一种航空光学遥感器的消旋系统和消旋方法
【专利摘要】本发明公开了一种航空光学遥感器的消旋系统和消旋方法，主要解决了45。扫描镜系统成像过程中存在像旋转，导致图像模糊，给后期图像处理带来困难的问题。本发明实现了45°扫描镜成像的消旋，可适用于多种谱段光，大大降低了设备的重量和空间，提高了系统快速响应性能、控制精度和使用寿命。本发明具有响应速度快、跟踪性能强、稳定性局、结构紧凑及寿命长等特点，已成功在某航空光学遥感器型号上使用。
【专利说明】一种航空光学遥感器的消旋系统和消旋方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种航空光学遥感器的消旋系统和消旋方法，属于航空光学遥感器领 域。
【背景技术】
[0002] 在航空侦察领域中往往需适用于多种谱段光，同时要求在有限的时间内获取宽视 角、高分辨率的全景图像，航空光学遥感领域常采用45°扫描镜成像方式以达到上述要求。 由于45°旋转扫描会产生像旋，给后期图像处理带来困难。道威棱镜可有效消除45°旋转 引起的像旋，但不能满足中、远红外波段的要求。K镜可弥补道威棱镜的缺陷，不仅可消除像 旋，同时适用于多谱段光。针对检测组件，目前45°扫描镜成像系统的K镜常采用编码器或 陀螺检测方式，针对航空侦察领域，由于载机的振动冲击和高低温的剧烈变化对编码器的 影响较大，其次陀螺受自身精度及零漂稳定性的影响，降低K镜速度环控制精度。针对执行 器，目前45°扫描镜成像系统的K镜常采用带减速器的伺服电机间接驱动或直流力矩电机 直接驱动方式，前者采用减速器引入传动误差使控制精度降低，后者力矩电机可360°旋转 而消旋本身旋转角度在±15°范围，由于控制或操作不当常出现电机撞击结构部件导致结 构组件损坏。
[0003] 同时，针对摆扫成像系统，目前45°扫描镜成像系统的K镜跟踪扫描角度的反馈 值由于未考虑载机的速高比变化，实时性能较差，对像旋的消除具有一定的延时。
【发明内容】
[0004] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种航空光学遥感器的 消旋系统和消旋方法，实现了 45°扫描镜成像的消旋，可适用于多种谱段光，大大降低了设 备的重量和空间，提高了系统快速响应性能、控制精度和使用寿命。
[0005] 本发明的技术方案是：一种航空光学遥感器的消旋系统，包括K镜、消旋电路、第 一双通道旋转变压器以及有限转角的音圈电机；消旋电路包括第一旋变解算芯片、第二旋 变解算芯片、主控芯片和功率驱动器；第一双通道旋转变压器安装在K镜上以测量K镜的旋 转角，并把测得的旋转角输出给第一旋变解算芯片；第二旋变解算芯片接收扫描镜上的第 二双通道旋转变压器输出的扫描镜的扫描角；主控芯片分别读取第一旋变解算芯片和第二 旋变解算芯片解算后输出的角度信息，并根据该角度信息向功率驱动器输出驱动信号；有 限转角的音圈电机与功率驱动器连接，以接收功率驱动器输出的驱动信号，并根据该驱动 信号驱动消旋系统的K镜旋转。
[0006] 一种航空光学遥感器的消旋方法，包括以下步骤：
[0007] (1)利用惯性导航系统实时采集飞机的飞行高度和飞行速度信息，得到飞机当前 的速高比信息，并将该速高比信息输出给扫描镜上的第二双通道旋转变压器；
[0008] (2)扫描镜上的第二双通道旋转变压器根据获取到的当前速高比信息调整旋转速 度并测量扫描镜的扫描角，并把该角度值输出给消旋电路的第二旋变解算芯片；
[0009] (3)消旋系统中的第一双通道旋转变压器测量消旋系统中K镜的旋转角，并把该 角度输出给消旋电路的第一旋变解算芯片；
[0010] (4)第二旋变解算芯片对接收的扫描镜扫描角进行轴角-数字转换器解算并输出 给主控芯片，主控芯片将该角度的1/2作为消旋系统中Κ镜的跟踪角；消旋电路的第一旋变 解算芯片对接收的Κ镜旋转角进行轴角-数字转换器解算并输出给主控芯片；
[0011] (5)主控芯片根据接收到的消旋系统中Κ镜的跟踪角和旋转角得到角误差信号， 通过控制算法将该角误差信号转换为驱动信号，并通过功率驱动器驱动音圈电机带动消旋 系统中Κ镜旋转以使Κ镜的旋转角与跟踪角一致，从而实现航空光学遥感器的消旋。
