CN117235412B - 一种光电吊舱地理跟踪偏差角的后处理系统 - Google Patents

Abstract

一种光电吊舱地理跟踪偏差角的后处理系统。属于机载光电吊舱技术领域，具体机载光电吊舱地理跟踪偏差角处理技术领域。其解决了光电吊舱产品在地理跟踪时响应慢且存在中高频传递误差的问题。所述系统包括输入端、误差计算环节、前向环节、反馈环节和输出端；所述输入端将地理跟踪偏差角输入误差计算环节，所述误差计算环节得出估计误差输入前向环节，所述前向环节得出地理跟踪偏差角估计值输入反馈环节和输出端，所述反馈环节得出反馈环节的输出值输入误差计算环节。本发明所述系统可以应用在飞行器目标跟踪技术领域。

Description

一种光电吊舱地理跟踪偏差角的后处理系统

技术领域

本发明属于机载光电吊舱技术领域，具体机载光电吊舱地理跟踪偏差角处理技术领域。

背景技术

光电吊舱在执行侦察或引导打击的任务过程中，经常会需要对一个特定的地理坐标位置进行瞄准和凝视，这种针对地理坐标进行瞄准和凝视的过程称为地理跟踪。地理跟踪时，导航系统根据卫星、磁罗盘、陀螺、加速度计等多种导航信息，解算出地理跟踪偏差角。伺服系统根据地理跟踪偏差角进行伺服动作，实现地理跟踪。

由于导航系统的主要应用面是飞机飞控、航测定位、车船导航等场合，对导航信息的实时性要求不高，故现有导航产品更多地倾向于低频精度，有效带宽通常在5Hz左右；同时在导航数据传递过程中还会产生几十毫秒的延时；此外机载组合导航信息传递到光电吊舱载荷时，还会存在中高频的传递误差。低带宽、延迟和传递误差都会影响伺服的裕度和动态性能，进而限制伺服系统的可用带宽，再进而影响地理跟踪的快速性和抗扰能力。

发明内容

为了解决光电吊舱产品在地理跟踪时响应慢且存在中高频传递误差的问题，本发明提供一种光电吊舱地理跟踪偏差角的后处理系统。

所述系统包括输入端、误差计算环节、前向环节、反馈环节和输出端；

所述输入端将地理跟踪偏差角输入误差计算环节，所述误差计算环节得出估计误差/>输入前向环节，所述前向环节得出地理跟踪偏差角估计值/>输入反馈环节和输出端，所述反馈环节得出反馈环节的输出值/>输入误差计算环节。

进一步，所述误差计算环节得出估计误差采用：/>；

实现。

进一步，所述前向环节包括误差滤波器、角速度输入环节和积分环节，误差滤波器的输出经过角速度输入环节，在所述角速度输入环节与陀螺角速度叠加后输入积分环节。

进一步，所述误差滤波器由比例微分环节、超前环节和积分环节串联而成；

所述比例微分环节的比例参数，微分参数为/>，其中，/>，/>为典型二型系统的穿越频率，/>为反馈环节中的延迟时间，/>为反馈环节中一阶惯性环节的时间常数；

所述典型二型系统的穿越频率的取值范围在闭区间[0.314,6.283]上。

所述超前环节的零点取，极点取/>，其中，/>。

进一步，所述反馈环节为一个带延迟的一阶惯性环节，其中，延迟时间为，时间常数为/>。

进一步，所述延迟时间和时间常数/>采用如下方法获取：

S61、将机载组合导航安装到摇摆台上，将光电吊舱的编码器反馈值置为零；

S62、利用摇摆台给出幅值为2°，频率从0.1Hz到5Hz的正弦扫频输入，同时测量地理跟踪模式下，导航系统给出的偏差角输出；

S63、通过最小二乘法，按公式所描述的模型拟合输入到输出的传递函数，求取满足最小二乘条件的/>和/>，其中s表示拉普拉斯算子。

本发明所述光电吊舱地理跟踪偏差角的后处理系统的有益效果为：

（1）本发明所述后处理系统借鉴传递对准的思路，如果把捷联于吊舱载荷的陀螺看作一个蜕化的吊舱本地惯导，则本发明所述后处理系统可以看作是一种实时的传递对准过程，只是通常情况下传递对准的目的是修正吊舱本地惯导，对实时性要求低，所用方法多为卡尔曼滤波、自适应滤波或滤波等计算量大、低频精度高的算法；本发明则是针对伺服系统地理跟踪需要，自主设计构造互补滤波结构，与常规的传递对准相比，所用方法相对简单、运算量低、实时性和高频特性好。

