CN109269512B - 行星着陆图像与测距融合的相对导航方法 - Google Patents

行星着陆图像与测距融合的相对导航方法 Download PDF

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CN109269512B CN201811486017.7A CN201811486017A CN109269512B CN 109269512 B CN109269512 B CN 109269512B CN 201811486017 A CN201811486017 A CN 201811486017A CN 109269512 B CN109269512 B CN 109269512B
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Abstract

本发明公开的行星着陆图像与测距融合的相对导航方法，属于深空探测技术领域。本发明实现方法为：建立敏感器的测量模型；根据测量模型中光学相机与测距仪的观测量求解特征点的位置矢量；以求解的特征点位置矢量为导航系统观测量，构建相对导航系统，将相对导航系统中的状态方程与观测方程输入到导航滤波器中，获得行星着陆器相对目标着陆点的位置、速度及姿态信息，进而实现行星着陆相对光学导航。本发明既能够避免光学导航对行星地形数据库的依赖，又能够获得行星着陆器相对目标着陆点的状态信息，进而实现行星着陆相对光学导航。本发明能够为行星精确软着陆任务导航方案设计提供技术支持和参考，并解决相关工程问题。

Description

行星着陆图像与测距融合的相对导航方法
技术领域
本发明涉及一种行星着陆相对光学导航方法，属于深空探测技术领域。
背景技术
光学导航是行星着陆中常用的导航方法。行星着陆光学导航主要分为三类。第一类为绝对光学导航。在着陆过程中，着陆器所载的相机拍摄着陆区域图像，提取图像中大型自然路标，大型自然路标是指在行星地形数据库中已经得到识别并且标注出位置的地形特征。以大型自然路标为导航参考可以获得着陆器在行星固连坐标系下的绝对位置、速度及姿态信息。然而，由于在行星着陆过程中，着陆器高度较低，相机视场受限，着陆区域通常又选在自然路标匮乏的大范围平坦区，因此难以观测到可用的大型自然路标。
第二类为相对位姿估计。相机只提取图像中的小型特征点，小型特征点不需要存在于行星地形数据库中，通过序列图像中特征点之间的配对关系，可以估计着陆器的位置及姿态变化。该方法不依赖地形数据库，随机特征点可以为陨石坑、岩石等，数量充足。然而该方法无法获得着陆器相对目标着陆点的状态信息。
第三类为相对着陆点的光学导航。着陆器在相机拍摄的图像中选择目标着陆点，并提取着陆点周围的小型特征点，利用小型特征点的像素坐标估计算着陆器相对着陆点的状态。该方法既有充足的特征点做导航参考，又可实现相对着陆点的状态估计，满足行星精确软着陆的需求。本专利的发明内容即属于此类光学导航方法。
发明内容
本发明公开的行星着陆图像与测距融合的相对导航方法要解决的技术问题为：结合测距仪、光学相机，提供一种行星着陆相对光学导航方法，既能够避免光学导航对行星地形数据库的依赖，又能够获得行星着陆器相对目标着陆点的状态信息，即获得行星着陆器相对目标着陆点准确的位置、速度及姿态信息，进而实现行星着陆相对光学导航。本发明能够为行星精确软着陆任务导航方案设计提供技术支持和参考，并解决相关工程问题。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开的行星着陆图像与测距融合的相对导航方法，建立敏感器的测量模型。根据测量模型中光学相机与测距仪的观测量求解特征点的位置矢量。以求解的特征点位置矢量为导航系统观测量，构建相对导航系统，将相对导航系统中的状态方程与观测方程输入到导航滤波器中，获得行星着陆器相对目标着陆点的位置、速度及姿态信息，进而实现行星着陆相对光学导航。
本发明公开的行星着陆图像与测距融合的相对导航方法，包括如下步骤：
步骤1：建立敏感器的测量模型。
敏感器包括光学相机与测距仪。光学相机的测量模型如式(1)所示。
Figure BDA0001894502300000021
