CN109919998B

CN109919998B - 卫星姿态确定方法、装置和终端设备

Info

Publication number: CN109919998B
Application number: CN201910044417.0A
Authority: CN
Inventors: 翟优; 韩东; 郭希维; 何鹏; 谢建华; 赵慎; 许葆华; 刘德亮; 王红云; 周海俊
Original assignee: Army Engineering University of PLA
Current assignee: Army Engineering University of PLA
Priority date: 2019-01-17
Filing date: 2019-01-17
Publication date: 2021-06-29
Anticipated expiration: 2039-01-17
Also published as: CN109919998A

Abstract

本发明适用于空间技术领域，提供了一种卫星姿态确定方法、装置和终端设备。所述方法包括：获取星载相机采集的第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像；将所述第一时刻的星空背景图像和所述第二时刻的星空背景图像进行图像匹配，根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值；获取导航系统得到的第一时刻的卫星初始姿态一和第二时刻的卫星初始姿态二，根据所述卫星初始姿态一、所述卫星初始姿态二和所述卫星姿态变化值确定第二时刻的卫星姿态。本发明可确定卫星姿态的精确值，误差小，精度高。

Description

卫星姿态确定方法、装置和终端设备

技术领域

本发明属于空间技术领域，尤其涉及一种卫星姿态确定方法、装置和终端设备。

背景技术

近年来随着空间技术的发展，微型卫星(质量在100kg量级)、纳型卫星(质量在10kg量级)、皮型卫星或立方体卫星(质量在1kg量级)、飞型卫星(质量在100g量级)等微小卫星也快速发展，逐渐在各个行业展开应用，承担起大型卫星的任务，例如微小卫星通信星座、遥感星座、编队卫星等，其巨大的应用价值和潜力被航天业极为重视。微小卫星应用和发展的前提是高精度的姿态测量和控制，比如典型微小卫星ZDPS-2，姿态控制精度为5°，常规卫星除了采用惯性导航和GPS(Global Positioning System，全球定位系统)导航等导航系统外，普遍采用星敏感器提高姿态测量精度，但是其质量、体积、功耗和成本使其在微小卫星领域的应用受到限制。

随着芯片技术、电子设备、计算机和信息技术的迅速发展，星载计算机的计算能力得到较大突破，所以利用小型化的星载相机获取的图像信息进行卫星姿态的确定可减少卫星所携带载荷的数量，可有效降低卫星成本，提高卫星的生存能力。但目前基于图像检测卫星姿态的方法确定的卫星姿态精度低，无法满足预估卫星姿态的要求。

发明内容

有鉴于此，本发明实施例提供了一种卫星姿态确定方法、装置和终端设备，以解决现有技术中检测卫星姿态的精度低的问题。

本发明实施例的第一方面提供了一种卫星姿态确定方法，包括：

获取星载相机采集的第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像；

将所述第一时刻的星空背景图像和所述第二时刻的星空背景图像进行图像匹配，根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值；

获取导航系统得到的第一时刻的卫星初始姿态一和第二时刻的卫星初始姿态二，根据所述卫星初始姿态一、所述卫星初始姿态二和所述卫星姿态变化值确定第二时刻的卫星姿态。

可选的，所述将所述第一时刻的星空背景图像和所述第二时刻的星空背景图像进行图像匹配，包括：

检测所述第一时刻的星空背景图像中的星点，以及所述第二时刻的星空背景图像中的星点；

根据所述第一时刻的星空背景图像中的星点和所述第二时刻的星空背景图像中的星点确定对应星空背景图像的SURF(Speeded Up Robust Features，加速鲁棒特征)描述符；

