失效卫星近距离相对位姿自适应容积卡尔曼滤波估计方法技术

本发明专利技术涉及一种失效卫星近距离相对位姿自适应容积卡尔曼滤波估计方法，属于失效卫星相对导航领域。该方法采用单目相机实现与失效卫星在观测阶段的相对导航。首先利用卫星间相对位置方程组即C

【技术实现步骤摘要】
失效卫星近距离相对位姿自适应容积卡尔曼滤波估计方法


[0001]本专利技术涉及失效卫星相对导航领域，特别是涉及一种失效卫星近距离相对位姿自适应容积卡尔曼滤波估计方法。

技术介绍

[0002]人类科技的进步，不断促进着对外太空的探索和利用，全球各国发射的航天器数量都在不断创下新的记录。然而迄今为止这些在轨航天器有一部分已无法正常工作，对这些具备完整结构的失效卫星进行空间捕获具有相当现实意义且契合当前科技发展水平。失效卫星通常会在其地球引力和空间摄动力的作用下进行复杂的漂旋运动。实际上，当航天器的燃料耗尽，且航天器上柔性附件的弹性振动能量完全耗散后，该航天器就成为一个无作用的自由漂浮刚体并进行单轴旋转或翻滚运动。航天器的在轨任务中，追踪航天器在跟踪，接近和捕获失效卫星的过程中，两者之间的相对位置和相对姿态信息尤其重要。
[0003]由于失效卫星不能利用星间链路实现通讯，那么其自身所携带的陀螺仪与加速度计等敏感器件便无法提供姿态以及位置等信息。光学检测方法具有非接触测量，测量精度高等优势，目前是失效卫星相对位姿测量的主流方式。光学测量手段主要包括单目视觉相机、双目视觉相机、深度相机与激光雷达等，其中单目相机由于其设备简单，成本低，易于实现等优点引起广大研究人员关注。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是针对单目视觉相机应用到失效卫星追捕或对接任务中的近距离观测阶段中，需要获得失效卫星与追踪航天器之间实时的精确相对位姿的实际问题，提出一种失效卫星近距离相对位姿自适应容积卡尔曼滤波估计方法，该方法基于容积卡尔曼滤波算法的实时位姿估计滤波器，并采用平方根滤波的方式改善滤波过程中的收敛问题和稳定性问题，使得滤波器在较大初始误差下也能实现收敛。同时采用模糊控制方法，实现滤波过程中对量测噪声R的自适应，改善滤波器的精度。
[0005]上述的目的通过以下技术方案实现：
[0006]失效卫星近距离相对位姿自适应容积卡尔曼滤波估计方法，该方法包括如下步骤：
[0007](1)利用卫星间相对轨道动力学方程表征追踪航天器与失效卫星间的相对位置，利用姿态四元数表征失效卫星的相对姿态，并假设失效卫星在空间中做角速度不变的匀速自旋运动，建立追踪航天器与失效卫星之间的相对运动学模型，并将其作为系统方程；追踪航天器与失效卫星之间相对位置、相对姿态、相对速度和相对角速度作为状态变量；
[0008](2)采用追踪航天器自身携带的单目相机采集的序列图像数据作为系统的量测量，利用在地面上标定的相机相对于追踪航天器质心的位置信息，与相机坐标系相对追踪航天器载体系的姿态信息以及相机的映射模型建立系统的量测函数；
[0009](3)给定滤波系统的初始状态值，利用步骤(1)中建立的相对运动学模型作为系统
方程对追踪航天器与失效卫星之间下一时刻的状态变量进行预测；；
[0010](4)利用步骤(2)中采集到的失效卫星特征点在当前时刻图像中的二维坐标作为量测量，采用模糊自适应逻辑控制器对噪声参数进行修正，并对步骤(3)中预测的状态量进行修正，将状态变量作为滤波结果输出。
[0011]进一步地，步骤(1)的具体方法是：
[0012]首先定义相关坐标系，假设失效卫星运行在圆轨道上，追踪航天器通过相机对其进行相对位姿估计，则定义如下坐标系：
[0013]O
I
X
I
Y
I
Z
I
为赤道惯性坐标系，原点为地心，X
I
轴在赤道平面内，指向恒星，Z
I
轴沿地球自转轴方向，Y
I
轴，X
I
轴和Z
I
