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

Изобретение относится к области фотосъемки и может быть использовано в фотографических системах, устанавливаемых на летательных аппаратах.

Известен способ компенсации сдвига изображения, заключающийся в перемещении объектива в направлении, обратном полету летательного аппарата со скоростью, равной скорости движения изображения (Федоров Б.Ф. Аппаратура космического фотографирования. М.:Недра, 1985, с.77). Известен способ компенсации сдвига 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 (Мельканович А.Ф. Фотографические средства и их эксплуатация. МО, 1984, с.149-157), заключающийся в том, что уменьшают скорость изображения относительно фотопленки протяжкой ее с компенсационной скоростью, а 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 Ψ летательного аппарата по формуле
Ψ =arctg (W_y/W_x) (1), где W_x, W_y - продольная и поперечная составляющие линейной скорости летательного аппарата.

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 поверхности Земли в точке съемки при развороте по углу тангажа α.

Целью изобретения является повышение точности компенсации сдвига изображения путем учета изменения линейной скорости поверхности Земли в точке съемки при развороте летательного аппарата по углу тангажа.

Поставленная цель достигается тем, что перед разворотом летательного аппарата сначала измеряют наклонение i орбиты летательного аппарата и аргумент перигея ω летательного аппарата, высоты летательного аппарата в апогее Нао и в перигее Нпо орбиты, текущие значения аргумента широты U_о, угла тангажа α и текущую высоту полета Но летательного аппарата и вычисляют угол рыскания Ψ по формуле
Ψ = arctg, где Ω₃ - угловая скорость вращения Земли;
μ - геоцентрическая гравитационная постоянная Земли,
p = ,
r_N = ,
H = rN ^. sin γ / sin α,
γ = arcsin sin - α, где ε₂ - второй эксцентриситет Земли,
r_о - средний радиус Земли,
а - большая полуось Земли,
h - среднее превышение точки съемки над уровенной поверхностью
На =r_Na^. sin γ_a/sin α ,
Н_n = r_Nn^. sin γ_n/sin α ,
r= ,
r= где
r= r= ,
γ_a= arcsin sin - α,
γ_п= arcsin sin - α,
γ_o= arcsin sin - α, а величина компенсационной скорости вычисляется по формуле
v = f /(r_N+H)²- Ω₂cos i+ Ω23

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

Датчики 1, 4 и высотомер 5 являются цифровыми. Выход датчика аргумента широты 1 подключен к первому входу цифровой вычислительной машины 3, первый выход которой соединен с первым входом системы стабилизации и ориентации летательного аппарата 2. Выход высотомера 5 подключен к второму входу цифровой вычислительной машины 3, третий выход которой соединен с управляющим входом фотоаппарата 6. Выход датчика 4 угла тангажа подключен к третьему входу цифровой вычислительной машины 3, второй выход которой соединен с вторым входом системы стабилизации и ориентации летательного аппарата 2. Четвертый выход цифровой вычислительной машины 3 подключен к информационному входу фотоаппарата 6. Пятый выход цифровой вычислительной машины 3 соединен с управляющими входами датчика 1 аргумента широты, датчики 4 угла тангажа и высотомера 5.

В исходном состоянии в цифровой вычислительной машине 3 записаны программа работы, исходные данные: значения ε₂, f', ω₃, μ , a, r_o, i, ω , а также алгоритмы определения значений Нао и Нпо по величине Но и алгоритмы расчета угла Ψ и скорости V. Причем величины Нао и Нпо определяются как экстремальные значения Но. Цифровая вычислительная машина 3, отрабатывая программу работы, в определенный момент времени со своего второго выхода подает требуемое значение угла тангажа α на второй вход системы ориентации и стабилизации, которая поворачивает летательный аппарат на угол α по тангажу и затем стабилизирует его. В очередной момент времени с пятого выхода цифровой вычислительной машины 3 импульс поступает на управляющие входы датчиков 1, 4 и высотомера 5. Благодаря этому текущее значение аргумента широты U_о с выхода датчика 1 поступает на первый вход цифровой вычислительной машины 3. Текущее значение угла тангажа α с выхода датчика 4 поступает на третий вход цифровой вычислительной машины 3. Текущее значение высоты Но с выхода высотомера 5 поступает на второй вход цифровой вычислительной машины 3, которая рассчитывает величину угла рыскания Ψ , которая с первого выхода цифровой вычислительной машины 3 поступает на первый вход системы ориентации и стабилизации, которая разворачивает летательный аппарат по углу рыскания на величину Ψ и затем стабилизирует его. Благодаря этому угловые скорости летательного аппарата по тангажу, крену и рысканию, а также угол крена устанавливаются равными нулю. Затем цифровая вычислительная машина 3 рассчитывает величину скорости V, которая с ее четвертого выхода поступает на информационный вход фотоаппарата 6, в котором скорость протяжки фотопленки устанавливается равной V. При поступлении с третьего выхода цифровой вычислительной машины 3 импульса определенной длительности τ на управляющий вход фотоаппарата 6 производится съемка в течение времени τ с компенсационной скоростью V движения фотопленки.

Таким образом, в предложенном способе при определении угла разворота Ψ летательного аппарата и компенсационной скорости V дополнительно учитываются изменения линейной скорости Земли в точке съемки в зависимости от величины угла тангажа летательного аппарата, текущих значений аргумента широты летательного аппарата, превышения h, параметров орбиты летательного аппарата. 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 поверхности Земли в точке съемки при развороте летательного аппарата /ЛА/ по углу тангажа. Способ заключается в том, что летательный аппарат разворачивают на углы тангажа и рыскания, величина которого рассчитывается, стабилизируют его с тем, чтобы угловые скорости по тангажу, по крену и по рысканию, а также угол крена были равны нулю, и фотопленку при экспонировании перемещают с компенсационной скоростью, величину которой вычисляют с учетом результатов измерения параметров орбиты ЛА, угла тангажа и высоты полета ЛА. 1 ил.

СПОСОБ КОМПЕНСАЦИИ СДВИГА ИЗОБРАЖЕНИЯ, заключающийся в том, что летательный аппарат разворачивают на углы тангажа α и рыскания Ψ , стабилизируют летательный аппарат при этих величинах углов тангажа α и рыскания Ψ так, чтобы угловые скорости по тангажу, крену и по рысканию, а также угол крена были равны нулю и при экспонировании фотопленку перемещают с компенсационной скоростью V, отличающийся тем, что перед разворотом летательного аппарата на требуемый угол рыскания Ψ последовательно определяют значения наклонения i и аргумента перигея ω орбиты летательного аппарата, измеряют высоту летательного аппарата в апогее H_ао и в перигее H_по орбиты, текущие значения аргумента широты U₀, угла тангажа α и текущую высоту полета H₀ летательного аппарата, вычисляют угол рыскания Ψ по формуле
Ψ = arctg
где Ω_З - угловая скорость вращения Земли;
μ - геоцентрическая гравитационная постоянная Земли;
p = ;
r_N = ;
H = r_N˙sinγ / sin α ;
γ = arcsin sin - α;
где ε₂ - второй эксцентриситет Земли;
r₀ - средний радиус Земли;
a - большая полуось Земли;
h - среднее превышение точки съемки над уровенной поверхностью;
H_а = r_Nа˙sin γ_а / sin α ;
H_п = r_Nп˙sin γ_п / sin α ;
r= ;
r= ;
где r= r= a/;
γ_a= arcsin sin - α;
γ_п= arcsin sin - α;
α_o= arcsin sin - α,
а величина компенсационной скорости V вычисляется по формуле
v = f /(r_N+H)²- Ω₂cos i+ Ω23