CN105588581B - 一种在轨服务相对导航实验平台及工作方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种在轨服务相对导航实验平台及工作方法，包括三轴电动转台、三维电动平移台、仿真控制计算机、故障航天器等效装置、双目立体视觉系统和导航计算机系统。实验时：利用仿真控制计算机生成实验场景，控制三轴电动转台模拟相对姿态运动，控制三维电动平移台来模拟相对位置运动；脉冲电路周期触发双目立体视觉系统采集故障航天器等效装置的图像，导航计算机处理双目图像，并利用待验证的相对导航算法模块进行导航与目标参数辨识计算，将导航与参数辨识结果上传至仿真控制计算机，与仿真场景设置的真值进行比较和评估。该实验平台成本低，仿真逼真度高，能满足快速验证航天器在轨服务中相对导航算法的需要。

Description

一种在轨服务相对导航实验平台及工作方法

技术领域

本发明涉及一种可用于相对导航算法的实验验证的低成本半物理仿真实验平台，属于非合作航天器的相对导航技术领域。

背景技术

人类的航天技术飞速发展，而日益复杂的空间任务对空间飞行器的性能和可靠性提出了越来越高的要求。尤其是在复杂的空间环境下，如何保证空间飞行器持久而稳定地在轨运行，已经成为了航天领域中亟待攻克的重大技术问题。众所周知，设计缺陷、发射故障、空间高能粒子等原因都可能导致空间飞行器故障、失效、甚至废弃，无法执行目标任务；另一方面，燃料的消耗殆尽、元器件老化故障都可能缩短卫星部件寿命，最终使整星失效而成为太空垃圾。

所以构建空间在轨服务系统，开展在轨服务以及相关技术的研究具有重大意义，特别是在空间活动日益频繁的情况下，除了延长空间飞行器的使用寿命之外，甚至还可以提升航天器的性能。服务航天器在空间完成与故障航天器交会、对接和抓捕的过程，实际上也是目标识别，相对位姿精确测量与控制的过程，空间相对状态确定和目标辨识技术是成功实施在轨服务的关键。

相对导航系统的精度、可靠度和信息获取与处理的实时性，对故障航天器在轨服务的成败有着直接的影响，同时所采用的测量传感器需要满足低功耗，小质量，适合空间环境等多方面的要求。目前，国外已经有一些针对故障卫星近距离操作的在轨试验，相对导航传感器以视觉传感器为主。

为了精确获得空间故障航天器相对位置和相对姿态信息，为在轨服务任务提供必要的参数，已有很多国内外学者开展了基于视觉测量系统研究了故障卫星相对位姿估计算法。

绝大多数的相对导航算法研究还停留在纯仿真阶段，而真实情况下的相对导航过程中，还存在着诸多物理环节，为了最大程度真实地验证所设计方法的有效性，提前消除设计不足，半物理仿真实验就成了验证算法的最佳选择，能够精确模拟算法实际执行的情况，并且逼真度较高，对了解相对位姿估计算法的实际运行效果具有极强的指导意义和参考价值。

目前在地面上验证在轨服务相对导航算法主要有2个途径：一个是以德国DLR为代表的利用大型机械臂和导轨来模拟两个航天器之间的相对运动；另一个是利用三轴气浮台，其中2个是平动自由度，另1个是旋转自由度，尚不能完全模拟3个平动自由度和3个旋转自由度。并且这两个实验方法都需要高昂的成本投入。本发明专利利用了实验室常见的三轴电动转台和三维平移台进行二次集成，大大缩减了实验平台的成本投入。

发明内容

本发明针对上述问题的不足，提出一种在轨服务相对导航实验平台及工作方法，本发明能够低成本地用于验证在轨服务相对导航方法的半物理实验，减少了高昂的实验成本的投入。

本发明为解决上述技术问题提出的技术方案是：

一种在轨服务相对导航实验平台，包括手动转台、棋盘格标定板、三轴电动转台、三维平移台、仿真控制计算机、故障航天器等效装置、双目立体视觉系统与导航计算机系统，其中：

所述棋盘格标定板设置于手动转台上，故障航天器等效装置安装在三轴电动转台上，故障航天器等效装置表面安装有用于实验平台初次使用的标定特征点群，该特征点群由LED灯构成。

双目立体视觉系统用于对棋盘格标定板的图像采集、LED灯阵的图像采集以及对故障航天器等效装置的图像采集；

所述三轴电动转台模拟相对姿态运动，三维平移台模拟相对位置运动。

仿真控制计算机用于根据导航计算机系统发送相对姿态的初值和相对位置的初值生成仿真场景并控制三轴电动转台和三维平移台运动；另外，仿真控制计算机还根据导航计算机系统推送的导航参数与仿真场景中的仿真真值比较，作为评价待验证算法性能的依据；

