CN116124153B - 一种对空天目标的双星共视定位方法及设备 - Google Patents

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CN116124153B CN202310411789.9A CN202310411789A CN116124153B CN 116124153 B CN116124153 B CN 116124153B CN 202310411789 A CN202310411789 A CN 202310411789A CN 116124153 B CN116124153 B CN 116124153B
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Abstract

本发明公开了对空天目标的双星共视定位方法及设备，包括：通过第一卫星设备和第二卫星设备在预设时刻各自获取目标的光学图像、设备在预设时刻的姿态参数、轨道运行参数和位置坐标；以及获取光学图像对应的光学传感器的参数；根据光学图像和光学传感器的参数，分别确定目标光学传感器的坐标系下的两个光学坐标；根据光学坐标、姿态参数和轨道运行参数，分别确定目标在J2000坐标系下的两个目标坐标；根据两个目标坐标和两个位置坐标，分别确定第一直线和第二直线；根据第一直线和第二直线，确定第一直线和第二直线之间的最短线段的端点坐标，根据端点坐标、第一位置坐标和第二位置坐标，确定目标在预设时刻的位置坐标。

Description

一种对空天目标的双星共视定位方法及设备
技术领域
本发明属于航天测量与控制技术领域，具体涉及一种对空天目标的双星共视定位方法及设备。
背景技术
当前，随着遥感卫星的作用越来越广泛，其飞行过程中观测获取的目标种类也越来越多样，其中，空天动目标（以下称为空天目标）就是观测的主要对象。这类目标涵盖范围广，包括人造卫星、飞机、恒星和再入空间目标等。随着空天目标的逐渐增多，其位置和运动速度也成为遥感领域越来越关注的信息之一。
通常，可以采用光学遥感卫星对空天目标进行定位，或者，采用地面的雷达和光学设备对空天目标进行定位。但是，光学遥感卫星对空天目标的探测属于被动探测，单颗卫星观测仅能得到目标的测角信息，无法得到距离信息，需要通过激光测距手段实现空天目标的定位。然而，激光受卫星的功率和频率的限制，使得对空天目标的定位精度较差。地面的雷达和光学设备跟踪快速目标的弧度较短，也难以得到空天目标的实时高精度的位置信息。
发明内容
为了解决相关技术中存在的上述问题，本发明提供了一种对空天目标的双星共视定位方法及设备。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：
本发明提供一种对空天目标的双星共视定位方法，包括：
分别获取预设时刻空天目标的第一光学图像与第二光学图像，以及所述第一光学图像对应的第一卫星设备在所述预设时刻的第一姿态参数、第一轨道运行参数和第一位置坐标，所述第二光学图像对应的第二卫星设备在所述预设时刻的第二姿态参数、第二轨道运行参数和第二位置坐标；
获取所述第一光学图像对应的第一光学传感器的参数，以及所述第二光学图像对应的第二光学传感器的参数；
根据所述第一光学图像和所述第一光学传感器的参数，确定所述空天目标在所述第一光学传感器的坐标系下的第一光学坐标，以及根据所述第二光学图像和所述第二光学传感器的参数，确定所述空天目标在所述第二光学传感器的坐标系下的第二光学坐标；
根据所述第一光学坐标、所述第一姿态参数和所述第一轨道运行参数，确定所述空天目标在J2000坐标系下的第一目标坐标，以及根据所述第二光学坐标、所述第二姿态参数和所述第二轨道运行参数，确定所述空天目标在J2000坐标系下的第二目标坐标；
根据所述第一目标坐标和所述第一位置坐标，确定第一直线，以及根据所述第二目标坐标和所述第二位置坐标，确定第二直线；
根据所述第一直线和所述第二直线，确定所述第一直线和所述第二直线之间的最短线段的端点坐标；
根据所述端点坐标、所述第一位置坐标和所述第二位置坐标，确定所述空天目标在所述预设时刻的位置坐标。
本发明具有如下有益技术效果：
通过使用第一卫星设备和第二卫星设备共同观测空天目标，并分别获得空天目标在第一卫星设备和第二卫星设备的光学传感器像平面的位置，通过坐标转换将第一卫星设备和第二卫星设备分别观测的空天目标的位置转换到J2000坐标系下，之后，结合第一卫星设备和第二卫星设备在观测到空天目标时的位置，确定出第一卫星设备观测空天目标的视向量所在的直线，以及第二卫星设备观测空天目标的视向量所在的直线，通过寻找出这两条异面直线的公垂线段，并根据公垂线段确定空天目标的位置；这样，通过双卫星设备进行一些参数的获取与坐标计算，便可获得空天目标的实时位置，不仅简化了定位过程，提高了定位效率，而且，由于位置是通过一系列精确计算获得，所以，还提高了定位精度，以及，由于卫星设备可以保持对空天目标的长时间的随动观测，所以，还提高了对空天目标的跟踪时长。
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为本发明实施例提供的对空天目标的双星共视定位方法的一个方法流程图；
