奔月段基于紫外敏感器、星敏感器的自主轨道估计方法

技术领域

本发明涉及一种本月段的自主轨道估计算法，属光学成像姿态敏感器应用领域。

背景技术

随着成像探测器件以及处理器技术的快速进步，航天器姿态敏感器逐渐由单元扫描式向成像式发展，紫外敏感器就是一种有别于传统地平仪的大视场成像式姿态敏感器。

紫外敏感器具备奔月段获取地球、月球图像的能力，利用获取的地球/月球图像信息计算出地心/月心矢量并完成相对于地心/月心的距离估计，这儿可实现两个功能a与标称轨道比较，估计轨道误差b配合星敏输出惯性姿态实现自主导航测试。

尽管国外比如欧洲的Smart1也提出在奔月段利用高精度可见光相机与惯性姿态进行在轨导航试验，但是具体实现算法并没有涉及，而如何实现是本领域的技术人员一直渴望解决的技术难题。

宇航学报，2006年第3期，“基于联邦UKF算法的月球探测器自主组合导航”介绍了地月转移轨道利用红外地球敏感器输出地心矢量、利用紫外敏感器输出月心矢量、星敏感器计算惯性姿态由三组信息组合后经滤波实现自主导航。与本发明技术相比其差异和不足在应用目标不同体现在于红外地球敏感器属于扫描类型精度较低且仅适于近地球轨道，因此文中算法不适于奔月轨道；另外文中没有涉及紫外敏感器拍摄图像相关处理方法、以及单独使用紫外敏感器的轨道估计方法。

空间科学学报，2003年第2期，“一种卫星天文自主定轨定姿方法研究”介绍了基于紫外敏感器、太阳敏感器、雷达测高计的地球卫星自主导航算法。与本方明技术相比其差异和与不足在于应用目标不同文中方法适合于近地卫星的轨道估计，没有涉及紫外敏感器的图像处理、未介绍单独使用紫外敏感器和配合星敏感器的轨道估计方法。

航天控制，2004年第22卷第3期，“基于紫外敏感器的航天器自主导航”中对基于紫外敏感器的卫星自主导航方法进行了研究，给出了自主轨道确定的滤波算法。文中方法适于近地轨道不涉及月球目标，文中未有紫外图像相关处理与判断方法，另外文中也没有单独使用紫外敏感器获得的地球、月球进行轨道估计的介绍，最后文中是一种通过动力学方程的滤波方法而不是简单的光学方法。

美国专利号US5319969，名称“Method for determining 3-axis spacecraftattitude”。介绍了一种利用紫外谱段姿态敏感器的三轴姿态确定方法，其中未涉及轨道估计问题。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种奔月段基于紫外敏感器、星敏感器的自主轨道估计方法，该方法可以仅利用紫外敏感器，或者紫外敏感器配合星敏感器进行自主轨道估计。

本发明的技术解决方案是：奔月段基于紫外敏感器、星敏感器的自主轨道估计方法，包括下列步骤：

(1)对紫外敏感器拍摄的图像进行分割，根据分割后目标几何特点判断所拍摄图像内是否存在地球或月球，若无地球或月球，则不具备实现自主轨道估计的条件，等待下次拍摄的图像；否则，进行地球、月球的识别，判断地球与月球是否在同一张图像内的判断，若二者不在同一张图像内，则转步骤(2)，否则转步骤(3)；

(2)根据星敏感器输出的惯性姿态数据，紫外敏感器输出的半张角、月球矢量或地球矢量进行轨道估计；

(3)仅根据紫外敏感器的测量值进行轨道估计，或根据紫外敏感器的测量值和星敏感器的输出值进行轨道估计。

轨道估计后，还进行轨道误差估计，所述的轨道误差估计采用自主计算的轨道值与地面预测值比较得到轨道误差，或根据预测轨道下地球、月球成像位置与实际所摄图像中位置进行比较进行轨道误差估计。

所述步骤(1)中判断所拍摄图像内是否存在地球或月球，判断方法为：

第一步，根据灰度阈值判断分割后的图像内是否形成像斑，若没有像斑，说明图像内无地球或月球，停止后续工作，否则对像斑大小进行分析，计算像斑内像素数目Num，判断像斑内像素数目Num与数目阈值T_N的大小，若Num＞＝T_N，像斑可能为地球或月球，打上标记，若Num＜T_N，像斑不是地球或月球目标；

第二步，统计第一步中打上标记的像斑数目M，若

M＝0，图像内没有地球或月球，停止后续工作；

M＝1，图像内有地球或月球，但不是同时存在；

M＝2，图像内同时存在地球、月球；

M＞2，图像内存在较大噪声干扰，停止后续工作；

其中，灰度阈值选择地面注入或先验默认值，一般大于2倍的最大背景灰度值；

数目阈值T_N，由标称轨道、弦月来决定。

所述第二步中M＝1时，地球或月球的识别方法如下：

第一步，计算地球/月球标称半张角，计算公式为：

             _E＝asin(R_E/L_E)      _M＝asin(R_M/L_M)

其中，L_E、L_M分别为卫星与地球/月球的距离；

R_E、R_M分别为地球半径，月球半径；

第二步，对像斑进行圆拟合分析得到像斑半张角，计算与第一步中的标称半张角误差：

              Δ_E＝|-_E|      Δ_M＝|-_M|

当Δ_E＞Δ_M & Δ_M＜T_Δ，此像斑为月球；

Δ_E＜Δ_M & Δ_E＜T_Δ，此像斑为地球；

其它，不满足计算条件，停止后续工作；

式中T_Δ为角度阈值，大小由标称轨道误差决定。

所述第二步中M＝2时，地球、月球的识别方法如下：

第一步，求解两个目标像斑的平均灰度值当${\bar{G}}_2>{\bar{G}}_1,$标记2像斑为地球，标记1像斑为月球；${\bar{G}}_2<{\bar{G}}_1,$标记1像斑为地球，标记2像斑为月球。

