一种基于视觉测量的航天器短弧定轨方法pdf

　　一种基于视觉测量的航天器短弧定轨方法，本发明涉及基于视觉测量的航天器短弧定轨方法。本发明的目的是为了解决现有的短弧定轨方法受观测时间长短影响较大的问题。过程为：1：获取观测航天器的轨道参数以及相机的相关参数；2：确定捕获目标航天器图像的时间戳间隔；3：获取目标航天器图像所在的像素进行处理，获得处理后图像；4：得到灰度叠加后图像；5：解算相机坐标系下目标航天器相对观测航天器的方向向量；6：解算地心惯性坐标系下目标航天器相对观测航天器的方向向量；7：将观测航天器的位置向量序列与地心惯性坐标系下目标航

　　1.一种基于视觉测量的航天器短弧定轨方法，其特征在于：所述方法具体过程为：

　　当目标航天器出现在观测航天器的视场内时，通过观测航天器上的机载相机持续捕获

　　根据观测航天器的轨道参数和捕获目标航天器的灰度图像的时间戳间隔计算观测航

　　步骤3：获取观测航天器捕获的目标航天器图像所在的像素，将除目标航天器所在的像

　　步骤4：按照步骤2中时间戳间隔将步骤3获得的处理后图像进行灰度叠加，得到灰度叠

　　步骤5：基于灰度叠加后图像解算相机坐标系下目标航天器相对观测航天器的方向向

　　步骤7：将观测航天器的位置向量序列与地心惯性坐标系下目标航天器方向向量序列

　　2.根据权利要求1所述的一种基于视觉测量的航天器短弧定轨方法，其特征在于：所述

　　步骤1中观测航天器的轨道参数为轨道六根数，包括为轨道半长轴、偏心率、升交点赤经、轨

　　3.根据权利要求2所述的一种基于视觉测量的航天器短弧定轨方法，其特征在于：所述

　　4.根据权利要求3所述的一种基于视觉测量的航天器短弧定轨方法，其特征在于：所述

　　步骤3中获取观测航天器捕获的目标航天器图像所在的像素，将除目标航天器所在的像素

　　通过目标分割算法或photoshop图像处理软件获取观测航天器捕获的目标航天器图像

　　所在的像素，将除目标航天器所在的像素外的灰度值修改为0，获得处理后图像。

　　5.根据权利要求4所述的一种基于视觉测量的航天器短弧定轨方法，其特征在于：所述

　　步骤5中基于灰度叠加后图像解算相机坐标系下目标航天器相对观测航天器的方向向量；

　　在灰度叠加图上手工标注初始帧目标航天器质心位置和最后一帧目标航天器质心位

　　置，并根据图像数量按照匀速运动获取每一帧图像中目标航天器质心位置在二维图像中的

　　利用投影关系获取二维图像中每一个像素所对应的方向向量，即在相机坐标系下从坐

　　6.根据权利要求5所述的一种基于视觉测量的航天器短弧定轨方法，其特征在于：所述

　　其中，w和w分别为横向视场角和纵向视场角，X和Y分别为相机靶面的宽度和高度；f′

　　其中，(x,y)为图像物理坐标系下目标航天器质心位置的坐标，(u,v)为像素坐标系下

　　7.根据权利要求6所述的一种基于视觉测量的航天器短弧定轨方法，其特征在于：所述

　　步骤6中解算地心惯性坐标系下目标航天器相对观测航天器的方向向量；具体过程为：

　　定义观测航天器轨道坐标系原点为地心，x轴由地心指向航天器，z轴为轨道平面法线

　　其中，为观测航天器的升交点赤经，为观测航天器的轨道倾角，为观测航天器的纬

　　R(α)为绕坐标系x轴旋转角度θ，R(α)为绕坐标系y轴旋转角度α，R(α)为绕坐标系z轴

　　旋转角度α，α为旋转角度，R(‑90°)为绕坐标系x轴旋转角度‑90°，R(90°)为绕坐标系z轴旋

　　假设目标航天器每一帧图像对应的单位方向向量在相机坐标系下方向向量为v，在地

　　8.根据权利要求7所述的一种基于视觉测量的航天器短弧定轨方法，其特征在于：所述

　　步骤7中将观测航天器的位置向量序列与地心惯性坐标系下目标航天器方向向量序列作为

　　其中Δt表示第j帧与初始帧之间的时间差，当前n表示当前状态下目标航天器的角速

　　度；a表示目标航天器的半长轴；e表示目标航天器的偏心率；M表示目标航天器初始时刻的

　　由于无法通过M直接计算E，因此采用一种迭代计算的方式，重复循坏迭代下式：

