理与控制子流程：
步骤6.1监控与快视，定期向地面发送遥感载荷的状态信息与作业的快视图像，以方便地面指挥控制中心随时了解飞行平台上系统的工作情况；
步骤6.2航线调度与数据覆盖检查，执行飞行任务的过程中，调度员打开观测窗口下面的保护门，设备操作员开始采集数据，调度员观看遥感载荷作业的数据覆盖检查结果，对不同观测窗口内安装的遥感载荷的数据进行融合分析，如果出现某条航线作业质量不符合要求或者被要求规避民航飞机、作业区下方有云、GNSS卫星缺星情况，调度员需要调整航线的执行顺序，并通知飞行员与设备操作员执行，设备操作员在进入航线时继续采集数据，直到数据采集及数据融合均正常为止；
步骤7、执行完飞行任务后，记录的作业管理信息与获取的遥感原始数据一道回放到地面系统，执行归档、入库；
步骤8、浏览记录的日志信息，对本次飞行情况进行综合检查与评估。
有益效果：
1、通过作业控制系统控制多个遥感载荷，不需要多个人上飞机操作，只需要一个人就可以完成以前多个人才能完成的任务；
2、操作员在定点座位上进行操作，避免了传统情况下操作员为了操作多个设备在飞机上来回走动的危险，确保了操作员的安全；
3、操作员在飞行过程中可以完成数据传输及数据处理，省去了数据处理人员在地面拷贝数据和处理数据这些流程，从而节省了时间；
4、本发明通过作业控制系统远程控制，实现控制多源遥感载荷、遥感数据传输及遥感数据实时处理等功能，能够快速完成遥感任务，提高航空遥感工作效率。
5、航空平台具备多种组装结构，不同组装结构之间可以来回切换，通过切换组装结构可以确保多种类型包括多光谱、高光谱、热红外、微波、大气成份遥感等遥感载荷同时进行遥感数据采集，从而实现多维度信息的探测；另外，组装结构的改变可以增加航程从而获取更多的遥感数据。
附图说明
图1：本发明的系统框图；
图2：本发明的作业控制系统框图；
图3(a)：本发明的陀螺稳定平台侧视图；
图3(b)：本发明的陀螺稳定平台俯视图；
图4：非气密开口示意图；
图5(a)：铝合金的正方体罩结构示意图；
图5(b)：铝合金的正方体罩拆卸；
图6：非气密开口布置示意图；
图7：下视小开口安装设备接口图；
图8(a)观测窗口配置(1)；
图8(b)观测窗口配置(2)；
图8(c)观测窗口配置(3)；
图9(a)第一组装结构—无吊舱和天线罩；
图9(b)第二组装结构—天线罩；
图9(c)第三组装结构—带天线罩和吊舱；
图9(d)第四组装结构—带副油箱；
图9(e)第五组装结构—带吊舱；
图9(f)第六组装结构—带副油箱和左侧壁天线罩；
图10：飞行平台的内部舱位示意图；
图11：本发明的协同作业方法流程图；
图12：本发明的飞行作业计划制作流程图；
图13：本发明的作业调度与集中监控流程图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅为本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在不付出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。
根据本发明的一个实施例，如图1所示，提出一种具有多维度信息探测能力的航空平台，包括：飞行平台100，其上安装有空地通信系统101、作业控制系统102、多个观测窗口104、陀螺稳定平台105、窗口保护系统106、以及内部舱位107；其中，多个观测窗口104和陀螺稳定平台105设置在飞行平台底面；空地通信系统101用于飞行平台100与地面的数据通信和收发；
作业控制系统102分别连接到航空遥感信息获取系统和航空遥感数据综合处理与管理系统，所述航空遥感信息获取系统通过多个观测窗口安装的遥感载荷采集数据，所述航空遥感数据综合处理与管理系统用于处理采集数据；
所述作业控制系统包括：计划与管理子系统，具体包括：作业管理服务器、飞行作业计划制作终端、地面飞行状况显示终端、网络与数据库，用于执行飞行作业计划、地面监控、地面快视图像显示、飞行作业执行情况事后检查功能；
作业调度子系统，包括作业调度与集中监控模块、飞行员航线导引终端、操作员作业航线显示模块、作业管理服务器、操控台，作业调度子系统用于对飞行员进行航线导引，向遥感载荷发出作业调度信息；作业调度子系统用于向各遥感载荷查询数据覆盖情况，综合所有覆盖信息，然后根据情况进行重飞和补飞操作提示；作业调度子系统还具有全系统集中监控功能；
