一种陀螺稳定平台与姿态基准的集成设计方法与流程

本发明属于航空遥感技术领域，尤其是涉及一种陀螺稳定平台与姿态基准的集成设计方法。

背景技术

航空遥感是进行高分辨率对地观测、获取高质量图像的有效途径和重要手段，在地图测绘、土地资源勘探、灾害监控和数字化城市建设中得到了广泛的应用。传统的航空遥感系统主要由陀螺稳定平台、成像载荷和位置姿态测量系统三部分组成，其中成像载荷固定安装在陀螺稳定平台的方位框上，由三个陀螺仪与三个加速度计组成的位置姿态测量系统通常安装在成像载荷上从而实现对成像载荷运动参数的直接测量。此系统往往需要在陀螺稳定平台的横滚框、俯仰框和方位框上安装额外的速率陀螺用于平台系统的前馈控制。这种将陀螺稳定平台、成像载荷和位置姿态测量系统独立设计、分别组装的传统航空遥感系统，要求在成像载荷上预留出位置姿态测量系统的安装空间，给成像载荷的独立设计带来了难度。此外，当采用不同型号的位置姿态测量系统时，陀螺稳定平台方位框承载的成像载荷与位置姿态测量系统的重心发生变化并产生偏心力矩，而偏心力矩通过配重的方式不易消除，降低了陀螺稳定平台的控制精度。所以针对成像载荷独立设计的应用需求，亟需一种陀螺稳定平台与姿态基准的集成设计方法，实现对航空遥感系统中成像载荷的独立设计及其运动参数的高精度测量。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明旨在提出一种陀螺稳定平台与姿态基准的集成设计方法，该方法将传统的固连于成像载荷上位置姿态测量系统中的惯性敏感器件分别安装到陀螺稳定平台的三个框架上，利用陀螺稳定平台各框架自转轴处的角度传感器输出的框架间相对角度将飞行载体惯导以及安装在陀螺稳定平台各框架上惯性敏感器件的测量信号投影、传递至成像载荷上，通过对传递到成像载荷上的惯性信息进行惯导解算，实现成像载荷运动参数的测量，同时应用本方法可以使航空遥感系统中的成像载荷进行独立设计。。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种陀螺稳定平台与姿态基准的集成设计方法，具体包括如下步骤：

(1)根据陀螺稳定平台各框架与成像载荷的运动关系，设计惯性敏感器件和角度传感器在陀螺稳定平台三个框架上的安装方式；

(2)采集飞行载体惯导以及安装在陀螺稳定平台各框架上惯性敏感器件测得的角速度、加速度以及角度信息；

(3)利用陀螺稳定平台各框架自转轴处的角度传感器输出的框架间相对角度将采集到的惯性信息传递至成像载荷上；

(4)通过对传递到成像载荷上的惯性信息进行惯导解算，实现成像载荷运动参数的高精度测量。

进一步的，所述步骤(1)中的惯性敏感器件和角度传感器在陀螺稳定平台三个框架上的安装方式为：

陀螺稳定平台横滚框r、俯仰框f、方位框a上分别安装三个陀螺仪gr、gf、ga、三个加速度计afx、afy、aaz、三个角度传感器θr、θf、θa；

其中，三个陀螺仪gr、gf、ga的敏感轴分别与陀螺稳定平台的横滚轴yr、俯仰轴xf、方位轴za重合安装；两个加速度计afx、afy正交安装在俯仰框上，敏感轴分别与俯仰坐标系的x轴与y轴重合，一个加速度计aaz安装在方位框上，敏感轴与方位坐标系的z轴重合；此外，三个角度传感器θr、θf、θa分别安装在陀螺稳定平台的横滚框、俯仰框、方位框三个框架的自转轴处，敏感轴与各框架自转轴重合。