轴构成右手坐标系；
[0014]O
C
X
C
Y
C
Z
C
为追踪航天器轨道坐标系，记为坐标系F
c
，原点O
C
位于追踪航天器质心，X
C
轴为地心指向追踪航天器质心矢量方向，Y
C
轴在追踪航天器轨道平面内，垂直于X
C
轴，且与追踪航天器速度夹角为锐角，Z
C
轴根据右手定则确定；
[0015]O
T
X
T
Y
T
Z
T
为失效卫星轨道坐标系，记为坐标系F
T
，原点O
T
位于失效卫星质心，X
T
轴为地心指向失效卫星质心矢量方向，Y
T
轴在失效卫星轨道平面内，垂直于X
T
轴，且与失效卫星飞行速度夹角为锐角，Z
T
轴根据右手定则确定；
[0016]O
B
X
B
Y
B
Z
B
为失效卫星载体坐标系，坐标系原点与失效卫星质心重合，坐标轴固连在失效卫星上，坐标轴指向在初始时刻与追踪航天器轨道坐标系重合；
[0017]O0X0Y0Z0为追踪航天器载体坐标系，坐标系原点与追踪航天器质心重合，坐标轴固连在航天器上，假设追踪航天器实现自旋稳定，即追踪航天器载体坐标系O0X0Y0Z0与追踪航天器轨道坐标系O
C
X
C
Y
C
Z
C
重合；
[0018]O
ca
X
ca
Y
ca
Z
ca
为相机坐标系，坐标系原点O
ca
位于单目相机光心，Z
ca
轴方向沿光轴方向并与成像平面垂直，X
ca
轴与成像平面上下边缘平行指向左边，Y
ca
轴与成像平面左右边缘平行并指向上方；
[0019]O
p
X
p
Y
p
为图像坐标系，图像坐标系为平面坐标系。坐标系平面为相机成像平面，原点为相机成像主点，X
p
轴与成像平面上下边缘平行指向左边，Y
p
轴与成像平面左右边缘平行并指向上方；
[0020]由C
‑
W方程建立轨道相对运动学模型，C
‑
W方程表示为：
[0021][0022]其中s代表失效卫星质心位置在坐标系F
c
下X
C
轴向的分量；y代表失效卫星质心位置在坐标系F
c
下Y
C
轴向的分量；z代表失效卫星质心在坐标系F
c
下Z
C
轴向的分量；代表失效卫星质心速度在坐标系F
c
下X
C
轴向分量；代表失效卫星质心速度在坐标系F
c
下Y
C
轴向的分量；代表失效卫星质心速度在坐标系F
c
下Z
C
轴向的分量，上本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种失效卫星近距离相对位姿自适应容积卡尔曼滤波估计方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：(1)利用卫星间相对轨道动力学方程表征追踪航天器与失效卫星间的相对位置，利用姿态四元数表征失效卫星的相对姿态，并假设失效卫星在空间中做角速度不变的匀速自旋运动，建立追踪航天器与失效卫星之间的相对运动学模型，并将其作为系统方程；追踪航天器与失效卫星之间的相对位置、相对姿态、相对速度和相对角速度作为状态变量；(2)采用追踪航天器自身携带的单目相机采集的序列图像数据作为系统的量测量，利用在地面上标定的相机相对于追踪航天器质心的位置信息，与相机坐标系相对追踪航天器载体系的姿态信息以及相机的映射模型建立系统的量测函数；(3)给定滤波系统的初始状态值，利用步骤(1)中建立的相对运动学模型作为系统方程对追踪航天器与失效卫星之间下一时刻的状态变量进行预测；；(4)利用步骤(2)中采集到的失效卫星特征点在当前时刻图像中的二维坐标作为量测量，采用模糊自适应逻辑控制器对噪声参数进行修正，并对步骤(3)中预测的状态量进行修正，将状态变量作为滤波结果输出。2.根据权利要求1所述的失效卫星近距离相对位姿自适应容积卡尔曼滤波估计方法，其特征在于，步骤(1)的具体方法是：首先定义相关坐标系，假设失效卫星运行在圆轨道上，追踪航天器通过相机对其进行相对位姿估计，定义如下坐标系：O
I
X
I
Y
I
Z
I
为赤道惯性坐标系，原点为地心，X