图2为本发明实施例提供的对空天目标的双星共视定位方法的另一个流程图；
图3为本发明实施例提供的示例性的确定预设时刻的空天目标的位置的一个原理示意图。
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。
在本发明的描述中，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例进行接合和组合。
尽管在此结合各实施例对本发明进行了描述，然而，在实施所要求保护的本发明过程中，本领域技术人员通过查看所述附图、公开内容、以及所附权利要求书，可理解并实现所述公开实施例的其他变化。在权利要求中，“包括”(comprising)一词不排除其他组成部分或步骤，“一”或“一个”不排除多个的情况。单个处理器或其他单元可以实现权利要求中列举的若干项功能。相互不同的从属权利要求中记载了某些措施，但这并不表示这些措施不能组合起来产生良好的效果。
图1是本发明实施例提供的对空天目标的双星共视定位方法的一个方法流程图，如图1所示，所述方法包括以下步骤：
S101、分别获取预设时刻空天目标的第一光学图像与第二光学图像，以及第一光学图像对应的第一卫星设备在预设时刻的第一姿态参数、第一轨道运行参数和第一位置坐标，第二光学图像对应的第二卫星设备在预设时刻的第二姿态参数、第二轨道运行参数和第二位置坐标。
本发明实施例中，空天目标可以是人造卫星、飞机、恒星、再入空间目标等，本发明实施例对此不作限定。
本发明实施例中，预设时刻可以是每个单位时刻，例如，每1分钟、每30秒等，也可以是预设的某个时间点，例如，10点30分等等，本发明实施例对此不作限定。
本发明实施例中，第一卫星设备具有第一光学传感器，第二卫星设备具有第二光学传感器，第一卫星设备和第二卫星设备在预设时刻可以同时通过自身的光学传感器采集同一空天目标的光学图像，分别得到第一光学图像和第二光学图像；同时，第一卫星设备在预设时刻还获取自身的第一姿态参数、第一轨道运行参数和第一位置坐标，第二卫星设备在预设时刻还获取自身的第二姿态参数、第二轨道运行参数和第二位置坐标。
这里，第一卫星设备和第二卫星设备处于不同位置。
这里，第一位置坐标是第一卫星设备在J2000坐标系下的位置坐标，同样的，第二位置坐标是第二卫星设备在J2000坐标系下的位置坐标。
这里，J2000坐标系又被称为J2000平赤道地心坐标系。该坐标系的原点是在地球质心，xy平面为J2000时刻的地球平赤道面，x轴指向J2000时刻的平春分点（即J2000时刻平赤道面与平黄道面的一个交点）。
S102、获取第一光学图像对应的第一光学传感器的参数，以及第二光学图像对应的第二光学传感器的参数。
本发明实施例中，第一卫星设备可以在获取到第一光学图像之后，或者在获取第一光学图像的同时，获取自身的第一光学传感器的参数，同样的，第二卫星设备可以在获取到第二光学图像之后，或者在获取第二光学图像的同时，获取自身的第二光学传感器的参数。
这里，第一光学传感器固定设置于第一卫星设备上，并且，第一光学传感器的视角的改变是通过调整第一卫星设备的飞行姿态而改变的，从而使得第一光学传感器的坐标系与第一卫星设备自身的坐标系一致。第二光学传感器同样固定设置于第二卫星设备上，并且，第二光学传感器的视角的改变也是通过调整第二卫星设备的飞行姿态而改变的，从而使得第二光学传感器的坐标系与第二卫星设备自身的坐标系一致。
这里，第一光学传感器的参数可以包括：第一光学传感器的焦距、第一光学传感器的像元个数，以及每个像元的尺寸；同样的，第二光学传感器的参数可以包括：第二光学传感器的焦距、第二光学传感器的像元个数，以及每个像元的尺寸。
这里，第一光学传感器的像元个数可以包括：第一光学传感器的坐标系中
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轴的像元个数和/>
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轴的像元个数。同样的，第二光学传感器的像元个数可以包括：第二光学传感器的坐标系中/>
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轴的像元个数和/>
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轴的像元个数。
S103、根据第一光学图像和第一光学传感器的参数，确定空天目标在第一光学传感器的坐标系下的第一光学坐标，以及根据第二光学图像和第二光学传感器的参数，确定空天目标在第二光学传感器的坐标系下的第二光学坐标。
本发明实施例中，第一光学图像中包含了空天目标的图像部分，还包含了除空天目标之外（背景）的图像部分，可以根据第一光学图像中包含的空天目标的图像部分，以及第一光学传感器的参数，确定出空天目标在第一光学传感器的坐标系下的第一光学坐标。同样的，第二光学图像中也包含了空天目标的图像部分，以及除空天目标之外（背景）的图像部分，可以根据第二光学图像中包含的空天目标的图像部分，以及第二光学传感器的参数，确定出空天目标在第二光学传感器的坐标系下的第二光学坐标。
