一種用于航天器表面巡視的導航裝置及方法
【專利摘要】本發明實施例公開了一種用于航天器表面巡視的導航裝置及方法，涉及航天在軌服務技術領域，實現巡檢器相對導航和目標航天器表面結構檢測復用。以目標航天器的軌道坐標系為導航坐標系；利用慣性測量單元輸出的加速度和角速度信息進行純慣導積分推算，計算相對于導航坐標系的姿態、位置和速度等導航參數；利用三角法測量航天器的外形點云數據，利用慣導短時高精度的特點和線激光三角測量器的安裝參數，將外形點云數據換算到本體坐標系下；將目標航天器已知的外形結構數據與實測的外形點云數據配準，計算巡檢器相對于導航坐標系的姿態和位置；通過卡爾曼濾波將測得的姿態和位置，與慣性導航系統計算出的導航信息進行融合，得到精確的導航參數。
【專利說明】
-種用于航天器表面巡視的導航裝置及方法
技術領域
[0001] 本發明設及航天在軌服務技術領域，尤其設及一種用于航天器表面巡視的導航裝 置及方法。
【背景技術】
[0002] 隨著航天技術的發展，空間站、大型衛星等在軌大型航天器日益增多。由于大型航 天器在軌運行時間長，容易遭受微流星等空間物體撞擊導致損傷，為了減少大型航天器的 運行風險，需要快速及時地發現大型航天器的外部表面異常，并進行維護。
[0003] 目前，大型航天器的外殼維護檢測主要通過微型艙外機器人相機，其使用氮氣推 進器作為動力在航天器表面運動，W便于幫助宇航員及地面工作人員在執行任務的過程中 觀察到航天器的外部情況。運類微型艙外機器人相機主要采用差分GI^接收機進行定位，并 利用巧螺儀實現在空間中的姿態穩定。但是，在差分GPS定位的過程中，由于多徑反射等因 素，只能夠保證定位精度在米級，并且在沒有GPS信號覆蓋的GEO等軌道上，無法使用該定位 方式，限制了微型艙外機器人相機的可用軌道。
【發明內容】
[0004] 本發明的實施例提供一種用于航天器表面巡視的導航裝置及方法，能夠利用大型 航天器的表面結構特征信息實現導航定位，并降低巡檢器的復雜度的同時提高巡檢器的功 能密度，且降低成本。
[0005] 為達到上述目的，本發明的實施例采用如下技術方案：
[0006] 第一方面，本發明的實施例提供一種用于航天器表面巡視的導航裝置，所述裝置 安裝在巡檢器上，所述巡檢器用于在目標航天器表面漂移W實現巡檢功能；
[0007] 所述裝置包括:慣性測量單元（IMU)、線激光=角測量器和導航計算機，所述線激 光=角測量器由紅外線激光器、相機和濾波片組成；
[000引所述慣性測量單元，用于測量所述巡檢器的加速度和角速度信息，并根據所述巡 檢器的加速度和角速度信息通過慣性積分推算，得到相對于導航坐標系的導航參數，所述 導航參數包括:所述巡檢器的姿態參數、位置參數和速度參數，所述導航坐標系為所述目標 航天器的軌道坐標系；
[0009] 所述線激光=角測量器，用于通過=角法周期性測量所述目標航天器表面結構的 點云數據；
[0010] 所述紅外線激光器用于投射到目標航天器表面，形成紅外激光線光斑；
[0011] 所述濾光片用于濾除可見光，通過紅外光；
[0012] 所述相機用于對目標航天器表面的紅外激光線光斑進行成像；
[0013] 所述導航計算機，用于采集慣性測量單元的加速度與角速度信息，線激光=角測 量器中相機輸出的圖像信息，并進行數據處理。第二方面，本發明的實施例提供一種用于航 天器表面巡視的導航方法，測量所述巡檢器的加速度和角速度信息，并根據所述巡檢器的 加速度和角速度信息通過慣性積分推算，得到相對于導航坐標系的導航參數，所述導航參 數包括:所述巡檢器的姿態參數、位置參數和速度參數，所述導航坐標系為所述目標航天器 的軌道坐標系.
