专利名称：一种用于机载激光雷达滚动角偏差实时补偿的方法与装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及点扫描式三维成像机载激光雷达滚动角偏差的补偿问题，尤其是一种 用于机载激光雷达滚动角偏差实时补偿的方法与装置。
背景技术：
机载激光雷达是基于激光测距原理的地形测绘技术，集成了飞机平台、激光扫描 仪、差分全球定位系统DGPS (Differential Global Positioning System)、惯性导航系统 INSdnitial Navigation System)以及计算机数据采集与处理系统等。机载激光雷达工作过程如下飞机以预先设定的飞行航线勻速直线飞行，由 DGPS/INS组合测量系统通过卡尔曼滤波技术实时测出激光扫描仪载荷平台的航�：妥颂� 角，根据激光脉冲的飞行时间计算出激光扫描仪光学中心到地面激光脚点的距离，由光电 轴角编码器获得该激光脉冲发射时刻的扫描角，根据以上数据可计算出地面激光脚点的三 维坐标。大量的激光脚点形成激光点云，经过后续点云处理，获得被测地形的三维成像， 即数字高程模型 DEM(DigitalElevation Model)和数字表面模型 DSM(Digital Surface Model)等。DEM和DSM精度取决于激光点云的密度、分布和坐标精度。载荷平台姿态角的非理想运动导致机载激光雷达姿态角的偏差，会造成激光点云 的分布区域变化和密度改变。其中，激光点云分布区域的变化会造成目标扫描区域漏扫， 被测地形三维成像有缺失，而激光点云的密度减小无法实现无失真恢复真实地形的三维图 像，造成三维图像的退化，空间分辨率下降。目前机载平台有多种形式，如直接安装于飞行 机身的固定式平台、重力稳定式平台、机械阻尼隔振式平台，以及力矩陀螺控制式平台等。 不管采用哪种方式，由于载荷平台质量较大，惯性大，其控制速度与控制精度有限，目前的 姿态角偏差变化能保持在士5°以内，频率变化为IHz左右。此姿态角偏差的变化范围对激 光扫描点云分布和密度的影响很大，其中滚动角偏差会造成扫描条带区域发生较大扭曲， 导致设计航线上部分目标区域漏描，故目前机载激光雷达相邻航线的带宽重叠率有的高达 50%，极大地降低了机载激光雷达扫描效率。而进行滚动角偏差的实时补偿可使扫描带更 规则，减少漏扫，同时可减小上述的带宽重叠率，大大提高机载激光雷达工作效率，同时也 提高了设备的使用寿命。目前，现有的各种点扫描式三维成像机载激光雷达及其他相关类型的激光雷达均 没有针对机载平台滚动角偏差的实时补偿功能及装置，关于激光雷达的专利，例如专利号 分别为200410064660. 2，200810009609. X的中国专利所提及的激光雷达结构均未涉及机 载平台滚动角偏差的实时补偿问题，同时现有文献也没有关于滚动角偏差补偿技术的研究 和描述。
发明内容
针对上述现有技术中存在的缺陷，本发明所要解决的问题是提供一种用于机载激 光雷达滚动角偏差实时补偿的方法与装置，其与现有机载激光雷达的主要不同在于，增加了一个滚动角补偿控制器、一个激光器Q开关控制电路和一个电光Q开关电路，利用GPS/ INS组合测量系统获得的滚动角偏差，结合旋转棱镜光电轴角编码器获得旋转棱镜的实时 转动角度反馈信号，实现对激光发射器的激光周期脉冲序列在时间区间上的平移控制。又 由于旋转棱镜勻速转动，则激光周期脉冲序列在时间区间上的平移控制，相当于激光周期 脉冲序列在多面旋转棱镜每个扫描面上的有效扫描角度区间的平移控制，从而实现对滚动 角偏差补偿的目的，解决了现有机载激光雷达不能对载荷平台滚动角偏差实时补偿的问 题。本发明可实时高精度补偿载荷平台滚动角偏差对机载激光雷达点云分布和三维成像的 不利影响，有效提高机载激光雷达的工作效率和设备使用寿命。本发明提供的一种用于机载激光雷达滚动角偏差实时补偿的方法与装置，其特征 在于包括可实现滚动角偏差补偿的激光扫描仪装置(1)、滚动角补偿控制装置和驱动装置 (2)、机载平台姿态角测量装置(3)、机载平台(4)。