基于地基光雷像融合的在轨航天器瞬时姿态反演方法技术

本发明专利技术公开了一种基于地基光雷像融合的在轨航天器瞬时姿态反演方法，包括：计算航天器上的关键点在某一姿态下对应的轨道坐标系下的坐标位置；基于惯性坐标系到轨道坐标系的坐标转换矩阵计算关键点在惯性坐标系下的坐标位置；基于惯性坐标系到雷达测量坐标系和光学测量坐标系的坐标转换矩阵分别计算关键点在地基雷达成像平面的和地基光学成像平面的二维坐标理论位置；分别从航天器地基瞬时雷达图像和光学图像中提取出关键点对应的实测坐标位置；根据关键点的理论位置以及实测坐标位置进行航天器瞬时姿态反演，以得到航天器瞬时姿态角。该方法针对已知结构尺寸的空间目标的瞬时姿态反演具有较强的时效性、准确性以及可操作性。操作性。操作性。

【技术实现步骤摘要】
基于地基光雷像融合的在轨航天器瞬时姿态反演方法


[0001]本专利技术属于航天雷达探测
，具体涉及一种基于地基光雷像融合的在轨航天器瞬时姿态反演方法。

技术介绍

[0002]随着空间技术的不断发展，空间已成为维护国家安全和打赢现代信息化战争的制高点，精准掌握航天器轨迹信息、运动状态、几何形状与物理参数等特征信息是在轨航天器状态参数获取的核心关键。其中，空间目标姿态分析是空间目标识别、评估、预警的重要手段，通过目标姿态分析，可以实现对任务状态的评估、探测器指向分析、卫星识别和异常行为检测等，具有重要的研究意义。
[0003]当前，基于单幅图像的空间目标姿态估计可大致分为基于模板和基于模型两种思路。其中，基于模板的方法需要预先构建反映目标在不同姿态下表征的模板库，通过输入图像与模板库的特征匹配确定目标姿态。基于模型的方法需要已知目标的三维模型，通过目标3维模型和输入图像之间的特征关联计算目标的三维姿态。相比于前一类方法，此类方法不依赖大量的目标模板，而是通过严格的特征关联方程求解得到目标准确的姿态值，可取得较高的估计精度。
[0004]然而，基于模板的方法精度受限于模板库中的模板数量，而模板数量的增加会显著提高模板库构建成本、降低算法速度。基于模型的方法关键在于准确建立输入图像和目标三维模型的特征关联，由于图像是三维空间的降维表达，因此在建立特征关联的过程中往往会产生较大的候选空间，易造成特征的误匹配，降低算法效率和准确率。

