CN114942431A - 光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法 - Google Patents

光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法 Download PDF

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刘磊
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Abstract

本发明公开了一种光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法，包括：计算光学望远镜对空间目标成像时的光学成像投影方程；分别计算两部雷达对空间目标成像时的雷达成像投影方程；获取空间目标的光学图像和两张雷达图像，并利用光学成像投影方程与雷达成像投影方程，确定空间目标中关键部件在轨道面坐标系中的三维向量；根据雷达成像投影方程、目标有效旋转矢量以及三维向量，对空间目标的真实旋转矢量进行估计，并根据估计结果对空间进行目标瞬时姿态反演和运动参数估计。本发明充分利用了多传感器信息，无需依赖于目标先验模型，有利于充分利用现有站址资源，进而提高目标姿态估计的有效性和鲁棒性，提升复杂环境下空间目标姿态估计的能力。

Description

光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法
技术领域
本发明属于雷达信号处理技术领域，具体涉及一种光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法。
背景技术
光学望远镜和ISAR(Inverse Synthetic Aperture Radar，逆合成孔径雷达)是航天器观测成像的两大常用设备，两者均能获得观测目标的高分辨率二维图像。光学图像观测的是两维尺度信息，轮廓清晰但无法估计旋转，雷达图像方位的多普勒信息与旋转相关，稀疏但可用于目标旋转估计；二维图像仅能展现空间目标三维结构在成像平面的投影，无法直接反映目标三维姿态，因此需要深入挖掘图像信息实现姿态反演。
ISAR和光学望远镜的成像原理不同，但均可应用于目标姿态估计。相关技术中，姿态估计方法可大致分为两类：一类是基于观测目标图像与参考数据库匹配的姿态估计方法，通过产生一个模板数据库实现姿态匹配，根据匹配结果确定观测图片对应的目标姿态，确定观测目标真实三维姿态。数据库匹配类方法可以有效提取空间目标姿态信息，保证一定程度上的准确性，但是这对于成像质量的优良性和观测数据库的完备性仍有着较高要求，且由于旋转导致的图像方位展宽，模板库匹配类方法应用到ISAR图像无法应对目标旋转的场景。
第二类方法是基于图像和模型的姿态估计方法，对光学图像，经典方法为对序列图像进行特征提取和特征关联，然而复杂在轨环境往往会导致观测图像出现降质从而影响图像特征提取的可靠性以及姿态估计结果的准确性；对ISAR图像，有学者通过Hu矩特征匹配得到候选模型投影图像，然后通过观测图像与候选模型投影图像的轮廓特征匹配得到最终的特征关联，然而该方法在特征关联过程中存在较大的候选空间，易造成特征的误匹配，降低算法效率和准确率。
发明内容
为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：
本发明提供一种光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法，其特征在于，应用于多基地联合观测系统；所述多基地联合观测系统包括两部雷达和一部光学望远镜，且两部雷达的视线所形成的平面与所述光学望远镜的视线不垂直；
所述方法包括：
计算所述光学望远镜对空间目标成像时的光学成像投影方程；
分别计算所述两部雷达对空间目标成像时的雷达成像投影方程；
获取所述空间目标的光学图像和两张雷达图像，并利用所述光学成像投影方程与所述雷达成像投影方程，确定空间目标中关键部件在轨道面坐标系中的三维向量；
根据雷达成像投影方程、空间目标有效旋转矢量以及关键部件的所述三维向量，对空间目标的真实旋转矢量进行估计，并根据估计结果对空间目标进行瞬时姿态反演和运动参数的估计。
在本发明的一个实施例中，所述计算所述光学望远镜对空间目标成像时的光学成像投影方程的步骤之前，还包括：