　　其中，表示地心惯性坐标系下第j帧目标航天器的地心位置向量，r表示地心惯性坐

　　标系下第j帧目标航天器的地心位置向量模长，ρ表示地心惯性坐标系下第j帧目标航天器

　　的斜距，表示地心惯性坐标系下观测航天器的地心位置向量，R表示地心惯性坐标系下

　　观测航天器的地心位置向量模长，表示地心惯性坐标系下目标航天器对于观测航天器的

　　其中，表示地心惯性坐标系下第k帧目标航天器的地心位置向量，r表示地心惯性坐

　　标系下第k帧目标航天器的地心位置模长，f表示地心惯性坐标系下第k帧对应真近点角，N

　　适应度函数值取最小时对应的目标航天器的半长轴a、目标航天器的偏心率e、目标航

　　由于无法通过M直接计算E，因此采用一种迭代计算的方式，重复循坏迭代下式：

　　其中，k表示地心惯性坐标系下第j帧目标航天器位置向量模长，Ω表示目标航天器的

　　升交点赤经，ω表示目标航天器的近地点辐角，i表示目标航天器的轨道倾角，f表示第j帧

　　对应真近点角，表示地心惯性坐标系下观测航天器的地心位置向量，表示地心惯性坐

　　标系下第j帧目标航天器的位置向量，·表示向量数乘，θ表示地心惯性坐标系下第j帧目

　　适应度函数值取最小时对应的目标航天器的升交点赤经Ω、目标航天器的近地点辐角

　　[0001]本发明涉及航天器轨道参数估计相关领域，具体涉及基于视觉测量的航天器短弧

　　[0002]短弧定轨，也称初轨计算或轨道计算，是指在没有先验信息的情况下，根据单站单

　　圈的少量观测资料计算二体意义下的轨道。测角资料的轨道计算是天体力学中的经典问

　　题，针对实测数据轨道计算方法的研究两百多年来一直在持续，并且随着新的天体以及新

　　[0003]目前，初轨计算问题始终没有得到令人满意的解决，根本上是由其求解方程的本

　　征病态引起的，即短弧定轨问题是不适定的。面对这种困难，为了能够获得较好的结果，只

　　能依赖采集尽量长的弧段，对于光学观测5‑6min的弧段才足以获得较好的结果，在实践中

　　一般要求最少连续采集3min以上的弧段。而对于新的巡天观测手段，它的观测弧长远远小

　　于3min，在这种情况下，传统的定轨方法不再适用，极短弧定轨变得尤为重要，其问题也更

　　加突出。极短弧的具体弧长目前尚无严格的定义，有些文献采用2min作为标准，有些则采用

　　1min，有些甚至更短。在多数情况下，无法用经典方法得到合理定轨结果的观测弧段被称为

　　[0004]本发明的目的是为了解决现有的短弧定轨方法受观测时间长短影响较大的问题，

　　[0007]当目标航天器出现在观测航天器的视场内时，通过观测航天器上的机载相机持续

　　[0008]步骤2：确定观测航天器上的机载相机选择捕获目标航天器图像的时间戳间隔；

　　[0009]根据观测航天器的轨道六根数和捕获目标航天器的灰度图像的时间戳间隔计算

　　[0010]步骤3：获取观测航天器捕获的目标航天器图像所在的像素，将除目标航天器所在

　　[0011]步骤4：按照步骤2中时间戳间隔将步骤3获得的处理后图像进行灰度叠加，得到灰

　　[0012]步骤5：基于灰度叠加后图像解算相机坐标系下目标航天器相对观测航天器的方

　　[0013]步骤6：解算地心惯性坐标系下目标航天器相对观测航天器的方向向量；

　　[0014]步骤7：将观测航天器的位置向量序列与地心惯性坐标系下目标航天器方向向量

　　[0015]优选地，所述步骤1中观测航天器的轨道参数为轨道六根数，包括为轨道半长轴、

　　[0016]优选地，所述步骤1中相机的相关参数信息为焦距、分辨率、视场角、相机摆向。

　　[0017]优选地，所述步骤3中获取观测航天器捕获的目标航天器图像所在的像素，将除目

　　[0018]通过目标分割算法或photoshop图像处理软件获取观测航天器捕获的目标航天器

　　图像所在的像素，将除目标航天器所在的像素外的灰度值修改为0，获得处理后图像。

　　[0019]优选地，所述步骤5中基于灰度叠加后图像解算相机坐标系下目标航天器相对观

　　[0020]在灰度叠加图上手工标注初始帧目标航天器质心位置和最后一帧目标航天器质

