СПОСОБ КОМПЕНСАЦИИ СДВИГА ИЗОБРАЖЕНИЯ Российский патент 1994 года по МПК G03B15/00 

Изобретение относится к области фотосъемки и может быть использовано в фотографических системах, установленных на летательном аппарате (ЛА).

Известен двухклиновый метод компенсации скорости изображения [1], заключающийся в повороте проектирующих лучей с помощью расположенных перед объективом двух оптических клиньев, основания которых развернуты друг относительно друга на 180^о, вращающихся в противоположные стороны с одинаковой по величине угловой скоростью, и экспонирования кадра в момент, когда клинья проходят нейтральное положение. Известен также способ компенсации, заключающийся в перемещении объектива в направлении, обратном полету ЛА, со скоростью, равной скорости движения изображения (Федоров Б.Ф. Аппаратура космического фотографирования, М.: Недра, 1985, с.77). Известен также способ компенсации сдвига изображения с использованием волоконно-оптических элементов (Автоматическая стабилизация оптического изображения. Под ред.Д. Н.Еськова и В.А.Новикова, Л.: Машиностроение, 1988, с.45-50.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому техническому решению является способ компенсации сдвига изображения [2], заключающийся в том, что уменьшают скорость изображения относительно фотопленки: линейные скорости изображения, обусловленные вращениями фотоаппарата, сводят до допустимых значений уменьшением угловых скоростей стабилизацией фотоаппарата. При этом поперечную скорость, обусловленную поступательными перемещениями фотоаппарата, сводят до допустимых значений, выбирая углы рыскания ЛА по формуле
Ψ = arctg (W_y/W_x), (1) где W_x, W_y - продольная и поперечная составляющие линейной скорости ЛА.

Недостаток способа-прототипа состоит в невысокой точности компенсации сдвига изображения из-за того, что не учитывается влияние на продольную и поперечную составляющие сдвига изображения изменения линейной скорости Земли в точке съемки при развороте ЛА по углу крена β.

Целью изобретения является повышение точности компенсации сдвига изображения путем учета изменения линейной скорости Земли в точке съемки при развороте ЛА по углу крена.

Поставленная цель достигается тем, что сначала измеряют фокальный параметр р, эксцентриситет е, наклонение i орбиты летательного аппарата и аргумент перигея ω летательного аппарата, рассчитывают угловую скорость восходящего узла орбиты Ω_В = - [Ω_З+ ε (1-l²)^3/2 cosi(μ˙p⁷)^-1/2], (2) где Ω_З - угловая скорость вращения Земли;
ε - параметр, характеризующий сжатие Земли;
μ - геоцентрическая гравитационная постоянная Земли, затем измеряют текущее значение аргумента U широты летательного аппарата, вычисляют угловую скорость летательного аппарата
= (1+l cos v)² (3) где V = U - ω - истинная аномалия летатель-
ного аппарата, (4)
и угол рыскания
Ψ =arctg (P_o/Q) , (5) где Р_о= Ω_Вb₁(1-b_o cos β (6)
Q= Ω_B[cos i(b_o-cos β)- b₂ sin β] +
+ (b_o-cos β), (7) где b₁=sin i cos U (8)
b₂ = sin i sin U (9)
b₀= c₀/c₁- (10) где C_o=1 + ε₂² (b₂ cos β-cos i sin β)² (11)
C₁ = сos β + ε₂² (b₂ cos β - cos i sin β) b₂ (12)
С₂ = 1 + ε₂² b₂² -[(a_o+h)(1+l cos V)/P]², (13) где ε₂, а_о - второй эксцентриситет и большая полуось земного эллипсоида соответственно
h - среднее превышение района съемки над уровенной поверхностью, после чего последовательно разворачивают летательный аппарат по углу рыскания на угол Ψ, стабилизируют летательный аппарат, измеряют текущее значение угла рыскания ' и во время экспонирования перемещают фотопленку с вычисленной линейной скоростью
sca₁b₁)]-a - (14) где f' - фокусное расстояние объектива фотоаппарата,
a₁= cosβsin (15)
a₂= cosβcos (16)
a₃= cosβsin (17)
Предложенные отличительные признаки позволяют достигнуть поставленную цель изобретения, поэтому являются существенными.

На чертеже приведена структурная схема устройства, позволяющего реализовать предложенный способ.

Датчики 1,2,5 являются цифровыми. Выход датчика 1 аргумента широты подключен к первому входу цифровой вычислительной машины, первый выход которой соединен с первым входом системы 4 ориентации и стабилизации. Выход датчика 2 угла рыскания подключен к второму входу цифровой вычислительной машины 3, третий выход которой соединен с вторым входом системы 4 ориентации и стабилизации.