式中，pi，li为图像中第i个特征点在像平面上的像素点坐标，f为相机焦距，
Figure BDA0001894502300000022
为第i个特征点在着陆器本体坐标系下的三轴位置分量。着陆器在相对导航坐标系中的位置矢量为r＝[x y z]T，则有：
Figure BDA0001894502300000023
式中：
Figure BDA0001894502300000031
为相对导航坐标系到本体坐标系的坐标转换矩阵，xi、yi、zi为第i个特征点在相对导航坐标系下的三轴位置分量。
测距仪的测量模型如式(3)所示。
Figure BDA0001894502300000032
式中：ρj为着陆器沿第j条波束到火星表面的距离，z为着陆器的高度，mz＝[0 0 1]T为相对导航坐标系下着陆平面的法向量，mj为第j条波束在相对导航坐标系下的方向矢量，通过本体系到相对导航系的姿态坐标旋转获得mj，如式(4)所示。
Figure BDA0001894502300000033
式中，
Figure BDA0001894502300000034
为第j条波束在着陆器本体系下的方向矢量，由测距仪在着陆器上的具体安装方向决定。
步骤2：根据步骤1中光学相机与测距仪的观测量求解特征点的位置矢量。
从光学相机拍摄的图像中提取到N个特征点，则第i个特征点在本体系下的单位方向矢量，如式(5)所示。
Figure BDA0001894502300000035
根据测距仪的测量信息可以获得在行星表面落点相对着陆器的三维位置矢量
Figure BDA0001894502300000036
如式(6)所示。
Figure BDA0001894502300000037
根据式(6)得到在着陆器本体系下着陆平面单位法向量
Figure BDA0001894502300000038
如式(7)所示。
Figure BDA0001894502300000041
结合式(7)与式(5)，得到第i个特征点在本体系下的三维位置矢量ri b，如式(8)所示。
Figure BDA0001894502300000043
光学相机拍摄的图像中第1个特征点为着陆点，且相对导航坐标系的x轴由第1个特征点指向第2个特征点，第3个特征点与第1个和第2个特征点不共线，则第2个和第3个特征点相对第1个特征点的位置矢量P1,2，P1,3在本体系下分别为。
Figure BDA0001894502300000044
Figure BDA0001894502300000045
根据式(9)与式(10)得到相对导航坐标系三个轴在本体系下的单位矢量ex，ez，ey分别为：
Figure BDA0001894502300000046
Figure BDA0001894502300000047
ey＝ez×ex (13)
则相对导航坐标系到着陆器本体坐标系的坐标旋转矩阵为
Figure BDA0001894502300000048
进而计算特征点在相对导航坐标系下的三维位置矢量如式(15)所示。
Figure BDA0001894502300000049
即通过公式(15)实现求解特征点的位置矢量。
步骤3：以步骤2中求解的特征点位置矢量为导航系统观测量，构建相对导航系统，将相对导航系统中的状态方程与观测方程输入到导航滤波器中，获得行星着陆器相对目标着陆点准确的位置、速度及姿态信息，进而实现行星着陆相对光学导航。
相对导航系统由着陆器状态方程、观测方程以及导航滤波器构成。着陆器的状态矢量如式(16)所示
X＝[r v q]T (16)
式中，r,v,q分别为探测的位置、速度及姿态四元数。着陆器的状态方程如式(17)所示
Figure BDA0001894502300000051
式中：ac为本体系下的控制加速度，g为行星重力加速度矢量，ω为姿态角速度，Ω(ω)为四元数运动学矩阵，如式(18)示。
Figure BDA0001894502300000052
式中：ωx,ωy,ωz为ω的三轴分量。
相对导航系统的观测量为特征点在相机坐标系下的三维位置矢量，观测方程如式(19)所示。
Figure BDA0001894502300000053
式中：υ为测量误差，为高斯白噪声。
Figure BDA0001894502300000054