根据所述SURF描述符进行图像匹配得到匹配结果。

可选的，所述根据所述SURF描述符进行图像匹配得到匹配结果，包括：

根据两幅所述星空背景图像对应的所述SURF描述符进行初始匹配得到初始匹配星点集合，所述初始匹配星点集合包括多个已匹配到的星点；

计算所述初始匹配星点集合的单应矩阵，并根据所述单应矩阵对所述第一时刻的星空背景图像进行转换得到星点变换图像；

确定已匹配到的星点在所述星点变换图像中的变换坐标，以及已匹配到的星点在所述第二时刻的星空背景图像中的实际坐标；

计算所述变换坐标和所述实际坐标的星点距离，将所述星点距离满足预设距离的多个已匹配到的星点确定为所述匹配结果。

可选的，所述方法还包括：

根据所述第一时刻的星空背景图像中的星点和所述第二时刻的星空背景图像中的星点确定对应星空背景图像的星点主方向；

所述根据两幅所述星空背景图像对应的所述SURF描述符进行初始匹配得到初始匹配星点集合，包括：

根据两幅所述星空背景图像对应的所述SURF描述符进行初始匹配得到初始匹配集；

采用最邻近匹配策略滤除所述初始匹配集中的初始误匹配星点；

根据对应星空背景图像的所述星点主方向得到两幅所述星空背景图像之间的主方向差直方图，根据所述主方向差直方图对所述初始匹配集中的误匹配星点进行二次滤除，得到所述初始匹配星点集合。

可选的，所述根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值，包括：

计算匹配结果的无穷远单应矩阵；

根据所述星载相机的采集参数和所述无穷远单应矩阵确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值。

可选的，所述根据所述星载相机的采集参数和所述无穷远单应矩阵确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值，包括：

通过

R＝K^-1H_∞K

得到第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化矩阵R；其中，K为根据所述星载相机的内参数得到的内参数矩阵，H_∞为所述无穷远单应矩阵。

可选的，所述根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值，还包括：

计算匹配结果的无穷远单应矩阵；

根据所述匹配结果确定与所述第一时刻的星空背景图像对应的匹配星点集合一，以及确定与所述第二时刻的星空背景图像对应的匹配星点集合二；

根据所述星载相机的采集参数、所述无穷远单应矩阵、所述匹配星点集合一和所述匹配星点集合二确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化矩阵。

本发明实施例的第二方面提供了一种卫星姿态确定装置，包括：

图像获取模块，用于获取星载相机采集的第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像；

卫星姿态变化确定模块，用于将所述第一时刻的星空背景图像和所述第二时刻的星空背景图像进行图像匹配，根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值；

卫星姿态确定模块，用于获取导航系统得到的第一时刻的第一卫星初始姿态和第二时刻的第二卫星初始姿态，根据所述卫星初始姿态一、所述卫星初始姿态二和所述卫星姿态变化值确定第二时刻的卫星姿态。

本发明实施例的第三方面提供了一种终端设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现如上述实施例的第一方面提供的任一项所述卫星姿态确定方法的步骤。

本发明实施例的第四方面提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如上述实施例的第一方面提供的任一项所述卫星姿态确定方法的步骤。

本发明实施例中的卫星姿态确定方法、装置和终端设备与现有技术相比存在的有益效果是：先获取星载相机采集的第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像，将所述第一时刻的星空背景图像和所述第二时刻的星空背景图像进行图像匹配，根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值，为确定卫星姿态提供参照基础，减小确定卫星姿态的误差；然后获取导航系统得到的第一时刻的卫星初始姿态一和第二时刻的卫星初始姿态二，将所述卫星初始姿态、所述卫星初始姿态二和所述卫星姿态变化值进行融合，根据融合结果确定第二时刻的卫星姿态，进一步精确了卫星姿态，提高确定卫星姿态的精度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例提供的卫星姿态确定方法的实现流程示意图；

图2是图1中步骤S102的具体实现流程示意图；

图3是图2中步骤S203的具体实现流程示意图；

图4是图3中步骤S301的具体实现流程示意图；

图5是图1中步骤S102的另一种具体实现流程示意图；

图6是图1中步骤S102的又一种具体实现流程示意图；

图7是本发明实施例提供的第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像的示意图；

图8是本发明实施例提供的第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像的匹配结果的示意图；

图9是本发明实施例提供的卫星姿态确定装置的结构框图；

图10是本发明实施例提供的终端设备的示意图。

具体实施方式

以下描述中，为了说明而不是为了限定，提出了诸如特定系统结构、技术之类的具体细节，以便透彻理解本发明实施例。然而，本领域的技术人员应当清楚，在没有这些具体细节的其它实施例中也可以实现本发明。在其它情况中，省略对众所周知的系统、装置、电路以及方法的详细说明，以免不必要的细节妨碍本发明的描述。