所述可实现滚动角偏差补偿的激光扫 描仪装置(1)，其特征在于包括激光发射器(11)、光路光学器件(12)、旋转棱镜(13)、回波 接收探测装置(14)、旋转棱镜电机(15)、旋转棱镜光电轴角编码器(16)；所述滚动角补偿 控制装置和驱动装置(2)，其特征在于包括滚动角补偿控制器(21)、激光器Q开关控制电 路(22)、泵浦灯高频脉冲电源(23)、电光Q开关(24)；所述机载平台姿态角测量装置(3)， 其特征在于包括GPS/INS组合测量系统(31)、卡尔曼滤波器(32)；所述机载平台(4)用于 安装各种测量载荷，包括各种形式的载荷平台，如重力稳定式载荷平台、机械阻尼式载荷平 台、陀螺力矩稳定式载荷平台等，所述可实现滚动角偏差补偿的激光扫描仪装置(1)、所述 滚动角补偿控制装置和驱动装置(2)、所述机载平台姿态角测量装置(3)均固定在所述机 载平台⑷上。其中，所述旋转棱镜(13)存在多个反射面，其电机旋转轴线平行于所述机载平台 (4)的平面，且与飞机飞行方向平行。其中，所述滚动角补偿控制器(21)通过控制所述激光器Q开关控制电路(22)导 通所述电光Q开关(24)，所述电光Q开关(24)控制所述激光发射器(11)的发射时间实现 对滚动角偏差的高精度实时补偿。其中，所述GPS/INS组合测量系统(31)测量获得所述载荷平台(4)的姿态角实时 测量数据，通过所述卡尔曼滤波器(32)处理后，获得高精度的滚动角偏差值，送入所述滚 动角补偿控制器(21)，结合所述旋转棱镜光电轴角编码器(16)获得的所述旋转棱镜(13) 的实时转动角度进行判断，当所述旋转棱镜光电轴角编码器(16)的转动角度在控制角度 之间时，则所述滚动角补偿控制器(21)输出高电平导通控制信号。其中，所述滚动角补偿控制器(21)输出的高电平导通控制信号控制所述激光器Q 开关控制电路(22)有效导通范围；在有效导通信号期间，所述激光器Q开关控制电路(22) 接收所述泵浦灯高频脉冲电源(23)的高频脉冲输出，产生高电压调Q脉冲信号，输入所述 电光Q开关(24)，控制所述激光发射器(11)在相应时间区间内产生周期变化的激光脉冲， 由于所述旋转棱镜(13)勻速转动，因此激光脉冲有效发射时间的变化相当于改变了所述 旋转棱镜(13)的激光脉冲发射的有效扫描角度区域，从而可实现滚动角偏差的实时高精 度补偿。本发明提供的一种用于机载激光雷达滚动角偏差实时补偿的方法与装置可实时 补偿所述机载平台(4)的滚动角偏差，其优点是目前飞机上载荷平台的滚动角偏差在士5°以内，但由于载荷平台的质量和惯性较大，因此目前直接控制或补偿载荷平台姿态角 偏差的效果有限，本发明方法及装置不采用改变激光扫描仪主体硬件结构，而采用增加控 制电路和相应的控制技术，通过改变激光发射器的有效发射时间，实现对机载激光雷达滚 动角偏差的高精度实时补偿。由于采用电信号控制，没有机械控制，故可达到很高的控制速 度和补偿精度。
图1是一种用于机载激光雷达滚动角偏差实时补偿的方法和装置示意图。图2是可实现滚动角偏差补偿的激光扫描仪装置(1)的空间结构示意图。图3是机载平台滚动角偏差的补偿示意图。图4是无滚动角偏差实时补偿的激光脉冲发射时序控制原理图。图5是可实现滚动角偏差实时补偿的激光脉冲发射时序控制原理图。
具体实施例方式以下结合附图对本发明专利实施例作进一步详细描述。图1是一种用于机载激光雷达滚动角偏差实时补偿的方法和装置示意图。在实际 飞行过程中，由于受到各种内外界因素的干扰，所述机载平台(4)无法保持理想勻速直线 运动状态和恒定的姿态角状态(理想的滚动角和俯仰角为零，偏航角为一常数)，产生了姿 态角偏差(包括滚动角、俯仰角和偏航角的偏差)。由所述GPS/INS组合测量系统(31)获 得所述机载平台(4)的姿态角测量数据，经所述卡尔曼滤波器(32)后续处理获得高精度的 滚动角偏差值，送入所述滚动角补偿控制器(21)中。