导航计算机系统根据采集的棋盘格标定板的图像对双目立体视觉系统的内外参数进行标定，作为导航计算机实现导航解算的基础；根据采集的LED灯阵图像确定故障航天器等效装置与双目立体视觉系统的相对姿态的初值和相对位置的初值，并将该相对姿态的初值和相对位置的初值发给仿真控制计算机；根据周期性采集的故障航天器等效装置图像地对两个相机图像进行处理，然后利用待验证的相对导航和辨识算法进行导航计算，将导航结果发给仿真控制计算机。

优选的：所述双目立体视觉系统包括2台工业相机、同步触发电路，其中，同步触发电路用于周期性地触发2台工业相机采集故障航天器等效装置图像。

优选的：所述导航计算机系统包括视觉参数标定模块、图像处理模块和相对导航算法验证模块，其中：

所述图像处理模块用于对棋盘格标定板采集图像的处理，并将处理数据传送给视觉参数标定模块，所述视觉参数标定模块根据传送的数据对双目立体视觉系统的内外参数进行标定，作为导航计算机实现导航解算的基础；

所述图像处理模块用于对LED灯阵采集图像的处理，并将处理结果传送给视觉参数标定模块，所述视觉参数标定模块根据传送的数据确定故障航天器等效装置与双目立体视觉系统的相对姿态的初值和相对位置的初值，并将初值传送给仿真控制计算机；

所述图像处理模块用于对故障航天器等效装置周期性采集的图像进行处理，并将该处理得到的数据传送给相对导航算法验证模块，所述相对导航算法验证模块根据传送数据进行导航计算，并将导航结果发给仿真控制计算机。

一种在轨服务相对导航工作方法，包括如下步骤：

步骤1，通过手动转台和棋盘格标定板对双目立体视觉系统进行内外参数的标定，该内外参数包括左右相机的有效焦距、右相机相对测量坐标系的旋转矩阵和平移矩阵。

步骤2，通过仿真控制计算机复位三轴电动转台，让其姿态处于标称零位。

步骤3，通过仿真控制计算机复位三维电动平移台，让其位置处于标称零位。

步骤4，导航计算机根据标定的内外参数和故障航天器等效装置上的LED灯阵确定故障航天器等效装置与双目立体视觉系统的相对姿态的初值和相对位置的初值。

步骤5，仿真控制计算机利用步骤5中的得到的相对姿态初值、相对位置初值以及仿真控制计算机生成的仿真场景通过相对姿态动力学模型和相对轨道动力学模型计算出相对姿态和相对位置的姿态序列，然后将相应的控制指令分别发给三轴电动转台和三维平移台，从物理上模拟出服务航天器与故障航天器之间的相对运动。

步骤6，开启同步触发电路，周期性地触发2台工业相机对故障航天器等效装置成像。

步骤7，开启导航计算机系统，周期性地对两个相机图像进行处理，然后利用待验证的相对导航和辨识算法进行导航计算，将导航结果发给仿真控制计算机，仿真控制计算机将导航结果与真值比较，作为评价待验证算法性能的依据。

优选的：所述步骤1左右相机分别相对测量坐标系的旋转矩阵和平移矩阵的确定方法：选左相机作为测量坐标系，则可得到右相机相对测量坐标系的旋转矩阵和平移矩阵。

优选的：所述步骤1中对双目立体视觉系统进行内外参数标定的方法，包括以下步骤：

步骤11，将棋盘格标定板安置在手动转台上。

步骤12，旋转步骤11安装有棋盘格标定板的手动转台，并保持。

步骤13，让双目立体视觉系统中的两台工业相机对步骤12中的棋盘格标定板进行成像，并保存记录图像。

步骤14，重复步骤12、13至少10次。

步骤15，对步骤14重复得到2个相机的图片进行标定处理，通过导航计算机计算出双目立体视觉系统的内外参数。

优选的：所述步骤4中确定故障航天器等效装置与双目立体视觉系统的相对姿态的初值和相对位置初值的方法。

步骤41，点亮在故障航天器等效装置上的LED灯阵，形成明显的标定特征点阵。

步骤42，利用双目立体视觉系统对故障航天器等效装置表面的标定特征点阵成像，提取特征点，在利用三维重建技术计算出每个特征点的坐标值。

步骤43，利用测量得到的特征点的坐标值计算各个特征点之间的距离并求和，得到的和值与故障航天器等效装置表面上对应的两个LED灯之间的已知距离进行比较，如果比较值大于设定的门限，则说明平台的实验精度不够，返回步骤11)。如果比较值小于一定门限，则进入后续实验步骤。