为了说明本发明所述的技术方案，下面通过具体实施例来进行说明。

实施例一

参见图1提供了卫星姿态确定方法的一个实施例实现流程示意图，详述如下：

步骤S101，获取星载相机采集的第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像。

卫星上的星载相机可采集不同时刻的星空背景图像。示例性的，参见图7，图7中(a)为第一时刻的星空背景图像，(b)为第二时刻的星空背景图像，根据星空背景图像中的星点可快速估计卫星的姿态变化。其中，本实施例的第一时刻和第二时刻代表采集图像的时间前后，并不具体限定为一个具体时间点，星载相机还可以采集第三时刻的星空背景图像，第四时刻的星空背景图像，即第一时刻、第二时刻、第三时刻和第四时刻等仅表示在时间轴上的顺序，每两个时刻之间的时间段相同。

步骤S102，将所述第一时刻的星空背景图像和所述第二时刻的星空背景图像进行图像匹配，根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值。

一个实施例中，参见图2，步骤S102中所述的将所述第一时刻的星空背景图像和所述第二时刻的星空背景图像进行图像匹配的具体实现过程包括：

步骤S201，检测所述第一时刻的星空背景图像中的星点，以及所述第二时刻的星空背景图像中的星点。

检测星空背景图像中的星点，可以通过图像处理的方法提取星点在图像中的位置。可选的，对第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像均进行高斯平滑滤波，突出图像中的星点，减弱噪声点的影响，示例性的，本实施例的高斯滤波模板的大小为3×3。

进一步的，对滤波后的第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像均进行图像分割。具体的，通过

得到分割后的第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像；其中，(i，j)为图像中每个图像点的灰度，T为灰度阈值。当图像点的灰度低于灰度阈值时，该点灰度取0值，否则保持原有灰度不变。

由于星空背景图像本身具有二值特性，大部分像素灰度值接近0，另一小部分像素灰度接近255，故可通过对图像上每个图像点的灰度进行统计得到灰度统计直方图，利用灰度统计直方图确定图像的灰度峰值，将灰度阈值设定为灰度统计直方图峰值的平均值，进而实现星空背景图像中星点与背景的分割。

然后对分割后的第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像进行星点检测，将满足条件f(i,j)>T的图像点作为候选星点，即为星空背景图像的候选特征点，在候选星点的l×l的邻域内进行非极大值抑制确定星点。具体的，可以通过

确定星空背景图像的星点，即满足f(i,j)的图像点为星点。可选的，由于一般星点图像的直径在3-5个像素，所以本实施例中l取值为20，20×20邻域可以完全覆盖大部分的星点，可以有效减少在一个星点图像处检测到多个星点的情况，增强检测星点的独特性。

步骤S202，根据所述第一时刻的星空背景图像中的星点和所述第二时刻的星空背景图像中的星点确定对应星空背景图像的SURF描述符。

SURF描述符具有很好的尺度和旋转不变性，SURF描述符计算的邻域为20s×20s的正方形邻域，s为星点分布尺度因子，一般约为1.6-6.4，此时SURF描述符的邻域大小为32×32～128×128，其中，星点分布尺度因子s反映了星点分布稀疏程度。由图7可知，大邻域能够包含较多的星点，大邻域内的星点才可以构建星点描述符所需的纹理特征，所以本实施例采用大邻域的SURF描述符，例如8扇区SURF描述符，在充分描述所需的纹理特征的基础上极大的加快描述符的构建时间，使得描述符的构建速度与描述符的尺寸无关。

可选的，本实施例采用星点之间欧式距离来描述星点分布尺度因子的大小。具体的，先统计星空背景图像中星点与星点之间的欧式距离直方图，取欧式距离直方图中峰值的80％的欧式距离d，以s＝3×d作为星点分布尺度因子。