在一些实施例中，上述S103中的根据第一光学图像和第一光学传感器的参数，确定空天目标在第一光学传感器的坐标系下的第一光学坐标，可以通过S1031~S1032实现：
S1031、根据第一光学图像，确定空天目标的第一质心位置坐标。
本发明实施例中，可以根据第一光学图像中包含的空天目标的图像部分，通过质心法计算出该空天目标的第一质心位置坐标。
示例性的，当第一光学图像通过公式（1）表示时，得到的第一质心位置坐标中的横坐标可以表示为公式（2），纵坐标可以表示为公式（3）：
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（1）；
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（2）；
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（3）；
上式中，
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为第一光学图像中空天目标的图像部分，/>
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为第一光学图像中除空天目标之外的图像部分，/>
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为第一光学图像中每个像素点的坐标，1或0表示像素点/>
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对应的像素值。/>
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为第一质心位置坐标。
S1032、根据第一光学传感器的焦距、第一光学传感器的像元个数和每个像元的尺寸，将第一质心位置坐标转化为第一光学传感器的坐标系下的第一光学坐标。
本发明实施例中，可以根据第一光学传感器的焦距、第一光学传感器的坐标系的
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轴的像元个数，以及每个像元的尺寸，将第一质心位置坐标，转换为第一光学传感器的坐标系下的第一光学坐标。
示例性的，第一光学坐标可以通过公式（4）表示：
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（4）；
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为第一光学传感器的焦距。
在一些实施例中，上述S103中的根据第二光学图像和第二光学传感器的参数，确定空天目标在第二光学传感器的坐标系下的第二光学坐标，可以通过与S1031~S1032相同的原理实现。
示例性的，当第二光学图像通过公式（5）表示时，得到的第二质心位置坐标中的横坐标可以表示为公式（6），纵坐标可以表示为公式（7），以及得到的第二光学坐标可以表示为公式（8）：
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（5）；
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S104、根据第一光学坐标、第一姿态参数和第一轨道运行参数，确定空天目标在J2000坐标系下的第一目标坐标，以及根据第二光学坐标、第二姿态参数和第二轨道运行参数，确定空天目标在J2000坐标系下的第二目标坐标。
本发明实施例中，第一轨道运行参数包括：第一卫星轨道参数和第一卫星地心向径；第二轨道运行参数包括：第二卫星轨道参数和第二卫星地心向径。
这里，第一卫星轨道参数可以是第一卫星设备所在的卫星轨道的基本参数，例如，可以是第一卫星设备的卫星轨道倾角、升交点赤经和升交点角距。第二卫星轨道参数同样可以是第二卫星设备所在的卫星轨道的基本参数，例如，可以是第二卫星设备的卫星轨道倾角、升交点赤经和升交点角距。
这里，第一卫星地心向径和第二卫星地心向径可以相同，例如，可以为地球半径。
在一些实施例中，如图2所示，上述S104中的根据第一光学坐标、第一姿态参数和第一轨道运行参数，确定空天目标在J2000坐标系下的第一目标坐标，可以通过S1041~S1045实现：
S1041、根据第一姿态参数，确定第一旋转矩阵。
示例性的，当第一姿态参数为第一卫星设备的欧拉角时，第一旋转矩阵可以表示为公式（9）~（11）：
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S1042、根据第一旋转矩阵，将第一光学坐标转换为第一卫星设备的卫星轨道坐标系下的第一中间坐标。
这里，第一卫星设备的卫星轨道坐标系可以是UNW坐标系，该坐标系的原点为卫星质心，U轴沿卫星轨道的切线方向并以卫星运动方向为正，N轴沿卫星轨道的法线方向并以内法向为正，W轴沿轨道面的法线方向并以指向北极的方向为正。