（2）本发明所述后处理系统实现了对地理跟踪偏差角信号的优化，优化后的信号在保留了低频精度的前提下，抑制了原有信号里中高频段的传递误差；同时提高了信号的实时性，降低了延迟，进而提高了伺服裕度。此外，本发明所述后处理系统中进行的计算量很小，无论加挂到原有系统的伺服分系统、主控分系统还是导航分系统进行计算，对现有系统的影响都可以忽略不计。

附图说明

图1为以传递函数方式描述的实施例中所述的后处理系统；

图2为本发明实施例中的辨识方案示意图；

图3为本发明实施例中采集到的供辨识使用的数据图像；

图4为实际飞行中，地理跟踪时图像随时间的抖动图像；

图5为应用本发明系统后，地理跟踪时图像随时间的抖动图像。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动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。

为了使光电吊舱产品在地理跟踪时能做到快速响应，同时抑制中高频的传递误差，本发明借鉴传递对准的思路，使用捷联于吊舱载荷的陀螺信息，与导航系统提供的地理跟踪偏差角做互补滤波融合，在保留偏差角低频高精度信息的同时，结合陀螺的高频低延迟信息；同时对中高频的传递误差有一定的滤除效果。

通常，机载组合导航输出飞机的经纬高和姿态角，经过解算后得到地理跟踪偏差角，解算的环节目前没有统一的称呼，有些吊舱将其归到主控分系统中处理；有些吊舱则设计有独立的惯导解算和定位单元，专门用于产生地理跟踪偏差角；有些吊舱还将其划入伺服分系统。考虑到地理跟踪偏差角的产生位置不影响本发明系统的应用，为了方便叙述，以下均称呼地理跟踪偏差角的来源为导航系统。

实施例1、

本实施例提供一种光电吊舱地理跟踪偏差角的后处理系统，结构如图1所示。系统的两个输入分别为导航系统得到的地理跟踪偏差角和捷联于吊舱载荷的陀螺角速度/>；输出为地理跟踪偏差角的后处理结果/>（以下称为地理跟踪偏差角的估计值），系统包括输入端、误差计算环节、前向环节、反馈环节和输出端，其中前向环节和反馈环节，二者通过负反馈结构连结，系统中前向环节的输入为估计误差/>和陀螺测得的角速度/>，输出即为系统输出/>，/>经过反馈环节后得到反馈信号/>，/>与/>做差得到估计误差/>，估计误差又和陀螺测得的角速度/>共同作为前向环节的输入形成闭环。

系统中的前向环节又可分为一个误差滤波器和一个积分环节，误差滤波器的输入是估计误差/>，输出叠加陀螺角速度后给到积分环节获得输出。误差滤波器/>由一个比例微分环节、一个超前环节和一个积分环节串联组成，其中比例微分环节的零点用于补偿导航系统的延迟和滞后，比例微分环节的增益和超前环节共同用于调整系统的穿越频率和裕度，积分环节用于增强系统的跟踪能力，消除跟踪静差。

下面将比例微分环节的比例参数记为，微分参数记为/>；超前环节的零点取，极点取/>。

系统中的反馈环节是一个带延迟的一阶惯性环节。将延迟时间记为，将一阶惯性环节的时间常数记为/>，即图1中的/>和/>。

下面分别介绍系统中各参数的确定方式。

反馈环节主要模拟导航系统的延迟和滞后行为，使得与/>同步。故需要对被预测信号所经历的延迟和滞后进行辨识，根据对大量实测数据的归纳和总结，经验上认为，对于地理跟踪的应用场合，跟踪效果仅对5Hz以下的信号摄动敏感，提高辨识模型阶次对跟踪效果影响很小，故本发明使用一个带延迟的一阶惯性环节模型近似代表被预测信号所经历的动力学环节，所述带延迟的一阶惯性环节模型也即辨识模型的传递函数可由公式（1）描述：

（1）；

图1中以及公式（1）中的s均表示拉普拉斯算子。

辨识信号使用幅值为2°，频率从0.1Hz到5Hz的正弦扫频信号，扫频模式方面，推荐使用频率随时间线性变化的线性扫频，线性扫频的频率/时间变化率建议在0.2赫兹每秒以下。如图2所示，本发明使用摇摆台获得扫频运动的输入，摇摆台应具备姿态的实时测量和输出功能，对摇摆台姿态的测量延迟不大于5毫秒，测量传感器的带宽不低于50Hz。这样，摇摆台姿态输出可近似认为是摇摆台真实的姿态变化，可作为被辨识模型的输入。辨识时，将机载组合导航固连于摇摆台，令摇摆台产生前述形式的扫频信号，摇摆台姿态变化引起的地理跟踪偏差角的变化，则作为被辨识模型的输出。根据被辨识模型的输入和被辨识模型的输出，通过最小二乘方法，很容易就能拟合出模型参数和/>。

