基于雙反射鏡的航空遙感成像系統(tǒng)實時視軸穩(wěn)定技術(shù)研究

洪聲藝，王義坤，韓貴丞，姚 波，蔡能斌，亓洪興

(1.中國科學(xué)院上海技術(shù)物理研究所 空間主動光電技術(shù)重點實驗室，上海 200083；2.中國科學(xué)院大學(xué)，北京 100049；3.上海紐鈦測控技術(shù)有限公司，上海 201613；4.上海市現(xiàn)場物證重點實驗室，上海 200083)

0 引 言

航空遙感成像在軍事偵察、環(huán)境監(jiān)測、自然災(zāi)害預(yù)報等領(lǐng)域的應(yīng)用日益廣泛。航空遙感垂直對地成像作業(yè)時，作為載體平臺的飛機由于空中氣流和自身發(fā)動機等因素的影響難以保持飛行姿態(tài)的平穩(wěn)，造成安裝在載機上的成像系統(tǒng)視軸在慣性空間晃動[1]，導(dǎo)致視場偏移[2]，增加了地物漏掃風(fēng)險，降低了飛行作業(yè)效率，甚至?xí)?dǎo)致飛行作業(yè)失敗。為了有效隔離載機姿態(tài)擾動對垂直對地成像的影響,保證成像系統(tǒng)視軸和視場在慣性空間的穩(wěn)定,提高飛行作業(yè)效率，需要為航空遙感成像系統(tǒng)配置慣性穩(wěn)定平臺。

慣性穩(wěn)定平臺通常采用萬向環(huán)架結(jié)構(gòu)，安裝在載機與航空遙感成像系統(tǒng)之間[2-9]。當載機產(chǎn)生姿態(tài)擾動時，平臺控制系統(tǒng)控制萬向環(huán)架帶動成像系統(tǒng)反向?qū)崟r補償，隔離載機姿態(tài)擾動，實現(xiàn)成像系統(tǒng)視軸在慣性空間的穩(wěn)定。北京航空航天大學(xué)和長春光學(xué)精密機械與物理研究所的相關(guān)學(xué)者都對慣性穩(wěn)定平臺做了大量研究。然而，目前采用萬向環(huán)架的視軸穩(wěn)定技術(shù)存在一些不足：慣性穩(wěn)定平臺與航空遙感成像系統(tǒng)分離，需單獨配置；萬向環(huán)架機械結(jié)構(gòu)笨重復(fù)雜，轉(zhuǎn)動慣量大，慣性延遲大，對姿態(tài)變化的反應(yīng)慢，系統(tǒng)帶寬小，控制難度較大。

文獻[10-13]提出了一種實現(xiàn)航空遙感成像系統(tǒng)視軸在慣性空間俯仰方向穩(wěn)定的新方法。成像載荷水平安裝，在成像載荷前增加一個將光路折轉(zhuǎn)90°實現(xiàn)垂直對地成像的45°反射鏡。利用速率陀螺實時感測飛機的俯仰角速度ωp，根據(jù)平面鏡成像的倍角關(guān)系和光路可逆原理，控制45°反射鏡以ωp/2的角速度反向補償，隔離載機俯仰姿態(tài)擾動，實現(xiàn)了成像系統(tǒng)視軸在慣性空間俯仰方向的穩(wěn)定。

受此啟發(fā)，考慮在對地成像的45°反射鏡和成像載荷光路之間增設(shè)兩個反射鏡：遠離成像載荷的固定反射鏡相對于成像載荷靜止不動，負責(zé)光路折轉(zhuǎn)；靠近成像載荷的穩(wěn)定反射鏡可以繞平行于載機偏航軸的轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動，反向補償隔離載機橫滾姿態(tài)擾動。從光學(xué)成像的角度分析，穩(wěn)定反射鏡的轉(zhuǎn)軸經(jīng)過45°反射鏡折轉(zhuǎn)后的等效轉(zhuǎn)軸平行于載機橫滾軸。此方案在原理上能夠?qū)崿F(xiàn)成像系統(tǒng)視軸在慣性空間橫滾方向的穩(wěn)定。

與采用萬向環(huán)架的傳統(tǒng)視軸穩(wěn)定技術(shù)相比，本文提出的基于雙反射鏡的實時視軸穩(wěn)定技術(shù),將視軸穩(wěn)定功能直接復(fù)合在航空遙感成像系統(tǒng)中，基于對地成像的45°反射鏡實現(xiàn)視軸在慣性空間俯仰方向的穩(wěn)定，基于45°反射鏡和成像載荷光路之間的穩(wěn)定反射鏡實現(xiàn)視軸在慣性空間橫滾方向的穩(wěn)定，無需額外配置穩(wěn)定平臺。這一技術(shù)的實現(xiàn)，不僅能簡化機載遙感系統(tǒng)，節(jié)約成本，而且能減小穩(wěn)定機構(gòu)的轉(zhuǎn)動慣量，大幅降低穩(wěn)定控制難度。