视频子系统，包括各个舱的视频摄像机、视频切换矩阵、指挥舱大屏幕设备、连接这些设备的视频线、视频监视模块和视频切换模块，用于观测窗口，例如对雷达天线罩、三个光学窗口、一个红外窗口和设备舱的视频图像进行监视，将所有设备舱/操作舱/处理舱的计算机屏幕显示的内容切换到指挥舱大屏幕上；
GNSS子系统，利用飞机上的GNSS接口信息，为各遥感载荷提供统一的时间、位置基准，以便使各遥感载荷的时间同步在要求的精度之内；
根据本发明的一个实施例，所述的GNSS子系统优选的采用GPS子系统，由4个高动态航空三频(L1/L2/L波段)GPS卫星天线、2个有源功分器、1台快测GPS接收机构成，GPS卫星天线信号经有源功分器由1路转为8路，其中7路天线信号供遥感载荷使用；剩余1路天线信号输入到快测GPS接收机，然后通过串口输出高精度实时差分GPS数据到作业管理服务器。
网络与数传子系统，构建机上可靠的网络环境，通过卫星通讯设备完成空地数据传输功能。
根据本发明的一个实施例，可选的，所述观测窗口包括：多个天线罩、多个光学窗口、多个非气密开口、天光引入开口、下视小开口和多个吊舱；所述的观测窗口中安装有各种遥感载荷，例如各种波段的光学相机或微波遥感载荷；
根据本发明的一个实施例，其中，飞行平台的机舱底板上开设有多个第一预设安装孔，陀螺稳定平台安装在所述的第一预设安装孔上，光学相机进一步通过所述陀螺稳定平台安装到飞行平台上，形成所述的观测窗口，所述的观测窗口外还设置有窗口保护系统以及窗口除雾系统；
所述的陀螺稳定平台如图3(a)、(b)所示，陀螺稳定平台上设置有四个孔，与飞机平台的机舱底板1052上的第一预设安装孔周围的四个螺纹孔1053对应，用螺丝可以把陀螺稳定平台固定在第一预设安装孔1051上，陀螺稳定平台下面安装有光学玻璃，光学玻璃下面外侧安装有窗口保护系统，可选的，所述的窗口保护系统为保护门，可以打开关闭。
可选的，根据本发明的一个实施例，所述的光学相机使用时安装在陀螺稳定平台105上，陀螺稳定平台105安装在第一预设安装孔上1051。
所述第一预设安装孔1051的结构设置在飞行平台的机舱底板上，其能够承受的最大重量即陀螺稳定平台和相机的总重量不超过150kg，所述第一预设安装孔周围上设置4个与陀螺稳定平台的四个孔一一对应的安装用螺纹孔，该螺纹孔要保证多次拆装不损坏且可定期维修的能力，光学玻璃的几何中轴线与陀螺稳定平台的孔轴线重合。第一预设安装孔的安装面与光学玻璃上表面的距离应小于150mm，与光学玻璃上表面的平行度不大于1度，与飞行平台水平面平行。
所述第一预设安装孔有多个，可用于作为第一光学窗口、第二光学窗口、第三光学窗口的安装位置；所述的第一光学窗口、第二光学窗口、第三光学窗口在本实施例中为下视光学窗口；
第一光学窗口、第一光学窗口结构安装平台周围预留设备安装平台尺寸不小于：770×690mm(前后方向×翼展方向)；第三光学窗口结构安装平台周围预留设备安装平台尺寸不小于：800×690mm(前后方向×翼展方向)；光学玻璃1、2的几何中轴线之间的距离不小于1000mm。第一、第二、第三光学窗口中安装有1号、2号、3号光学玻璃；其中，
1号、2号光学玻璃有效通光口径≥535mm×525mm(前后方向×翼展方向)，圆角半径不大于20mm；
3号光学玻璃在两架飞机上采用不同的方案，1号机光学玻璃更适用于红外光投射，其有效通光口径≥Φ320mm(直径)，2号机光学玻璃更适用于紫外光投射，其有效通光口径≥535mm×525mm(前后方向×翼展方向)，圆角半径不大于20mm。
第一、第二光学窗口上安装的光学玻璃光学技术参数如下：
玻璃材料：BK-7或者其他满足以下技术指标要求的材料；
光契：小于1分；
表面光洁度：三级；
表面面型：透射波前RMS值优于λ/10(@632nm)；
涂覆要求：双面镀膜，增透范围@420～900，1064nm；入射角范围：0～35；平均透过率≥95％。
第三光学窗口上安装的光学玻璃光学技术参数如下：
玻璃材料：融石英JGS3或者其他满足以下技术指标要求的材料；
光契(wedge)：小于1分；
表面光洁度(Scratch/Dig)：三级；
表面面型：透射波前RMS值优于λ/10(@632nm)，局部Φ50mm范围优于λ/20(@632nm)；