[0014] 通過=角法周期性測量所述目標航天器表面結構的點云數據；
[0015] 控制線激光=角測量器的紅外線激光器投射到目標航天器表面，形成紅外激光線 光斑，線激光=角測量器中的濾光片用于濾除可見光，通過紅外光，相機用于對目標航天器 表面的紅外激光線光斑進行成像；
[0016] 采集慣性測量單元的加速度與角速度信息，線激光=角測量器中相機輸出的圖 像信息，并進行數據處理。本發明實施例提供的用于航天器表面巡視的導航裝置及方法，利 用線激光=角測量得到空間站外表面的局部外形的點云數據，并計算出在本體坐標系中的 結構特征與已知的外形結構計算出兩者之間的相對位姿關系，從而實現巡檢器的導航測 量。相對于現有技術中通過GI^信號進行定位的方案，本發明實施例的導航過程能減少對衛 星導航系統的依賴，并且不限制于在低軌上使用。并且通過線激光=角測量還可W檢測目 標航天器的表面結構，從而達到導航和表面結構檢測復用的目的，在降低巡檢器的簡單復 雜度的同時提高巡檢器的功能密度。且導航裝置中的慣性測量單元(IMU)、線激光=角測量 器和導航計算機皆可采用的工業元件，成本低廉。
【附圖說明】
[0017] 為了更清楚地說明本發明實施例中的技術方案，下面將對實施例中所需要使用的 附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發明的一些實施例，對于本領 域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可W根據運些附圖獲得其它的附 圖。
[0018] 圖1為本發明實施例提供的用于航天器表面巡視的導航裝置的結構示意圖；
[0019] 圖2為本發明實施例提供的線激光=角測量器的結構示意圖；
[0020] 圖3為本發明實施例提供的線激光=角測量原理的具體實例示意圖；
[0021] 圖4為本發明實施例提供的用于航天器表面巡視的導航方法的流程圖；
[0022] 圖5為本發明實施例提供的導航裝置在運行過程中的執行流程示意圖。
【具體實施方式】
[0023] 為使本領域技術人員更好地理解本發明的技術方案，下面結合附圖和具體實施方 式對本發明作進一步詳細描述。下文中將詳細描述本發明的實施方式，所述實施方式的示 例在附圖中示出，其中自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類 似功能的元件。下面通過參考附圖描述的實施方式是示例性的，僅用于解釋本發明，而不能 解釋為對本發明的限制。本技術領域技術人員可W理解，除非特意聲明，運里使用的單數形 式''一"、''一個"、''所述"和''該"也可包括復數形式。應該進一步理解的是，本發明的說明書 中使用的措辭"包括"是指存在所述特征、整數、步驟、操作、元件和/或組件，但是并不排除 存在或添加一個或多個其他特征、整數、步驟、操作、元件、組件和/或它們的組。應該理解， 當我們稱元件被"連接"或"禪接"到另一元件時，它可W直接連接或禪接到其他元件，或者 也可W存在中間元件。此外，運里使用的"連接"或"禪接"可W包括無線連接或禪接。運里使 用的措辭"和/或"包括一個或更多個相關聯的列出項的任一單元和全部組合。本技術領域 技術人員可W理解，除非另外定義，運里使用的所有術語(包括技術術語和科學術語)具有 與本發明所屬領域中的普通技術人員的一般理解相同的意義。還應該理解的是，諸如通用 字典中定義的那些術語應該被理解為具有與現有技術的上下文中的意義一致的意義，并且 除非像運里一樣定義，不會用理想化或過于正式的含義來解釋。