1 基于成像系統(tǒng)雙反射鏡的實時視軸穩(wěn)定原理

圖1為復(fù)合視軸穩(wěn)定功能的航空遙感成像系統(tǒng)示意圖，成像系統(tǒng)由成像載荷、45°反射鏡、固定反射鏡和穩(wěn)定反射鏡組成。位置姿態(tài)測量系統(tǒng)(Position and Orientation System，POS)水平安裝在與機體剛性連接的支撐環(huán)架上，用于實時感測載機的姿態(tài)擾動。對地成像的45°反射鏡可以繞俯仰軸轉(zhuǎn)動，反向補償隔離俯仰姿態(tài)擾動，實現(xiàn)成像系統(tǒng)視軸在慣性空間俯仰方向的實時穩(wěn)定，45°反射鏡與支撐環(huán)架所在平面成45°夾角時定義為其零位。穩(wěn)定反射鏡可以繞平行于載機偏航軸的橫滾穩(wěn)定軸轉(zhuǎn)動，反向補償隔離橫滾姿態(tài)擾動，實現(xiàn)成像系統(tǒng)視軸在慣性空間橫滾方向的實時穩(wěn)定。定義載機機體處于水平狀態(tài)，45°反射鏡處于零位且垂直對地成像時，穩(wěn)定反射鏡的位置為其零位，此時成像系統(tǒng)視軸對應(yīng)物點為機下點A。

圖1 復(fù)合視軸穩(wěn)定功能的航空遙感成像系統(tǒng)示意圖Fig.1 Airborne remote sensing imaging system including the function of LOS stabilization

1.1 慣性空間俯仰方向的實時視軸穩(wěn)定原理

慣性空間俯仰方向的實時視軸穩(wěn)定原理示意如圖2所示。初始時刻，載機機體處于水平狀態(tài)，45°反射鏡處于零位，此時成像系統(tǒng)等效視軸為OAOA，對應(yīng)物點為機下點A。未進行俯仰方向視軸穩(wěn)定時，45°反射鏡一直保持在零位且相對于成像載荷靜止不動。當載機產(chǎn)生θ角的俯仰姿態(tài)擾動時，成像載荷及其等效視軸、45°反射鏡及其零位均繞俯仰軸產(chǎn)生θ角的同步同向轉(zhuǎn)動，此時成像系統(tǒng)等效視軸變?yōu)镺BOB，對應(yīng)物點由機下點A變?yōu)辄cB。顯然，載機俯仰姿態(tài)擾動會導(dǎo)致成像系統(tǒng)視軸在慣性空間俯仰方向的晃動。

圖2 慣性空間俯仰方向的實時視軸穩(wěn)定原理示意圖Fig.2 Principle of real-time LOS stabilization in pitching direction in inertial space

慣性空間俯仰方向的實時視軸穩(wěn)定原理如下：初始時刻，45°反射鏡處于零位。利用POS實時感測載機俯仰姿態(tài)擾動角θ，將等效視軸OBOB的OBO段作為45°反射鏡的反射光線，OB段作為入射光線。根據(jù)光路的可逆性原理，控制45°反射鏡繞俯仰軸反向轉(zhuǎn)動θ/2角。由平面鏡成像的倍角關(guān)系可知，入射光線將隨之由OB段反向轉(zhuǎn)動θ角到OA段，從而保證成像系統(tǒng)等效視軸始終穩(wěn)定在OBOA，使穩(wěn)定后的等效視軸對應(yīng)物點始終為機下點A，實現(xiàn)慣性空間俯仰方向的實時視軸穩(wěn)定。

1.2 慣性空間橫滾方向的實時視軸穩(wěn)定原理

初始時刻，載機機體處于水平狀態(tài)，穩(wěn)定反射鏡處于零位，此時成像系統(tǒng)視軸為OAO2O1OA，對應(yīng)物點為機下點A。未進行橫滾方向視軸穩(wěn)定時，穩(wěn)定反射鏡一直保持在零位且相對于成像載荷靜止不動。當載機產(chǎn)生γ角的橫滾姿態(tài)擾動時，如圖3所示，成像系統(tǒng)視軸OA段繞橫滾軸產(chǎn)生γ角的同步同向轉(zhuǎn)動，視軸變?yōu)镺AO2O1OC，對應(yīng)物點由機下點A變?yōu)辄cC，顯然，載機橫滾姿態(tài)擾動會導(dǎo)致成像系統(tǒng)視軸在慣性空間橫滾方向的晃動。