步骤44，根据步骤43得到的满足门限的特征点阵的坐标值，计算出双目立体视觉系统的测量坐标系和故障卫星之间的相对姿态、相对位置的初值，并将值发送给仿真控制计算机。

步骤45，关闭LED灯阵，完成确定故障航天器等效装置与双目立体视觉系统的相对姿态的初值和相对位置的初值。

优选的：所述步骤42中利用三维重建技术计算出每个特征点的坐标值方法如下：

将2台工业相机分为左右相机，LED灯阵在右相机坐标系下的坐标为(x_R,i,y_R,i,z_R,i),在左相机坐标系下的坐标为(x_L,i,y_L,i,z_L,i),经过图像畸形矫正处理后，在左右相机像平面的坐标分别为(X_L,i,Y_L,i)和(X_R,i,Y_R,i)。根据双目立体视觉系统标定的左右相机的有效焦距(α_Lx,α_Ly)和(α_Rx,α_Ry)，右相机相对测量坐标系的旋转矩阵R和平移矩阵T,得到该特征点在测量坐标系下的三维坐标：

其中，(x_i,y_i,z_i)为第i个特征点在测量坐标系下的坐标，

优选的：所述步骤43中进行的比较方法：

步骤431，利用测量坐标系下测量得到的特征点坐标值计算各个特征点之间的距离并求和：

其中，d为测量坐标系下测量得到的各个特征点之间的距离之和，(x_i,y_i,z_i)为第i个特征点在测量坐标系下的坐标，

步骤432，根据步骤431得到的测量坐标系下测量得到的各个特征点之间的距离之和和与故障航天器等效装置表面上对应的两个LED灯之间的距离之和d_r比较：如果

|d_r-d|≤ε。

其中，ε是设定的门限。则认为实验平台误差较小，可以满足后续实验要求。如果不满足要求，则返回步骤11。

优选的：所述步骤44中得到双目立体视觉系统的测量坐标系和故障卫星之间的相对姿态、相对位置的初值的方法：

利用方向余弦法确定特征点阵与视觉测量坐标系之间的姿态，则，

其中，为特征点阵与视觉测量坐标系之间的姿态， R₂＝R₁×R₃，p₁代表的是第一个特征点，p₂代表的是第二个特征点，p₃代表的是第三个特征点。

同时特征点阵与故障卫星等效装置的本体坐标系之间的姿态关系是已知的，该姿态记为则故障卫星等效装置相对于视觉测量坐标系的姿态初值为：

已经测得第二个特征点p₂在视觉测量坐标系中的坐标为x₂＝(x₂,y₂,z₂)，同时已知等效质心相对于特征点阵的坐标为y，则等效质心在视觉测量坐标系中的位置初值z₀为

其中，是的转置矩阵，该等效质心在视觉测量坐标系中的位置初值z₀即为相对位置的初值。

优选的：所述步骤5中模拟出服务航天器与故障航天器之间的相对运动的方法：

根据步骤44中得到的等效质心在视觉测量坐标系中的位置初值z₀对两个航天器之间的相对线运动描述为：

其中，ω是航天器轨道角速率，z＝(δx δy δz)，是服务航天器相对于故障航天器在轨道坐标系中的相对位置。该方程是微分方程，可以用数值积分算法计算预报出后续各个时刻的线运动轨迹，预报初值就是等效质心在视觉测量坐标系中的位置初值z₀，然后将该轨迹作为控制指令驱动三维平移台运动。

根据步骤44中得到的故障卫星等效装置相对于视觉测量坐标系的姿态初值对两个航天器之间的相对姿态运动描述为，

ω_ct＝ω_cb-R(q_ct)ω_tb

其中，ω_ct是两个航天器之间的相对角速度，ω_cb表示是服务航天器的角速度，R(q_ct)表示根据姿态四元数计算出姿态矩阵，ω_tb表示是故障航天器的角速度，q_ct表示两个航天器之间的相对姿态四元数。这两个方程也是微分方程，同样可以用数值积分算法实现计算预报出后续各个时刻的角运动轨迹，预报初值就是故障卫星等效装置相对于视觉测量坐标系的姿态初值计算出的然后将角运动轨迹作为控制指令驱动三轴电动转台运动。

本发明的一种在轨服务相对导航实验平台及工作方法，相比现有技术，具有以下有益效果：

本发明利用了实验室常见的三轴电动转台和三维平移台进行二次集成，并设计了一个初始位姿初值的确定和精度校验方法，形成了一个低成本的相对导航方法的半物理验证平台，减少了高昂的实验成本的投入。