示例性的，第一中间坐标可以通过公式（12）表示：
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S1043、根据第一卫星地心向径和第二旋转矩阵，将第一中间坐标转换为地心轨道坐标系下的第一转换坐标。
本发明实施例中，第二旋转矩阵可以为
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示例性的，第二旋转矩阵可以表示为公式（13）~（14），第一转换坐标可以表示为公式（15）：
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S1044、根据第一卫星轨道参数，确定第三旋转矩阵。
本发明实施例中，第一卫星轨道参数可以包括：第一卫星轨道倾角、第一升交点赤经和第一升交点角距；第三旋转矩阵包括基于第一卫星轨道倾角确定的矩阵、基于第一升交点赤经确定的矩阵和基于第一升交点角距确定的矩阵。
示例性的，第三旋转矩阵可以通过公式（16）~（18）表示：
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（16）；
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（18）；
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S1045、根据第三旋转矩阵，将第一转换坐标转换为J2000坐标系下的第一目标坐标。
示例性的，第一目标坐标可以通过公式（19）表示：
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在一些实施例中，上述S104中的根据第二光学坐标、第二姿态参数和第二轨道运行参数，确定空天目标在J2000坐标系下的第二目标坐标，同样可以通过与上述S1041~S1045相同的原理实现；其中，第二姿态参数为第二卫星设备的第二欧拉角
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；第二卫星设备对应的第三旋转矩阵包括：基于第二卫星轨道倾角确定的矩阵、基于第二升交点赤经确定的矩阵和基于第二升交点角距确定的矩阵。
示例性的，第二卫星设备对应的第一旋转矩阵可以通过公式（20）~（22）表示，第二卫星设备对应的第二中间坐标可以通过公式（23）表示，第二卫星设备对应的第二转换坐标可以通过公式（24）表示，第二卫星设备对应的第三旋转矩阵可以通过公式（25）~（27）表示，以及第二卫星设备对应的第二目标坐标可以通过公式（28）表示：
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（20）；
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为第二目标坐标。
S105、根据第一目标坐标和第一位置坐标，确定第一直线，以及根据第二目标坐标和第二位置坐标，确定第二直线。
本发明实施例中，可以根据第一目标坐标和第一位置坐标，确定出第一目标坐标和第一位置坐标分别对应的坐标点所在的第一直线，以及根据第二目标坐标和第二位置坐标，确定出第二目标坐标和第二位置坐标分别对应的坐标点所在的第二直线。
示例性的，在第一目标坐标为
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同样为变量。
S106、根据第一直线和第二直线，确定第一直线和第二直线之间的最短线段的端点坐标。
在一些实施例中，可以根据第一直线和第二直线上的点的坐标，通过最优化算法在第一直线上的点中寻找出第一目标点，在第二直线上的点中寻找出第二目标点，即第一目标点位于第一直线上，第二目标点位于第二直线上；其中，第一目标点与第二目标点构成的线段为最短线段；将第一目标点的坐标和第二目标点的坐标，作为最短线段的端点坐标。
这里，最优化算法例如可以为遗传算法、贪心算法等等，本发明实施例对此不作限定。
这里，第一直线和第二直线之间的最短线段即为第一直线和第二直线的公垂线段，端点坐标即为该公垂线段的垂足。
示例性的，当最优化算法为遗传算法，第一卫星设备确定的空天目标的位置为
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，第二卫星设备确定的空天目标的位置为/>
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S1、初始种群选取：将第一直线中由
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的射线L1分为n段，并在每段选取一个点的坐标，得到n个点，以及，将第二直线中由/>
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指向/>
Figure SMS_144