进一步的，所述步骤(2)中的飞行载体惯导以及分立于陀螺稳定平台各框架上的惯性敏感器件测量得到的惯性信息为：

为飞行载体相对惯性空间的角速度，为横滚框沿自转轴方向上的相对惯性空间的角速度，为俯仰框沿自转轴方向上的相对惯性空间的角速度，为方位框沿自转轴方向上的相对惯性空间的角速度；accfx、accfy为正交安装在俯仰框上的两个加速度计的输出信号，accaz为安装在方位框上的加速度计的输出信号；θr,θf,θa为三个角度传感器θr、θf、θa输出的各框架绕其自转轴的转动角度，通过微分得到的为相应的框架绕其自转轴的在各自框架坐标系投影的角速度。

进一步的，所述步骤(3)中的惯性信息的转换与传递的具体计算方法如下：

将飞行载体的角速度向横滚框坐标系r系投影，并将横滚框的自转角速度与之矢量叠加，得到：

将横滚框的角速度向俯仰框坐标系f系投影，并将俯仰框的自转角速度与之矢量叠加，得到：

将俯仰框的角速度向方位框坐标系a系投影，并将方位框的自转角速度与之矢量叠加，得到：

由于横滚框、俯仰框、方位框沿自转轴方向上的相对惯性空间的角速度可以由重合安装在各框架自转轴处的陀螺仪直接测量得到，则有：

将式(4)代入式(1)、(2)和(3)，并替换陀螺稳定平台各框架绕其自转轴的在各自框架坐标系投影的角速度得到方位框相对惯性空间运动的角速度，即获得与方位框固连的成像载荷相对惯性空间运动的角速度：

将安装在俯仰框上的两个加速度计输出accfx、accfy向方位框坐标系a系投影，并结合方位框上的加速度计的输出accaz，得到成像载荷相对惯性空间运动的加速度：

由此，获得了成像载荷相对惯性空间运动的角速度[ωiaxωiayωiaz]^t与加速度[accaxaccayaccaz]^t信息。

进一步的，所述步骤(4)利用步骤(3)得到的惯性传感器信息惯导解算。

相对于现有技术，本发明所述的一种陀螺稳定平台与姿态基准的集成设计方法具有以下优势：

(1)本发明将传统航空遥感系统中安装在成像载荷上的位置姿态测量系统中的惯性敏感器件分立安装在陀螺稳定平台的各个框架上，利用各框架坐标系的信息转换关系即可将飞行载体惯导以及各框架间惯性敏感器件的测量信号传递至成像载荷，然后通过惯导解算完成对成像载荷运动参数的测量，实现了与传统航空遥感系统中位置姿态测量系统等效的功能，且避免了在成像载荷上预留位置姿态测量系统的安装空间，使成像载荷可以进行独立设计

(2)传统航空遥感系统中将位置姿态测量系统安装在成像载荷上，当采用不同型号的位置姿态测量系统时，陀螺稳定平台方位框承载的成像载荷与位置姿态测量系统的重心会发生变化从而产生偏心力矩，而偏心力矩通过配重方式不易消除，使陀螺稳定平台的控制精度下降。本发明将传统航空遥感系统中的位置姿态测量系统的惯性敏感器件进行分立安装，简化了位置姿态测量系统与陀螺稳定平台的机械、电子接口，且避免了不同型号位置姿态测量系统带来的平台重心变化，提高了陀螺稳定平台的控制精度；

(3)传统的航空遥感系统除了陀螺稳定平台、成像载荷与位置姿态测量系统三部分外，往往需要在陀螺稳定平台的各框架上安装格外的速率陀螺用于前馈控制。本发明中由于将位置姿态测量系统中的三个陀螺仪的敏感轴分别与陀螺稳定平台的横滚轴、俯仰轴、方位轴进行重合安装，无需安装格外的速率陀螺，相比传统的航空遥感系统，减少了惯性敏感器件的数量，降低了成本。

附图说明

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施例所述的一种陀螺稳定平台与姿态基准的集成设计示意图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

