CN103791902A - 适用于高机动载体的星敏感器自主导航方法 - Google Patents

Abstract

适用于高机动载体的星敏感器自主导航方法，涉及天文导航技术领域，解决现有技术中星敏感器为高机动载体自主导航的不足。首先，星敏感器采用全天自主星图识别捕获初始姿态，然后，利用初始姿态信息进行有初指向的局部星图识别，计算姿态并获取运动角速度，结合前面两步得到的先验信息，预测下一采样时刻的姿态和星点位置，进入快速预测跟踪识别，根据识别结果计算星敏感器在惯性坐标系中的三轴姿态角，最后，根据星敏感器在载体上的安装矩阵，计算载体的三轴姿态角，完成对载体的独立导航。本发明实现简单，具有自主为高机动载体提供连续、高精度导航数据等特点。

Description

适用于高机动载体的星敏感器自主导航方法

技术领域

本发明涉及天文导航技术领域，具体涉及一种适用于高机动载体的星敏感器自主导航方法。

背景技术

星敏感器是以恒星为测量目标的姿态敏感器。自20世纪90年代，随着大面阵CCD以及CMOS器件的应用，大视场星敏感器能在不需要任何外部基准信息的前提下，基于多星矢量自主精确地提供自身相对于惯性坐标系的姿态信息，根据星敏感器在载体上的安装矩阵进而得到载体相对于惯性坐标系的姿态信息。由于新一代星敏感器具有精度高、自主性强、隐蔽性好等特点，被国内外广泛关注和研究。

具有独立自主导航功能的星敏感器主要有初始姿态捕获和跟踪两种工作模式。两种工作模式分别对应于星图识别中的全天自主星图识别和跟踪识别，星敏感器经过初始姿态捕获后，就进入了跟踪模式，好的星敏感器的大部分工作时间应处于跟踪模式。但对于如舰船、飞机、导弹等载体机动性较强时，传统的识别方式就无法为载体提供连续稳定的导航信息了，尤其是在载体机动时无法从初始姿态捕获平稳过渡到跟踪模式。目前绝大部分关于星敏感器独立自主导航的研究集中在太空迷失（Lost in Space）下的全天球识别或各种改进的全天球识别算法上，但速度再快，也需要几个采样周期，无法满足独立自主为这种高机动载体提供稳定的导航信息的任务需求。

发明内容

本发明为了解决目前现有星敏感器为高机动载体独立自主导航存在的技术问题，本发明提供一种适用于高机动载体的星敏感器自主导航方法，该方法具有实现简单，导航精度高等特点。

适用于高机动载体的星敏感器自主导航方法，该方法由以下步骤实现：

步骤一、初始姿态捕获；对星敏感器拍摄的星图进行全天自主星图识别，获得星敏感器的视轴初指向；

步骤二、根据步骤一获得的星敏感器的视轴初指向，进行局部星图识别，获得当前星敏感器姿态角和姿态变化角速度；

具体过程为：根据初始姿态捕获的星敏感器视轴初指向，标记导航星库中出现在视场内的导航星，缩小星图识别过程中的匹配范围，连续进行三次有初指向的局部星图识别，并计算姿态角，根据每两次姿态测量的时间和姿态角变化，计算星敏感器当前时刻姿态角和姿态角速度；

步骤三、预测跟踪识别；根据星敏感器当前时刻姿态角和姿态变化角速度，预测下一采样时刻星敏感器的视轴指向和已跟踪星的坐标，同时，判断视场内跟踪星的数目和视场内跟踪星的星图分布条件数，如果跟踪星数目或星图分布条件数不满足设定的阈值，执行对未知星的识别，如果否，执行已知星的预测跟踪；

对未知星像的识别过程为：如果当前采样时刻视场内的跟踪星数目不满足设定的阈值或者跟踪星构成的星图分布条件数不满足设定的阈值时，对星图中的未知星像进行识别；所述未知星像的识别处理方式是根据预测的星敏感器视轴指向提取导航星表中出现在视场内的导航星，结合预测的姿态旋转矩阵，将导航星向探测器平面投影，预测导航星在探测器平面中的坐标，以预测的坐标为中心，与实时提取的观测星的坐标在小窗口范围内匹配识别；

步骤四、姿态确定；根据识别结果得到多颗恒星在星敏感器坐标系中的观测矢量与在惯性坐标系中的单位矢量的对应关系，采用QUEST方法确定星敏感器在惯性坐标系中的姿态，根据预先标定的星敏感器与载体的安装矩阵，计算载体在惯性空间的姿态，实现星敏感器为载体独立提供导航信息。