附图说明

图1是本发明实施例的结构示意图。

图2是本发明实验平台的工作流程。

图3是LED灯阵的特征点群结构示意图。

图4为脉冲触发电路原理图。

图5为左右相机拍摄的标定模板的图像。

具体实施方式

附图非限制性地公开了本发明一个优选实施例的结构示意图，以下将结合附图详细地说明本发明的技术方案。

实施例

本实施例的一种在轨服务相对导航实验平台，如图1、2所示，包括手动转台、棋盘格标定板、三轴电动转台、三维平移台、仿真控制计算机、故障航天器等效装置、双目立体视觉系统与导航计算机系统，其中：

所述棋盘格标定板设置于手动转台上，故障航天器等效装置安装在三轴电动转台上，故障航天器等效装置表面安装有用于实验平台初次使用的标定特征点群，该特征点群由LED灯构成。用于标定相对位姿初值的特征点群采用3个LED灯实现，三个LED灯串联连接，发光角度在140°-160°范围内，LED灯布局如图3所示。

所述三轴电动转台模拟相对姿态运动，三维平移台模拟相对位置运动。

双目立体视觉系统用于对棋盘格标定板的图像采集、LED灯阵图像采集以及对失效航天器等效装置图像采集。所述双目立体视觉系统包括2台工业相机、同步触发电路，其中，同步触发电路用于周期性地触发2台工业相机采集故障航天器图像。

工业相机采用MV-3000UC，该相机是一款具有USB2.0标准接口的高性能工业检测专用数字相机，可通过外部信号触发采集或连续采集。在本发明实验中采用设置10fps@1600×1200，此时等效像元尺寸为4.2um×4.2um。使用时设置成正电压负脉冲触发工作，最大压差为4.5～10V，汲取电流小于3.5mA。

同时为保证两个相机能在同一时刻拍下运动物体的图像，设计了脉冲触发电路来实现同步触发的功能。本发明采用的脉冲触发电路是基于NE555芯片搭建的，因为该芯片功耗低，供电电压宽约4.5～18V，最大输出电流200mA，完全满足相机驱动要求。采用间接反馈无稳式电路，如图4所示。

电路中的C2用于滤波，具体设计时一般选用0.01uF的电容，C1选用了10uF的电容，T₁＝0.693(R1+R2)*C1，T₂＝0.693·R2*C1。因此一个脉冲的周期为：

T＝0.693(R1+2·R2)*C1

其中，R1选用10k的固定电阻，R2选用10k的可调电阻

仿真控制计算机用于根据导航计算机系统发送的相对姿态的初值和相对位置的初值生成仿真场景并控制三轴电动转台和三维平移台运动；另外，仿真控制计算机还根据导航计算机系统推送的导航结果与仿真场景中的仿真真值比较，作为评价待验证算法性能的依据。

导航计算机系统根据采集的棋盘格标定板的图像对双目立体视觉系统的内外参数进行标定，作为导航计算机实现导航解算的基础；根据采集的LED灯阵图像确定故障航天器等效装置与双目立体视觉系统的相对姿态的初值和相对位置的初值，并将该相对姿态的初值和相对位置的初值发给仿真控制计算机；根据采集故障航天器等效装置图像周期性地对两个相机图像进行处理，然后利用待验证的相对导航和辨识算法进行导航计算，将导航结果发给仿真控制计算机。

所述导航计算机系统包括视觉参数标定模块、图像处理模块和相对导航算法验证模块，其中：

所述图像处理模块用于对棋盘格标定板采集图像的处理，并将处理数据传送给视觉参数标定模块，所述视觉参数标定模块根据传送的数据对双目立体视觉系统的内外参数进行标定，作为导航计算机实现导航解算的基础；

所述图像处理模块用于对LED灯阵采集图像的处理，并将处理结果传送给视觉参数标定模块，所述视觉参数标定模块根据传送的数据确定故障航天器等效装置与双目立体视觉系统的相对姿态的初值和相对位置的初值，并将初值传送给仿真控制计算机；

所述图像处理模块用于对故障航天器等效装置周期性采集的图像进行处理，并将该处理得到的数据传送给相对导航算法验证模块，所述相对导航算法验证模块根据传送数据进行导航计算，并将导航结果发给仿真控制计算机。

一种在轨服务相对导航工作方法，如图2所示，包括如下步骤：

步骤1，通过手动转台和棋盘格标定板对双目立体视觉系统进行内外参数的标定，该内外参数包括左右相机的有效焦距、右相机相对测量坐标系的旋转矩阵和平移矩阵。所述步骤1左右相机分别相对测量坐标系的旋转矩阵和平移矩阵的确定方法：选左相机作为测量坐标系，则可得到右相机相对测量坐标系的旋转矩阵和平移矩阵。