涂覆要求(coating)：双面镀膜，增透范围@200～2500nm；入射角范围：0～35°；波长290～420nm，平均透过率≥90％，波长420～2500nm，平均透过率≥93％。
可选的，为了保护光学玻璃窗口，本发明的实施例提供窗口保护系统保护光学玻璃窗口，例如，可以是一个可电控打开和关闭的保护门来保护光学玻璃免遭碎石、环境(冰、雨、雪)或者起飞着陆时被起落架从跑道上带起来的某些东西的撞击；当保护门电控系统失效时，可以使用手动方式将其打开和关闭，可选的，采用绞索开关。
根据本发明的一个实施例，还包括加装窗口除雾系统，当玻璃窗口内外温差较大时，防止玻璃内侧起雾。
根据本发明的一个实施例，其中，所述非气密开口安装在飞机原后货舱机腹外蒙皮处，非气密开口上还设置有气密罩和保护门，以及设置有与非气密开口上安装的设备相关的电气接口，非气密开口上方设置一个与飞行平台(飞机)水平基准面平行的第二预安装平台，所述气密罩用于气密密封，安装在上述第二预安装平台上，用来隔离飞机气密舱与舱外环境。可选的，所述的气密罩为铝合金的正方体罩，正方体罩四周与飞机尾舱非气密开口的四周用螺丝固定，中间采用绝缘橡胶来确保密封性，如图4所示。
优选的，所述的铝合金的正方体罩包括两层密封壳体，第一层密封壳体401与第二层密封壳体402之间采用第一圈螺纹螺杆连接件403进行安装紧固；第二层密封壳体402与第二预安装平台404通过第二圈螺纹螺杆连接件405进行安装紧固；拆卸时，先拆第一圈螺纹螺杆连接件403，把上面的第一密封壳体401取下，然后再拆第二圈螺纹螺杆连接件405，将第二密封壳体402取下；每层螺纹螺杆连接件中间都有橡胶层保持密封性。如图5(a)、(b)所述，为拆整个罩子和半个罩子的效果：如图6所示，为非气密开口布置示意图。
根据本发明的一个实施例，在非气密开口下方靠近蒙皮处安装一套可以电气遥控的滑动门式机械保护装置(保护门)，以保护遥感载荷在飞机起飞与降落时不受损坏，当保护门电控系统失效时，可以使用手动控制其打开和关闭。
该保护门在起降时关闭，遥感载荷作业时打开。
根据本发明的实施例，在飞行平台顶部还包括天光引入开口，考虑到大气遥感中可能需引入天光，在飞机上方蒙皮上增设一个开口，在开口内设置一个法兰安装平台，法兰安装平台上开1个
的通孔，作为天光引入开口，法兰安装面尺寸为
(法兰安装面高度的选择应尽量节省天花板内空间)。
优选的，法兰安装面平行于飞机水平面，法兰安装面上设置可拆卸的第一气密堵板，第一气密堵板应保证多次拆装要求；飞机交付时不安装设备，法兰安装面用可拆卸的第一气密堵板封堵，蒙皮开口用可拆卸的第二非气密堵板封堵，第二非气密堵板应保证多次拆装要求。
优选的，在天光引入开口正对着的内装饰板上设置一个可拆卸的第三堵板，第三堵板尺寸大于法兰安装面尺寸。
根据本发明的又一实施例，观测窗口还可以包括一个下视小开口，是使用大气遥感载荷采集数据时用到的一种开口。根据本发明的一个实施例，在第二光学窗口前方机身蒙皮上增设一个开口，在口盖上方设置一个法兰安装平台，法兰安装平台上开1个
的通孔，作为下视小开口，法兰安装面高度为50～100mm，法兰安装面平行于飞机水平面。在机身蒙皮开口下方正对着的下视光学窗口整流上设置一个开口，开口尺寸不小于蒙皮开口尺寸。飞机交付时下视小开口不安装设备，法兰面用可拆卸的气密堵板封堵，下视光学窗口整流蒙皮开口用可拆卸的非气密堵板封堵，堵板应保证多次拆装要求。
根据本发明的另一个实施例，优选的，在每架飞行平台上配置6种共10个观测窗口，分别是天线罩(2个)、吊舱(2个)、非气密开口(1个)、下视光学窗口(3个)、下视小开口(1个)、天光引入开口(1个)，位置示意8(a)-图8(c)所示。
根据本发明的实施例，飞行平台上的，观测窗口可以根据应用场景进行配置如图8(a)-图8(c)所示，得到不同配置的组合安装结构。观测窗口的详细配置见表1。
表1观测窗口配置表
本发明对不同类型的观测窗口进行选择配合组装，得到不同类型的组装结构，分别是第一～第六组装结构。
(1)第一组装结构：如图9(a)所示，第一组装结构含有下视光学窗口和非气密开口，不含天线罩和桁架吊舱。——这个组装结构是针对从机舱内部进行遥感观测的遥感载荷，如光学遥感载荷、红外遥感载荷等。