为姿态四元数表示的坐标转移矩阵，具体形式如式(20)所示。
Figure BDA0001894502300000061
式中，q0为姿态四元数的标量部分，q1，q2，q3为姿态四元数的矢量部分。
将式(17)所示的状态方程与式(19)所示的观测方程输入到导航滤波器中，获得行星着陆器相对目标着陆点准确的位置、速度及姿态信息，进而实现行星着陆相对光学导航。
作为优选，由于状态方程和测量方程均为非线性，因此，能够采用非线性滤波器对着陆器相对目标着陆点的位置、速度及姿态进行滤波估计。
作为优选，非线性滤波器采用的滤波算法包括扩展卡尔曼滤波(Extend KalmanFilter,EKF)算法、无迹卡尔曼(Unscented Kalman Filter,UKF)，以提高导航滤波精度及收敛速度。
有益效果
1、本发明公开的行星着陆图像与测距融合的相对导航方法，所需的特征点为图像角点，不需要提前在行星地形数据库中记载，因此能够避免对行星地形数据库的依赖。
2、本发明公开的行星着陆图像与测距融合的相对导航方法，融合光学相机与测距仪的观测量求解图像角点的三维位置矢量，并以图像角点的三维位置矢量为导航观测量构建相对导航系统，进而通过非线性导航滤波器获得着陆器相对目标着陆点的位置、速度以及姿态的高精度估计，满足精确着陆任务需求。
附图说明
图1为行星着陆图像与测距融合的相对导航方法流程图；
图2为具体实施方式中相对导航坐标系下的状态误差变化，其中(a)为着陆器距目标点x方向距离的估计误差，(b)为着陆器距目标点y方向距离的估计误差，(c)为着陆器距目标点z方向距离的估计误差，(d)为着陆器x方向速度的估计误差，(e)为着陆器y方向速度的估计误差，(f)为着陆器z方向速度的估计误差，(g)着陆器俯仰角误差，(h)为着陆器偏航角误差，(i)为着陆器滚转角误差。其中俯仰角、偏航角以及滚转角在航天器姿态动力学中具有一般定义，通用性较强，具体定义此处不再赘述。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实施例对发明内容做进一步说明。
如图1所示，本实例针对火星着陆动力下降段相对光学导航方法，结合光学相机与三波束测距仪的测量信息，采用扩展卡尔曼滤波器进行滤波解算，实现动力下降段的高精度导航。本实例的具体实施方法如下：
步骤1：建立光学相机与测距仪的测量模型
光学相机的测量模型如式(1)所示。
Figure BDA0001894502300000071
式中，pi，li为图像中第i个特征点在像平面上的像素点坐标，f为相机焦距，
Figure BDA0001894502300000072
为第i个特征点在着陆器本体坐标系下的三轴位置分量。假设着陆器在相对导航坐标系中的位置矢量为r＝[x y z]T，则有：
Figure BDA0001894502300000073
式中：
Figure BDA0001894502300000074
为相对导航坐标系到本体坐标系的坐标转换矩阵，xi，yi，zi为第i个特征点在相对导航坐标系下的三轴位置分量。
测距仪的测量模型如式(3)所示。
Figure BDA0001894502300000081
式中：ρj为着陆器沿第j条波束到火星表面的距离，z为着陆器的高度，mz＝[0 0 1]T为相对导航坐标系下着陆平面的法向量，mj为第j条波束在相对导航坐标系下的方向矢量，通过本体系到相对导航系的姿态坐标旋转获得mj，如式(4)所示。
Figure BDA0001894502300000082
式中，
Figure BDA0001894502300000083
为第j条波束在着陆器本体系下的方向矢量，由测距仪在着陆器上的具体安装方向决定。在本实例中，设三波束在本体系的obxbyb平面内均匀分布，波束之间的夹角为θ＝120°，其中一条波束在obxbyb平面内的投影沿xb轴方向；每一条波束与本体系zb轴的夹角均为
Figure BDA0001894502300000084
则三条波束在着陆器本体系下的方向矢量分别为：
Figure BDA0001894502300000085
Figure BDA0001894502300000086
Figure BDA0001894502300000087