确定所述雷达和所述光学望远镜在轨道面坐标系下的瞬时视线。
在本发明的一个实施例中，按照如下公式确定所述瞬时视线：
Figure BDA0003625434620000031
式中，θ(t)表示视线俯仰角，
Figure BDA0003625434620000032
表示方位角，且θ(t)∈[-π/2,π/2]、
Figure BDA0003625434620000033
l(t)表示所述光学望远镜或所述雷达的瞬时视线。
在本发明的一个实施例中，按照如下公式计算所述光学望远镜对空间目标成像时的光学成像投影方程：
Figure BDA0003625434620000034
式中，
Figure BDA0003625434620000035
表示目标上第k个点在光学望远镜成像平面的水平方向上的投影，
Figure BDA0003625434620000036
表示目标上第k个点在光学望远镜成像平面的垂直方向上的投影，
Figure BDA0003625434620000037
为光学投影矩阵，
Figure BDA0003625434620000038
和
Figure BDA0003625434620000039
分别为光学望远镜成像平面上横轴和纵轴的方向向量，且所述横轴与所述纵轴的平面为垂直于所述光学望远镜的瞬时视线的光学成像平面，Ak＝(xk,yk,zk)T为目标上第k个点的三维坐标。
在本发明的一个实施例中，按照如下公式计算所述两部雷达对空间目标成像时的雷达成像投影方程：
Figure BDA00036254346200000310
式中，
Figure BDA00036254346200000311
表示目标上第k个点在第i部雷达成像平面距离轴方向上的投影，
Figure BDA00036254346200000312
表示目标上第k个点在第i部雷达成像平面多普勒轴方向上的投影，
Figure BDA0003625434620000041
表示雷达投影矩阵，
Figure BDA0003625434620000042
为第i部雷达成像平面距离轴的方向向量，
Figure BDA0003625434620000043
为第i部雷达成像平面多普勒轴的方向向量。
在本发明的一个实施例中，所述获取所述空间目标的光学图像和两张雷达图像，并利用所述光学成像投影方程与所述雷达成像投影方程，确定空间目标中关键部件在轨道面坐标系中的三维向量的步骤，包括：
获取所述光学望远镜的光学图像，从中提取目标的关键部件的光学图像特征向量；
分别获取两部雷达的两张雷达图像，从所述两张雷达图像中分别提取第一部雷达的图像中目标关键部件的特征向量和第二部雷达的图像中目标关键部件的特征向量；
计算分辨率单元，将所述光学特征向量和雷达特征向量的单位由像素转换为真实长度，并利用所述光学投影矩阵和所述雷达投影矩阵确定所述关键部件对应的三维向量。
在本发明的一个实施例中，所述目标的关键部件包括航天器主体及太阳能帆板；
所述根据雷达成像投影方程、空间目标有效旋转矢量以及关键部件的所述三维向量，对空间目标的真实旋转矢量进行估计，并根据估计结果对空间目标进行瞬时姿态反演和运动参数的估计的步骤之前，还包括：
根据所述光学成像投影方程、所述雷达成像投影方程和所述三维向量，确定太阳能帆板的估计长度和估计方向、以及航天器主体的估计长度和估计方向。
在本发明的一个实施例中，所述根据雷达成像投影方程、空间目标有效旋转矢量以及关键部件的所述三维向量，对空间目标的真实旋转矢量进行估计，并根据估计结果对空间目标进行瞬时姿态反演和运动参数的估计的步骤，包括：
根据所述雷达在轨道面坐标系下的瞬时视线、所述雷达成像投影方程以及所述关键部件的三维向量，分别获得两部雷达的视线下的有效旋转矢量估计值；
确定雷达等效旋转矢量，并在根据雷达等效旋转矢量和目标旋转矢量确定目标总旋转矢量之后，获得无效旋转矢量和雷达视线的投影关系；
根据所述两部雷达的视线下的有效旋转矢量估计值、及所述雷达等效旋转矢量，确定目标有效旋转矢量；
根据两部雷达在轨道面坐标系下的瞬时视线及目标有效旋转矢量，确定无效旋转矢量的两个解平面，最小化双基地误差，得到目标真实旋转矢量的估计值；
根据所述目标真实旋转矢量的估计值、太阳能帆板的估计长度和估计方向以及航天器主体的估计长度和估计方向，得到所述目标的瞬时姿态估计结果。
在本发明的一个实施例中，所述雷达为逆合成孔径雷达。
与现有技术相比，本发明的有益效果在于：