所述步骤(2)中轨道估计存在图像中仅出现月球和仅出现地球两种情况，其中：

当图像中仅出现月球时，实现过程为：

第一步，计算月心惯性系下的卫星矢量：

           V_SC＝C_IB×V_M

第二步，计算卫星与月心距离L_M：

           L_M＝R_M/sin_M

第三步，月心惯性系下的轨道位置：

           [X_MI Y_MI Z_MI]＝L_M·V_SC

其中，R_M为月球半径；

C_IB为星敏感器输出惯性姿态阵；

V_M、_M分别为紫外敏感器输出本体系下的月球矢量、月半张角；

当图像中仅出现地球时，实现过程为：

第一步，计算地心惯性系下的卫星矢量，计算公式为：

           V_SCE＝C_IB×V_E

第二步，计算卫星与地心距离L_E：

           L_E＝R_E/sin_E

第三步，地心惯性系下的轨道位置：

           [X_EI Y_EI Z_EI]＝L_E·V_SCE

其中，R_E为地球半径；

C_IB为星敏感器输出惯性姿态阵；

V_E、_E分别为紫外敏感器输出本体系下的地球矢量、地半张角。

所述步骤(3)中的仅根据紫外敏感器的测量值进行轨道估计，实现过程为：

第一步，根据紫外敏感器测量的月心矢量V_M、月半张角_M、月相、地心矢量V_E、地半张角_E、地相，已知数值R_M、R_E计算地心距L_E、月心距L_M以及由月相、地相得到的太阳矢量V_S；

第二步，计算地月矢量之差，V_EM＝V_E-V_M；

第三步，根据计算得到的太阳矢量V_S、地月矢量之差V_EM求解卫星本体系到惯性系姿态转换阵C_IB；

第四步，利用计算得到的转换阵C_IB，计算在月心惯性系和地心惯性系下的轨道位置[X_MI Y_MI Z_MI]和[X_EI Y_EI Z_EI]。

所述的月心惯性系和地心惯性系下的轨道位置[X_MI Y_MI Z_MI]和[X_EI Y_EI Z_EI]计算公式为：

[X_MI Y_MI Z_MI]＝L_m·V_SC

[X_EI Y_EI Z_EI]＝L_E·V_SCE

其中，L_M-卫星与月心距离，L_M＝R_M/sin_M；

L_E-卫星与地心距离，L_E＝R_E/sin_E；

V_SC-月心惯性系下的卫星矢量，V_SC＝C_IB×V_M；

V_SCE-地心惯性系下的卫星矢量，V_SCE＝C_IB×V_E；

R_M为月球半径；

R_E为地球半径；

C_IB为星敏感器输出惯性姿态阵；

V_M、_M分别为紫外敏感器输出本体系下的月球矢量、月半张角；

V_E、_E分别为紫外敏感器输出本体系下的地球矢量、地半张角。

所述步骤(3)中的根据紫外敏感器的测量值和星敏感器的输出值进行轨道估计，实现过程为：

第一步，利用星敏感器输出的姿态转换阵C_IB分别计算月心惯性系和地心惯性系下的轨道位置[X_MI Y_MI Z_MI]和[X_EI Y_EI Z_EI]；

第二步，将地心惯性系下轨道位置转换到月心惯性系下，公式为：

[X′_MI Y′_MI Z′_MI]＝[X_EI Y_EI Z_EI]+[X_D Y_D Z_D]

其中，[X_D Y_D Z_D]为地心惯性系到月心惯性系的平移量；

第三步，计算轨道估计值，计算公式为：

$\left(\begin{array}{ccc}{\bar{X}}_{\mathrm{MI}}& {\bar{Y}}_{\mathrm{MI}}& {\bar{Z}}_{\mathrm{MI}}\end{array}\right)=(\left(\begin{array}{ccc}{X^{\prime }}_{\mathrm{MI}}& {Y^{\prime }}_{\mathrm{MI}}& {Z^{\prime }}_{\mathrm{MI}}\end{array}\right)+\left(\begin{array}{ccc}{X}_{\mathrm{MI}}& Y_{\mathrm{MI}}& Z_{\mathrm{MI}}\end{array}\right))/2.$

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)本发明对紫外敏感器输出的图像进行分割后分析，并进行地球月球识别，识别后可仅利用紫外敏感器进行轨道估计，也可以利用紫外敏感器配合星敏感器完成轨道估计，与现有轨道估计方法相比，本发明充分利用紫外敏感器的特点，实现自主轨道估计，具有精度高、自主性强的优点。

(2)本发明采用图像处理配合先验信息的方法进行地球、月球出现判断及目标识别，与现有技术事先假设图像中为地球或月球进行轨道估计的方式相比，本发明更能反应现实情况、解决实际问题。

(3)本发明误差估计采用了图像比较法即比较预测成像位置与实际所拍摄图位置，利用图像位置代替轨道差与现有技术一般采用滤波方法得到误差相比，本发明方法简单、适于工程上应用。

附图说明

图1为本发明方法流程图；

图2为本发明对月拍摄仿真图像。