(2)第二组装结构：如图9(b)所示，航空遥感平台天线罩型，第二组装结构在第一组装结构基础上，增加有机腹天线罩和左侧壁天线罩吊，不含桁架和吊舱。——这个组装结构对应的遥感载荷包括光学遥感载荷、红外遥感载荷、极化干涉合成孔径雷达和多波段全极化合成孔径雷达。增加的机腹天线罩和左侧壁天线罩是用于安装合成孔径雷达的天线。这里的天线的功能相当于前面说的观测窗口，因为合成孔径雷达(合成孔径雷达)是靠天线发射和接收电磁波信号来成像的。
(3)第三组装结构：如图9(c)所示，第三航空遥感平台桁架天线罩型，此组装结构在第二组装结构的基础上，同时带有天线罩和吊舱。——这个组装结构在第二组装结构基础上加了一个吊舱，对应的遥感载荷包括光学遥感载荷、红外遥感载荷、极化干涉合成孔径雷达和多波段全极化合成孔径雷达。增加的机腹天线罩、左侧壁天线罩和吊舱都用于安装合成孔径雷达的天线，比第二组装结构多了个吊舱，里面也是合成孔径雷达天线，不同的天线对应的雷达波段不同。
(4)第四组装结构，如图9(d)所示：航空遥感平台副油箱型，第四组装结构用于分析飞行平台进行长航程模式作业时的性能，相对于第一组装结构，增加了副油箱。——这个组装结构是针对从机舱内部进行遥感观测的遥感载荷，如光学遥感载荷、红外遥感载荷等。加了副油箱，其他跟第一组装结构一样，第四组装结构因加了副油箱，所以航程可以增加约1000千米。
(5)第五组装结构：如图9(e)所示，第五组装结构含有桁架和2个吊舱，不含天线罩。——这个组装结构对应的遥感载荷包括光学遥感载荷、红外遥感载荷和多波段全极化P波段合成孔径雷达。比第三组装结构少了机腹天线罩和左侧壁天线罩，即可以安装的合成孔径雷达天线少了一些。
(6)第六组装结构：如图9(f)所示，航空遥感平台副油箱小天线罩型，第六组装结构在第五组装结构的基础上增加左侧壁天线罩。——这个组装结构是针对从机舱内部进行遥感观测的遥感载荷，如光学遥感载荷、红外遥感载荷等。多了一个左侧壁天线罩，即在保证航程增加的情况下，还可以获取极化干涉合成孔径雷达的数据。
根据本发明的一个实施例，其中，所述飞行平台的内部舱位包括驾驶舱、设备舱、操作舱、休息舱和处理舱，作业控制系统将不同的人员角色安排在飞机不同的舱位中。
如图10所示，飞行平台的机身从前往后依次包括五个区域：第一个区域为驾驶舱，用于飞行员的驾驶操作；
第二个区域为设备舱，其中安放有多台遥感载荷控制机柜；
第三个区域为操作舱，其中安排有多个操作位置，用于作业管理调度员、视频监视操作员、设备操作员等进行操作；
第四个区域休息舱，其中设置有大屏幕显示器，以及设置有指挥员和任务规划员的座位，所述的休息舱也可作为指挥舱；
第五个区域为处理舱，位于平台的机身尾部，设置有应急处理小系统。
根据本发明的另一个实施例，其中，所述的空地通信包括机载通信综合控制设备、机载海事卫星通信系统，用于与地面站或空间卫星进行数据通信。
根据本发明的另一个实施例，如图11所示，提出一种利用具有多维度信息探测能力的航空平台的协同作业方法，包括如下步骤：
步骤1、作业控制系统接受需求信息，包括飞行任务，录入覆盖区域、成像时间、图像质量与分辨率、用户特征、应用要求；
步骤2、根据飞行任务确定飞行平台需要搭载的遥感载荷；
步骤3、从六组飞行平台组装结构中选择满足遥感载荷性能的组装结构对飞行平台进行组装；
步骤4、根据所述的需求信息制定相应的飞行作业计划；
步骤5、将制作好的飞行作业计划导入作业管理服务器，作为执行导航、数据获取、设备监视和数据覆盖性检查的依据；
步骤6、执行以下两条并行的管理与控制子流程：
步骤6.1监控与快视，定期向地面发送遥感载荷的状态信息与作业的快视图像，以方便地面指挥控制中心随时了解飞行平台上系统的工作情况；
步骤6.2航线调度与数据覆盖检查，执行飞行任务的过程中，调度员打开观测窗口下面的保护门，设备操作员开始采集数据，调度员观看遥感载荷作业的数据覆盖检查结果，对不同观测窗口内安装的遥感载荷的数据进行融合分析，如果出现某条航线作业质量不符合要求或者被要求规避民航飞机、作业区下方有云、GNSS卫星缺星情况，调度员需要调整航线的执行顺序，并通知飞行员与设备操作员执行，设备操作员在进入航线时继续采集数据，直到数据采集及数据融合均正常为止；
步骤7、执行完飞行任务后，记录的作业管理信息与获取的遥感原始数据一道回放到地面系统，执行归档、入库；
步骤8、浏览记录的日志信息，对本次飞行情况进行综合检查与评估