本发明提供了一种光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法，应用于多基地联合观测系统，该系统包括两部雷达和一部光学望远镜，且两部雷达的视线所形成的平面与光学望远镜的视线不垂直。上述方法充分利用了多传感器信息，无需依赖于目标先验模型，因此有利于充分利用现有的站址资源，进而提高目标姿态估计的有效性和鲁棒性，大大提升了复杂环境下空间目标姿态估计的能力。
以下将结合附图及实施例对本发明做进一步详细说明。
附图说明
图1是本发明实施例提供的光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法的一种流程图；
图2是本发明实施例提供的多基地联合观测系统的示意图；
图3是本发明实施例提供的光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法的一种示意图；
图4是本发明实施例提供的目标成像几何示意图；
图5(a)是本发明实施例提供的光学图像中太阳能帆板长边的示意图；
图5(b)是本发明实施例提供的光学图像中主轴示意图；
图5(c)是本发明实施例提供的第一部雷达的图像中太阳能帆板长边的示意图；
图5(d)是本发明实施例提供的第一部雷达的图像中主轴示意图；
图5(e)是本发明实施例提供的第二部雷达的图像中太阳能帆板长边的示意图；
图5(f)是本发明实施例提供的第二部雷达的图像中主轴示意图；
图6是本发明实施例提供的目标旋转矢量的理想几何关系示意图；
图7是本发明实施例提供的目标旋转矢量的实际几何关系示意图；
图8是本发明实施例提供的目标旋转矢量的估计结果示意图；
图9是本发明实施例提供的目标模型示意图；
图10是本发明实施例提供的姿态估计结果示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明做进一步详细的描述，但本发明的实施方式不限于此。
图1是本发明实施例提供的光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法的一种流程图，图2是本发明实施例提供的多基地联合观测系统的示意图。如图1-2所示，本发明实施例提供一种光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法，应用于多基地联合观测系统；多基地联合观测系统包括两部雷达和一部光学望远镜，且两台雷达的视线所形成的平面与光学望远镜的视线不垂直；
上述方法包括：
S1、计算光学望远镜对空间目标成像时的光学成像投影方程；
S2、分别计算两部雷达对空间目标成像时的雷达成像投影方程；
S3、获取空间目标的光学图像和两张雷达图像，并利用光学成像投影方程与雷达成像投影方程，确定空间目标中关键部件在轨道面坐标系中的三维向量；
S4、根据雷达成像投影方程、空间目标有效旋转矢量以及关键部件的三维向量，对空间目标的真实旋转矢量进行估计，并根据估计结果对空间目标进行瞬时姿态反演和运动参数的估计。
具体而言，基于光学图像和雷达图像融合的特点，上述方法可应用于多基地联合观测系统，多基地联合观测系统包括两部逆合成孔径雷达和一部光学望远镜，两部雷达分布在不同的位置，并且两部雷达的视线所形成的平面与光学望远镜的视线不垂直。在对目标进行姿态估计的过程中，三部设备同时观测目标，其中，雷达的观测时刻是相干处理间隔的中间时刻，光学望远镜的观测时刻由快照时间决定，目标旋转角速度为ωtarget。
步骤S1～S2中，求解目标在光学望远镜成像平面以及在两部雷达成像平面上的投影方程，得到光学成像投影方程和雷达成像投影方程。接着，获取光学图像、第一部雷达的雷达图像及第二部雷达的雷达图像，从中提取目标关键部件的特征向量，并利用光学成像投影方程和雷达成像投影方程确定关键部件对应的三维向量。最后，利用目标在成像平面的光学成像投影方程、雷达成像投影方程以及目标关键部件的三维向量，确定目标真实旋转矢量的求解范围，进而通过最小化双基地观测误差，推导出目标旋转的一般解析表达式，实现瞬时姿态的估计。
可选地，上述确定目标在光学望远镜成像平面上的光学成像投影方程的步骤之前，还包括：
确定雷达和光学望远镜在轨道面坐标系下的瞬时视线。
图3是本发明实施例提供的光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法的一种示意图。如图3所示，坐标系O-XYZ为轨道面坐标系，定义视线俯仰角θ(t)为视线与XY平面的夹角，Z轴为正，方位角