步骤2：求解特征点在相对导航坐标系中的位置矢量
从光学相机拍摄的图像中提取到N个特征点，则第i个特征点在本体系下的单位方向矢量，如式(8)所示。
Figure BDA0001894502300000088
根据测距仪的测量信息可以获得激光在行星表面落点相对着陆器的三维位置矢量
Figure BDA0001894502300000089
如式(9)所示。
Figure BDA0001894502300000091
根据式(9)可得到在着陆器本体系下着陆平面单位法向量
Figure BDA0001894502300000092
如式(10)所示。
Figure BDA0001894502300000093
结合式(10)与式(8)，可得到第i个特征点在本体系下的三维位置矢量ri b，如式(11)所示。
Figure BDA0001894502300000094
光学相机拍摄的图像中第1个特征点为着陆点，且相对导航坐标系的x轴由第1个特征点指向第2个特征点，第3个特征点与第1个和第2个特征点不共线，则第2个和第3个特征点相对第1个特征点的位置矢量P1,2，P1,3在本体系下分别为：
Figure BDA0001894502300000095
Figure BDA0001894502300000096
根据式(12)与式(13)可得到相对导航坐标系三个轴在本体系下的单位矢量ex，ez，ey分别为：
Figure BDA0001894502300000097
Figure BDA0001894502300000098
ey＝ez×ex (16)
则相对导航坐标系到着陆器本体坐标系的坐标旋转矩阵为
Figure BDA0001894502300000099
进而可计算特征点在相对导航坐标系下的三维位置矢量如式(18)所示。
Figure BDA0001894502300000101
步骤3：以步骤2中求解的特征点位置矢量为导航系统观测量，构建相对导航系统，将相对导航系统中的状态方程与观测方程输入到导航滤波器中，获得行星着陆器相对目标着陆点准确的位置、速度及姿态信息，进而实现行星着陆相对光学导航。
相对导航系统由着陆器状态方程、观测方程以及导航滤波器构成。着陆器的状态矢量如式(19)所示。
X＝[r v q]T (19)
式中，r,v,q分别为探测的位置、速度及姿态四元数。着陆器的状态方程如式(20)所示
Figure BDA0001894502300000102
式中：ac为本体系下的控制加速度，g为行星重力加速度矢量，ω为姿态角速度，Ω(ω)为四元数运动学矩阵，如式(21)示。
Figure BDA0001894502300000103
式中：ωx,ωy,ωz为ω的三轴分量。
相对导航系统的观测量为特征点在相机坐标系下的三维位置矢量，观测方程如式(22)所示。
Figure BDA0001894502300000104
式中：υ为测量误差，假设为高斯白噪声。
Figure BDA0001894502300000111
为姿态四元数表示的坐标转移矩阵，具体形式如式(23)所示。
Figure BDA0001894502300000112
式中，q0为姿态四元数的标量部分，q1，q2，q3为姿态四元数的矢量部分。
将式(20)所示的状态方程与式(21)所示的观测方程输入到导航滤波器中，获得行星着陆器相对目标着陆点准确的位置、速度及姿态信息，进而实现行星着陆相对光学导航。本实例中，采用扩展卡尔曼滤波算法作为导航滤波器。
仿真参数设置如表1所示。表1中着陆器姿态用姿态角描述更为直观，姿态角与姿态四元数的转换属于航天动力学基础知识，此处不再赘述。
表1 仿真参数设置
参数名称 均值 标准差
着陆器初始位置(m) (800，700，17500) (100，100，100)
着陆器初始估计速度(m/s) (-55，-45，-85) (5，5，5)
着陆器初始姿态(°) (-21，-22，-4) (2,2,2)
光学相机测量精度(pixel) 0.1 /
激光测距仪测距精度 距离的0.1％ /
导航精度如表2所示
表2 基于TDS与图像测量的导航精度
Figure BDA0001894502300000113
Figure BDA0001894502300000121