步骤2，通过仿真控制计算机复位三轴电动转台，让其姿态处于标称零位。

对双目立体视觉系统进行内外参数标定的方法，具体包括以下步骤：

步骤11，将棋盘格标定板安置在手动精密转台上。

步骤12，旋转步骤11安装有棋盘格标定板的手动精密转台，并保持。

步骤13，让双目立体视觉系统中的两台工业相机对步骤12中的棋盘格标定板进行成像，并保存记录图像，如图5所示。

步骤14，重复步骤12、13至少10次。

步骤15，利用Matlab中的相机标定工具箱对步骤14重复得到的保存在2个相机中的图片进行标定处理，也可以将该相机标定工具箱嵌入到导航计算机系统内，计算出双目立体视觉系统的内外参数，如表1、表2所示。

表1左相机标定参数

表2右相机标定参数

同时可以获取表示两个相机姿态转换关系的罗德里格参数为[0.00643，0.29278，0.01078]，对应的不确定度为[0.00836，0.00734，0.00175]，平移参数为[-302.14941，-0.45862，29.49918]mm，对应的不确定度为[1.50777，0.52910，7.57241]mm，立体视觉测量坐标系就是左相机的相机坐标系。

步骤16，将上述参数导入到导航算法模块。

步骤2，通过仿真控制计算机复位三轴电动转台，让其姿态处于标称零位。

步骤3，通过仿真控制计算机复位三维电动平移台，让其位置处于标称零位。

步骤4，导航计算机根据标定的内外参数和故障航天器等效装置上的LED灯阵确定故障航天器等效装置与双目立体视觉系统的相对姿态的初值和相对位置的初值。具体包括以下步骤。

步骤41，点亮在故障航天器等效装置上的LED灯阵，形成明显的标定特征点阵。

步骤42，利用双目立体视觉系统对故障航天器等效装置表面的标定特征点阵成像，提取特征点，在利用三维重建技术计算出每个特征点的坐标值。

将2台工业相机分为左右相机，LED灯阵在右相机坐标系下的坐标为(x_R,i,y_R,i,z_R,i),在左相机坐标系下的坐标为(x_L,i,y_L,i,z_L,i),经过图像畸形矫正处理后，在左右相机像平面的坐标分别为(X_L,i,Y_L,i)和(X_R,i,Y_R,i)。根据双目立体视觉系统标定的左右相机的有效焦距(α_Lx,α_Ly)和(α_Rx,α_Ry)，右相机相对测量坐标系的旋转矩阵R和平移矩阵T,得到该特征点在测量坐标系下的三维坐标：

其中，(x_i,y_i,z_i)为第i个特征点在测量坐标系下的坐标，

步骤43，利用测量得到的特征点的坐标值计算各个特征点之间的距离并求和，得到的和值与故障航天器等效装置表面上对应的两个LED灯之间的已知距离进行比较，如果比较值大于设定的门限，则说明平台的实验精度不够，返回步骤11)。如果比较值小于一定门限，则进入后续实验步骤。

比较方法：

步骤431，利用测量坐标系下测量得到的特征点坐标值计算各个特征点之间的距离并求和：

其中，d为测量坐标系下测量得到的各个特征点之间的距离之和，(x_i,y_i,z_i)为第i个特征点在测量坐标系下的坐标，

步骤432，根据步骤431得到的测量坐标系下测量得到的各个特征点之间的距离之和和与故障航天器等效装置表面上对应的两个LED灯之间的距离之和d_r比较：如果

|d_r-d|≤ε。

其中，ε是设定的门限。则认为实验平台误差较小，认为双目视觉标定和初始相对位姿的确定比较精确，可以满足后续实验要求。如果不满足要求，则返回步骤11。相应的距离和的真值记为d_r，该值由安装LED灯的机械尺寸决定，可以作为真值。

步骤44，根据步骤43得到的满足门限的特征点阵的坐标值，计算出双目立体视觉系统的测量坐标系和故障卫星之间的相对姿态、相对位置的初值，并将值发送给仿真控制计算机。

步骤45，关闭LED灯阵，完成确定故障航天器等效装置与双目立体视觉系统的相对姿态的初值和相对位置的初值。

利用方向余弦法确定特征点阵与视觉测量坐标系之间的姿态，则，

其中，为特征点阵与视觉测量坐标系之间的姿态， R₂＝R₁×R₃，p₁代表的是第一个特征点，p₂代表的是第二个特征点，p₃代表的是第三个特征点。

同时特征点阵与故障卫星等效装置的本体坐标系之间的姿态关系是已知的，该数量关系是由机械加工保证的，该姿态记为则故障卫星等效装置相对于视觉测量坐标系的姿态初值为：

然后计算故障卫星的等效质心在视觉测量坐标系中的位置，已经测得第二个特征点p₂在视觉测量坐标系中的坐标为x₂＝(x₂,y₂,z₂)，同时已知等效质心相对于特征点阵的坐标为y，则等效质心在视觉测量坐标系中的位置初值z₀为