Figure BDA0003625434620000081
为X轴与雷达视线在XY平面的投影的夹角，则瞬时视线l(t)为：
Figure BDA0003625434620000082
其中，θ(t)表示视线俯仰角，
Figure BDA0003625434620000083
表示方位角，且θ(t)∈[-π/2,π/2]、
Figure BDA0003625434620000084
l(t)表示光学望远镜或雷达的瞬时视线。
可选地，上述步骤S1中，分析目标在光学望远镜成像平面上的光学成像投影关系。如图4所示，loptical(t)表示光学望远镜在t时刻的瞬时视线，成像平面垂直于光学望远镜视线，Ak＝(xk,yk,zk)T为目标上第k个点的三维坐标，则目标上第k个点在光学望远镜成像平面上的光学成像投影方程为：
Figure BDA0003625434620000091
式中，
Figure BDA0003625434620000092
表示目标上第k个点在光学望远镜成像平面的水平方向上的投影，
Figure BDA0003625434620000093
表示目标上第k个点在光学望远镜成像平面的垂直方向上的投影，
Figure BDA0003625434620000094
为光学投影矩阵，
Figure BDA0003625434620000095
和
Figure BDA0003625434620000096
分别为光学望远镜成像平面上横轴和纵轴的方向向量，且横轴与纵轴的平面为垂直于光学望远镜的瞬时视线loptical的光学成像平面。
进一步地，在步骤S2中，分析目标在雷达成像平面上的雷达成像投影关系。如图4所示，lradar,1(t)、lradar,2(t)分别为两台雷达在t时刻的瞬时视线，成像平面由多普勒轴和距离轴确定，则目标上第k个点在雷达成像平面上的雷达成像投影方程可表示为：
Figure BDA0003625434620000097
式中，
Figure BDA0003625434620000098
表示目标上第k个点在第i个雷达成像平面距离轴方向上的投影，
Figure BDA0003625434620000099
表示目标上第k个点在第i个雷达成像平面多普勒轴方向上的投影，
Figure BDA00036254346200000910
表示雷达投影矩阵，
Figure BDA00036254346200000911
为第i个雷达成像平面距离轴的方向向量，
Figure BDA00036254346200000912
为第i个雷达成像平面多普勒轴的方向向量，成像平面距离向为目标在雷达视线上的投影，则
Figure BDA00036254346200000913
可选地，上述步骤S3中，获取空间目标的光学图像和两张雷达图像，并利用光学成像投影方程与雷达成像投影方程，确定空间目标中关键部件在轨道面坐标系中的三维向量的步骤，包括：
S301、获取光学望远镜的光学图像，从中提取目标的关键部件的光学特征向量；
S302、分别获取两部雷达的两张雷达图像，从两张雷达图像中分别提取第一部雷达的图像中目标关键部件的特征向量和第二部雷达的图像中目标关键部件的特征向量；
S303、计算分辨率单元，将所述光学特征向量和雷达特征向量的单位由像素转换为真实长度，并利用所述光学投影矩阵和所述雷达投影矩阵确定所述关键部件对应的三维向量。
图5(a)是本发明实施例提供的光学图像中太阳能帆板长边的示意图，图5(b)是本发明实施例提供的光学图像中主轴示意图，图5(c)是本发明实施例提供的第一部雷达的图像中太阳能帆板长边的示意图，图5(d)是本发明实施例提供的第一部雷达的图像中主轴示意图，图5(e)是本发明实施例提供的第二部雷达的图像中太阳能帆板长边的示意图，图5(f)是本发明实施例提供的第二部雷达的图像中主轴示意图。具体地，获取光学望远镜的光学图像以及两部雷达的两张雷达图像，目标的关键部件可以包括太阳能帆板和航天器主体；如图5(a)-5(f)所示，从光学图像和雷达图像中提取太阳能帆板长边及航天器主体，用
Figure BDA0003625434620000101
和
Figure BDA0003625434620000102
分别表示光学图像和雷达图像中提取到的特征，用p和b分别表示太阳能帆板和航天器主体，其中，