В исходном состоянии в цифровой вычислительной машине 3 записывают следующие исходные данные: значения ε₂, а_о, h, Ω₃, ε,μ, p, e, i, ω, а также алгоритмы расчета угла (последовательно по формулам 2, 3, 4, 8, 9, 11, 12, 13, 10, 6, 7, 5) и скорости V (последовательно по формулам 15, 16, 17, 14). Цифровая вычислительная машина 3, отрабатывая рабочую программу, в определенный момент времени со своего второго выхода подает требуемое значение угла крена β на второй вход системы ориентации и стабилизации 4, которая поворачивает летательный аппарат на угол β по крену и затем стабилизирует его. Благодаря этому угловые скорости летательного аппарата по тангажу, крену и рысканию, а также углы тангажа и рыскания устанавливаются равными нулю. Текущее значение аргумента широты U с выхода датчика 1 поступает на первый вход цифровой вычислительной машины 3. Текущее значение угла крена β с выхода датчика 5 поступает на третий вход цифровой вычислительной машины 3, которая рассчитывает величину угла рыскания Ψ, с первого выхода цифровой вычислительной машины 3 поступающую на первый вход системы 4 ориентации и стабилизации, которая разворачивает летательный аппарат по углу рыскания на величину Ψ и затем стабилизирует летательный аппарат. Текущее значение угла рыскания с выхода датчика 2 поступает на второй вход цифровой вычислительной машины 3, которая затем рассчитывает величину скорости V, с третьего выхода цифровой вычислительной машины 3 поступающую на управляющий вход фотоаппарата 6, в котором скорость протяжки фотопленки устанавливается пропорциональной V и производится съемка.

Таким образом, в предложенном способе при определении угла разворота Ψ и компенсационной скорости V дополнительно учитываются изменения линейной скорости Земли в точке съемки в зависимости от величины угла крена летательного аппарата, текущих значений аргумента широты летательного аппарата, превышения h, параметров орбиты. Это повышает точность компенсации сдвига изображения, т.е. обеспечивает достижение поставленной цели изобретения.

Изобретение относится к области фотосъемки. Целью изобретения является повышение точности компенсации сдвига изображения путем учета изменения линейной скорости Земли в точке съемки при развороте летательного аппарата по углу крена. Способ заключается в том, что летательный аппарат разворачивают на углы крена и рыскания, стабилизируют его с тем, чтобы угловые скорости по тангажу, по крену и по рысканию, а также угол тангажа были равны нулю, и фотопленку при экспонировании перемещают с компенсационной скоростью, величину которой вычисляют по формуле с учетом результатов измерения аргумента широты летательного аппарата, фокального параметра, эксцентриситета и наклонения орбиты летательного аппарата, аргумента перигея летательного аппарата и текущего значения угла рыскания летательного аппарата, а также результатов вычисления по предлагаемым формулам угловой скорости восходящего узла орбиты и угловой скорости летательного аппарата. 1 ил.

СПОСОБ КОМПЕНСАЦИИ СДВИГА ИЗОБРАЖЕНИЯ, заключающийся в том, что летательный аппарат разворачивают на угол Ψ по рысканию и угол β по крену, стабилизируют летательный аппарат при этой величине угла рыскания Ψ и фотопленку при экспонировании перемещают с компенсационной скоростью v, отличающийся тем, что, с целью повышения точности компенсации сдвига изображения, перед разворотом летательного аппарата на требуемый угол рыскания последовательно определяют значения фокального параметра P, эксцентриситета e, наклонения i орбиты летательного аппарата, аргумента перигея ω летательного аппарата, рассчитывают угловую скорость восходящего узла орбиты летательного аппарата
λ_в= - [λ_З+ε(1-l²)^3/2 cos i(μp⁷)^-1/2 ] ,
где Ω_З - угловая скорость вращения Земли;
ε - параметр, характеризующий сжатие Земли;
μ - геоцентрическая гравитационная постоянная Земли,
измеряют текущее значение аргумента широты U летательного аппарата, затем вычисляют угловую скорость летательного аппарата
= (1+l cos v)² ,
где V = U - ω - истинная аномалия летательного аппарата,
и величину угла рыскания
Ψ = arctg (P₀ / Q) ,
где P₀ = Ω_вb₁ (1 - b₀˙cos β ) ;
Q = λ_в[cos i(b_o-cosβ)-b₂sin β] + (b_o-cosβ) ,
где b₁ = sin i · cos U;
b₂ = sin i · sin U;
b₀= c₀/c₁-,
где C_o= 1+ ε22

(b₂cosβ - cos i sin β)b₂;
C₁= cos β + ε22(b₂cosβ - cos i sin β)b₂;
C₂= 1 + ε22b22- [(a_o+ h) (1 + e cos V)/P]² ,
где ε₂ , a₀ - второй эксцентриситет и большая полуось земного эллипсоида соответственно;
h - среднее превышение района съемки над уровенной поверхностью,
после стабилизации летательного аппарата измеряют текущее значение угла рыскания и вычисляют величину компенсационной скорости v по формуле
v = b_o[cos + Ω_в(cosi·cos - a₁b₁)]-a -
- Ω_в(a₂cosi + a₃b₂- b₁sin) f′,
где f¹ - фокусное расстояние объектива фотоаппарата;
a₁= cosβsin;
a₂= cosβcos;
a₃= cosβsin .