步骤S203，根据所述SURF描述符进行图像匹配得到匹配结果。

示例性的，参见图8，为本实施例提供的第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像的匹配结果的示意图，即图7中的星空背景图像的匹配结果示意图，实现了对上述匹配方法的可行性验证。图8中的星点匹配对数为188，无穷远单应估计误差为1.98像素。

一个实施例中，参见图3，步骤S203中所述的根据所述SURF描述符进行图像匹配得到匹配结果的具体实现过程包括：

步骤S301，根据两幅所述星空背景图像对应的所述SURF描述符进行初始匹配得到初始匹配星点集合，所述初始匹配星点集合包括多个已匹配到的星点。

步骤S302，计算所述初始匹配星点集合的单应矩阵，并根据所述单应矩阵对所述第一时刻的星空背景图像进行转换得到星点变换图像。

步骤S303，确定已匹配到的星点在所述星点变换图像中的变换坐标，以及已匹配到的星点在所述第二时刻的星空背景图像中的实际坐标。

步骤S304，计算所述变换坐标和所述实际坐标的星点距离，将所述星点距离满足预设距离的多个已匹配到的星点确定为所述匹配结果。

根据两幅所述星空背景图像的SURF描述符进行初始匹配，得到SURF描述符的匹配集合，SURF描述符表示星点特征，所以匹配后得到的集合为特征对集合，如P_N＝{(x₁,y₁)，(x₂,y₂)，(x₃,y₃)，...，(x_N-1,y_N-1)，(x_N,y_N)}，N为初始匹配星点集合P_N中特征对的个数，可知，初始匹配星点集合中特征对的x点均与第一时刻的星空背景图像中的星点对应，特征对的y点均与第二时刻的星空背景图像中的星点对应。

具体的，采用直接线性变换法计算所述初始匹配星点集合的单应矩阵，例如采用RANSAC模型估计策略和单应变换模型计算所述初始匹配星点集合的单应矩阵，单应矩阵为所述初始匹配星点集合的无穷远单应矩阵，然后根据所述单应矩阵对所述第一时刻的星空背景图像进行转换得到星点变换图像，并确定已匹配到的星点在所述星点变换图像中的变换坐标，以及已匹配到的星点在所述第二时刻的星空背景图像中的实际坐标，计算所述变换坐标和所述实际坐标的星点距离，将所述星点距离满足预设距离的多个已匹配到的星点认为是正确匹配的星点，即得到最终匹配星点集合。

可选的，计算所述初始匹配星点集合的单应矩阵，并根据所述单应矩阵对所述第二时刻的星空背景图像进行转换得到星点变换图像，确定已匹配到的星点在所述星点变换图像中的变换坐标，以及在所述第一时刻的星空背景图像中的实际坐标，计算所述变换坐标和所述实际坐标的星点距离，将所述星点距离满足预设距离的多个已匹配到的星点确定为所述匹配结果。

可选的，所述方法还包括：根据所述第一时刻的星空背景图像中的星点和所述第二时刻的星空背景图像中的星点确定对应星空背景图像的星点主方向。

本实施例在半径为6s的邻域内计算星点主方向，能够有效的反应该星点与其他星点的分布，是星点的一种方向性描述；其中，s为星点分布尺度因子。星空背景图像中SURF描述符可以以星点主方向为起点将大邻域内的其它星点的灰度信息按其星点本身的位置和方向进行分配统计，即星空背景图像中SURF描述符包含了星点的位置和灰度信息。

可选的，参见图4，步骤S301中所述的根据两幅所述星空背景图像对应的所述SURF描述符进行初始匹配得到初始匹配星点集合的具体实现流程包括：

步骤S401，根据两幅所述星空背景图像对应的所述SURF描述符进行初始匹配得到初始匹配集。

具体的，将其中一幅星空背景图像对应的SURF描述符作为参考星点描述符，获取另一幅星空背景图像中的每个SURF描述符与参考星点描述符的所有欧氏距离，将满足阈值距离的欧氏距离所对应的一对SURF描述符确定为初始匹配对，多个初始匹配对组成初始匹配集。