的射线L2也分为n段，并在每段选取一个点的坐标，同样得到n个点；并将L1与L2之间的最短线段作为目标函数；采用二进制编码对每个点的坐标进行编码，L1和L2分别对应得到n个二进制串，将得到的二进制串作为遗传算法的运算对象；
S2、选择当前射线的当前种群：对于L1对应的n个点中的任意一个点，根据点的坐标计算该点到L2对应的n个点之间的距离，将得到的n个距离值中的最小距离值的倒数，作为该点的适应度，如此，得到L1对应的n个点中每个点的适应度；根据适应度，对L1对应的n个点进行由高到低的排序，并将排序位于前预设百分比（例如，前20%）的点作为选择对象，将排序位于后预设百分比（例如，后20%）的点淘汰；之后，对保留的排序位于前预设百分比的点，继续采用S2步骤的原理进行一次选择，得到L1当前对应的m个点；
S3、对当前射线的当前种群进行交叉：将L1当前对应的m个点的二进制串进行两两随机组合，并按预设交叉概率（
Figure SMS_145
，/>
Figure SMS_146
为预设交叉概率，/>
Figure SMS_147
为这m个点中的最大适应度，/>
Figure SMS_148
为这m个点的平均适应度，/>
Figure SMS_149
为进行交叉的每个二进制串的组合中的最大适应度，/>
Figure SMS_150
和/>
Figure SMS_151
均为预设常数，例如，均为小于0.1的预设常数）进行交叉，其中，交叉位随机选择，从而重新形成m个点。计算重新形成的这m个点与L2上的n个点之间的最短距离，并选择出得到的最短距离中的最小值；将交叉后得到的最短距离的最小值与交叉前的最短距离的最小值进行比较，如果交叉后得到的最短距离的最小值小于交叉前的最短距离的最小值，则交叉成功；否则，交叉失败，并重新对L1当前对应的m个点进行交叉，直到交叉成功；
S4、对交叉成功后的个体进行变异：以预设变异概率（例如，0.01）从L1的交叉成功后得到的m个点中确定要变异的点，将要变异的点的二进制串中的任意一位的值进行改变，得到变异后的点，如此，得到L1对应的更新的m个点；
S5、选择当前射线的当前种群：对于L2对应的n个点中的任意一个点，根据点的坐标计算该点到L1对应的更新的m个点之间的距离，将得到的m个距离值中的最小距离值的倒数，作为该点的适应度，如此，得到L2对应的n个点中每个点的适应度；根据适应度，对L2对应的n个点进行由高到低的排序，并将排序位于前预设百分比（例如，前20%）的点作为选择对象，将排序位于后预设百分比（例如，后20%）的点淘汰；之后，对保留的排序位于前预设百分比的点，继续采用S5步骤的原理进行一次选择，得到L2当前对应的m个点；
S6、对当前射线的当前种群进行交叉：将L2当前对应的m个点的二进制串进行两两随机组合，并按预设交叉概率进行交叉，其中，交叉位随机选择，从而重新形成m个点。计算这m个点各自与L1对应的更新的m个点之间的最短距离，并选择出得到的最短距离中的最小值；将交叉后得到的最短距离的最小值与交叉前的最短距离的最小值进行比较，如果交叉后得到的最短距离的最小值小于交叉前的最短距离的最小值，则交叉成功；否则，交叉失败，并重新对L2当前对应的m个点进行交叉，直到交叉成功；
S7、对交叉成功后的个体进行变异：以预设变异概率（例如，0.01）从L2的交叉成功后得到的m个点中确定要变异的点，将要变异的点的二进制串中的任意一位的值进行改变，得到变异后的点，如此，得到L2对应的更新的m个点；
S8、采用与上述S5~S7相同的原理，继续对L1对应的更新的m个点进行处理，如此循环迭代，直至连续多次（例如，连续两次或三次）得到的交叉后得到的最短距离的最小值相同时，将该最小值作为L1对应的第一直线与L2对应的第二直线之间的最短距离，并将该最小值对应的两个点的坐标，作为第一直线与第二直线之间的最短距离的端点坐标。
S107、根据端点坐标、第一位置坐标和第二位置坐标，确定空天目标在预设时刻的位置坐标。
本发明实施例中，最短线段由第一目标点和第二目标点构成，端点坐标包括：第一目标点的坐标和第二目标点的坐标。基于此，可以确定第二目标点的坐标与第一目标点的坐标之间的坐标差值，以及根据第一目标点的坐标、第二目标点的坐标、第一位置坐标和第二位置坐标，确定权重系数；之后，根据第一目标点的坐标、坐标差值和权重系数，确定出空天目标在预设时刻的位置坐标。
在一些实施例中，可以根据第一目标点的坐标、第二目标点的坐标和第一位置坐标，确定第一距离；根据第一目标点的坐标、第二目标点的坐标和第二位置坐标，确定第二距离；确定第一距离与第二距离之和，得到总距离；根据第一距离与总距离，确定权重系数。
示例性的，当第一目标点的坐标为
Figure SMS_152
、第二目标点的坐标为/>
Figure SMS_153
、第一位置坐标为/>
Figure SMS_154
、第二位置坐标为/>
Figure SMS_155
时，第一距离可以通过公式（31）表示，第二距离可以通过公式（32）表示，权重系数可以通过公式（33）表示，具体如下：
Figure SMS_156
（31）；
Figure SMS_157
（32）；
Figure SMS_158
（33）；
上式中，
Figure SMS_159
为第一距离，/>
Figure SMS_160