Figure BDA0003625434620000103
分别表示光学成像平面横轴和纵轴的提取分量，
Figure BDA0003625434620000104
分别表示雷达成像平面多普勒轴和距离轴的提取分量，则可提取到六个特征向量，分别是光学特征向量
Figure BDA0003625434620000105
第一部雷达图像的特征向量
Figure BDA0003625434620000106
和第二部雷达图像的特征向量
Figure BDA0003625434620000107
和
Figure BDA0003625434620000108
步骤S303中，将提取到的特征向量与计算的分辨单元对应相乘，将特征向量的单位从像素转变至真实长度。示例性地，对于光学图像而言，可以通过传感器标定确定光学图像的水平分辨率单元ρh和垂直分辨率单元ρv。
进一步地，对于第一部雷达的图像和第二部雷达的图像而言，距离向分辨单元为：
Figure BDA0003625434620000111
多普勒分辨单元为：
Figure BDA0003625434620000112
其中，C为光速，B为发射信号带宽，PRF为脉冲重复频率，N为累积回波次数。
接着，构建投影关系，对于观测的航天器，其太阳能帆板的三维特征为
Figure BDA0003625434620000113
设其主体的三维特征为
Figure BDA0003625434620000114
对于太阳能帆板，结合观测和投影方程，得到其投影长度关系表达式为：
Figure BDA0003625434620000115
得到目标典型部件对应的三维向量np。
可选地，根据雷达成像投影方程、空间目标有效旋转矢量以及关键部件的三维向量，对空间目标的真实旋转矢量进行估计，并根据估计结果对空间目标进行瞬时姿态反演和运动参数的估计的步骤之前，还包括：
根据光学投影方程、雷达投影方程和三维向量，确定太阳能帆板的估计长度和估计方向、以及航天器主体的估计长度和估计方向。
本实施例中，光学望远镜在t时刻的瞬时视线loptical(t)不垂直于两个雷达在t时刻的瞬时视线所形成的平面，则K是一个满秩矩阵，rank(KT·K)＝rank(K)＝3，KT·K可逆，可计算得：
Figure BDA0003625434620000121
其中，
Figure BDA0003625434620000122
为np在最小二乘误差下的最优逼近解，同理可得nb在最小二乘误差下的最优逼近解为：
Figure BDA0003625434620000123
进一步地，用
Figure BDA0003625434620000124
和
Figure BDA0003625434620000125
表示太阳能帆板三维特征向量
Figure BDA0003625434620000126
的估计长度和估计方向，则：
Figure BDA0003625434620000127
Figure BDA0003625434620000128
用
Figure BDA0003625434620000129
和
Figure BDA00036254346200001210
表示航天器主体三维特征向量
Figure BDA00036254346200001211
的估计长度和估计方向，则：
Figure BDA00036254346200001212
Figure BDA00036254346200001213
三维方向矢量表示组件的姿态。
可选地，上述步骤S4中，根据雷达成像投影方程、空间目标有效旋转矢量以及关键部件的三维向量，对空间目标的真实旋转矢量进行估计，并根据估计结果对空间目标进行瞬时姿态反演和运动参数的估计的步骤，包括：
S401、根据雷达在轨道面坐标系下的瞬时视线、雷达成像投影方程以及关键部件的三维向量，分别获得两部雷达的视线下的有效旋转矢量估计值；
S402、确定雷达等效旋转矢量，并在根据雷达等效旋转矢量和目标旋转矢量确定目标总旋转矢量之后，获得目标无效旋转矢量和雷达视线的投影关系；
S403、根据两部雷达视线下的有效旋转矢量估计值及雷达等效旋转矢量，确定目标有效旋转矢量；
S404、根据两部雷达在轨道面坐标系下的瞬时视线及目标有效旋转矢量，确定目标无效旋转矢量的两个解平面，最小化双基地误差，得到目标真实旋转矢量的估计值；
S405、根据目标真实旋转矢量的估计值、太阳能帆板的估计长度和估计方向以及航天器主体的估计长度和估计方向，得到目标的瞬时姿态估计结果。