本发明的技术解决方案为：陀螺稳定平台与姿态基准的集成设计方法将传统的固连于成像载荷上位置姿态测量系统中的惯性敏感器件分别安装到陀螺稳定平台的三个框架上，利用陀螺稳定平台各框架自转轴处的角度传感器输出的框架间相对角度将飞行载体惯导以及安装在陀螺稳定平台各框架上惯性敏感器件的测量信号投影、传递至成像载荷上，通过对传递到成像载荷上的惯性信息进行惯导解算，实现成像载荷运动参数的高精度测量，同时应用本方法使航空遥感系统中的成像载荷可以独立设计。

本发明技术解决方案的具体实施方法如图1所示，具体实施步骤如下：

1、根据陀螺稳定平台各框架与成像载荷的运动关系，设计惯性敏感器件和角度传感器在陀螺稳定平台三个框架上的安装方式。

陀螺稳定平台横滚框r、俯仰框f、方位框a上分别安装三个陀螺仪gr、gf、ga、三个加速度计afx、afy、aaz、三个角度传感器θr、θf、θa。其中，三个陀螺仪gr、gf、ga的敏感轴分别与陀螺稳定平台的横滚轴yr、俯仰轴xf、方位轴za重合安装；两个加速度计afx、afy正交安装在俯仰框上，敏感轴分别与俯仰坐标系的x轴与y轴重合，一个加速度计aaz安装在方位框上，敏感轴与方位坐标系的z轴重合；此外，三个角度传感器θr、θf、θa分别安装在陀螺稳定平台的横滚框、俯仰框、方位框三个框架的自转轴处，敏感轴与各框架自转轴重合。

2、采集飞行载体惯导以及安装在陀螺稳定平台各框架上惯性敏感器件测得的角速度、加速度以及角度信息。

为飞行载体相对惯性空间的角速度，为横滚框沿自转轴方向上的相对惯性空间的角速度，为俯仰框沿自转轴方向上的相对惯性空间的角速度，为方位框沿自转轴方向上的相对惯性空间的角速度；accfx、accfy为正交安装在俯仰框上的两个加速度计的输出信号，accaz为安装在方位框上的加速度计的输出信号；θr,θf,θa三个角度传感器θr、θf、θa输出的各框架绕其自转轴的转动角度，通过微分得到的为相应的框架绕其自转轴的在各自框架坐标系投影的角速度。

3、利用陀螺稳定平台各框架自转轴处的角度传感器输出的框架间相对角度将采集到的惯性信息传递到成像载荷上。

将飞行载体的角速度向横滚框坐标系r系投影，并将横滚框的自转角速度与之矢量叠加，得到：

将横滚框的角速度向俯仰框坐标系f系投影，并将俯仰框的自转角速度与之矢量叠加，得到：

将俯仰框的角速度向方位框坐标系a系投影，并将方位框的自转角速度与之矢量叠加，得到：

由于横滚框、俯仰框、方位框沿自转轴方向上的相对惯性空间的角速度可以由重合安装在各框架自转轴处的陀螺仪直接测量得到，则有：

将式(4)代入式(1)、(2)和(3)，并替换陀螺稳定平台各框架绕其自转轴的在各自框架坐标系投影的角速度得到方位框相对惯性空间运动的角速度，即获得与方位框固连的成像载荷相对惯性空间运动的角速度：

将安装在俯仰框上的两个加速度计输出accfx、accfy向方位框坐标系a系投影，并结合方位框上的加速度计的输出accaz，得到成像载荷相对惯性空间运动的加速度：

4、可以通过对成像载荷相对惯性空间运动的角速度[ωiaxωiayωiaz]^t与加速度[accaxaccayaccaz]^t进行惯导解算，实现成像载荷运动参数的高精度测量，同时应用本方法使航空遥感系统中的成像载荷可以独立设计。

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公知的现有技术。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。