前向环节中的比例微分环节的零点用于补偿导航系统的延迟和滞后，故有。

为了使有效跟踪/>，可通过对/>、/>和/>的配置，使得系统近似形成一个中频宽为5的典型二型环节。配置时，/>、/>和/>三者之间满足以下约束关系：

（2）；

约束中，是典型二型系统的穿越频率，根据实测所积累的经验数据，/>取值在闭区间[0.314,6.283]范围上时，使用本系统可以获得较好的跟踪效果，故/>、/>和/>三个参数可根据上述约束在参数/>的取值范围上结合实际情况选取。

对于图1所描述的系统，在实际实现时可分别对器前向环节和反馈环节进行离散化，进而用计算机程序实现，将前向环节离散化后，将传递函数转换成状态方程组的形式描述，即有下式：

（3）；

式中，为连续系统离散化时的迭代周期，/>为迭代的次数，/>即为以秒为单位的当前时间点。/>为传递函数转换成状态方程组后的状态向量，/>为传递函数转换为状态方程组后的系统输入，/>包含两个分量，分别为当前陀螺角速度测量值和估计误差/>，系统输出为地理跟踪偏差角估计值/>，/>、/>和/>则分别为传递函数转换成状态方程组后产生的状态转移矩阵、输入矩阵和输出矩阵。

图1的反馈环节中包含一个延迟环节，本发明中通过插值的方法实现延迟，即依次记录最近次迭代的前向环节的输出/>、/>、/>……，其中，/>为向下取整函数，返回值为小于或等于输入值的整数值集合中最大的一个整数，/>为严格向上取整函数，返回值为大于输入值的整数值集合中最小的一个整数。对于/>秒前的时间点，存在两个相邻的有输出记录的时间点/>和，取这两个时间点上的输出记录为插值节点，对/>时刻上的输出值进行插值估计，有如下结果：

（4）；

得到了时刻上的输出值/>之后，对反馈环节的一阶惯性环节进行离散化，就可以得到反馈环节的输出值/>：

（5）；

通过当前偏差角测量值和反馈环节的输出值/>，求差更新估计误差/>，进而结合陀螺角速度测量值/>更新输入/>，即实现了闭环。

实施例2、

本实施例是对实施例1的进一步限定，根据实施例1所述的后处理系统，在实际实现时对应的方法如下：

S1、设迭代次数为，初值为0；设初始状态向量/>为一个6维列向量，各元素初值均为0；设初始输入向量/>为一个2维列向量，初值为/>，为当前陀螺角速度测量值，/>为估计误差，初值为0；设当前的偏差角估计值/>为0；设t _d秒以前的偏差角估计值/>为0；其中，/>为迭代计算周期，单位为秒；设反馈环节的输出为/>，初值为0；

S2、令迭代次数；以/>的值作为新的当前的状态向量/>，其中/>和/>为矩阵，表达式见公式（3）：

S3、以步骤S2计算得到的状态向量，按下式更新当前偏差角估计值/>：

（6）；

S4、根据秒以前的偏差角估计值/>，按公式（5）更新反馈环节的输出值：

当迭代计算总时长不足秒时，/>取0；当迭代计算总时长超过/>秒时，由前/>秒时刻临近的/>估计值公式（4）插值获得；

S5、秒后，根据当前偏差角测量值/>和步骤S4算得的反馈环节的输出值，求差更新估计误差/>：

（7）；

S6、以步骤S5计算得到的估计误差，更新输入向量/>为，/>为当前陀螺角速度测量值；

S7、重新执行步骤S2到步骤S6，并持续产生新的作为算法输出，供伺服系统闭环使用；

通过上述方法，本发明实现了对地理跟踪偏差角信号的优化，优化后的信号在保留了低频精度的前提下，抑制了原有信号里中高频段的传递误差；同时提高了信号的实时性，降低了延迟，进而提高了伺服裕度。此外，本发明计算量很小，无论加挂到原有系统的伺服分系统、主控分系统还是导航分系统进行计算，对现有系统的影响都可以忽略不计。

实施例3、

本实施例针实施例1和2所述的后处理系统，提供其应用实例。

在某无人机用光电吊舱测试过程中，发现导航系统使用了机载组合导航数据后产生的地理跟踪偏差角存在抖动，经查发现是机载组合导航数据与光电吊舱编码器数据不同步造成的，通过同步后，抖动减轻到0.03度左右，在长焦小视场情况下，其残差仍会造成图像明显晃动。地理跟踪时，每间隔0.16秒取出一帧图像，将相邻的12张图片放在一起，即为图4。图4显示了同步后图像随时间的变化情况，可以看出，地物在图像中的位置在来回抖动。

随后伺服工程师应用本发明的方法对残留抖动的地理跟踪偏差角进行后处理，此处遴选吊舱方位轴方向上的实施过程进行说明：

首先辨识实际角运动到地理跟踪偏差角的传递函数模型，得到如图3所示的测试数据，通过最小二乘法得到，的辨识结果为0.05632秒，/>的辨识结果为0.03736秒，实际角运动到地理跟踪偏差角的传递函数模型如下式所示：