进一步的，在步骤4中，所述作业控制系统利用机上GNSS系统完成各遥感载荷的时间同步，其方法采用是：
a.实时接收PPS信号的时间同步方法：实时接收并标记GNSS发送的PPS信号，遥感载荷在工作时，通过响应GNSS发送的高精度PPS信号的上升沿或下降沿，在采集数据流中标记GNSS发送的PPS信号和其对应的准确时间；
b.GNSS事件标注的时间同步方法：通过GNSS的事件标记(EventMark)功能记录遥感载荷采集数据的准确时间，遥感载荷工作时，在采集数据的时刻产生一个硬件脉冲信号，该信号传送给GNSS的事件输入口，由GNSS记录该硬件信号的触发时间。
进一步的，所述步骤4、根据所述的需求信息制定相应的飞行作业计划，如图12所示，具体如下：
步骤4.1、根据客户要求输入任务的作业区域范围；
步骤4.2、输入各作业遥感载荷的参数，包括：工作模式、获取遥感信息分辨率；以及输入作业航线参数，包括：遥感载荷的作业航线模型、航线旁向重叠度、航线航向重叠度；
步骤4.3、根据作业区域当前季节的常见风向、作业区域形状、用户要求因素综合考虑设计航线，包括设计航线的方向，航线方向选择与常见风向相同或相反；
步骤4.4、根据遥感载荷输入的航线旁向重叠度参数设计各个遥感载荷的航线起点与终点；
步骤4.5、根据遥感载荷特点和航线优化策略来优化各个遥感载荷的航线，最终使各个遥感载荷的航线优化成同一航线，所述遥感载荷特点是指雷达只能从航线一个方向进入，所述的航线优化策略是指遥感载荷优先级、航线覆盖宽度、航线旁向重叠度；
步骤4.6、根据遥感载荷输入的航线航向重叠度参数设计遥感载荷航线上的曝光点；
步骤4.7、估算航线的飞行距离与飞行费用；
步骤4.8、输出作业遥感载荷的作业任务文件。
进一步的，所述步骤4.3：根据作业区域当前季节的常见风向、作业区域形状、用户要求因素综合考虑设计航线，具体包括：
步骤4.3.1、根据用户需要的遥感信息空间分辨率参数、光谱分辨率参数以及遥感载荷参数来计算飞机飞行的最高高度；
步骤4.3.2、根据上一步计算的飞行最高高度选择一个合适的飞行高度，并计算航线旁向幅宽；
步骤4.3.3、依据用户输入的遥感载荷作业航线参数设计作业航线；
步骤4.3.4根据航线航向重叠度、旁向重叠度以及实际飞行需要留出的冗余距离计算航线覆盖检查参数，包括航线航向最大偏离距离、航线旁向最大偏离距离。
进一步的，所述作业控制系统的步骤5具体包括：
步骤5.1、调用GIS控件，显示地图；
步骤5.2、将飞行作业计划导入作业管理服务器，作为执行导航、数据获取、设备监视和数据覆盖性实时检查的依据。
进一步的，如图13所示，所述作业控制系统的步骤6.1监控与快视，定期向地面发送遥感载荷的状态信息与作业的快视图像，以方便地面指挥控制中心随时了解机上系统的工作情况；具体包括：
接收监控与快视图像信息后，监控信息要在作业调度与集中监控软件界面显示，同时定期向地面发送遥感载荷的状态信息与作业的快视图像，以方便地面指挥控制中心随时了解机上系统的工作情况。
所述作业控制系统的步骤6.2航线调度与数据覆盖检查，具体包括：
执行飞行任务的过程中，调度员观看遥感载荷作业的数据覆盖检查结果，如果出现某条航线作业质量不符合要求或者被要求规避民航飞机、作业区下方有云、GPS卫星缺星情况，调度员需要调整航线的执行顺序，并通知飞行员与设备操作员执行。
根据本发明的实施例，还建立所述作业控制系统的可靠性结构模型。
其可靠性指标要求是：MTBF(θ1)＝300h，其中，计算作业控制系统(400)可靠性指标的方法是：
可靠性指标是用可靠度R(t)，平均无故障工作时间MTBF，失效率λ，t为时间，平均修复时间MTTR和有效率A这五个项目来表征的，前三项都是描述系可靠性程度的，这三项指标有如下关系：
R(t)＝e-λt＝e-t/MTBF
MTTR是从维修角度提出的指标，而A是表征系统的可利用程度：
可靠性设计的步骤就是从系统可靠性指标出发，汇集元器件的失效率数据，制定系统可靠性模型，由元器件失效率数据和设定的模型求出系统的失效率λ，看看是否满足要求，否则修正元器件参数和系统模型直到满足指标要求为止。
串联系统的失效率λs和各环节的失效率λ的关系是：
这是串联系失效率的数学模型。