本实施例中，雷达的成像平面方位向即为多普勒轴方向，由雷达视线lradar,i和有效旋转矢量ωeffective,i决定，因
Figure BDA0003625434620000131
则可得：
Figure BDA0003625434620000132
具体地，对于雷达1，结合雷达投影方程可获得有效旋转矢量的估计值：
Figure BDA0003625434620000133
其中，ρd,1表示第一台雷达的多普勒分辨单元，且rank([np nb lradar,1])＝3，则
Figure BDA0003625434620000134
的估计为：
Figure BDA0003625434620000135
根据前文，第一部雷达视线下的有效旋转矢量估计值为：
Figure BDA0003625434620000136
同理，第二部雷达视线下的有效旋转矢量估计值为：
Figure BDA0003625434620000141
Figure BDA0003625434620000142
其中，ρd,2表示第二部雷达的多普勒分辨单元。
应当理解，目标总旋转矢量可表示为目标旋转矢量ωtarget和雷达等效旋转矢量ωLOS之和，即ωsynthesis＝ωtarget+ωLOS，而
Figure BDA0003625434620000143
其中，lfir和lend为回波子序列的第一次和最后一次回波的雷达视线方向向量，tCPI为脉冲相干时间间隔，对于雷达成像，只有ωsynthesis中垂直于lradar,i的部分可以对回波进行多普勒调制，则两台雷达视线下的有效旋转矢量：
Figure BDA0003625434620000144
其中，无效旋转矢量
Figure BDA0003625434620000145
由于lfir、lend和lradar,i共面，ωLOS垂直于lradar,i，则
Figure BDA0003625434620000146
无效旋转矢量ωnon即为目标的旋转矢量在雷达视线上的投影向量；
有效旋转矢量由雷达视线和目标自身产生，可以表示如下：
Figure BDA0003625434620000147
则目标旋转矢量可以表示为：
Figure BDA0003625434620000148
可得，目标旋转矢量可表示为目标有效旋转矢量与目标无效旋转矢量之和：
Figure BDA0003625434620000151
图6是本发明实施例提供的目标旋转矢量的理想几何关系示意图。如图6所示，由于ωnon表示目标的旋转矢量在雷达视线上的投影向量，通过两部雷达进行观测，可以分别根据雷达视线lradar,i和目标有效转矢量ωtarget确定ωnon,i的两个解平面，理想情况下，两平面边缘线e1和e2相交于
Figure BDA0003625434620000152
为ωtarget的唯一解。
图7是本发明实施例提供的目标旋转矢量的实际几何关系示意图。进一步地，由于提取特征向量时存在误差，两平面边缘线e1和e2通常不相交，因此如图7所示分别在两个平面确定两个目标旋转矢量的候选解
Figure BDA0003625434620000153
和
Figure BDA0003625434620000154
选
Figure BDA0003625434620000155
为最终估计的ωtarget的解，
Figure BDA0003625434620000156
需同时接近
Figure BDA0003625434620000157
和
Figure BDA0003625434620000158
则估计误差为：
Figure BDA0003625434620000159
根据几何关系，
Figure BDA00036254346200001510
为使误差最小，只需最小化Er即可，即
Figure BDA00036254346200001511
设
Figure BDA00036254346200001512
令λ＝0.5保证估计的目标旋转矢量与两个候选值之间的误差相等，则
Figure BDA00036254346200001513
点在
Figure BDA00036254346200001514
和
Figure BDA00036254346200001515
中间；
在特征提取误差下，优化问题等价于求解三维空间中两条不相交直线之间的最短距离，设线l1和线l2分别为原点O与两个候选点