从图2和表2可以看出，采用光学相对导航方法，着陆器相对目标着陆点的位置、速度以及姿态误差均能快速收敛，位置精度优于1m，速度精度优于0.1m/s，姿态精度优于0.1°说仿真结果说明行星着陆图像与测距融合的相对导航方法可以准确地估计出着陆器的位置、速度及姿态信息，且避免对行星地形数据库的依赖。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.行星着陆图像与测距融合的相对导航方法，其特征在于：包括如下步骤，
步骤1：建立敏感器的测量模型，其中，敏感器包括光学相机与测距仪；
步骤2：根据步骤1中光学相机与测距仪的观测量求解特征点的位置矢量；
步骤3：以步骤2中求解的特征点位置矢量为导航系统观测量，构建相对导航系统，将相对导航系统中的状态方程与观测方程输入到导航滤波器中，获得行星着陆器相对目标着陆点准确的位置、速度及姿态信息，进而实现行星着陆相对光学导航；
其中，步骤1具体实现方法为，
光学相机的测量模型如式(1)所示
Figure FDA0002730005960000011
式中，pi，li为图像中第i个特征点在像平面上的像素点坐标，f为相机焦距，
Figure FDA0002730005960000012
为第i个特征点在着陆器本体坐标系下的三轴位置分量；着陆器在相对导航坐标系中的位置矢量为r＝[x y z]T，则有
Figure FDA0002730005960000013
式中：
Figure FDA0002730005960000014
为相对导航坐标系到本体坐标系的坐标转换矩阵，xi、yi、zi为第i个特征点在相对导航坐标系下的三轴位置分量；
测距仪的测量模型如式(3)所示
Figure FDA0002730005960000015
式中：ρj为着陆器沿第j条波束到火星表面的距离，z为着陆器的高度，mz＝[0 0 1]T为相对导航坐标系下着陆平面的法向量，mj为第j条波束在相对导航坐标系下的方向矢量，通过本体系到相对导航系的姿态坐标旋转获得mj，如式(4)所示
Figure FDA0002730005960000021
式中，
Figure FDA0002730005960000022
为第j条波束在着陆器本体系下的方向矢量，由测距仪在着陆器上的具体安装方向决定；
步骤2具体实现方法为，
从光学相机拍摄的图像中提取到N个特征点，则第i个特征点在本体系下的单位方向矢量，如式(5)所示
Figure FDA0002730005960000023
根据测距仪的测量信息可以获得在行星表面落点相对着陆器的三维位置矢量
Figure FDA0002730005960000024
如式(6)所示
Figure FDA0002730005960000025
根据式(6)得到在着陆器本体系下着陆平面单位法向量
Figure FDA0002730005960000026
如式(7)所示
Figure FDA0002730005960000027
结合式(7)与式(5)，得到第i个特征点在本体系下的三维位置矢量ri b，如式(8)所示
Figure FDA0002730005960000028
光学相机拍摄的图像中第1个特征点为着陆点，且相对导航坐标系的x轴由第1个特征点指向第2个特征点，第3个特征点与第1个和第2个特征点不共线，则第2个和第3个特征点相对第1个特征点的位置矢量P1,2，P1,3在本体系下分别为
Figure FDA0002730005960000029
Figure FDA00027300059600000210
根据式(9)与式(10)得到相对导航坐标系三个轴在本体系下的单位矢量ex，ez，ey分别为
Figure FDA0002730005960000031
Figure FDA0002730005960000032
ey＝ez×ex (13)
则相对导航坐标系到着陆器本体坐标系的坐标旋转矩阵为
Figure FDA0002730005960000033
进而计算特征点在相对导航坐标系下的三维位置矢量如式(15)所示
Figure FDA0002730005960000034
即通过公式(15)实现求解特征点的位置矢量。
2.如权利要求1所述的行星着陆图像与测距融合的相对导航方法，其特征在于：步骤3具体实现方法为，