作业控制系统的可靠性模型，可以认为是串联模型。采用工程加权法进行可靠性分配，将可靠性指标切合实际地合理分配到各个子系统。这就要考察各个子系统的环境因素、维修因素、元器件质量因素。采用成熟的标准件因素、重要因素、以及复杂因素。串联模型各子系统MTBF指标分配公式为：
式中：MTBFj为第j个子系统的MTBF值，Ki为第i个综合评定因子，Kji是指第j个子系统中第i个综合评定因子，m为综合评定因子数量，n为子系统数量，MTBFs为系统的MTBF值，共有5个子系统。
采用综合因子评定法要考虑各单元难易和重要性的同时还应考虑其环境条件、可维程度、技术成熟程度等。每个因素给出一个定量的评定系K，系数大者其MTBF小。
整个系统的可靠性要求为：MTBF不小于300小时；MTTR不大于2小时。从系统的可靠性模型，结合本系统实际情况，参考有关资料对各个子系统各因素取值，经计算后的可靠性指标分配列于下表2。
表2可靠性指标分配表
验算：
得：
求出MTBF＝319.7h＞300h满足要求。
尽管上面对本发明说明性的具体实施方式进行了描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，且应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。
Claims (12)
1.一种具有多维度信息探测能力的航空平台，其特征在于，包括：飞行平台，以及作业控制系统、空地通信系统、多个观测窗口、窗口保护系统、陀螺稳定平台、以及内部舱位；其中，多个观测窗口和陀螺稳定平台设置在飞行平台上，根据不同的应用场景选择多个观测窗口安装不同遥感载荷进行组合得到不同的组装结构；空地通信系统用于飞行平台与地面的数据通信和收发；作业控制系统分别连接到航空遥感信息获取系统和航空遥感数据综合处理与管理系统，所述航空遥感信息获取系统通过多个观测窗口安装的遥感载荷采集数据，所述航空遥感数据综合处理与管理系统用于处理采集数据，所述作业控制系统包括计划与管理子系统，所述计划与管理子系统包括：作业管理服务器、飞行作业计划制作终端、地面飞行状况显示终端、网络与数据库，用于执行飞行作业计划、地面监控、地面快视图像显示、飞行作业执行情况事后检查功能；
作业调度子系统，包括作业调度与集中监控模块、飞行员航线导引终端、操作员作业航线显示模块、作业管理服务器、操控台，作业调度子系统用于对飞行员进行航线导引，向遥感载荷发出作业调度信息；作业调度子系统用于向各遥感载荷查询数据覆盖情况，综合所有覆盖信息，然后根据情况进行重飞和补飞操作提示；作业调度子系统还具有全系统集中监控功能；
视频子系统，包括各个舱的视频摄像机、视频切换矩阵、指挥舱大屏幕设备、连接这些设备的视频线、视频监视模块和视频切换模块，用于对多个观测窗口和设备舱的视频图像进行监视，将所有设备舱/操作舱/处理舱的计算机屏幕显示的内容切换到指挥舱大屏幕设备上；
GNSS子系统，利用飞机上的GNSS接口信息，为各遥感载荷提供统一的时间、位置基准，以便使各遥感载荷的时间同步在要求的精度之内；
网络与数传子系统，构建机上可靠的网络环境，通过卫星通讯设备完成空地数据传输功能；
飞行平台的机舱底板上开设有多个第一预设安装孔，陀螺稳定平台安装在所述的第一预设安装孔上，光学相机通过所述陀螺稳定平台安装到飞行平台上，形成所述的观测窗口，所述的观测窗口外还设置有所述窗口保护系统以及窗口除雾系统；
所述观测窗口包括：多个天线罩、多个光学窗口、多个非气密开口、天光引入开口、下视小开口和多个吊舱；
所述多个天线罩包括：机腹天线罩、左侧壁天线罩；所述多个吊舱包括：左侧吊舱、右侧吊舱；所述的多个光学窗口包括：第一光学窗口、第二光学窗口、第三光学窗口；
基于上述观测窗口进行选择组装，得到适用于不同作业环境的多种飞行平台组装结构，如下：
第一组装结构：含有光学窗口和非气密开口，不含天线罩和桁架吊舱，用于搭载从机舱内部进行遥感观测的遥感载荷；
第二组装结构：在第一组装结构的基础上，增加有机腹天线罩和左侧壁天线罩，不含桁架和吊舱，用于搭载的遥感载荷包括光学遥感载荷、红外遥感载荷、极化干涉合成孔径雷达和多波段全极化合成孔径雷达；增加的机腹天线罩和左侧壁天线罩用于安装合成孔径雷达的天线；
第三组装结构：在第二组装结构的基础上，同时带有机腹天线罩、左侧壁天线罩和吊舱，用于搭载的遥感载荷包括光学遥感载荷、红外遥感载荷、极化干涉合成孔径雷达和多波段全极化合成孔径雷达，机腹天线罩、左侧壁天线罩和吊舱都用于安装合成孔径雷达的天线，不同的天线对应的雷达波段不同；