（8）；

根据实测的效果发现，同步后的抖动约为1Hz，为了有效抑制该部分抖动，将穿越频率设计到0.1Hz，即取0.6283弧度每秒。进而得到/>、/>、/>的取值分别为0.1316、4.775秒、0.9550秒。算法迭代周期向陀螺采样率看齐，取1kHz，则/>为0.001秒。继而得到矩阵/>和/>如下，注意/>的第一行前两列元素需要保留6位有效数字，否则在计算中会产生较大的截断误差：

实际计算过程中，考虑到矩阵和/>都很稀疏，为节约计算量，其中乘0的部分并不需要实际体现在运算代码里，故有迭代函数代码（以标准C语言实现）如下：

/**********************

Return revised geographic dissmiss angle for servo system

parameter illustrate

yaw_gyro------- Gyro data after sec compensate

yaw_GEOdismiss_raw------ Geographic dissmiss angle from navigationsystem

clr_flag------ clear flag,1 means clear static value

**********************/

float Yaw_GEORevise(float yaw_gyro,float yaw_GEOdismiss_raw,unsignedint clr_flag)

{

static float x[6]={0},output[57]={0},input_evaluate=0;

float x_temp[6]={0};

float err=0;

int i=0;

if(clr_flag==0)

{

input_evaluate = 0.9739f*input_evaluate + 0.0261f*(0.32f*output[56] +0.68f*output[55]);

err = yaw_GEOdismiss_raw - input_evaluate;

for(i=0;i<6;i++) x_temp[i]=x[i];

x[5] += 0.001f*yaw_gyro;

x[4] += 0.001f*err;

x[3] = x_temp[4]+ 0.9359f*err;

x[2] += 0.001f*x_temp[3];

x[1] = 0.1316f*x_temp[2]+ 0.6284f*x_temp[3];

x[0] = 0.998954f*x_temp[0]+ 0.001046f*x_temp[1];

for(i=56;i>0;i--) output[i]=output[i-1];

output[0] = x[0]+x[5];

}

else //clear static value for init or brake

{

input_evaluate=0;

for(i=0;i<6;i++) x_temp[i]=0;

for(i=0;i<57;i++) output[i]=0;

}

return output[0];

}

将上述代码的输出替代原有的地理跟踪偏差角给入伺服系统后，光轴稳像效果大大提高，图5中列举了应用本发明方法后，地理跟踪时图像随时间的变化情况，拍摄像元分辨率与图4一致，可以看出，残余的光轴抖动已经很难从肉眼察觉。

Claims (4)

1.一种光电吊舱地理跟踪偏差角的后处理系统，其特征在于，所述系统包括输入端、误差计算环节、前向环节、反馈环节和输出端；

所述输入端将地理跟踪偏差角输入误差计算环节，所述误差计算环节得出估计误差输入前向环节，所述前向环节得出地理跟踪偏差角估计值/>输入反馈环节和输出端，所述反馈环节得出反馈环节的输出值/>输入误差计算环节；

所述前向环节包括误差滤波器、角速度输入环节和积分环节，误差滤波器的输出经过角速度输入环节，在所述角速度输入环节与陀螺角速度叠加后输入积分环节；

所述误差滤波器由比例微分环节、超前环节和积分环节串联而成；

所述比例微分环节的比例参数 ，微分参数为/>，其中，，/>为典型二型系统的穿越频率，/>为反馈环节中的延迟时间，/>为反馈环节中一阶惯性环节的时间常数；

所述典型二型系统的穿越频率的取值范围在闭区间[0.314,6.283]上；

所述超前环节的零点取，极点取/>，其中，/>。

2.根据权利要求1所述的光电吊舱地理跟踪偏差角的后处理系统，其特征在于，所述误差计算环节得出估计误差采用：

；

实现。

3.根据权利要求1所述的光电吊舱地理跟踪偏差角的后处理系统，其特征在于，所述反馈环节为一个带延迟的一阶惯性环节，其中，延迟时间为，时间常数为/>。

4.根据权利要求3所述的光电吊舱地理跟踪偏差角的后处理系统，其特征在于，所述延迟时间和时间常数/>采用如下方法获取：

S61、将机载组合导航安装到摇摆台上，将光电吊舱的编码器反馈值置为零；

S62、利用摇摆台给出幅值为2°，频率从0.1Hz到5Hz的正弦扫频输入，同时测量地理跟踪模式下，导航系统给出的偏差角输出；

S63、通过最小二乘法，按公式所描述的模型拟合输入到输出的传递函数，求取满足最小二乘条件的/>和/>，其中s表示拉普拉斯算子。