本发明的有益效果：本发明方法通过在星敏感器初始姿态捕获和跟踪模式之间加入初始角速度测量，使星敏感器星图识别过程在高机动时能够平稳可靠地过渡；根据连续帧的姿态和角速度对下一采样时刻的姿态和星点位置进行预测，避免了跟踪过程中跟踪窗大小不合适引起的运算超时或姿态丢失，提高了星敏感器导航过程中的可靠性；由于在跟踪过程中增加星图分布条件数作为识别未知星像的判断依据，可以提供较高精度的导航数据，从而使该方法能够独立为高机动载体提供连续稳定的且精度较高的导航信息。本发明具有实现简单，导航精度高等特点。

一、本发明可以在不需要外部基准的情况下独立为高机动载体提供导航数据，采用各种改进算法进行全天自主星图识别，提高了姿态捕获速度，在某种程度上，提高了姿态更新率，同时，为局部星图识别提供了先验信息；

二、在全天自主星图识别和跟踪识别之间，加入局部星图识别进行过渡，避免了高机动载体由初始姿态捕获转入跟踪模式时姿态丢失的问题，使星敏感器可靠地进入星跟踪模式；在跟踪过程中加入预测功能，避免了跟踪窗尺寸不合适引起的运算量大或姿态丢失，提高了星跟踪的可靠性，从而保证星敏感器能够连续稳定输出导航数据；

三、由于加入星图分布条件数作为识别未知星像的依据，可以保证星敏感器能够提供较高精度的导航数据。

附图说明

图1为本发明所述的适用于高机动载体的星敏感器导航方法的流程图；

图2为本发明所述的适用于高机动载体的星敏感器导航方法中几种典型星图分布的姿态测量统计结果示意图；

图3为采用本发明所述的适用于高机动载体的星敏感器导航方法测试弹道视场内星数目、识别星数目、条件数、星敏感器偏航角、角速度及偏航预测误差效果图。

具体实施方式

具体实施方式一、结合图1至图3说明本实施方式，适用于高机动载体的星敏感器导航方法，该方法由以下步骤实现：

步骤一：初始姿态捕获；对星敏感器拍摄的星图进行全天自主星图识别，计算星敏感器视轴初指向，完成初始姿态捕获。本实施方式中的识别算法不局限于子图同构或模式识别类或改进算法，如三角形识别、匹配组法、栅格算法、奇异值分解等等。对于可独立导航的星敏感器一般采用大视场结构，多星矢量定姿的工作方式，星等探测阈值较低，在本实施例中，可采用导航星计数法。

步骤二：初始角速度测量；

在本实施方式中，可采用导航星计数法进行局部星图识别，但是原导航星库仅适用于太空迷失下的全天自主星图识别，在局部星图识别和跟踪模式下的访问方式还有待改进。为了适用于本实施例中的方法，在原有星库的基础上，只需要加入对原星库的某种索引入口即可。遍历导航星表中的每一颗导航星作为主星，搜索与其角距在8°内的邻星，并升序排列，按圆锥法构建适合于局部星图识别和跟踪识别的星表索引入口，即邻星序号表和邻星索引表。其中邻星序号表中记录的是每一颗导航星的邻星在原导航星表中的序号，邻星按与主星间角距升序排列，不大于8°的范围内每1°记为一个节点；邻星索引表记录邻星序号表中每一个节点的位置，作用是在给定某颗主星在导航星表中的序号后，根据索引角距范围和该表能够索引到给定主星的所有邻星在邻星序号表中的区间，进而从导航星表中获取这些星的具体信息。

所述的局部星图识别是有先验信息的星图识别，根据星敏感器初始姿态捕获得到的视轴初指向，对视场指向的部分星空进行粗定位，在较小的区域内进行匹配识别。局部星图识别与初始姿态捕获模式下的全天自主星图识别最关键的区别是对导航星表的标记，全天自主星图识别后，寻找离视轴最近的已识别星，以此星为主星，将该主星的所有邻星在原始星表中进行标记，导航星计数法进行星图识别，在搜索角距匹配的星对时，判断构成星对的两颗星是否已经被标记过，是，记录该星对，否，舍弃该星对，识别结束后，将标记过的导航星标记位复位。按这种方式就会在识别过程中过滤掉全天导航星库中的绝大部分星对，减少了后续的计算量，从而实现了小区域内的匹配识别，提高了识别速度。