[0012] 所述步骤（5)中主控芯片的控制算法利用位置单闭环的超前滞后控制算法实现。
[0013] 本发明与现有技术相比的有益效果是：
[0014] (1)本发明方法中采用双通道旋转变压器作为跟踪角度和旋转角度的检测器件， 双通道旋转变压器是一种精密角度、位置、速度检测装置，具有灵敏度高、抗干扰能力强等 特点，特别适用于高温、严寒、潮湿、高速、高振动等环境条件比较恶劣的场合。与目前采用 光电码盘作为检测器件相比，适应环境能力强；与目前采用陀螺作为检测器件相比，无零 漂、稳定性能和抗干扰能力强。
[0015] (2)本发明方法中采用直驱式有限转角的音圈电机，响应快、力矩大、功耗低、谐波 小，同时消旋系统具有体积小、安装方便的特点。与目前带减速器的间接驱动或直流力矩电 机直接驱动方式相比，不仅提高控制精度，同时减少了机械结构的损伤。
[0016] (3)本发明采用机载惯性导航系统实时采集飞机的速高比信息，通过控制第二双 通道旋转变压器实时获取扫描镜的扫描角，提高了消旋的实时性，较传统没有采用惯性导 航系统的消旋方法响应速度提1?了 10%左右，稳定精度提1? 5%左右。
[0017] (4)本发明方法通过位置单闭环的超前滞后的控制算法输出给性能较好的有限转 角音圈电机，保证消旋系统K镜的旋转角度与跟踪角度保持一致，进而实现消旋。
【专利附图】
【附图说明】
[0018] 图1为本发明消旋系统组成示意图；
[0019] 图2为本发明方法的流程图；
[0020] 图3为本发明控制框图。
【具体实施方式】
[0021] 下面结合附图对本发明的【具体实施方式】进行进一步的详细描述。
[0022] 如图1所示，本发明提出一种航空光学遥感器的消旋系统，包括K镜、消旋电路、双 通道旋转变压器以及有限转角的音圈电机。消旋电路包括第一旋变解算芯片H2S44、第二旋 变解算芯片H2S44、主控芯片DSP2812和功率驱动器L6205 ;双通道旋转变压器安装在K镜 上以测量K镜的旋转角，并把测得的旋转角输出给消旋电路中的第一旋变解算芯片H2S44 ; 消旋电路中的第二旋变解算芯片H2S44接收扫描镜的扫描角；有限转角的音圈电机与消旋 电路的功率驱动器L6205连接；消旋电路中的主控芯片通过并口分别读取第一旋变解算芯 片H2S44和第二旋变解算芯片H2S44解算后输出的角度信息，并通过位置单闭环的超前滞 后控制算法输出数字信号给功率驱动器L6205,有限转角的音圈电机接收到驱动信号以驱 动消旋结构的K镜旋转。
[0023] 如图2所示，在消旋系统的基础上，提出一种航空光学遥感器的消旋方法，包括以 下步骤：
[0024] (1)利用惯性导航系统实时获取飞机的飞行高度和飞行速度信息，得到飞机当前 的速高比信息，并将该速高比信息输出给扫描镜上的双通道旋转变压器；
[0025] (2)扫描机构根据当前速高比信息调整扫描镜上的双通道旋转变压器的旋转速 度，同时双通道旋转变压器测量扫描镜的扫描角，并把该角度值输出给消旋电路的第二旋 变解算芯片H2S44 ;
[0026] (3)消旋系统中的双通道旋转变压器测量消旋系统中Κ镜的旋转角，并把该角度 输出给消旋电路的第一旋变解算芯片H2S44 ;
[0027] (4)第二旋变解算芯片H2S44对接收的扫描镜扫描角进行轴角-数字转换器 (RDC)解算并输出给主控芯片，主控芯片将该角度的1/2作为消旋系统中Κ镜的跟踪角；消 旋电路的第一旋变解算芯片H2S44对接收的Κ镜旋转角进行轴角-数字转换器解算并输出 给主控芯片；
[0028] (5)主控芯片根据接收到的消旋系统中Κ镜的跟踪角和旋转角得到角误差信号， 通过控制算法将该角误差信号转换为驱动信号，通过功率驱动器L6205驱动音圈电机带动 消旋系统中Κ镜旋转以使Κ镜的旋转角与跟踪角一致，从而实现航空光学遥感器的消旋。
[0029] 误差角度=跟踪角度-旋转角度，根据误差角度利用超前滞后控制算法输出数字 量信号给电机功率驱动器，调整有限转角的音圈电机旋转，带动消旋系统的Κ镜旋转，进而 保证消旋系统Κ镜的旋转角度与跟踪角度保持一致。