其中，是的转置矩阵，该等效质心在视觉测量坐标系中的位置初值z₀即为相对位置的初值。

关闭LED灯阵，完成实验平台的标定。

步骤5，仿真控制计算机利用步骤4中的得到的相对姿态初值、相对位置初值以及仿真控制计算机生成的仿真场景通过相对姿态动力学模型和相对轨道动力学模型计算出相对姿态和相对位置的姿态序列，然后将相应的控制指令分别发给三轴电动转台和三维平移台，从物理上模拟出服务航天器与故障航天器之间的相对运动。

根据步骤44中得到的等效质心在视觉测量坐标系中的位置初值z₀对两个航天器之间的相对线运动描述为：

其中，ω是航天器轨道角速率，z＝(δx δy δz)，是服务航天器相对于故障航天器在轨道坐标系中的相对位置。该方程是微分方程，可以用数值积分算法计算预报出后续各个时刻的线运动轨迹，预报初值就是等效质心在视觉测量坐标系中的位置初值z₀，然后将该轨迹作为控制指令驱动三维平移台运动。

根据步骤44中得到的故障卫星等效装置相对于视觉测量坐标系的姿态初值对两个航天器之间的相对姿态运动描述为，

ω_ct＝ω_cb-R(q_ct)ω_tb

其中，ω_ct是两个航天器之间的相对角速度，ω_cb表示是服务航天器的角速度，R(q_ct)表示根据姿态四元数计算出姿态矩阵，ω_tb表示是故障航天器的角速度，q_ct表示两个航天器之间的相对姿态四元数。这两个方程也是微分方程，同样可以用数值积分算法实现计算预报出后续各个时刻的角运动轨迹，预报初值就是故障卫星等效装置相对于视觉测量坐标系的姿态初值计算出的然后将角运动轨迹作为控制指令驱动三轴电动转台运动。

步骤6，开启同步触发电路，周期性地触发2台工业相机对故障航天器等效装置成像。

步骤7，开启导航计算机系统，周期性地对两个相机图像进行处理，然后利用待验证的相对导航和辨识算法进行导航计算，将导航结果发给仿真控制计算机，仿真控制计算机将导航结果与真值比较，作为评价待验证算法性能的依据。

由上可知，平台的初始化时：利用棋盘格标定双目相机的内外参数，利用故障航天器等效装置上一组LED灯作为已知特征点来辅助确定相对姿态和相对位置的初值。平台的实验时：利用仿真控制计算机生成实验场景，控制三轴电动转台模拟服务航天器和故障航天器之间的相对姿态运动，控制三维电动平移台来模拟服务航天器和故障航天器之间的相对位置运动；脉冲电路周期触发双目立体视觉系统采集故障航天器等效装置的图像，导航计算机处理双目图像，并利用待验证的相对导航算法模块进行导航与目标参数辨识计算，将导航与参数辨识结果上传至仿真控制计算机，与仿真场景设置的真值进行比较和评估。该半物理实验平台成本低，仿真逼真度高，能满足快速验证航天器在轨服务中相对导航算法的需要。

上面结合附图所描述的本发明优选具体实施例仅用于说明本发明的实施方式，而不是作为对前述发明目的和所附权利要求内容和范围的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属本发明技术和权利保护范畴。

Claims (10)

1.一种在轨服务相对导航实验平台，其特征在于：包括手动转台、棋盘格标定板、三轴电动转台、三维平移台、仿真控制计算机、故障航天器等效装置、双目立体视觉系统与导航计算机系统，其中：

所述棋盘格标定板设置于手动转台上，故障航天器等效装置安装在三轴电动转台上，故障航天器等效装置表面安装有用于实验平台初次使用的标定特征点群，该特征点群由LED灯构成；

双目立体视觉系统用于对棋盘格标定板的图像采集、LED灯阵的图像采集以及对故障航天器等效装置的图像采集；

所述三轴电动转台模拟相对姿态运动，三维平移台模拟相对位置运动；

仿真控制计算机用于根据导航计算机系统发送相对姿态的初值和相对位置的初值生成仿真场景并控制三轴电动转台和三维平移台运动；另外，仿真控制计算机还根据导航计算机系统推送的导航参数与仿真场景中的仿真真值比较，作为评价待验证算法性能的依据；