圖3 載機橫滾姿態(tài)擾動對成像系統(tǒng)視軸的影響Fig.3 Influence of roll attitude disturbance to LOS of the imaging system

圖4 慣性空間橫滾方向的實時視軸穩(wěn)定原理等效示意圖Fig.4 Equivalence principle of real-time LOS stabilization in rolling direction in inertial space

2 基于成像系統(tǒng)雙反射鏡的實時視軸穩(wěn)定實現(xiàn)

2.1 基于成像系統(tǒng)雙反射鏡的實時視軸穩(wěn)定實現(xiàn)方案

圖5為實驗室內(nèi)搭建的載機飛行模擬試驗系統(tǒng)，用來驗證基于成像系統(tǒng)雙反射鏡的實時視軸穩(wěn)定效果。將航空遙感成像系統(tǒng)放置在六自由度運動平臺上，運動平臺繞其三個軸的轉(zhuǎn)動用于模擬載機姿態(tài)擾動，大反射鏡繞自身鏡面內(nèi)平行于航空遙感成像系統(tǒng)俯仰軸的轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動，用于模擬載機飛行并實現(xiàn)室內(nèi)對外成像，其中鏡面軸向?qū)?yīng)翼展方向，成像視場的豎直方向?qū)?yīng)載機飛行方向。系統(tǒng)的部分技術(shù)指標如表1所示。

圖5 基于成像系統(tǒng)雙反射鏡的實時視軸穩(wěn)定室內(nèi)飛行模擬試驗系統(tǒng)Fig.5 Flight simulator test system to verify real-time LOS stabilization based on dual reflectors in the imaging system in the laboratory

表1 飛行模擬試驗系統(tǒng)部分技術(shù)指標Table 1 Part of Technical specifications of the flight simulator test system

本文提出的基于雙反射鏡的航空遙感成像系統(tǒng)實時視軸穩(wěn)定技術(shù)對位置控制要求較高，故采用控制領(lǐng)域經(jīng)典的位置-速度-電流三環(huán)PID控制算法[14]，實現(xiàn)實時視軸穩(wěn)定的精確位置控制，如圖6所示。采用動態(tài)響應(yīng)快、定位精度高的音圈電機[15]帶動45°反射鏡或穩(wěn)定反射鏡反向轉(zhuǎn)動補償，實現(xiàn)慣性空間俯仰方向和橫滾方向的實時視軸穩(wěn)定。

圖6 基于雙反射鏡的實時視軸穩(wěn)定控制框圖Fig.6 Diagram of real-time LOS stabilization control based on dual reflectors in the imaging system

基于雙反射鏡的航空遙感成像系統(tǒng)實時視軸穩(wěn)定實現(xiàn)過程為

(1) 上電初始化時，45°反射鏡和穩(wěn)定反射鏡均處在零位；

(2) 以輸出分辨率為0.001°的POS作為測量基準，實時感測載機的俯仰姿態(tài)擾動角θ和橫滾姿態(tài)擾動角γ；

(3) 由于45°反射鏡的零位已隨俯仰姿態(tài)擾動產(chǎn)生θ角的同步同向轉(zhuǎn)動，所以，將-θ/2作為音圈電機1的位置環(huán)PID命令輸入，控制45°反射鏡繞俯仰軸反向轉(zhuǎn)動到-θ/2角位置，實現(xiàn)反向轉(zhuǎn)動θ/2角；

(4) 由于穩(wěn)定反射鏡的轉(zhuǎn)軸平行于載機偏航軸，其零位不受橫滾姿態(tài)擾動影響。在步驟(3)進行的同時，將-γ/2作為音圈電機2的位置環(huán)PID命令輸入，控制穩(wěn)定反射鏡繞橫滾穩(wěn)定軸反向轉(zhuǎn)動到-γ/2角位置，實現(xiàn)反向轉(zhuǎn)動γ/2角，從而保證成像系統(tǒng)視軸對應(yīng)物點始終穩(wěn)定在機下點A，實現(xiàn)航空遙感成像系統(tǒng)視軸在慣性空間俯仰方向和橫滾方向的實時穩(wěn)定。

2.2 試驗結(jié)果與分析

圖7為飛行模擬試驗系統(tǒng)俯仰方向和橫滾方向均產(chǎn)生幅值3°的正弦姿態(tài)擾動時的實時視軸穩(wěn)定控制曲線，從圖7可以看出，實時視軸穩(wěn)定命令與姿態(tài)擾動反相且幅值為姿態(tài)擾動角的一半，與位置環(huán)PID命令輸入一致。實時視軸穩(wěn)定命令與實際執(zhí)行反饋相減得到穩(wěn)定誤差。由圖7中穩(wěn)定誤差的放大曲線可得，慣性空間俯仰方向的穩(wěn)定誤差在±0.006°范圍內(nèi)變化，橫滾方向的穩(wěn)定誤差在±0.008°范圍內(nèi)變化。