第四组装结构：相对于第一组装结构，增加了副油箱，在具备第一组装结构功能的基础上，增加了飞行平台的航程和作业时长；
第五组装结构：含有桁架和2个吊舱，不含天线罩，能够搭载的遥感载荷包括光学遥感载荷、红外遥感载荷、和多波段全极化P波段合成孔径雷达，比第三组装结构少了机腹天线罩和左侧壁天线罩；
第六组装结构：在第四组装结构的基础上增加左侧壁天线罩，用于搭载从机舱内部进行遥感观测的遥感载荷，包括光学遥感载荷、红外遥感载荷，多增加一个左侧壁天线罩，即在保证航程增加的情况下，还能够获取极化干涉合成孔径雷达的数据。
2.根据权利要求1所述的一种具有多维度信息探测能力的航空平台，其特征在于，其中，
所述非气密开口安装在飞机原后货舱机腹外蒙皮处，非气密开口上还设置有气密罩和保护门，以及设置有与非气密开口上安装的设备相关的电气接口，非气密开口上方设置一个与飞机水平基准面平行的第二预安装平台，所述气密罩用于气密密封，安装在上述第二预安装平台上，用来隔离飞机气密舱与舱外环境；
所述的气密罩为铝合金的正方体罩，其包括两层密封壳体，第一层密封壳体与第二层密封壳体之间采用第一圈螺纹螺杆连接件进行安装紧固；第二层密封壳体与第二预安装平台通过第二圈螺纹螺杆连接件进行安装紧固；拆卸时，先拆第一圈螺纹螺杆连接件，把上面的第一密封壳体取下，然后再拆第二圈螺纹螺杆连接，将第二密封壳体取下；每层螺纹螺杆连接件中间都有橡胶层保持密封性。
3.根据权利要求1所述的一种具有多维度信息探测能力的航空平台，其特征在于，所述飞行平台的内部舱位包括驾驶舱、设备舱、操作舱、休息舱和处理舱，作业控制系统将不同的人员角色安排在飞机不同的舱位中，具体的；
飞行平台的机身从前往后依次包括五个区域：第一个区域为驾驶舱，用于飞行员的驾驶操作；
第二个区域为设备舱，其中安放有多台遥感载荷控制机柜；
第三个区域为操作舱，其中安排有多个操作位置，用于作业管理调度员、视频监视操作员、设备操作员进行操作；
第四个区域休息舱，其中设置有大屏幕显示器，以及设置有指挥员和任务规划员的座位，休息舱也作为指挥舱；
第五个区域为处理舱，位于平台的机身尾部，设置有应急处理小系统。
4.根据权利要求1所述的一种具有多维度信息探测能力的航空平台，其特征在于，所述的空地通信包括机载通信综合控制设备、机载海事卫星通信系统，用于与地面站或空间卫星进行数据通信。
5.根据权利要求2所述的一种具有多维度信息探测能力的航空平台，其特征在于，所述天光引入开口，用于大气遥感中引入天光，在天光引入开口内设置一个法兰安装平台；
法兰安装平台的法兰安装面平行于飞机水平面，法兰安装面上设置可拆卸的第一气密堵板，第一气密堵板应保证多次拆装要求；飞机交付时不安装设备，法兰安装面用可拆卸的第一气密堵板封堵，蒙皮开口用可拆卸的第二非气密堵板封堵，第二非气密堵板应保证多次拆装要求；
在天光引入开口上设置一个可拆卸的第三堵板，第三堵板尺寸大于法兰安装面尺寸。
6.一种用于权利要求1-5之一所述的具有多维度信息探测能力的航空平台上的协同作业方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1、作业控制系统接受需求信息，包括飞行任务，录入覆盖区域、成像时间、图像质量与分辨率、用户特征、应用要求；
步骤2、根据飞行任务确定飞行平台需要搭载的遥感载荷；
步骤3、从六组飞行平台组装结构中选择满足遥感载荷性能的组装结构对飞行平台进行组装；
步骤4、根据所述的需求信息制定相应的飞行作业计划；
步骤5、将制作好的飞行作业计划导入作业管理服务器，作为执行导航、数据获取、设备监视和数据覆盖性检查的依据；
步骤6、执行以下两条并行的管理与控制子流程：
步骤6.1监控与快视，定期向地面发送遥感载荷的状态信息与作业的快视图像，以方便地面指挥控制中心随时了解飞行平台上系统的工作情况；
步骤6.2航线调度与数据覆盖检查，执行飞行任务的过程中，调度员打开观测窗口下面的保护门，设备操作员开始采集数据，调度员观看遥感载荷作业的数据覆盖检查结果，对不同观测窗口内安装的遥感载荷的数据进行融合分析，如果出现某条航线作业质量不符合要求或者被要求规避民航飞机、作业区下方有云、GNSS卫星缺星情况，调度员需要调整航线的执行顺序，并通知飞行员与设备操作员执行，设备操作员在进入航线时继续采集数据，直到数据采集及数据融合均正常为止；