可选的，本实施例采用KD树搜索策略在其中一幅星空背景图像中搜索与参考星点描述符的欧式距离最近的星点和次邻近的星点，将搜索到的星点与另一幅星空背景图像的星点进行初始匹配。

步骤S402，采用最邻近匹配策略滤除所述初始匹配集中的初始误匹配星点。

步骤S403，根据对应星空背景图像的所述星点主方向得到两幅所述星空背景图像之间的主方向差直方图，根据所述主方向差直方图对所述初始匹配集中的误匹配星点进行二次滤除，得到所述初始匹配星点集合。

一个实施例中，参见图5，步骤S102中所述的根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值的具体实现过程包括：

步骤S501，计算匹配结果的无穷远单应矩阵。

步骤S502，根据所述星载相机的采集参数和所述无穷远单应矩阵确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值。

无穷远单应矩阵是由无穷远平面α_∞诱导的单应，提供了关于卫星姿态参数的线性约束，在已知星载相机内参数的情况下，可直接求解不同时刻卫星姿态矩阵。可选的，所述根据所述星载相机的采集参数和所述无穷远单应矩阵确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值，包括：

通过

R＝K^-1H_∞K

所述星载相机的内参数可以包括相机的焦距、主点坐标等参数，

示例性的，内参数矩阵为

无穷远单应矩阵为

内参数矩阵和无穷远单应矩阵均为满秩可逆矩阵；根据内参数矩阵和无穷远单应矩阵可得到卫星在第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化矩阵R，即确定了第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值。

另一个实施例中，参见图6，步骤S102中所述的根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值的具体实现过程还可以包括：

步骤S601，计算匹配结果的无穷远单应矩阵。

步骤S602，根据所述匹配结果确定与所述第一时刻的星空背景图像对应的匹配星点集合一，以及确定与所述第二时刻的星空背景图像对应的匹配星点集合二。

步骤S603，根据所述星载相机的采集参数、所述无穷远单应矩阵、所述匹配星点集合一和所述匹配星点集合二确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化矩阵。

直接根据无穷远单应矩阵和星载相机的内参数确定卫星姿态变化矩阵，可用约束较少，存在矩阵退化的风险。可选的，本实施例构造卫星姿态变化矩阵的正则化最小二乘方程，利用正则化最小二乘求解卫星姿态变化值，对卫星姿态变化矩阵施加正交约束，分解姿态变化的欧拉角，提高姿态求解的精度。

具体的，匹配结果可以表示为P_N＝{(x₁,y₁)，(x₂,y₂)，(x₃,y₃)，...，(x_N-1,y_N-1)，(x_N,y_N)}，可知已匹配的星点对1至N在第一时刻的星空背景图像中的集合为P₀＝{x₁,x₂,x₃,...,x_N-1,x_N}，在第二时刻的星空背景图像中的集合为P₁＝{y₁,y₂,y₃,...,y_N-1,y_N}。可选的，可以通过

K^-1P₁＝RK^-1P₀

得到第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化矩阵R；其中，K为根据所述星载相机的内参数得到的内参数矩阵。

令K^-1P₁＝B，K^-1P₀＝A，可得到卫星姿态变化矩阵R的约束方程：R*A＝B。进一步对卫星姿态变化矩阵R施加正交约束，构造正则化最小二乘方程，其中，其中λ为正则化参数，I为单位矩阵，正则化最小二乘方程如下式所示：

||R*A-B||₂+λ||R*R^T-I||₂

令上式为0，对上式关于卫星姿态变化矩阵R求导，得到卫星姿态变化矩阵R的正则化最小二乘解，具体通过

得到卫星姿态变化矩阵R，对卫星姿态变化矩阵施加正交约束，提高了卫星姿态确定的精度。进一步的，本实施例还可以利用卫星姿态变化矩R分解出星载相机的三轴变化，即卫星姿态的三轴变化。

步骤S103，获取导航系统得到的第一时刻的第一卫星初始姿态和第二时刻的第二卫星初始姿态，根据所述卫星初始姿态一、所述卫星初始姿态二和所述卫星姿态变化值确定第二时刻的卫星姿态。