Figure BDA00036254346200001516
和
Figure BDA00036254346200001517
连线的直线，则：
Figure BDA00036254346200001518
Figure BDA00036254346200001519
则该优化问题可以被描述为：
Figure BDA00036254346200001520
优化求解目标旋转矢量，令
Figure BDA0003625434620000161
且
Figure BDA0003625434620000162
则可得：
Figure BDA0003625434620000163
其中
Figure BDA0003625434620000164
如图8所示，
Figure BDA0003625434620000165
为
Figure BDA0003625434620000166
中点，则：
Figure BDA0003625434620000167
则目标真实旋转矢量的估计值为：
Figure BDA0003625434620000168
下面通过仿真实验对上述光雷同步观测的空间目标瞬时姿态反演与旋转运动估计方法做进一步说明。
图9是本发明实施例提供的目标模型示意。仿真条件：目标模型为如图9所示的天宫目标模型，该模型的姿态参数如表1所示，选取西安作为光学观测站址、并选取郑州和太原作为两个雷达观测站址，分别在同一时刻对目标进行观测成像，得到高分辨二维ISAR图像，对光学图像和两张雷达图像分别提取特征，如图5(a)-5(f)所示。
采用本发明方法进行空间目标瞬时姿态估计，以长度差作为长度的误差，以转速差作为转速的误差，以方向向量的夹角作为方向向量的误差，结果如表1所示：
表1
Figure BDA0003625434620000169
Figure BDA0003625434620000171
图10是本发明实施例提供的姿态估计结果示意图。如图10所示，根据对空间目标瞬时姿态的精确估计，可将模型旋转至与真实姿态一致坐标。可见，模型的估计姿态与真实姿态、以及模型估计旋转方向与真实旋转方向均是高度重合的，本发明提姿态估计方法可以对自旋空间目标的姿态估计进行准确提取，不依赖于目标先验模型，提高了姿态估计的有效性和鲁棒性，大大提升了复杂环境下空间目标姿态估计的能力。
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法，其特征在于，应用于多基地联合观测系统；所述多基地联合观测系统包括两部雷达和一部光学望远镜，且两部雷达的视线所形成的平面与所述光学望远镜的视线不垂直；
所述方法包括：
计算所述光学望远镜对空间目标成像时的光学成像投影方程；
分别计算所述两部雷达对空间目标成像时的雷达成像投影方程；
获取所述空间目标的光学图像和两张雷达图像，并利用所述光学成像投影方程与所述雷达成像投影方程，确定空间目标中关键部件在轨道面坐标系中的三维向量；
根据雷达成像投影方程、空间目标有效旋转矢量以及关键部件的所述三维向量，对空间目标的真实旋转矢量进行估计，并根据估计结果对空间目标进行瞬时姿态反演和运动参数的估计。
2.根据权利要求1所述的光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法，其特征在于，所述计算所述光学望远镜对空间目标成像时的光学成像投影方程的步骤之前，还包括：
确定所述雷达和所述光学望远镜在轨道面坐标系下的瞬时视线。
3.根据权利要求2所述的光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法，其特征在于，按照如下公式确定所述瞬时视线：
Figure FDA0003625434610000011
式中，θ(t)表示视线俯仰角，
Figure FDA0003625434610000021
表示方位角，且θ(t)∈[-π/2,π/2]、
Figure FDA0003625434610000022
l(t)表示所述光学望远镜或所述雷达的瞬时视线。
4.根据权利要求3所述的光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法，其特征在于，按照如下公式计算所述光学望远镜对空间目标成像时的光学成像投影方程：
Figure FDA0003625434610000023
式中，