I
轴在赤道平面内，指向恒星，Z
I
轴沿地球自转轴方向，Y
I
轴，X
I
轴和Z
I
轴构成右手坐标系；O
C
X
C
Y
C
Z
C
为追踪航天器轨道坐标系，记为坐标系F
c
，原点O
C
位于追踪航天器质心，X
C
轴为地心指向追踪航天器质心矢量方向，Y
C
轴在追踪航天器轨道平面内，垂直于X
C
轴，且与追踪航天器速度夹角为锐角，Z
C
轴根据右手定则确定；O
T
X
T
Y
T
Z
T
为失效卫星轨道坐标系，记为坐标系F
T
，原点O
T
位于失效卫星质心，X
T
轴为地心指向失效卫星质心矢量方向，Y
T
轴在失效卫星轨道平面内，垂直于X
T
轴，且与失效卫星飞行速度夹角为锐角，Z
T
轴根据右手定则确定；O
B
X
B
Y
B
Z
B
为失效卫星载体坐标系，坐标系原点与失效卫星质心重合，坐标轴固连在失效卫星上，坐标轴指向在初始时刻与追踪航天器轨道坐标系重合；O0X0Y0Z0为追踪航天器载体坐标系，坐标系原点与追踪航天器质心重合，坐标轴固连在航天器上，假设追踪航天器实现自旋稳定，即追踪航天器载体坐标系O0X0Y0Z0与追踪航天器轨道坐标系O
C
X
C
Y
C
Z
C
重合；O
ca
X
ca
Y
ca
Z
ca
为相机坐标系，坐标系原点O
ca
位于单目相机光心,Z
ca
轴方向沿光轴方向并与成像平面垂直，X
ca
轴与成像平面上下边缘平行指向左边，Y
ca
轴与成像平面左右边缘平行并指向上方；O
p
X
p
Y
p
为图像坐标系，图像坐标系为平面坐标系。坐标系平面为相机成像平面，原点为相机成像主点，X
p
轴与成像平面上下边缘平行指向左边，Y
p
轴与成像平面左右边缘平行并指向上方；由C
‑
W方程建立轨道相对运动学模型，C
‑
W方程表示为：
其中s代表失效卫星质心位置在坐标系F
c
下X
C
轴向的分量；y代表失效卫星质心位置在坐标系F
c
下Y
C
轴向的分量；z代表失效卫星质心在坐标系F
c
下Z
C
轴向的分量；代表失效卫星质心速度在坐标系F
c
下X
C
轴向分量；代表失效卫星质心速度在坐标系F
c
下Y
C
轴向的分量；代表失效卫星质心速度在坐标系F
c
下Z
C
轴向的分量，上标T表示矩阵的转置；代表失效卫星质心加速度在坐标系F
c
下X
C
轴向的分量；代表失效卫星质心加速度在坐标系F
c
下Y
C
轴向的分量；代表失效卫星质心加速度在坐标系F
c
下Z
C
轴向的分量；n表示追踪航天器轨道平均角速度且μ为地球引力系数，a为追踪航天器轨道半长轴；定义相对姿态四元数q＝[q
0 q
1 q
2 q3]
T
为当前失效卫星特征点集相对于初始的特征点集之间的姿态变换四元数，其中q0、q1、q2、q3为姿态四元数的四个参数，则相应的姿态变换矩阵R
T
为：由姿态变换矩阵表示的相对姿态运动学方程为:其中，为姿态变换矩阵R
T
的导数，w(t)为t时刻的失效卫星的角速度向量；w(t)
×
为失效卫星的角速度向量对应的反对称矩阵，R
T
(0)为0时刻的姿态变换矩阵，其值R
T0
为初始姿态矩阵，其值可由PNP算法利用初始三维点云和首幅图片二维特征点解算得到；选取系统状态变量为：选取系统状态变量为：其中，其中T
k
为k时刻速度位置量，其中s
k
代表失效卫星质心位置k时刻在坐标系F
c
下X
C
轴向的分量；y
k
代表失效卫星质心位置k时刻在坐标系F
c
下Y
C
轴向的分量；z
k
代表失效卫星质心k时刻在坐标系F
c
下Z
C
轴向的分量；代表失效卫星质心速度k时刻在坐标系F
c
下X
C
轴向分量；代表失效卫星质心速度k时刻在坐标系F
c
下Y
C
轴向的分量；代表失效卫星质心速度k时刻在坐标系F
c
下Z
C
轴向的分量；Q
k<...

【专利技术属性】
技术研发人员：程向红，魏海家，
申请(专利权)人：东南大学，
类型：发明
国别省市：