为第二距离，/>
Figure SMS_161
为权重系数。
这里，第一位置坐标对应第一位置、第二位置坐标对应第二位置。在一些实施例中，还可以根据第一目标点的坐标和第二目标点的坐标，确定最短线段的中点的坐标；根据第一位置坐标和第一目标点的坐标，确定由第一位置指向第一目标点的第一向量；根据第一位置坐标和中点的坐标，确定由第一位置指向中点的第二向量；确定第一向量与第二向量之间的第一夹角；根据第二位置坐标和第二目标点的坐标，确定由第二位置指向第二目标点的第三向量；根据第二位置坐标和中点的坐标，确定由第二位置指向中点的第四向量；确定第三向量与第四向量之间的第二夹角；根据第一夹角与第二夹角，确定权重系数。
示例性的，当第一目标点的坐标为
Figure SMS_173
、第二目标点的坐标为/>
Figure SMS_165
时，最短线段的中点的坐标为/>
Figure SMS_168
。例如，如图3所示，在J2000坐标系/>
Figure SMS_164
中，在预设时刻时，第一卫星设备确定的空天目标的位置为/>
Figure SMS_167
，第二卫星设备确定的空天目标的位置为/>
Figure SMS_171
，以及第一卫星设备的位置为/>
Figure SMS_177
（即第一卫星设备的第一光学传感器的坐标系
Figure SMS_172
的原点），第二卫星设备的位置为/>
Figure SMS_176
（即第二卫星设备的第二光学传感器的坐标系
Figure SMS_163
的原点），则由/>
Figure SMS_169
和/>
Figure SMS_175
确定的第一直线与由/>
Figure SMS_179
和/>
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确定的第二直线之间的最短线段为/>
Figure SMS_180
Figure SMS_162
，最短线段/>
Figure SMS_166
Figure SMS_170
的中点为/>
Figure SMS_174
。
示例性的，当第一目标点为
Figure SMS_181
、第二目标点为/>
Figure SMS_186
、第一位置坐标对应的第一位置为
Figure SMS_188
、第二位置坐标对应的第二位置为/>
Figure SMS_183
、最短线段的中点为/>
Figure SMS_184
时，第一向量为/>
Figure SMS_187
、第二向量为/>
Figure SMS_189
、第三向量为/>
Figure SMS_182
、第四向量为/>
Figure SMS_185
，并且，第一向量可以通过公式（34）表示、第二向量可以通过公式（35）表示，第一夹角可以通过（36）表示，权重系数可以通过公式（37）表示，具体如下：
Figure SMS_190
（34）；
Figure SMS_191
（35）；
Figure SMS_192
（36）；
Figure SMS_193
（37）；
其中，
Figure SMS_194
为第一向量，/>
Figure SMS_195
为第二向量，/>
Figure SMS_196
为第一夹角，/>
Figure SMS_197
为第二夹角，/>
Figure SMS_198
为权重系数。
这里，确定第三向量的原理可以与上述公式（34）所示的原理相同，确定第四向量的原理可以与上述公式（35）所示的原理相同，确定第二夹角的原理可以与上述公式（36）所示的原理相同。
本发明实施例，通过双卫星设备进行一些参数的获取与坐标计算，便可获得空天目标的实时位置，不仅简化了定位过程，提高了定位效率，而且，由于位置是通过一系列精确计算获得，所以，还提高了定位精度，以及，由于卫星设备可以保持对空天目标的长时间的随动观测，所以，还提高了对空天目标的跟踪时长。
本发明实施例还提供一种对空天目标的双星共视定位设备，包括：第一卫星设备和第二卫星设备。第一卫星设备，用于获取预设时刻空天目标的第一光学图像，以及所述预设时刻时自身的第一姿态参数、自身的第一轨道运行参数和自身的第一位置坐标；获取所述第一光学图像对应的第一光学传感器的参数；第二卫星设备，用于获取预设时刻时所述空天目标的第二光学图像，以及所述预设时刻时自身的第二姿态参数、自身的第二轨道运行参数和自身的第二位置坐标；获取所述第二光学图像对应的第二光学传感器的参数；所述第一卫星设备或所述第二卫星设备，还用于根据所述第一光学图像和所述第一光学传感器的参数，确定所述空天目标在所述第一光学传感器的坐标系下的第一光学坐标，以及根据所述第二光学图像和所述第二光学传感器的参数，确定所述空天目标在所述第二光学传感器的坐标系下的第二光学坐标；根据所述第一光学坐标、所述第一姿态参数和所述第一轨道运行参数，确定所述空天目标在J2000坐标系下的第一目标坐标，以及根据所述第二光学坐标、所述第二姿态参数和所述第二轨道运行参数，确定所述空天目标在J2000坐标系下的第二目标坐标；根据所述第一目标坐标和所述第一位置坐标，确定第一直线，以及根据所述第二目标坐标和所述第二位置坐标，确定第二直线；根据所述第一直线和所述第二直线，确定所述第一直线和所述第二直线之间的最短线段的端点坐标；根据所述端点坐标、所述第一位置坐标和所述第二位置坐标，确定所述空天目标在所述预设时刻的位置坐标。