由所述旋转棱镜光电轴角编码器(16) 获得所述旋转棱镜(13)的实时旋转角度，当所述旋转棱镜光电轴角编码器(16)的旋转角 度在激光脉冲有效发射角度区间内时，则所述滚动角补偿控制器(21)输出高电平导通控 制信号。所述滚动角补偿控制器(21)输出的高电平导通控制信号控制所述激光器Q开关 控制电路(22)的有效导通期，在有效导通期间，所述激光器Q开关控制电路(22)接受所述 泵浦灯高频脉冲电源(23)的高频脉冲输出，产生高电压调Q脉冲信号，送入所述电光Q开 关(24)，控制所述激光发射器(11)在相应时间区间内产生可控周期激光脉冲，由于所述旋 转棱镜(13)勻速转动，因此相当于改变了所述旋转棱镜(13)的激光脉冲发射序列的有效 扫描角度区域，从而可实现滚动角偏差的实时高精度补偿。图2是可实现滚动角偏差补偿的激光扫描仪装置(1)的空间结构示意图。所述激 光器(11)发出激光脉冲(粗点划线)，经所述分光片(121)分为大小两束，大束射向所述 反射镜(122)，一小束发射到所述距离计数器(142)，用于记录激光的发射时刻。大光束激 光由所述反射镜(122)反射后到达所述旋转棱镜(13)，经旋转棱镜(13)反射后射向地面。 地面激光脚点的反射光(细虚线所示)通过所述旋转棱镜(13)反射后，到达所述主接收镜 (124)和所述次接收镜(123)，进行光束汇聚，最后到达所述雪崩二极管探测器(141)，获得 回波信号，所述雪崩二极管探测器(141)发出电脉冲，送入所述距离计数器(142)，记录下 激光回波时刻。在所述距离计数器(142)中，根据激光的发射时刻和回波时刻，可计算出激 光脉冲的空中飞行时间，从而可获得激光测距值。所述旋转棱镜(13)的电机轴线平行于所述机载平台(4)，且与飞行方向平行。当所述机载平台(4)有滚动角偏差时，可通过所述滚动角补偿控制器(21)来控制所述激光器 Q开关控制电路(22)的有效导通控制期间，在此期间，所述泵浦灯高频脉冲电源(23)的高 电压信号能控制所述激光器Q开关控制电路(22)产生周期脉冲信号，提供给所述电光Q开 关(24)，实现对所述激光发射器(11)的输出激光脉冲时序控制。由于所述旋转棱镜(13) 始终是勻速转动，故改变所述激光发射器(11)的有效发射时间区域，相当于改变所述旋转 棱镜(13)的每个反射面上的激光脉冲序列的有效反射角度区域，通过改变激光束的有效 扫描角度来实现滚动角偏差的实时高精度补偿。图3是机载平台滚动角偏差的补偿示意图。图3(a)为所述机载平台(4)无滚动 角偏差时的激光扫描。在所述旋转棱镜(13)每个反射面上，对称地取每个面对应旋转角 度的一个区间发射激光脉冲，使在平面地形上的激光扫描线相对于激光发射天底线左右对 称。图3(b)为所述机载平台(4)有滚动角偏差时且无本发明所述的滚动角偏差补偿时的 激光扫描。可见，在平面地形上的激光扫描线跟随滚动角偏差的转动方向而左右平移，造成 地面激光点云分布区域扭动，不利于满足扫描工作要求和后续三维图像制作。图3(c)为所 述机载平台(4)有滚动角偏差时，按照本发明所述方法和装置进行了滚动角偏差补偿的激 光扫描。通过控制激光脉冲序列的有效发射时间区域，改变了激光脉冲序列的有效扫描角 度区域，从而实现了对滚动角偏差的实时补偿，消除了所述机载平台(4)滚动角偏差对激 光点云分布的不利影响。图4是无滚动角偏差实时补偿的激光脉冲发射时序控制原理图。当所述机载平台 (4)无滚动角偏差时，设所述旋转棱镜(13)是六面棱镜，每个面对应中心角度是60°，其 激光扫描角度量程为-30°到+30°，故针对每个旋转棱镜扫描面，所述泵浦灯高频脉冲电 源(23)的高压脉冲信号影响范围是-30°到+30°。通过控制所述激光器Q开关控制电路 (22)输出的高电压脉冲发生区间，可使实际扫描角度为-15°到+15°，具体实现为由所 述旋转棱镜光电轴角编码器(16)实时获得旋转棱镜的角度，在-15°到+15°区间内，所述 滚动角补偿控制器(21)输出高电平信号，而其余时间为低电平信号。