步骤7、执行完飞行任务后，记录的作业管理信息与获取的遥感原始数据一道回放到地面系统，执行归档、入库；
步骤8、浏览记录的日志信息，对本次飞行情况进行综合检查与评估。
7.根据权利要求6所述的协同作业方法，其特征在于，在步骤6中，所述作业控制系统首先利用机上GNSS系统完成各遥感载荷的时间同步，其方法是：
a.实时接收PPS信号的时间同步方法：实时接收并标记GNSS发送的PPS信号，遥感载荷在工作时，通过响应GNSS发送的PPS信号的上升沿或下降沿，在采集数据流中标记GNSS发送的PPS信号和其对应的准确时间；
b.GNSS事件标注的时间同步方法：通过GNSS的事件标记(Event Mark)功能记录遥感载荷采集数据的准确时间，遥感载荷工作时，在采集数据的时刻产生一个硬件脉冲信号，该信号传送给GNSS的事件输入口，由GNSS记录该信号的触发时间。
8.根据权利要求6所述的协同作业方法，其特征在于，所述步骤4、根据所述的需求信息制定相应的飞行作业计划，具体如下：
步骤4.1、根据客户要求输入任务的作业区域范围；
步骤4.2、输入各作业遥感载荷的参数，包括：工作模式、获取遥感信息分辨率；以及输入作业航线参数，包括：遥感载荷的作业航线模型、航线旁向重叠度、航线航向重叠度；
步骤4.3、根据作业区域当前季节的常见风向、作业区域形状、用户要求因素综合考虑设计航线，包括设计航线的方向，航线方向选择与常见风向相同或相反；
步骤4.4、根据遥感载荷输入的航线旁向重叠度参数设计各个遥感载荷的航线起点与终点；
步骤4.5、根据遥感载荷特点和航线优化策略来优化各个遥感载荷的航线，最终使各个遥感载荷的航线优化成同一航线，所述遥感载荷特点是指雷达只能从航线一个方向进入，所述的航线优化策略是指遥感载荷优先级、航线覆盖宽度、航线旁向重叠度；
步骤4.6、根据遥感载荷输入的航线航向重叠度参数设计遥感载荷航线上的曝光点；
步骤4.7、估算航线的飞行距离与飞行费用；
步骤4.8、输出作业遥感载荷的作业任务文件。
9.根据权利要求8所述的协同作业方法，其特征在于，所述步骤4.3：根据作业区域当前季节的常见风向、作业区域形状、用户要求因素综合考虑设计航线，具体包括：
步骤4.3.1、根据用户需要的遥感信息空间分辨率参数、光谱分辨率参数以及遥感载荷参数来计算飞机飞行的最高高度；
步骤4.3.2、根据上一步计算的飞行最高高度选择飞行高度，并计算航线旁向幅宽；
步骤4.3.3、依据用户输入的遥感载荷作业航线参数设计作业航线；
步骤4.3.4根据航线航向重叠度、旁向重叠度以及实际飞行需要留出的冗余距离计算航线覆盖检查参数，包括航线航向最大偏离距离、航线旁向最大偏离距离。
10.根据权利要求6所述的协同作业方法，其特征在于，所述作业控制系统的步骤5具体包括：
步骤5.1、调用GIS控件，显示地图；
步骤5.2、将飞行作业计划导入作业管理服务器，作为执行导航、数据获取、设备监视和数据覆盖性实时检查的依据。
11.根据权利要求6所述的协同作业方法，其特征在于，所述作业控制系统的步骤6.1监控与快视，定期向地面发送遥感载荷的状态信息与作业的快视图像，以方便地面指挥控制中心随时了解飞行平台上系统的工作情况；具体包括：
接收监控与快视图像信息后，监控信息要在作业调度与集中监控软件界面显示，同时定期向地面发送遥感载荷的状态信息与作业的快视图像，以方便地面指挥控制中心随时了解飞行平台上系统的工作情况。
12.根据权利要求6所述的协同作业方法，其特征在于，所述步骤8中的评估包括，建立所述作业控制系统的可靠性结构模型，该可靠性结构模型为串联结构，计算作业控制系统可靠性指标的方法如下：
采用工程加权法进行可靠性分配，串联模型各子系统MTBF指标分配公式为：
式中：MTBFj为第j个子系统的MTBF值，Ki为第i个综合评定因子，Kji是指第j个子系统中第i个综合评定因子，MTBFs为系统的MTBF值，m为综合评定因子数量，n为子系统数量，共有5个子系统；采用综合因子评定法考虑各单元难易和重要性及其环境条件、可维程度、技术成熟程度，每个因素给出一个定量的评定系数K。
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