在一些实施例中，第一卫星设备和第二卫星设备中的一个卫星设备可以在获得预设时刻自身的姿态参数、轨道运行参数、位置坐标，以及自身的光学传感器的参数后，将这些数据发送至另一个卫星设备，由该另一个卫星设备根据自身的预设时刻自身的姿态参数、轨道运行参数、位置坐标，自身的光学传感器的参数，以及接收到的这些数据，计算出空天目标在预设时刻的位置坐标。
在一些实施例中，第一卫星设备和第二卫星设备也可以各自根据获取的参数计算出目标坐标和自身的位置坐标，之后，由第一卫星设备和第二卫星设备中的一个卫星设备将计算出的目标坐标和自身的位置坐标，发送至另一个卫星设备，并由该另一个设备根据自己计算出的目标坐标和自身的位置坐标，以及接收到的目标坐标和位置坐标，计算出空天目标在预设时刻的位置坐标。
这里，第一卫星设备或第二卫星设备计算出空天目标在预设时刻的位置坐标的原理具体如上述方法部分所述，此处不再说明。
本发明基于双星观测同一目标场景，解算空间目标的位置信息，对空间目标的定位和跟踪具有很强的应用价值，同时也对光学遥感卫星星座设计具有指导意义。
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 (10)

1.一种对空天目标的双星共视定位方法，其特征在于，包括：
分别获取预设时刻空天目标的第一光学图像与第二光学图像，以及所述第一光学图像对应的第一卫星设备在所述预设时刻的第一姿态参数、第一轨道运行参数和第一位置坐标，所述第二光学图像对应的第二卫星设备在所述预设时刻的第二姿态参数、第二轨道运行参数和第二位置坐标；
获取所述第一光学图像对应的第一光学传感器的参数，以及所述第二光学图像对应的第二光学传感器的参数；
根据所述第一光学图像和所述第一光学传感器的参数，确定所述空天目标在所述第一光学传感器的坐标系下的第一光学坐标，以及根据所述第二光学图像和所述第二光学传感器的参数，确定所述空天目标在所述第二光学传感器的坐标系下的第二光学坐标；
根据所述第一光学坐标、所述第一姿态参数和所述第一轨道运行参数，确定所述空天目标在J2000坐标系下的第一目标坐标，以及根据所述第二光学坐标、所述第二姿态参数和所述第二轨道运行参数，确定所述空天目标在J2000坐标系下的第二目标坐标；
根据所述第一目标坐标和所述第一位置坐标，确定第一直线，以及根据所述第二目标坐标和所述第二位置坐标，确定第二直线；
根据所述第一直线和所述第二直线，确定所述第一直线和所述第二直线之间的最短线段的端点坐标；
根据所述端点坐标、所述第一位置坐标和所述第二位置坐标，确定所述空天目标在所述预设时刻的位置坐标。
2.根据权利要求1所述的对空天目标的双星共视定位方法，其特征在于，所述最短线段由第一目标点和第二目标点构成，所述端点坐标包括：所述第一目标点的坐标和所述第二目标点的坐标；
所述根据所述端点坐标、所述第一位置坐标和所述第二位置坐标，确定所述空天目标在所述预设时刻的位置坐标，包括：
确定所述第二目标点的坐标与所述第一目标点的坐标之间的坐标差值；
根据所述第一目标点的坐标、所述第二目标点的坐标、所述第一位置坐标和所述第二位置坐标，确定权重系数；
根据所述第一目标点的坐标、所述坐标差值和所述权重系数，确定出所述空天目标在所述预设时刻的位置坐标。
3.根据权利要求2所述的对空天目标的双星共视定位方法，其特征在于，所述第一目标点位于所述第一直线上，所述第二目标点位于所述第二直线上；所述根据所述第一目标点的坐标、所述第二目标点的坐标、所述第一位置坐标和所述第二位置坐标，确定权重系数，包括：
根据所述第一目标点的坐标、所述第二目标点的坐标和所述第一位置坐标，确定第一距离；
根据所述第一目标点的坐标、所述第二目标点的坐标和所述第二位置坐标，确定第二距离；
确定所述第一距离与所述第二距离之和，得到总距离；
根据所述第一距离与所述总距离，确定所述权重系数。
4.根据权利要求2所述的对空天目标的双星共视定位方法，其特征在于，所述第一目标点位于所述第一直线上，所述第二目标点位于所述第二直线上；所述第一位置坐标对应第一位置，所述第二位置坐标对应第二位置；所述根据所述第一目标点的坐标、所述第二目标点的坐标、所述第一位置坐标和所述第二位置坐标，确定权重系数，包括：
根据所述第一目标点的坐标和所述第二目标点的坐标，确定所述最短线段的中点的坐标；
根据所述第一位置坐标和所述第一目标点的坐标，确定由所述第一位置指向所述第一目标点的第一向量；
根据所述第一位置坐标和所述中点的坐标，确定由所述第一位置指向所述中点的第二向量；
确定所述第一向量与所述第二向量之间的第一夹角；
根据所述第二位置坐标和所述第二目标点的坐标，确定由所述第二位置指向所述第二目标点的第三向量；
根据所述第二位置坐标和所述中点的坐标，确定由所述第二位置指向所述中点的第四向量；
确定所述第三向量与所述第四向量之间的第二夹角；
根据所述第一夹角与所述第二夹角，确定所述权重系数。