所述滚动角补偿控制 器(21)输出高电平信号使所述激光器Q开关控制电路(22)导通处于有效工作状态，在此 期间接受所述泵浦灯高频脉冲电源(23)的高频脉冲信号的调制。正常情况下所述激光器 Q开关控制电路(22)的输出为稳定高电压，此高电压提供给所述电光Q开关(24)，则激光 器谐振腔中Q为低值，激光器不振荡，不能产生激光脉冲。当所述泵浦灯高频脉冲电源(23) 高频脉冲到来以后，经过所述激光器Q开关控制电路(22)中内部延时器延时一定时间，高 电压输出迅速撤除，则激光器谐振腔变为低损耗、高Q值状态，所述激光发射器(11)产生激 光脉冲，射向所述旋转棱镜(13)，所述激光器Q开关控制电路(22)输出迅速恢复高电压，则 激光器变为低Q值状态，停止发射脉冲。当下一个所述泵浦灯高频脉冲电源(23)脉冲信号 到来，重复上述激光脉冲产生过程。而在-15°到+15°区域之外，所述滚动角补偿控制器
(21)输出低电平信号，所述泵浦灯高频脉冲电源(23)不能对所述激光器Q开关控制电路
(22)进行调制，其始终输出为高电压提供给所述电光Q开关(24)，则激光器谐振腔中Q为 低值，激光器不振荡，故所述激光发射器(11)不能发射激光脉冲。通过以上过程，可实现当 所述旋转棱镜(13)在扫描角度范围为-15°到+15°时，产生周期激光脉冲序列。图5是 可实现滚动角偏差实时补偿的激光脉冲发射时序控制原理图。当所述机载平台(4)有滚动 角偏差时，设滚动角偏差为+5°，则所述旋转棱镜(13)的发射激光补偿角度应为-5°。通过控制所述激光器Q开关控制电路(22)输出的高电压脉冲发射时间区间，可使实际扫描角 度为-20°到+10°，具体实现为由所述旋转棱镜光电轴角编码器(16)实时获得旋转棱镜 的角度，在-20°到+10°区间内，所述滚动角补偿控制器(21)输出高电平信号，而其余时 间为低电平信号。所述滚动角补偿控制器(21)输出高电平信号使所述激光器Q开关控制 电路(22)导通处于有效工作状态，在此期间接受所述泵浦灯高频脉冲电源(23)的高频脉 冲信号的调制。正常情况下所述激光器Q开关控制电路(22)的输出为稳定高电压，此高电 压提供给所述电光Q开关(24)，则激光器谐振腔中Q为低值，激光器不振荡，不能产生激光 脉冲。当所述泵浦灯高频脉冲电源(23)高频脉冲到来以后，经过所述激光器Q开关控制电 路(22)中内部延时器延时一定时间，高电压输出迅速撤除，则激光器谐振腔变为低损耗、 高Q值状态，所述激光发射器(11)产生激光脉冲，射向所述旋转棱镜(13)，所述激光器Q开 关控制电路(22)输出迅速恢复高电压，则激光器变为低Q值状态，停止发射脉冲。当下一 个所述泵浦灯高频脉冲电源(23)脉冲信号到来，重复上述激光脉冲产生过程。而在-20° 到+10°区域之外，所述滚动角补偿控制器(21)输出低电平信号，所述泵浦灯高频脉冲电 源(23)不能对所述激光器Q开关控制电路(22)进行调制，其始终输出为高电压提供给所 述电光Q开关(24)，则激光器谐振腔中Q为低值，激光器不振荡，故所述激光发射器(11)不 能发射激光脉冲。通过以上过程，可实现当所述旋转棱镜(13)在扫描角度范围为-20°到 +10°时，产生周期激光脉冲序列，从而实现对滚动角偏差的实时补偿。由于所述机载平台 (4)的滚动角偏差变化较慢，频率为IHz左右，而所述旋转棱镜(13)的旋转频率达50Hz以 上，故可近似认为激光雷达每扫描一行激光点，所述机载平台(4)的滚动角偏差不变，可针 对每一激光行进行滚动角偏差的补偿。 以上对本发明及其实施方式的描述，并不局限于此，附图中所示仅是本发明的实 施方式之一。在不脱离本发明创造宗旨的情况下，不经创造地设计出与该技术方案类似的 结构或实施例，均属本发明保护范围。
权利要求