圖7 正弦姿態(tài)擾動時的實時視軸穩(wěn)定控制曲線Fig.7 Real-time LOS stabilization control curve derived from sinusoidal attitude disturbance

由于實時視軸穩(wěn)定命令的執(zhí)行對象為45°反射鏡和穩(wěn)定反射鏡，考慮到平面鏡成像的倍角關(guān)系，實時視軸穩(wěn)定誤差與圖中的穩(wěn)定誤差存在二倍關(guān)系，從而得到慣性空間俯仰方向的實時視軸穩(wěn)定誤差在±0.012°范圍內(nèi)變化，橫滾方向的實時視軸穩(wěn)定誤差在±0.016°范圍內(nèi)變化。對于視軸穩(wěn)定來說，選擇穩(wěn)定誤差的均方根值(RMS)作為穩(wěn)定精度[3]。由于電機執(zhí)行命令存在一定的滯后性，圖7中的穩(wěn)定誤差呈現(xiàn)近似正弦變化，據(jù)此選擇誤差峰峰值的1/3作為RMS的近似，最終得到慣性空間俯仰方向的實時視軸穩(wěn)定精度RMS為0.008°，橫滾方向的實時視軸穩(wěn)定精度RMS為0.011° 。

圖8給出了飛行模擬試驗系統(tǒng)俯仰方向和橫滾方向均產(chǎn)生幅值3°的正弦姿態(tài)擾動時的視軸穩(wěn)定前后實驗室內(nèi)對外成像效果對比圖，其中成像視場的水平方向代表翼展方向，豎直向上方向代表飛行方向。視軸穩(wěn)定前，由于俯仰方向和橫滾方向均產(chǎn)生幅值3°的正弦姿態(tài)擾動，導(dǎo)致航空遙感成像系統(tǒng)視軸對應(yīng)的機下點軌跡及拼接圖像呈現(xiàn)S型，視場發(fā)生嚴重偏移。假如按預(yù)先設(shè)定好的航線在這種狀態(tài)下飛行，地物必然漏掃，導(dǎo)致飛行作業(yè)失敗。視軸穩(wěn)定后，航空遙感成像系統(tǒng)視軸對應(yīng)的機下點軌跡與飛行軌跡能夠較好吻合，視場在慣性空間穩(wěn)定。飛行模擬試驗表明，基于成像系統(tǒng)雙反射鏡的實時視軸穩(wěn)定技術(shù)可以有效隔離俯仰方向和橫滾方向的姿態(tài)擾動，能夠?qū)崿F(xiàn)航空遙感成像系統(tǒng)視軸在慣性空間俯仰方向和橫滾方向的實時穩(wěn)定，穩(wěn)定效果較好。

圖8 飛行模擬試驗系統(tǒng)視軸穩(wěn)定前后實驗室內(nèi)對外成像效果對比Fig.8 Outdoor scenery before-and-after LOS stabilization obtained by flight simulator test system in the laboratory

3 結(jié) 束 語

本文提出了基于雙反射鏡的航空遙感成像系統(tǒng)實時視軸穩(wěn)定技術(shù)，有效解決了垂直對地成像作業(yè)時載機姿態(tài)擾動導(dǎo)致成像系統(tǒng)視軸在慣性空間晃動的問題。實驗室內(nèi)飛行模擬試驗的結(jié)果表明，慣性空間俯仰方向的實時視軸穩(wěn)定精度RMS可達0.008° ，橫滾方向的實時視軸穩(wěn)定精度RMS可達0.011° 。相比于采用萬向環(huán)架結(jié)構(gòu)的傳統(tǒng)視軸穩(wěn)定技術(shù)，基于成像系統(tǒng)雙反射鏡的實時視軸穩(wěn)定技術(shù)由于采用小轉(zhuǎn)動慣量的光學(xué)元件實現(xiàn)，在穩(wěn)定控制方面更有優(yōu)勢，而且雙反射鏡的轉(zhuǎn)動慣量更小，作為穩(wěn)定功能的執(zhí)行部件，轉(zhuǎn)動慣量越小，系統(tǒng)的慣性延遲越小，對姿態(tài)變化的反應(yīng)越快，在系統(tǒng)帶寬的提升上也有較大優(yōu)勢。將此技術(shù)應(yīng)用于航空遙感成像系統(tǒng)，能夠有效隔離載機俯仰方向和橫滾方向的姿態(tài)擾動，保證成像系統(tǒng)視軸和視場在慣性空間的實時穩(wěn)定，穩(wěn)定效果明顯。