连续成功进行三次局部星图识别后，根据连续帧姿态确定结果计算星敏感器的三轴姿态角速度q′，为跟踪识别提供更多的先验信息。

步骤三：预测跟踪识别；良好的跟踪识别能够避免星敏感器频繁进入姿态捕获，所以跟踪识别的改进有助于提高星敏感器的性能，使星敏感器长期工作在跟踪模式下，连续稳定地为载体提供导航数据。跟踪识别的过程主要是维护星跟踪队列，维持队列中星的数量，以满足星敏感器持续跟踪的条件，主要包括对已知星像的跟踪和对未知星像的识别两种处理方式。另外，由于星敏感器是一种高精度的姿态导航部件，有研究表明参与计算姿态的星图分布会对精度产生影响，所以，本方法中对跟踪识别的改进主要有两点：一是加入预测功能，二是增加对未知星像识别的触发执行条件。

预测功能，即预测星敏感器下一采样时刻的姿态，在步骤二中连续成功进行三次局部星图识别后或在跟踪识别中，根据连续帧姿态确定结果计算星敏感器的三轴姿态角速度q′，并结合当前采样时刻的姿态q(t)，即可预测下一采样时刻星敏感器的姿态q(t+1)。此时，结合导航星表，可以生成一幅下一采样时刻的参考星图，预测视场内星像的位置坐标，包括已知星和未知星。参考星图的生成方法是根据星敏感器的小孔成像模型和姿态旋转矩阵对导航星进行投影变换。假设星敏感器的姿态为(α,δ,κ)，惯性坐标系到星敏感器坐标系的旋转矩阵为Ms，导航星在惯性坐标系中的单位矢量为

其中，

${\left(\begin{array}{ccc}{\stackrel{\‾}{x}}_i& {\stackrel{\‾}{y}}_i& {\stackrel{\‾}{z}}_i\end{array}\right)}^T={\left(\begin{array}{ccc}{\cos \mathrm{\α}}_i\cos {\mathrm{\δ}}_i& {\sin \mathrm{\α}}_i\cos {\mathrm{\δ}}_i& \sin {\mathrm{\δ}}_i\end{array}\right)}^T;$

(α_i,δ_i)为导航星在惯性坐标系中的坐标。

$\mathrm{Ms}=\left(\begin{array}{ccc}{a}_1& b_1& c_1\\ a_2& b_2& c_2\\ a_3& b_3& c_3\end{array}\right);$

则，导航星的像平面坐标为(X_i,Y_i)，

$\left\{\begin{array}{c}{X}_i=f\frac{x_i}{z_i}=f\frac{a_1{\stackrel{\‾}{x}}_i+b_1{\stackrel{\‾}{y}}_i+c_1{\stackrel{\‾}{z}}_i}{a_3{\stackrel{\‾}{x}}_i+b_3{\stackrel{\‾}{y}}_i+c_3{\stackrel{\‾}{z}}_i}\\ Y_i=f\frac{y_i}{z_i}=f\frac{a_2{\stackrel{\‾}{x}}_i+b_2{\stackrel{\‾}{y}}_i+c_2{\stackrel{\‾}{z}}_i}{a_3{\stackrel{\‾}{x}}_i+b_3{\stackrel{\‾}{y}}_i+c_3{\stackrel{\‾}{z}}_i}\end{array}\right.$

根据探测器像元尺寸和主点位置，将导航星的像平面坐标转换为图像坐标，生成下一采样时刻的参考星图。在本跟踪识别方法中，对已知星像的跟踪和对未知星像的识别都是基于预测的参考星图进行的，其区别在于，生成参考星图时，预测位置坐标的星数目不同。对已知星像的跟踪处理方式仅将跟踪队列中的已知星向探测器平面投影；而对未知星像的识别处理方式是根据当前时刻星敏感器姿态选取离视轴最近的主星，计算主星与视场边界的最大角距，作为索引角距范围，通过导航星表和索引表，提取视场内的主星和邻星，向探测器平面投影，将计算得到的星像坐标与实时提取的观测星坐标在小窗口范围内匹配识别。

预测跟踪识别过程要维持跟踪队列中星的数目，以保证星敏感器能够稳定地工作在跟踪模式，所以，当跟踪队列中星的数目较少时，需要识别未知星像目标来补充跟踪队列中的星数量。另外，有研究表明参与计算姿态的星图分布会对姿态精度产生影响，星图分布可以用条件数来表示，如图2所示为几种典型星图分布的条件数，表1为姿态测量误差统计结果。