相对导航系统由着陆器状态方程、观测方程以及导航滤波器构成；着陆器的状态矢量如式(16)所示
X＝[r v q]T (16)
式中，r,v,q分别为探测的位置、速度及姿态四元数；着陆器的状态方程如式(17)所示
Figure FDA0002730005960000035
式中：ac为本体系下的控制加速度，g为行星重力加速度矢量，ω为姿态角速度，Ω(ω)为四元数运动学矩阵，如式(18)示
Figure FDA0002730005960000036
式中：ωx,ωy,ωz为ω的三轴分量；
相对导航系统的观测量为特征点在相机坐标系下的三维位置矢量，观测方程如式(19)所示
Figure FDA0002730005960000041
式中：υ为测量误差，为高斯白噪声；
Figure FDA0002730005960000042
为姿态四元数表示的坐标转移矩阵，具体形式如式(20)所示
Figure FDA0002730005960000043
式中，q0为姿态四元数的标量部分，q1，q2，q3为姿态四元数的矢量部分；
将式(17)所示的状态方程与式(19)所示的观测方程输入到导航滤波器中，获得行星着陆器相对目标着陆点准确的位置、速度及姿态信息，进而实现行星着陆相对光学导航。
3.如权利要求2所述的行星着陆图像与测距融合的相对导航方法，其特征在于：采用非线性滤波器对着陆器相对目标着陆点的位置、速度及姿态进行滤波估计。
4.如权利要求3所述的行星着陆图像与测距融合的相对导航方法，其特征在于：非线性滤波器采用的滤波算法包括扩展卡尔曼滤波(Extend Kalman Filter,EKF)算法、无迹卡尔曼(Unscented Kalman Filter,UKF)，以提高导航滤波精度及收敛速度。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN110686684B (zh) * 2019-11-22 2021-09-24 北京理工大学 一种小天体环绕探测器光学协同定轨方法
CN111414001B (zh) * 2020-01-14 2021-06-29 华中科技大学 一种用于低空航空器的自主停机装置和方法
CN111896027B (zh) * 2020-07-15 2022-07-29 北京控制工程研究所 一种考虑地形起伏的测距敏感器仿真建模方法
CN113376573B (zh) * 2021-06-01 2023-05-26 北京航空航天大学 一种基于无线电测距和人造光源角测量的融合定位系统
CN114485678B (zh) * 2021-12-31 2023-09-12 上海航天控制技术研究所 天地一体月面着陆导航方法
CN114485679B (zh) * 2022-01-18 2024-05-07 北京理工大学 行星着陆稀疏特征虚拟衍生自主导航方法
CN116091546B (zh) * 2023-01-12 2024-04-19 北京航天飞行控制中心 光学相机推扫模式下的观测构建方法

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101762273A (zh) * 2010-02-01 2010-06-30 北京理工大学 一种深空探测器软着陆自主光学导航方法
EP2987001A4 (en) * 2013-04-16 2017-01-11 Bae Systems Australia Limited Landing system for an aircraft
CN107883965A (zh) * 2017-04-24 2018-04-06 长春工业大学 基于光学信息交互多模型强跟踪容积卡尔曼滤波导航方法
CN107132542B (zh) * 2017-05-02 2019-10-15 北京理工大学 一种基于光学和多普勒雷达的小天体软着陆自主导航方法
CN107270933B (zh) * 2017-05-16 2019-12-20 北京控制工程研究所 一种基于多星协同的空间碎片运动状态联合确定方法

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