导航系统可以为卫星惯导或GPS导航等系统。设星载相机在第一时刻t₀和第二时刻t₁采集的星空背景图像分别为Star_im₀和Star_im₁，第一时刻t₀为初始时刻，Sat_att₀为导航系统得到的第一时刻的卫星初始姿态一，Sat_att₁为导航系统得到的第二时刻的卫星初始姿态二。在第二时刻t₁，利用星空背景图像进行图像匹配并第一时刻t₀与第二时刻t₁之间的时间段的卫星姿态变化值。以卫星初始姿态一Sat_att₀和卫星初始姿态二Sat_att₁为基础，与星载相机得到的卫星姿态变化值进行融合，可以更新第二时刻t₁的卫星姿态Sat_att₁_Update，，即对第二时刻t₁的卫星姿态进行精确纠正。

进一步的，本实施例还可以对下一时刻的卫星姿态Sat_att₂_Est进行预测。在第三时刻t₂，利用新得到的星空背景图像Star_im₂和第二时刻t₁的星空背景图Star_im₁进行步骤S102得到第二时刻和第三时刻之间的时间段的卫星姿态变化值，结合已确定的第二时刻的卫星姿态Sat_att₁_Update，重复步骤S103的操作，可得到第三时刻t₂的卫星姿态Sat_att₂_Est，即实现对下一时刻的姿态进行预测，有效提高卫星姿态确定的精度。

示例性的，设星载相机的内参数中焦距为f＝15mm，像元为0.0035mm的正方形像元，图像主点坐标为u₀＝1200pixel，v₀＝1000pixel，假设星空背景图像的大小为2400*2000。不同时刻的星载相机在世界坐标系中的位置和姿态如下表1所示：

表1不同时刻不同时刻的星载相机的位置和姿态

时刻	位置(单位/m)	姿态(单位/°)
			T0	(0，0，0)	(0，0，0)
T1	(5000，5000，5000)	(5，-5，30)
			T2	(10000，10000，10000)	(-10，10，45)
T3	(1000，-1000，2000)	(5，-10，60)

本实施例假定所有恒星均位于距离世界坐标系原点距离为R＝4×10¹⁶m的球面上，在球面上对星点进行仿真，在空间中通过对球面进行采样，并对这些采样点进行投影。具体的，通过星载相机的内参数以及空间球面的采样点进行投影，获得了不同视点的像面坐标，并识别出对应于同一空间点的不同视点处的图像点，并作为匹配星点的匹配对，即多个匹配对组成初始匹配星点集合；计算不同视点处的图像点的无穷远单应矩阵。根据以上仿真实验设置进行卫星姿态确定实验，在仿真实验时，本实施例还在匹配星点之间增加了均值为0，方差为0.5个像素的高斯随机误差。实验结果如下表2所示：

表2不同时刻相机的位置和姿态

以上实验结果表明，在存在0.5个像素的定位误差时，卫星姿态确定的绝对误差达到了百分之一度，表明本实施例的卫星姿态确定的方法具有较高的精度，且绝对误差小。

上述卫星姿态确定方法，先获取星载相机采集的第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像，将所述第一时刻的星空背景图像和所述第二时刻的星空背景图像进行图像匹配，根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值，为确定卫星姿态提供参照基础，减小确定卫星姿态的误差；然后获取导航系统得到的第一时刻的卫星初始姿态一和第二时刻的卫星初始姿态二，根据所述卫星初始姿态一、所述卫星初始姿态二和所述卫星姿态变化值确定第二时刻的卫星姿态，进一步精确了卫星姿态，提高确定卫星姿态的精度。

本领域技术人员可以理解，上述实施例中各步骤的序号的大小并不意味着执行顺序的先后，各过程的执行顺序应以其功能和内在逻辑确定，而不应对本发明实施例的实施过程构成任何限定。

实施例二

对应于上文实施例一所述的卫星姿态确定方法，图9中示出了本发明实施例二中卫星姿态确定装置的结构框图。为了便于说明，仅示出了与本实施例相关的部分。

该装置包括：图像获取模块110、卫星姿态变化确定模块120和卫星姿态确定模块130。

图像获取模块110用于获取星载相机采集的第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像。

卫星姿态变化确定模块120用于将所述第一时刻的星空背景图像和所述第二时刻的星空背景图像进行图像匹配，根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值。