表1

表2

参数	值
		视场	8°×8°
图像分辨率	1024×1024
		探测星等	6.5Mv

可以看出，当条件数较大时，星敏感器姿态测量精度较差且波动较大，尤其是恒星分布较近的情况。本方法中跟踪识别过程先对已跟踪星进行预测跟踪，同时判断视场内跟踪星的数目以及视场内跟踪星的星图分布条件数，如果星图分布条件数大于设置的阈值，执行对未知星像的识别，识别视场内更多的星，达到改善星图分布条件数，提高测量精度的目的；否则，执行对已知星像的预测跟踪。

步骤四：姿态确定；由步骤一至步骤三提供的已识别星在星敏感器坐标系中的观测矢量和在惯性坐标系中的参考矢量，采用QUEST方法确定星敏感器在惯性坐标系中的姿态，根据事先标定的星敏感器与载体的安装矩阵，计算载体在惯性空间的姿态。

步骤五：重复步骤三至步骤四，星敏感器完成对载体的独立导航。

本发明中选取某型号星敏感器的动态测试数据，星敏感器模型参数见表2，数据更新速率10Hz。如图3所示为星敏感器连续500帧的动态数据曲线，视轴指向起始点为（100°，0°），俯仰为定值，偏航沿赤经增大的方向运动，运动角速度符合正弦曲线规律，最大角速度为5°/s，预测精度在0.02°以内，即星点坐标预测误差为±3个像素内。

Claims (3)

1.适用于高机动载体的星敏感器自主导航方法，其特征是，该方法由以下步骤实现：

步骤一、初始姿态捕获；对星敏感器拍摄的星图进行全天自主星图识别，获得星敏感器的视轴初指向；

步骤二、根据步骤一获得的星敏感器的视轴初指向，进行局部星图识别，获得当前星敏感器姿态角和姿态变化角速度；

具体过程为：根据初始姿态捕获的星敏感器视轴初指向，标记导航星库中出现在视场内的导航星，缩小星图识别过程中的匹配范围，连续进行三次有初指向的局部星图识别，并计算姿态角，根据每两次姿态测量的时间和姿态角变化，计算星敏感器当前时刻姿态角和姿态角速度；

步骤三、预测跟踪识别；根据星敏感器当前时刻姿态角和姿态变化角速度，预测下一采样时刻星敏感器的视轴指向和已跟踪星的坐标，同时，判断视场内跟踪星的数目和视场内跟踪星的星图分布条件数，如果跟踪星数目或星图分布条件数不满足设定的阈值，执行对未知星的识别，如果否，执行已知星的预测跟踪；

对未知星像的识别过程为：如果当前采样时刻视场内的跟踪星数目不满足设定的阈值或者跟踪星构成的星图分布条件数不满足设定的阈值时，对星图中的未知星像进行识别；所述未知星像的识别处理方式是根据预测的星敏感器视轴指向提取导航星表中出现在视场内的导航星，结合预测的姿态旋转矩阵，将导航星向探测器平面投影，预测导航星在探测器平面中的坐标，以预测的坐标为中心，与实时提取的观测星的坐标在小窗口范围内匹配识别；

步骤四、姿态确定；根据识别结果得到多颗恒星在星敏感器坐标系中的观测矢量与在惯性坐标系中的单位矢量的对应关系，采用QUEST方法确定星敏感器在惯性坐标系中的姿态，根据预先标定的星敏感器与载体的安装矩阵，计算载体在惯性空间的姿态，实现星敏感器为载体独立提供导航信息。

2.根据权利要求1所述的适用于高机动载体的星敏感器自主导航方法，其特征在于，步骤三中具体的预测跟踪的过程为：利用连续帧姿态确定结果计算星敏感器的三轴姿态角速度q′，并结合当前采样时刻的姿态q(t)，预测下一采样时刻星敏感器的姿态q(t+1)，根据q(t+1)计算惯性坐标系与星敏感器本体坐标系间的姿态旋转矩阵，将跟踪星向探测器平面投影，生成下一采样时刻的参考星图，预测视场内跟踪星的位置坐标。

3.根据权利要求1所述的适用于高机动载体的星敏感器自主导航方法，其特征在于，在预测跟踪识别过程中，当姿态丢失时，根据预测的当前采样时刻姿态信息，返回步骤二，重新计算姿态和角速度。

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