[0030] 本发明方法的控制框图如图3所示，由于载机飞行过程中，受环境条件和其他因 素的影响，不能始终保持一定的飞行速度和飞行高度，然而在航拍执行任务中，不同的飞行 速度和高度，需不同的扫描摆扫速度，因此提出采用以惯性导航系统作为前馈提高控制响 应。首先通过机载惯性导航系统获取速高比信息，并将该信息作为扫描角的前馈信号，以实 时监测扫描镜的扫描角，该角度的1/2作为跟踪角度，同时利用消旋系统中的双通道旋转 变压器检测Κ镜的旋转角度作为反馈角度，得到角误差信号；其次，将角误差信号经主控芯 片中的位置环校正环节处理后得到消旋系统中功率放大器的输入信号；最后将功放的信号 输出给音圈电机驱动Κ镜旋转，使消旋反馈角度与跟踪角度始终保持一致，进而实现消像 旋的目的。
[0031] 本发明采用有限转角的音圈电机作为执行器，同时引入惯性导航系统作为消旋控 制的前馈信号。针对执行器，首先解决了间接驱动（齿轮传动或皮带传动）间隙误差导致 控制精度的下降；其次解决了大角度电机在调试或异常情况下撞击机构对其部件的损伤； 同时有限转角的音圈电机具有响应快、力矩大、功耗低、谐波小，同时消旋结构具有体积小、 安装方便的特点。针对控制方法，与传统的陀螺作为检测元件实现闭环控制相比，本发明采 用扫描角的1/2作为跟踪角，消旋角作为反馈角，同时采用机载惯性导航系统速高比信息 作为跟踪角的前馈实现闭环控制，大大提高系统的响应速度。本发明具有响应速度快、跟踪 性能强、稳定性高、结构紧凑及寿命长等特点，已成功在某航空光学遥感器型号上使用。通 过型号实际验证，应用本发明的消旋系统和消旋方法相对于应用传统手段进行消旋，控制 精度提高了 5%，响应速度提高了 10%。
[0032] 本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
【权利要求】
1. 一种航空光学遥感器的消旋系统，其特征在于：包括K镜、消旋电路、第一双通道旋 转变压器以及有限转角的音圈电机；消旋电路包括第一旋变解算芯片、第二旋变解算芯片、 主控芯片和功率驱动器；第一双通道旋转变压器安装在Κ镜上以测量Κ镜的旋转角，并把测 得的旋转角输出给第一旋变解算芯片；第二旋变解算芯片接收扫描镜上的第二双通道旋转 变压器输出的扫描镜的扫描角；主控芯片分别读取第一旋变解算芯片和第二旋变解算芯片 解算后输出的角度信息，并根据该角度信息向功率驱动器输出驱动信号；有限转角的音圈 电机与功率驱动器连接，以接收功率驱动器输出的驱动信号，并根据该驱动信号驱动消旋 系统的Κ镜旋转。
2. -种航空光学遥感器的消旋方法，其特征在于包括以下步骤： (1) 利用惯性导航系统实时采集飞机的飞行高度和飞行速度信息，得到飞机当前的速 高比信息，并将该速高比信息输出给扫描镜上的第二双通道旋转变压器； (2) 扫描镜上的第二双通道旋转变压器根据获取到的当前速高比信息调整旋转速度并 测量扫描镜的扫描角，并把该角度值输出给消旋电路的第二旋变解算芯片； (3) 消旋系统中的第一双通道旋转变压器测量消旋系统中Κ镜的旋转角，并把该角度 输出给消旋电路的第一旋变解算芯片； (4) 第二旋变解算芯片对接收的扫描镜扫描角进行轴角-数字转换器解算并输出给主 控芯片，主控芯片将该角度的1/2作为消旋系统中Κ镜的跟踪角；消旋电路的第一旋变解算 芯片对接收的Κ镜旋转角进行轴角-数字转换器解算并输出给主控芯片； (5) 主控芯片根据接收到的消旋系统中Κ镜的跟踪角和旋转角得到角误差信号，通过 控制算法将该角误差信号转换为驱动信号，并通过功率驱动器驱动音圈电机带动消旋系统 中Κ镜旋转以使Κ镜的旋转角与跟踪角一致，从而实现航空光学遥感器的消旋。
3. 根据权利要求2所述的一种航空光学遥感器的消旋方法，其特征在于：所述步骤（5) 中主控芯片的控制算法利用位置单闭环的超前滞后控制算法实现。
【文档编号】G02B26/10GK104216086SQ201410406770
【公开日】2014年12月17日 申请日期:2014年8月18日 优先权日:2014年8月18日
【发明者】王哲, 林招荣, 李福东, 佟杰, 吴春楠, 宋立国, 安超, 贾晓梅, 马杨, 李林鹏, 张倩, 李冰 申请人:北京空间机电研究所