　　心位置，并根据图像数量按照匀速运动获取每一帧图像中目标航天器质心位置在二维图像

　　[0022]利用投影关系获取二维图像中每一个像素所对应的方向向量，即在相机坐标系下

　　[0027]其中，w和w分别星空综合集团官网为横向视场角和纵向视场角，X和Y分别为相机靶面的宽度和高

　　[0031]其中，(x,y)为图像物理坐标系下目标航天器质心位置的坐标，(u,v)为像素坐标

　　系下目标航天器质心位置的坐标，p和p分别为图像每一行和每一列的像素数目；

　　[0039]优选地，所述步骤6中解算地心惯性坐标系下目标航天器相对观测航天器的方向

　　[0040]定义观测航天器轨道坐标系原点为地心，x轴由地心指向航天器，z轴为轨道平面

　　[0043](2)、获取从观测航天器轨道坐标系到地心惯性坐标系的转换矩阵：

　　[0048]其中，为观测航天器的升交点赤经，为观测航天器的轨道倾角，为观测航天

　　[0051]R(α)为绕坐标系x轴旋转角度θ，R(α)为绕坐标系y轴旋转角度α，R(α)为绕坐标

　　系z轴旋转角度α，α为旋转角度，R(‑90°)为绕坐标系x轴旋转角度‑90°，R(90°)为绕坐标系

　　[0053]假设目标航天器每一帧图像对应的单位方向向量在相机坐标系下方向向量为v，

　　[0056]优选地，所述步骤7中将观测航天器的位置向量序列与地心惯性坐标系下目标航

　　天器方向向量序列作为输入，通过粒子群算法迭代优化目标航天器的轨道六根数；具体过

　　[0060]其中Δt表示第j帧与初始帧之间的时间差，当前n表示当前状态下目标航天器的

　　角速度；a表示目标航天器的半长轴；e表示目标航天器的偏心率；M表示目标航天器初始时

　　[0064]由于无法通过M直接计算E，因此采用一种迭代计算的方式，重复循坏迭代下式：

　　[0074]其中，表示地心惯性坐标系下第j帧目标航天器的地心位置向量，r表示地心惯

　　性坐标系下第j帧目标航天器的地心位置向量模长，ρ表示地心惯性坐标系下第j帧目标航

　　天器的斜距，表示地心惯性坐标系下观测航天器的地心位置向量，R表示地心惯性坐标

　　系下观测航天器的地心位置向量模长，表示地心惯性坐标系下目标航天器对于观测航天

　　[0078]其中，表示地心惯性坐标系下第k帧目标航天器的地心位置向量，r表示地心惯

　　性坐标系下第k帧目标航天器的地心位置模长，f表示地心惯性坐标系下第k帧对应真近点

　　[0079]适应度函数值取最小时对应的目标航天器的半长轴a、目标航天器的偏心率e、目

　　标航天器初始时刻的线]根据(a,e,M)预测值，得到第j帧对应真近点角f和偏近点角E

　　[0085]由于无法通过M直接计算E，因此采用一种迭代计算的方式，重复循坏迭代下式：

　　[0095]其中，k表示地心惯性坐标系下第j帧目标航天器位置向量模长，Ω表示目标航天

　　器的升交点赤经，ω表示目标航天器的近地点辐角，i表示目标航天器的轨道倾角，f表示

　　第j帧对应真近点角，表示地心惯性坐标系下观测航天器的地心位置向量，表示地心惯

　　性坐标系下第j帧目标航天器的位置向量，·表示向量数乘，θ表示地心惯性坐标系下第j

　　[0098]适应度函数值取最小时对应的目标航天器的升交点赤经Ω、目标航天器的近地点

　　[0101]本发明公开了一种基于粒子群算法的航天器短弧定轨方法，属于航天器轨道测量

　　[0102]1.本发明提出了一种基于粒子群算法的航天器短弧定轨方法。相比于现有的其它

　　[0103]2.该方法受短弧观测时长的影响较小，且通过调整粒子群算法参数可实现精度和

　　实时性的权衡。该方法较为依赖初始时刻目标航天器质心位置与结束时刻目标航天器质心

　　位置标注的精确程度，在标注精确的情况下观测时长几乎无影响，若标注不精确，则观测时

　　[0105]图2为观测航天器和目标航天器位置关系图，表示地心惯性坐标系下目标航天器

　　的位置向量，ρ表示地心惯性坐标系下目标航天器的斜距，表示地心惯性坐标系下观测航

　　天器的位置向量，表示地心惯性坐标系下目标航天器对于观测航天器的方向向量；