导航计算机系统根据采集的棋盘格标定板的图像对双目立体视觉系统的内外参数进行标定；根据采集的LED灯阵图像确定故障航天器等效装置与双目立体视觉系统的相对姿态的初值和相对位置的初值，并将该相对姿态的初值和相对位置的初值发给仿真控制计算机；根据周期性采集的故障航天器等效装置图像对两个相机图像进行处理，然后利用待验证的相对导航和辨识算法进行导航计算，将导航结果发给仿真控制计算机。

2.根据权利要求1所述的在轨服务相对导航实验平台，其特征在于：所述双目立体视觉系统包括2台工业相机、同步触发电路，其中，同步触发电路用于周期性地触发2台工业相机采集故障航天器等效装置图像。

3.根据权利要求1所述的在轨服务相对导航实验平台，其特征在于：所述导航计算机系统包括视觉参数标定模块、图像处理模块和相对导航算法验证模块，其中：

所述图像处理模块用于对棋盘格标定板采集图像的处理，并将处理数据传送给视觉参数标定模块，所述视觉参数标定模块根据传送的数据对双目立体视觉系统的内外参数进行标定；

所述图像处理模块用于对LED灯阵采集图像的处理，并将处理结果传送给视觉参数标定模块，所述视觉参数标定模块根据传送的数据确定故障航天器等效装置与双目立体视觉系统的相对姿态的初值和相对位置的初值，并将初值传送给仿真控制计算机；

所述图像处理模块用于对故障航天器等效装置周期性采集的图像进行处理，并将该处理得到的数据传送给相对导航算法验证模块，所述相对导航算法验证模块根据传送数据进行导航计算，并将导航结果发给仿真控制计算机。

4.一种采用权利要求1至3任一所述的在轨服务相对导航实验平台的工作方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，通过手动转台和棋盘格标定板对双目立体视觉系统进行内外参数的标定，该内外参数包括左右相机的有效焦距、左右相机分别相对测量坐标系的旋转矩阵和平移矩阵；

步骤2，通过仿真控制计算机复位三轴电动转台，让其姿态处于标称零位；

步骤3，通过仿真控制计算机复位三维电动平移台，让其位置处于标称零位；

步骤4，导航计算机根据标定的内外参数和故障航天器等效装置上的LED灯阵确定故障航天器等效装置与双目立体视觉系统的相对姿态初值和相对位置初值；

步骤5，仿真控制计算机利用步骤4中的得到的相对姿态初值、相对位置初值以及仿真控制计算机生成的仿真场景通过相对姿态动力学模型和相对轨道动力学模型计算出相对姿态和相对位置的姿态序列，然后将相应的控制指令分别发给三轴电动转台和三维平移台，从物理上模拟出服务航天器与故障航天器之间的相对运动；

步骤6，开启同步触发电路，周期性地触发2台工业相机对故障航天器成像；

步骤7，开启导航计算机系统，周期性地对两个相机图像进行处理，然后利用待验证的相对导航和辨识算法进行导航计算，将导航结果发给仿真控制计算机，仿真控制计算机将导航结果与真值比较，作为评价待验证算法性能的依据。

5.根据权利要求4所述的在轨服务相对导航工作方法，其特征在于：所述步骤1中对双目立体视觉系统进行内外参数标定的方法，包括以下步骤：

步骤11，将棋盘格标定板安置在手动转台上；

步骤12，旋转步骤11安装有棋盘格标定板的手动转台，并保持；

步骤13，让双目立体视觉系统中的两台工业相机对步骤12中的棋盘格标定板进行成像，并保存记录图像；

步骤14，重复步骤12、13至少10次；

步骤15，对步骤14重复得到的2个相机的图片进行标定处理，通过导航计算机计算出双目立体视觉系统的内外参数。

6.根据权利要求5所述的在轨服务相对导航工作方法，其特征在于：所述步骤4中确定故障航天器等效装置与双目立体视觉系统的相对姿态的初值和相对位置初值的方法；

步骤41，点亮在故障航天器等效装置上的LED灯阵，形成明显的标定特征点阵；

步骤42，利用双目立体视觉系统对故障航天器等效装置表面的标定特征点阵成像，提取特征点，再利用三维重建技术计算出每个特征点的坐标值；

步骤43，利用测量得到的特征点的坐标值计算各个特征点之间的距离并求和，得到的和值与故障航天器等效装置表面上对应的两个LED灯之间的已知距离进行比较，如果比较值大于设定的门限，则说明平台的实验精度不够，返回步骤11)；如果比较值小于一定门限，则进入后续实验步骤；