卫星姿态确定模块130用于获取导航系统得到的第一时刻的第一卫星初始姿态和第二时刻的第二卫星初始姿态，根据所述卫星初始姿态一、所述卫星初始姿态二和所述卫星姿态变化值确定第二时刻的卫星姿态。

上述卫星姿态确定装置中，先通过图像获取模块110获取星载相机采集的第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像，卫星姿态变化确定模块120将所述第一时刻的星空背景图像和所述第二时刻的星空背景图像进行图像匹配，根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值，为确定卫星姿态提供参照基础，减小确定卫星姿态的误差；然后卫星姿态确定模块130获取导航系统得到的第一时刻的第一卫星初始姿态和第二时刻的第二卫星初始姿态，根据所述卫星初始姿态一、所述卫星初始姿态二和所述卫星姿态变化值确定第二时刻的卫星姿态，进一步精确了卫星姿态，提高确定卫星姿态的精度。

实施例三

图10是本发明实施例三提供的终端设备100的示意图。如图10所示，该实施例的终端设备100包括：处理器140、存储器150以及存储在所述存储器150中并可在所述处理器140上运行的计算机程序151，例如卫星姿态确定方法的程序。所述处理器140在执行所述计算机程序151时实现上述卫星姿态确定方法实施例中的步骤，例如图1所示的步骤101至103。或者，所述处理器140执行所述计算机程序151时实现上述各装置实施例中各模块/单元的功能，例如图9所示模块110至130的功能。

示例性的，所述计算机程序151可以被分割成一个或多个模块/单元，所述一个或者多个模块/单元被存储在所述存储器150中，并由所述处理器140执行，以完成本发明。所述一个或多个模块/单元可以是能够完成特定功能的一系列计算机程序指令段，该指令段用于描述所述计算机程序151在所述终端设备100中的执行过程。例如，所述计算机程序151可以被分割成图像获取模块、卫星姿态变化确定模块和卫星姿态确定模块，各模块具体功能如下：

图像获取模块用于获取星载相机采集的第一时刻的星空背景图像和第二时刻的星空背景图像。

卫星姿态变化确定模块用于将所述第一时刻的星空背景图像和所述第二时刻的星空背景图像进行图像匹配，根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值。

卫星姿态确定模块用于获取导航系统得到的第一时刻的卫星初始姿态一和第二时刻的卫星初始姿态二，根据所述卫星初始姿态一、所述卫星初始姿态二和所述卫星姿态变化值确定第二时刻的卫星姿态。

所述终端设备100可以是星载计算机等设备。所述终端设备100可包括，但不仅限于处理器140、存储器150。本领域技术人员可以理解，图10仅仅是终端设备100的示例，并不构成对终端设备100的限定，可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件，例如所述终端设备100还可以包括输入输出设备、网络接入设备、总线等。

所称处理器140可以是中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现成可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。

所述存储器150可以是所述终端设备100的内部存储单元，例如终端设备100的硬盘或内存。所述存储器150也可以是所述终端设备100的外部存储设备，例如所述终端设备100上配备的插接式硬盘，智能存储卡(Smart Media Card，SMC)，安全数字(SecureDigital，SD)卡，闪存卡(Flash Card)等。进一步地，所述存储器150还可以既包括所述终端设备100的内部存储单元也包括外部存储设备。所述存储器150用于存储所述计算机程序以及所述终端设备100所需的其他程序和数据。所述存储器150还可以用于暂时地存储已经输出或者将要输出的数据。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，仅以上述各功能单元、模型的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能单元、模块完成，即将所述装置的内部结构划分成不同的功能单元或模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。实施例中的各功能单元、模块可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中，上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。另外，各功能单元、模块的具体名称也只是为了便于相互区分，并不用于限制本申请的保护范围。上述系统中单元、模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述或记载的部分，可以参见其它实施例的相关描述。