5.根据权利要求1所述的对空天目标的双星共视定位方法，其特征在于，所述第一轨道运行参数包括：第一卫星轨道参数和第一卫星地心向径；所述根据所述第一光学坐标、所述第一姿态参数和所述第一轨道运行参数，确定所述空天目标在J2000坐标系下的第一目标坐标，包括：
根据所述第一姿态参数，确定第一旋转矩阵；
根据所述第一旋转矩阵，将所述第一光学坐标转换为所述第一卫星设备的卫星轨道坐标系下的第一中间坐标；
根据所述第一卫星地心向径和第二旋转矩阵，将所述第一中间坐标转换为地心轨道坐标系下的第一转换坐标；
根据所述第一卫星轨道参数，确定第三旋转矩阵；
根据所述第三旋转矩阵，将所述第一转换坐标转换为J2000坐标系下的所述第一目标坐标。
6.根据权利要求5所述的对空天目标的双星共视定位方法，其特征在于，所述第一姿态参数为第一欧拉角；所述第一中间坐标表示为：
Figure QLYQS_1
；
Figure QLYQS_2
；
Figure QLYQS_3
；
Figure QLYQS_4
；
其中，
Figure QLYQS_7
、/>
Figure QLYQS_8
和/>
Figure QLYQS_11
为所述第一欧拉角，/>
Figure QLYQS_6
、/>
Figure QLYQS_10
和/>
Figure QLYQS_12
为所述第一旋转矩阵，
Figure QLYQS_13
为所述第一光学坐标，/>
Figure QLYQS_5
为/>
Figure QLYQS_9
的转置。
7.根据权利要求5所述的对空天目标的双星共视定位方法，其特征在于，所述第一转换坐标表示为：
Figure QLYQS_14
；
Figure QLYQS_15
；
Figure QLYQS_16
；
其中，
Figure QLYQS_17
为所述第一中间坐标，/>
Figure QLYQS_18
为/>
Figure QLYQS_19
的转置，/>
Figure QLYQS_20
和/>
Figure QLYQS_21
为所述第二旋转矩阵，/>
Figure QLYQS_22
为所述第一卫星地心向径。
8.根据权利要求5所述的对空天目标的双星共视定位方法，其特征在于，所述第一卫星轨道参数包括：第一卫星轨道倾角、第一升交点赤经和第一升交点角距；所述第一目标坐标表示为：
Figure QLYQS_23
；
Figure QLYQS_24
；
Figure QLYQS_25
；
Figure QLYQS_26
；
其中，
Figure QLYQS_28
为所述第一转换坐标，/>
Figure QLYQS_30
为/>
Figure QLYQS_33
的转置，/>
Figure QLYQS_27
为所述第一升交点角距，/>
Figure QLYQS_32
为所述第一卫星轨道倾角，/>
Figure QLYQS_34
为所述第一升交点赤经，/>
Figure QLYQS_35
、/>
Figure QLYQS_29
和/>
Figure QLYQS_31
为所述第三旋转矩阵。
9.根据权利要求1所述的对空天目标的双星共视定位方法，其特征在于，所述第一光学传感器的参数包括：所述第一光学传感器的焦距、所述第一光学传感器的像元个数和每个像元的尺寸；所述根据所述第一光学图像和所述第一光学传感器的参数，确定所述空天目标在所述第一光学传感器的坐标系下的第一光学坐标，包括：
根据所述第一光学图像，确定所述空天目标的第一质心位置坐标；
根据所述第一光学传感器的焦距、所述第一光学传感器的像元个数和所述每个像元的尺寸，将所述第一质心位置坐标转化为所述第一光学传感器的坐标系下的所述第一光学坐标。
10.一种对空天目标的双星共视定位设备，其特征在于，包括：
第一卫星设备，用于获取预设时刻空天目标的第一光学图像，以及所述预设时刻时自身的第一姿态参数、自身的第一轨道运行参数和自身的第一位置坐标；获取所述第一光学图像对应的第一光学传感器的参数；
第二卫星设备，用于获取预设时刻时所述空天目标的第二光学图像，以及所述预设时刻时自身的第二姿态参数、自身的第二轨道运行参数和自身的第二位置坐标；获取所述第二光学图像对应的第二光学传感器的参数；
所述第一卫星设备或所述第二卫星设备，还用于根据所述第一光学图像和所述第一光学传感器的参数，确定所述空天目标在所述第一光学传感器的坐标系下的第一光学坐标，以及根据所述第二光学图像和所述第二光学传感器的参数，确定所述空天目标在所述第二光学传感器的坐标系下的第二光学坐标；根据所述第一光学坐标、所述第一姿态参数和所述第一轨道运行参数，确定所述空天目标在J2000坐标系下的第一目标坐标，以及根据所述第二光学坐标、所述第二姿态参数和所述第二轨道运行参数，确定所述空天目标在J2000坐标系下的第二目标坐标；根据所述第一目标坐标和所述第一位置坐标，确定第一直线，以及根据所述第二目标坐标和所述第二位置坐标，确定第二直线；根据所述第一直线和所述第二直线，确定所述第一直线和所述第二直线之间的最短线段的端点坐标；根据所述端点坐标、所述第一位置坐标和所述第二位置坐标，确定所述空天目标在所述预设时刻的位置坐标。
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