步骤44，根据步骤43得到的满足门限的特征点阵的坐标值，计算出双目立体视觉系统的测量坐标系和故障卫星之间的相对姿态与相对位置的初值，并将值发送给仿真控制计算机；

步骤45，关闭LED灯阵，完成确定故障航天器等效装置与双目立体视觉系统的相对姿态的初值和相对位置的初值。

7.根据权利要求5所述的在轨服务相对导航工作方法，其特征在于：所述步骤42中利用三维重建技术计算出每个特征点的坐标值方法如下：

将2台工业相机分为左右相机，LED灯阵在右相机坐标系下的坐标为(x_R,i,y_R,i,z_R,i),在左相机坐标系下的坐标为(x_L,i,y_L,i,z_L,i),经过图像畸形矫正处理后，在左右相机像平面的坐标分别为(X_L,i,Y_L,i)和(X_R,i,Y_R,i)；根据双目立体视觉系统标定的左右相机的有效焦距(α_Lx,α_Ly)和(α_Rx,α_Ry)，右相机相对测量坐标系的旋转矩阵R和平移矩阵T,得到该特征点在测量坐标系下的三维坐标：

其中，(x_i,y_i,z_i)为第i个特征点在测量坐标系下的坐标，

8.根据权利要求5所述的在轨服务相对导航工作方法，其特征在于：所述步骤43中进行的比较方法：

步骤431，利用测量坐标系下测量得到的特征点坐标值计算各个特征点之间的距离并求和：

其中，d为测量坐标系下测量得到的各个特征点之间的距离之和，(x_i,y_i,z_i)为第i个特征点在测量坐标系下的坐标，

步骤432，根据步骤431得到的测量坐标系下测量得到的各个特征点之间的距离之和和与故障航天器等效装置表面上对应的两个LED灯之间的距离之和d_r比较：如果

|d_r-d|≤ε；

其中，ε是设定的门限；则认为实验平台误差较小，可以满足后续实验要求；如果不满足要求，则返回步骤11。

9.根据权利要求5所述的在轨服务相对导航工作方法，其特征在于：所述步骤44中得到双目立体视觉系统的测量坐标系和故障卫星之间的相对姿态、相对位置的初值的方法：

利用方向余弦法确定特征点阵与视觉测量坐标系之间的姿态，则，

其中，为特征点阵与视觉测量坐标系之间的姿态， R₂＝R₁×R₃，p₁代表的是第一个特征点，p₂代表的是第二个特征点，p₃代表的是第三个特征点；

同时特征点阵与故障卫星等效装置的本体坐标系之间的姿态关系是已知的，该姿态记为则故障卫星等效装置相对于视觉测量坐标系的姿态初值为：

已经测得第二个特征点p₂在视觉测量坐标系中的坐标为x₂＝(x₂,y₂,z₂)，同时已知等效质心相对于特征点阵的坐标为y，则等效质心在视觉测量坐标系中的位置初值z₀为

其中，是的转置矩阵，该等效质心在视觉测量坐标系中的位置初值z₀即为相对位置的初值。

10.根据权利要求5所述的在轨服务相对导航工作方法，其特征在于：所述步骤5中模拟出服务航天器与故障航天器之间的相对运动的方法：

根据步骤44中得到的等效质心在视觉测量坐标系中的位置初值z₀对两个航天器之间的相对线运动描述为：

其中，ω表示航天器的轨道角速率，z＝(δx δy δz)，是服务航天器相对于故障航天器在轨道坐标系中的相对位置；等效质心在视觉测量坐标系中的位置初值z₀对两个航天器之间的相对线运动描述方程是微分方程，用数值积分算法计算预报出后续各个时刻的线运动轨迹，预报初值就是等效质心在视觉测量坐标系中的位置初值z₀，然后将该轨迹作为控制指令驱动三维平移台运动；

根据步骤44中得到的故障卫星等效装置相对于视觉测量坐标系的姿态初值对两个航天器之间的相对姿态运动描述为，

ω_ct＝ω_cb-R(q_ct)ω_tb

其中，ω_ct是两个航天器之间的相对角速度，ω_cb表示是服务航天器的角速度，R(q_ct)表示根据姿态四元数计算出姿态矩阵，ω_tb表示是故障航天器的角速度，q_ct表示两个航天器之间的相对姿态四元数；这两个方程也是微分方程，同样可以用数值积分算法实现计算预报出后续各个时刻的角运动轨迹，预报初值就是故障卫星等效装置相对于视觉测量坐标系的姿态初值计算出的然后将角运动轨迹作为控制指令驱动三轴电动转台运动。