本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

在本发明所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置/终端设备和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置/终端设备实施例仅仅是示意性的，例如，所述模块或单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通讯连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通讯连接，可以是电性，机械或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。

所述集成的模块/单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明实现上述实施例方法中的全部或部分流程，也可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一计算机可读存储介质中，该计算机程序在被处理器执行时，可实现上述各个方法实施例的步骤。其中，所述计算机程序包括计算机程序代码，所述计算机程序代码可以为源代码形式、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。所述计算机可读介质可以包括：能够携带所述计算机程序代码的任何实体或装置、记录介质、U盘、移动硬盘、磁碟、光盘、计算机存储器、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、电载波信号、电信信号以及软件分发介质等。需要说明的是，所述计算机可读介质包含的内容可以根据司法管辖区内立法和专利实践的要求进行适当的增减，例如在某些司法管辖区，根据立法和专利实践，计算机可读介质不包括是电载波信号和电信信号。

以上所述实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种卫星姿态确定方法，其特征在于，包括：

获取导航系统得到的第一时刻的卫星初始姿态一和第二时刻的卫星初始姿态二，根据所述卫星初始姿态一、所述卫星初始姿态二和所述卫星姿态变化值确定第二时刻的卫星姿态；

其中，所述根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值，包括：

通过

K^-1P₁＝RK^-1P₀

得到第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化矩阵R；其中，K为根据所述星载相机的内参数得到的内参数矩阵，P₀为所述匹配结果中已匹配的星点在第一时刻的星空背景图像中的集合，P₁为所述匹配结果中已匹配的星点在第二时刻的星空背景图像中的集合；

令K^-1P₁＝B，K^-1P₀＝A，得到卫星姿态变化矩阵R的约束方程：

R*A＝B；

对卫星姿态变化矩阵R施加正交约束，构造正则化最小二乘方程：

||R*A-B||₂+λ||R*R^T-I||₂＝0

其中，λ为正则化参数，I为单位矩阵；

对所述正则化最小二乘方程中卫星姿态变化矩阵R求导，并通过

得到卫星姿态变化矩阵R的正则化最小二乘解。

2.如权利要求1所述的卫星姿态确定方法，其特征在于，所述将所述第一时刻的星空背景图像和所述第二时刻的星空背景图像进行图像匹配，包括：

根据所述第一时刻的星空背景图像中的星点和所述第二时刻的星空背景图像中的星点确定对应星空背景图像的SURF描述符；

根据所述SURF描述符进行图像匹配得到匹配结果。

3.如权利要求2所述的卫星姿态确定方法，其特征在于，所述根据所述SURF描述符进行图像匹配得到匹配结果，包括：

4.如权利要求3所述的卫星姿态确定方法，其特征在于，所述方法还包括：

5.如权利要求1至4任一项所述的卫星姿态确定方法，其特征在于，所述根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值，包括：

计算匹配结果的无穷远单应矩阵；

6.如权利要求5所述的卫星姿态确定方法，其特征在于，所述根据所述星载相机的采集参数和所述无穷远单应矩阵确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值，包括：

通过

R＝K^-1H_∞K

7.如权利要求1至4任一项所述的卫星姿态确定方法，其特征在于，所述根据匹配结果确定第一时刻与第二时刻之间的时间段的卫星姿态变化值，还包括：

计算匹配结果的无穷远单应矩阵；

8.一种卫星姿态确定装置，其特征在于，包括：

卫星姿态确定模块，用于获取导航系统得到的第一时刻的卫星初始姿态一和第二时刻的卫星初始姿态二，根据所述卫星初始姿态一、所述卫星初始姿态二和所述卫星姿态变化值确定第二时刻的卫星姿态；

其中，所述卫星姿态变化确定模块具体用于：

通过

K^-1P₁＝RK^-1P₀

R*A＝B；

||R*A-B||₂+λ||R*R^T-I||₂＝0

其中，λ为正则化参数，I为单位矩阵；

得到卫星姿态变化矩阵R的正则化最小二乘解。

9.一种终端设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现如权利要求1至7任一项所述方法的步骤。

10.一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至7任一项所述方法的步骤。