一种用于机载激光雷达滚动角偏差实时补偿的方法与装置，其特征在于包括可实现滚动角偏差补偿的激光扫描仪装置(1)、滚动角补偿控制装置和驱动装置(2)、机载平台姿态角测量装置(3)、机载平台(4)。所述可实现滚动角偏差补偿的激光扫描仪装置(1)，其特征在于包括激光发射器(11)、光路光学器件(12)、旋转棱镜(13)、回波接收探测装置(14)、旋转棱镜电机(15)、旋转棱镜光电轴角编码器(16)；所述滚动角补偿控制装置和驱动装置(2)，其特征在于包括滚动角补偿控制器(21)、激光器Q开关控制电路(22)、泵浦灯高频脉冲电源(23)、电光Q开关(24)；所述机载平台姿态角测量装置(3)，其特征在于包括GPS/INS组合测量系统(31)、卡尔曼滤波器(32)；所述机载平台(4)用于安装各种测量载荷，包括各种形式的载荷平台，如重力稳定式载荷平台、机械阻尼式载荷平台、陀螺力矩控制式载荷平台等，所述可实现滚动角偏差补偿的激光扫描仪装置(1)、所述滚动角补偿控制装置和驱动装置(2)、所述机载平台姿态角测量装置(3)均固定在所述机载平台(4)上。
2.按照权利要求1所述的一种用于机载激光雷达滚动角偏差实时补偿的方法与装置， 其特征在于所述旋转棱镜(13)存在多个反射面，其电机旋转轴线平行于所述机载平台(4) 的平面，且与飞机飞行方向平行。
3.按照权利要求1所述的一种用于机载激光雷达滚动角偏差实时补偿的方法与装置， 其特征在于所述滚动角补偿控制器(21)通过控制所述激光器Q开关控制电路(22)导通所 述电光Q开关(24)，所述电光Q开关(24)控制所述激光发射器(11)的发射时间实现对滚 动角偏差的高精度实时补偿。
4.按照权利要求1或权利要求3所述的一种用于机载激光雷达滚动角偏差实时补偿的 方法与装置，其特征在于所述GPS/INS组合测量系统(31)测量获得所述载荷平台(4)的姿 态角实时测量数据，通过所述卡尔曼滤波器(32)处理后，获得高精度的滚动角偏差值，送 入所述滚动角补偿控制器(21)，结合所述旋转棱镜光电轴角编码器(16)获得的所述旋转 棱镜(13)的实时转动角度进行判断，当所述旋转棱镜光电轴角编码器(16)的转动角度在 控制角度之间时，则所述滚动角补偿控制器(21)输出高电平导通控制信号。
5.按照权利要求1或权利要求3或权利要求4所述的一种用于机载激光雷达滚动角偏 差实时补偿的方法与装置，其特征在于所述滚动角补偿控制器(21)输出的高电平导通控 制信号控制所述激光器Q开关控制电路(22)有效导通范围；在有效导通信号期间，所述激 光器Q开关控制电路(22)接收所述泵浦灯高频脉冲电源(23)的高频脉冲输出，产生高电 压调Q脉冲信号，输入所述电光Q开关(24)，控制所述激光发射器(11)在相应时间区间内 产生周期变化的激光脉冲，由于所述旋转棱镜(13)勻速转动，因此激光脉冲有效发射时间 的变化相当于改变了所述旋转棱镜(13)的激光脉冲发射的有效扫描角度区域，从而可实 现滚动角偏差的实时高精度补偿。
全文摘要
一种用于机载激光雷达滚动角偏差实时补偿的方法与装置，主要设计了一种滚动角补偿控制装置和驱动装置，包括滚动角补偿控制器、激光器Q开关控制电路、泵浦灯高频脉冲电源、电光Q开关；由滚动角补偿控制器接收GPS/INS组合测量系统测量的滚动角偏差，结合旋转棱镜光电轴角编码器测量的实时角度进行判断，输出高电平导通控制信号，此信号与泵浦灯电源高频脉冲信号共同作用于激光器Q开关控制电路，使激光器Q开关控制电路在导通控制信号期间输出高压脉冲信号，提供给电光Q开关，控制激光发射器在合适的扫描角度区域发出激光脉冲，从而实现对滚动角偏差的实时高精度补偿。
文档编号G01S17/89GK101900806SQ20101018052
公开日2010年12月1日 申请日期2010年5月18日 优先权日2010年5月18日
发明者徐立军, 李小路, 王建军, 田祥瑞 申请人:北京航空航天大学
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