Figure FDA0003625434610000024
表示目标上第k个点在光学望远镜成像平面的水平方向上的投影，
Figure FDA0003625434610000025
表示目标上第k个点在光学望远镜成像平面的垂直方向上的投影，
Figure FDA0003625434610000026
为光学投影矩阵，
Figure FDA0003625434610000027
和
Figure FDA0003625434610000028
分别为光学望远镜成像平面上横轴和纵轴的方向向量，且所述横轴与所述纵轴的平面为垂直于所述光学望远镜的瞬时视线的光学成像平面，Ak＝(xk,yk,zk)T为目标上第k个点的三维坐标。
5.根据权利要求4所述的光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法，其特征在于，按照如下公式计算所述两部雷达对空间目标成像时的雷达成像投影方程：
Figure FDA0003625434610000029
式中，
Figure FDA00036254346100000210
表示目标上第k个点在第i部雷达成像平面距离轴方向上的投影，
Figure FDA00036254346100000211
表示目标上第k个点在第i部雷达成像平面多普勒轴方向上的投影，
Figure FDA0003625434610000031
表示雷达投影矩阵，
Figure FDA0003625434610000032
为第i部雷达成像平面距离轴的方向向量，
Figure FDA0003625434610000033
为第i部雷达成像平面多普勒轴的方向向量。
6.根据权利要求5所述的光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法，其特征在于，所述获取所述空间目标的光学图像和两张雷达图像，并利用所述光学成像投影方程与所述雷达成像投影方程，确定空间目标中关键部件在轨道面坐标系中的三维向量的步骤，包括：
获取所述光学望远镜的光学图像，从中提取目标的关键部件的光学图像特征向量；
分别获取两部雷达的两张雷达图像，从所述两张雷达图像中分别提取第一部雷达的图像中目标关键部件的特征向量和第二部雷达的图像中目标关键部件的特征向量；
计算分辨率单元，将所述光学特征向量和雷达特征向量的单位由像素转换为真实长度，并利用所述光学投影矩阵和所述雷达投影矩阵确定所述关键部件对应的三维向量。
7.根据权利要求1所述的光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法，其特征在于，所述目标的关键部件包括航天器主体及太阳能帆板；
所述根据雷达成像投影方程、空间目标有效旋转矢量以及关键部件的所述三维向量，对空间目标的真实旋转矢量进行估计，并根据估计结果对空间目标进行瞬时姿态反演和运动参数的估计的步骤之前，还包括：
根据所述光学成像投影方程、所述雷达成像投影方程和所述三维向量，确定太阳能帆板的估计长度和估计方向、以及航天器主体的估计长度和估计方向。
8.根据权利要求7所述的光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法，其特征在于，所述根据雷达成像投影方程、空间目标有效旋转矢量以及关键部件的所述三维向量，对空间目标的真实旋转矢量进行估计，并根据估计结果对空间目标进行瞬时姿态反演和运动参数的估计的步骤，包括：
根据所述雷达在轨道面坐标系下的瞬时视线、所述雷达成像投影方程以及所述关键部件的三维向量，分别获得两部雷达的视线下的有效旋转矢量估计值；
确定雷达等效旋转矢量，并在根据雷达等效旋转矢量和目标旋转矢量确定目标总旋转矢量之后，获得无效旋转矢量和雷达视线的投影方程；
根据所述两部雷达视线下的有效旋转矢量估计值及所述雷达等效旋转矢量，确定目标有效旋转矢量；
根据两部雷达在轨道面坐标系下的瞬时视线及目标有效旋转矢量，确定无效旋转矢量的两个解平面，最小化双基地误差，得到目标真实旋转矢量的估计值；
根据所述目标真实旋转矢量的估计值、太阳能帆板的估计长度和估计方向以及航天器主体的估计长度和估计方向，得到所述目标的瞬时姿态估计结果。
9.根据权利要求1所述的光雷同步观测的空间目标瞬时姿态估计方法，其特征在于，所述雷达为逆合成孔径雷达。
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