技术实现思路

[0005]为了解决现有技术中存在的上述问题，本专利技术提供了一种基于地基光雷像融合的在轨航天器瞬时姿态反演方法。本专利技术要解决的技术问题通过以下技术方案实现：一种基于地基光雷像融合的在轨航天器瞬时姿态反演方法，包括：步骤1：计算航天器上的关键点在滚动角为、俯仰角为、偏航角为的姿态下对应的轨道坐标系中的坐标位置；步骤2：计算惯性坐标系到轨道坐标系的坐标转换矩阵，并结合步骤1得到的坐标位置计算所述关键点在惯性坐标系下的坐标位置；步骤3：计算惯性坐标系到雷达测量坐标系的坐标转换矩阵，并结合步骤2得到的坐标位置计算所述关键点在地基雷达成像平面的二维坐标理论位置；步骤4：计算惯性坐标系到光学测量坐标系的坐标转换矩阵，并结合步骤2得到
的坐标位置计算所述关键点在地基光学成像平面的二维坐标理论位置；步骤5：分别从航天器地基瞬时雷达图像和光学图像中提取出所述关键点对应的实测坐标位置和；步骤6：根据所述关键点的理论位置、以及实测坐标位置、进行航天器瞬时姿态反演，以得到航天器瞬时姿态滚动角、俯仰角和偏航角。
[0006]在本专利技术的一个实施例中，步骤1包括：1a) 获取航天器上的关键点在航天器本体坐标系下的三维坐标，记为：；其中，所述航天器本体坐标系以航天器质心为原点，其轴与航天器的纵对称轴一致，且指向航天器的头部；轴垂直于轴，且位于航天器的主对称面内，指向空间上方；轴与轴、轴满足右手直角坐标系准则；分别为三个方向的坐标分量，为用以区分不同关键点的整数；1b) 建立航天器轨道坐标系到航天器本体坐标系的姿态转换矩阵，其表达式为：；1c) 根据步骤1b)中的姿态转换矩阵计算步骤1a)中的关键点在轨道坐标系下的坐标位置，计算公式为：。
[0007]在本专利技术的一个实施例中，步骤2包括：2a) 基于卫星TLE根数，通过轨道外推得到卫星质心在惯性坐标系下的位置参数()；其中，分别表示时间、位置矢量和速度矢量；2b) 利用上述参数计算轨道坐标系各坐标轴(x、y、z)的单位矢量，计算公式为：，，；其中，表示取模值；
则惯性坐标系到轨道坐标系的坐标转换矩阵为：；2c) 根据步骤2b)得到的坐标转换矩阵和步骤1得到的坐标位置计算所述关键点在惯性坐标系下的坐标位置，计算公式为：。
[0008]在本专利技术的一个实施例中，步骤3包括：3a) 基于步骤2a)的结果计算雷达测量坐标系各坐标轴(、、)在惯性坐标系下的单位矢量，计算公式为：，，；式中，为惯性坐标系下雷达测站的位置矢量；和分别为雷达成像转角积累的初始时刻点和结束时刻点的轴分量；则惯性坐标系到雷达测量坐标系的坐标转换矩阵表示为：；3b) 根据步骤3a)得到的坐标转换矩阵和步骤2得到的坐标位置计算所述关键点在雷达测量坐标系下的坐标位置，计算公式为：；其中，表示转置；3c) 将雷达成像平面的轴分量置0，得到所述关键点在地基雷达成像平面的二维坐标理论位置，其表达式为：；其中，，和分别表示地基雷达成像平面坐标轴、方向的分量。
[0009]在本专利技术的一个实施例中，步骤4包括：4a) 基于步骤2a)的结果计算光学测量坐标系各坐标轴(、、)在惯性坐标系下的单位矢量，计算公式为：
，，；则惯性坐标系到光学测量坐标系的坐标转换矩阵表示为：；4b) 根据步骤4a)得到的坐标转换矩阵和步骤2得到的坐标位置计算所述关键点在光学测量坐标系下的坐标位置，计算公式为：；4c) 将光学成像平面的轴分量置0，得到所述关键点在地基光学成像平面的二维坐标理论位置，其表达式为：；其中，，和分别表示地基光学成像平面坐标轴、方向的分量。
[0010]在本专利技术的一个实施例中，步骤5包括：5a) 基于某一瞬时时刻T0的航天器地基雷达图像，提取所述关键点在雷达成像平面对应的二维实测坐标，其表达式为：；其中，，和分别表示雷达成像平面坐标轴、方向的分量；5b) 基于某一瞬时时刻T0的航天器地基光学图像，提取所述关键点在光学成像平面对应的二维实测坐标，其表达式为：；其中，，和分别表示光学成像平面坐标轴、方向的分量。