　　[0109]具体实施方式一：本实施方式一种基于视觉测量的航天器短弧定轨方法具体过程

　　[0110]步骤1：获取观测航天器的轨道参数以及相机的相关参数信息(假设观测航天器的

　　[0111]当目标航天器出现在观测航天器的视场内时，通过观测航天器上的机载相机持续

　　[0112]步骤2：确定观测航天器上的机载相机选择捕获目标航天器图像的时间戳间隔，如

　　[0113]若捕获目标航天器的灰度图像的总时长较长(总时长大于等于60s)，则可适当将

　　时间戳间隔增大至原来的2‑5倍(根据总时长合理选择即可)，若捕获目标航天器的灰度图

　　像的总时长较短(总时长小于3s)，则只选用目标航天器的灰度图像的初始帧和最后一帧对

　　[0114]根据观测航天器的轨道参数和捕获目标航天器的灰度图像的时间戳间隔计算观

　　[0115]步骤3：获取观测航天器捕获的目标航天器图像所在的像素，将除目标航天器所在

　　[0116]步骤4：按照步骤2中时间戳间隔将步骤3获得的处理后图像(包括目标航天器和背

　　[0117]步骤5：基于灰度叠加后图像解算相机坐标系下目标航天器相对观测航天器的方

　　[0118]步骤6：解算地心惯性坐标系下目标航天器相对观测航天器的方向向量；

　　[0119]步骤7：将观测航天器的位置向量序列(步骤2得到)与地心惯性坐标系下目标航天

　　器方向向量序列(步骤6得到)作为输入，通过粒子群算法迭代优化目标航天器的轨道六根

　　[0120]具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是：所述步骤1中观测航天

　　器的轨道参数为轨道六根数，包括为轨道半长轴、偏心率、升交点赤经、轨道倾角，真近点

　　[0122]具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二不同的是：所述步骤1中相机

　　[0124]具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式一至三之一不同的是：所述步骤3中

　　获取观测航天器捕获的目标航天器图像所在的像素，将除目标航天器所在的像素外的灰度

　　[0125]通过目标分割算法或photoshop图像处理软件获取观测航天器捕获的目标航天器

　　图像所在的像素，将除目标航天器所在的像素外的灰度值修改为0，获得处理后图像。

　　[0127]具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式一至四之一不同的是：所述步骤5中

　　基于灰度叠加后图像解算相机坐标系下目标航天器相对观测航天器的方向向量；具体过程

　　[0128]由于目标航天器与观测航天器之间的距离相对于各自的半长轴极小，因此可近似

　　认为目标航天器在相机捕获的图像序列内做匀速直线]在灰度叠加图上手工标注初始帧目标航天器质心位置和最后一帧目标航天器质

　　心位置，并根据图像数量按照匀速运动可近似获取每一帧图像中目标航天器质心位置在二

　　[0131]根据相机的分辨率、视场角等信息，利用投影关系获取二维图像中每一个像素所

　　对应的方向向量，即在相机坐标系下从坐标原点指向目标航天器质心位置的单位方向向

　　[0133]具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式一至五之一不同的是：所述单位方

　　[0137]其中，w和w分别为横向视场角和纵向视场角，X和Y分别为相机靶面的宽度和高

　　[0141]其中，(x,y)为图像物理坐标系下目标航天器质心位置的坐标，(u,v)为像素坐标

　　系下目标航天器质心位置的坐标，p和p分别为图像每一行和每一列的像素数目；

　　[0150]具体实施方式七：本实施方式与具体实施方式一至六之一不同的是：所述步骤6中

　　[0151]计算每一帧时间戳对应的单位方向矢量，并计算相机坐标系到地心惯性坐标系的

　　[0152]上述获取的方向矢量序列是以相机坐标系为参考下，需将其转换到地心惯性坐标