[0011]在本专利技术的一个实施例中，步骤6包括：6a) 以所述关键点的理论位置、和实测坐标位置、之间的欧式距离作为优化目标，构建目标函数如下：
；其中，n为所选关键点个数减1；6b) 定义滚动角、俯仰角以及偏航角的解空间为：；其中，姿态角顺时针为正，逆时针为负；6c) 通过粒子群算法对所述目标函数进行最优化求解，得到航天器瞬时姿态滚动角、俯仰角和偏航角。
[0012]本专利技术的有益效果：本专利技术提供在轨航天器瞬时姿态反演方法通过建立严格的数学计算模型，将航天器本体坐标系下的三维关键点坐标映射至地基成像平面二维坐标，并融合地基瞬时雷达成像结果和光学成像结果，建立了航天器瞬时姿态的反演模型，从而反演出在轨航天器瞬时姿态。针对已知结构尺寸的空间目标，该方法具有较强的时效性、准确性以及可操作性。
[0013]以下将结合附图及实施例对本专利技术做进一步详细说明。
附图说明
[0014]图1是本专利技术实施例提供的一种基于地基光雷像融合的在轨航天器瞬时姿态反演方法流程示意图；图2是本专利技术实施例提供的轨道坐标系示意图；图3是本专利技术实施例提供的雷达测量坐标系示意图；图4是本专利技术实施例提供的光学测量坐标系示意图；图5是本专利技术实施例提供的天宫一号及其关键点示意图；图6是本专利技术实施例提供的雷达图像关键点提取示意图；图7是本专利技术实施例提供的光学图像关键点提取示意图。
具体实施方式
[0015]下面结合具体实施例对本专利技术做进一步详细的描本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于地基光雷像融合的在轨航天器瞬时姿态反演方法，其特征在于，包括：步骤1：计算航天器上的关键点在滚动角为、俯仰角为、偏航角为的姿态下对应的轨道坐标系中的坐标位置；步骤2：计算惯性坐标系到轨道坐标系的坐标转换矩阵，并结合步骤1得到的坐标位置计算所述关键点在惯性坐标系下的坐标位置；步骤3：计算惯性坐标系到雷达测量坐标系的坐标转换矩阵，并结合步骤2得到的坐标位置计算所述关键点在地基雷达成像平面的二维坐标理论位置；步骤4：计算惯性坐标系到光学测量坐标系的坐标转换矩阵，并结合步骤2得到的坐标位置计算所述关键点在地基光学成像平面的二维坐标理论位置；步骤5：分别从航天器地基瞬时雷达图像和光学图像中提取出所述关键点对应的实测坐标位置和；步骤6：根据所述关键点的理论位置、以及实测坐标位置、进行航天器瞬时姿态反演，以得到航天器瞬时姿态滚动角、俯仰角和偏航角。2.根据权利要求1所述的基于地基光雷像融合的在轨航天器瞬时姿态反演方法，其特征在于，步骤1包括：1a) 获取航天器上的关键点在航天器本体坐标系下的三维坐标，记为：；其中，所述航天器本体坐标系以航天器质心为原点，其轴与航天器的纵对称轴一致，且指向航天器的头部；轴垂直于轴，且位于航天器的主对称面内，指向空间上方；轴与轴、轴满足右手直角坐标系准则；分别为三个方向的坐标分量，i为用以区分不同关键点的整数；1b) 建立航天器轨道坐标系到航天器本体坐标系的姿态转换矩阵，其表达式为：；1c) 根据步骤1b)中的姿态转换矩阵计算步骤1a)中的关键点在轨道坐标系下的坐标位置，计算公式为：
。3.根据权利要求2所述的基于地基光雷像融合的在轨航天器瞬时姿态反演方法，其特征在于，步骤2包括：2a) 基于卫星TLE根数，通过轨道外推得到卫星质心在惯性坐标系下的位置参数()；其中，分别表示时间、位置矢量和速度矢量；2b) 利用参数计算轨道坐标系各坐标轴(x、y、z)的单位矢量，计算公式为：，，；其中，表示取模值；则惯性坐标系到轨道坐标系的坐标转换矩阵为：；2c) 根据步骤2b)得到的坐标转换矩阵和步骤1得到的坐标位置计算所述关键点在惯性坐标系下的坐标位置，计算公式为：。4.根据权利要求3所述的基于地基光雷像融合的在轨航天器瞬时姿态反演方法，其特征在于，步骤3包括：3a) 基...

【专利技术属性】
技术研发人员：钟卫军，何健，马岩，杜鹃，马晨，王静，李浩，张虹，
申请(专利权)人：中国人民解放军三二零三五部队，
类型：发明
国别省市：