　　系下。一般情况下，首先，根据相机摆放位姿等信息获取从相机坐标系到观测航天器轨道坐

　　标系的转换矩阵，然后再根据观测航天器的轨道六根数计算从航天器轨道坐标系到地心惯

　　性坐标系的转换矩阵。利用上述转换矩阵，将方向矢量转换为以地心惯性坐标系为参考系。

　　[0154]定义观测航天器轨道坐标系原点为地心，x轴由地心指向航天器，z轴为轨道平面

　　[0156]利用相机摆向姿态等信息计算从相机坐标系到观测航天器轨道坐标系的转移矩

　　[0157](2)、获取从观测航天器轨道坐标系到地心惯性坐标系的转换矩阵：

　　[0162]其中，为观测航天器的升交点赤经，为观测航天器的轨道倾角，为观测航天

　　[0165]R(α)为绕坐标系x轴旋转角度θ，R(α)为绕坐标系y轴旋转角度α，R(α)为绕坐标

　　系z轴旋转角度α，α为旋转角度，R(‑90°)为绕坐标系x轴旋转角度‑90°，R(90°)为绕坐标系

　　[0167]假设目标航天器每一帧图像对应的单位方向向量在相机坐标系下方向向量为v，

　　[0171]具体实施方式八：本实施方式与具体实施方式一至七之一不同的是：所述步骤7中

　　将观测航天器的位置向量序列(步骤2得到)与地心惯性坐标系下目标航天器方向向量序列

　　(步骤6得到)作为输入，通过粒子群算法迭代优化目标航天器的轨道六根数；具体过程为：

　　[0172]对于轨道计算，同时优选6个参数使得解空间维数过高对求解不利。出于这种考

　　虑，选择3个轨道六根数(a,e,M)作为优选变量，这样优选结果直接为轨道量，在保持问题维

　　数较低的同时，实现了计算结果和观测资料的解耦。在确定(a,e,M)后利用这三个值使用粒

　　[0176]其中Δt表示第j帧与初始帧之间的时间差，当前n表示当前状态下目标航天器的

　　角速度；a表示目标航天器的半长轴；e表示目标航天器的偏心率；M表示目标航天器初始时

　　[0181]由于无法通过M直接计算E，因此采用一种迭代计算的方式，重复循坏迭代下式：

　　[0191]其中，表示地心惯性坐标系下第j帧目标航天器的地心位置向量，r表示地心惯

　　性坐标系下第j帧目标航天器的地心位置向量模长，ρ表示地心惯性坐标系下第j帧目标航

　　天器的斜距，表示地心惯性坐标系下观测航天器的地心位置向量，R表示地心惯性坐标

　　系下观测航天器的地心位置向量模长，表示地心惯性坐标系下目标航天器对于观测航天

　　[0195]其中，表示地心惯性坐标系下第k帧目标航天器的地心位置向量，r表示地心惯

　　性坐标系下第k帧目标航天器的地心位置模长，f表示地心惯性坐标系下第k帧对应真近点

　　[0196]适应度函数值取最小时对应的目标航天器的半长轴a、目标航天器的偏心率e、目

　　标航天器初始时刻的线]根据(a,e,M)预测值，得到第j帧对应真近点角f和偏近点角E

　　[0203]由于无法通过M直接计算E，因此采用一种迭代计算的方式，重复循坏迭代下式：

　　[0213]其中，k表示地心惯性坐标系下第j帧目标航天器位置向量模长，Ω表示目标航天

　　器的升交点赤经，ω表示目标航天器的近地点辐角，i表示目标航天器的轨道倾角，f表示

　　第j帧对应真近点角，表示地心惯性坐标系下观测航天器的地心位置向量，表示地心惯

　　性坐标系下第j帧目标航天器的位置向量，·表示向量数乘，θ表示地心惯性坐标系下第j

　　帧目标航天器对于观测航天器的方向向量估计值与线]适应度函数定义为下式，其中适应度函数越小代表参数越好：

　　[0216]适应度函数值取最小时对应的目标航天器的升交点赤经Ω、目标航天器的近地点

　　[0219]本发明还可有其它多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，本领域

　　技术人员当可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于

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