[0024] 本發明實施例提供一種用于航天器表面巡視的導航裝置，所述裝置安裝在巡檢器 上，所述巡檢器用于在目標航天器表面漂移。如圖1所述，所述裝置包括：慣性測量單元 (IMU)、線激光=角測量器和導航計算機，所述線激光=角測量器由紅外線激光器、相機和 濾波片組成。其中相機可W采用通常的工業相機，所述線激光=角測量器由紅外線激光器、 相機和濾波片安裝在與慣性測量單元（IMU)相連的基礎框架上，比如圖2所述的。所述裝置 安裝在巡檢器上，所述巡檢器用于在目標航天器表面漂移W實現巡檢功能；
[0025] 所述裝置包括:慣性測量單元（IMU)、線激光=角測量器和導航計算機，所述線激 光=角測量器由紅外線激光器、相機和濾波片組成；
[0026] 所述慣性測量單元，用于測量所述巡檢器的加速度和角速度信息，并根據所述巡 檢器的加速度和角速度信息通過慣性積分推算，得到相對于導航坐標系的導航參數，所述 導航參數包括:所述巡檢器的姿態參數、位置參數和速度參數，所述導航坐標系為所述目標 航天器的軌道坐標系；
[0027] 所述線激光=角測量器，用于通過=角法周期性測量所述目標航天器表面結構 的點云數據；
[00%]所述紅外線激光器用于投射到目標航天器表面，形成紅外激光線光斑；
[0029] 所述濾光片用于濾除可見光，通過紅外光；
[0030] 所述相機用于對目標航天器表面的紅外激光線光斑進行成像；
[0031] 所述導航計算機，用于采集慣性測量單元的加速度與角速度信息，線激光=角測 量器中相機輸出的圖像信息，并進行數據處理。
[0032] 所述慣性測量單元，具體用于：
[0033] 獲取所述目標航天器的軌道坐標系作為所述導航坐標系；
[0034] 并利用加速度計和巧螺測量所述巡檢器的加速度信息和角速度信息；
[0035] 再根據所述巡檢器相對于所述導航坐標系的導航方程，計算所述巡檢器的姿態參 數和位置參數，所述導航方程包括：
[0036]
[0037] 其中，P表示巡檢器的位置，夢表示巡檢器的速度，肖是巡檢器的加速度，
n是軌道角速率
q表示巡檢器相對于導航坐標系的姿態四元數，Ct表示對應的 姿態矩陣，錢是巧的轉置矩陣，即
表示加速度計漂移的估計值，fE = f + fb + f E，f表示加速度真值，打表示加速度計漂移，ft表示加速度計測量噪聲，?表示巧螺漂移的 估計值，《。二《 + ? b+ ? E，《表示角速度真值，《 b表示巧螺漂移，《 E表示巧螺測量噪聲。
[0038] 所述線激光S角測量器，具體用于：
[0039] 建立測量坐標系，在所述測量坐標系中，A點為坐標軸原點，AO為X軸，垂直于平面 AO〇/的軸為y軸，A0'為Z軸；
[0040] 在所述巡檢器在所述目標航天器表面漂移的過程中，根袁
得到所述點云數據中各個點在測量坐標系中的坐標，其中，S表 示激光器光束端面與被測物體表面基準面REF的垂直距離，do表示00 '的距離，f表示相機焦 距，A表示被測物體距離基準面的距離，0表示激光束與00 '的夾角，S表示成像點偏移的位 移距離
表示激光照射線MO:點的坐標，h表示該點和0點在成像 平面上的像點在成像平面上的垂直距離；
[0041] 得到單次測量的點云坐標數據，點云坐標數據描述在所述測量坐標系中。
[0042] 巡檢器在目標航天器表面漂移時，根據權利要求3所述方法，重復m次測量。計算巡 檢器測量坐標系在m次測量時刻之間的相對位置和相對姿態，將m次測量得到的點云坐標數 據歸算到同一測量坐標系下，根據線激光=角測量裝置在巡檢器中的安裝方位關系，進一 步將所述點云坐標數據換算到巡檢器本體坐標系中，該點云數據集記為Q。
[0043] 所述導航計算機，還用于根據所述目標航天器的外形結構數據和所述點云數據集 Q，計算得到所述巡檢器相對于所述導航坐標系的姿態觀測值和位置觀測值，其中，所述巡 檢器附近的目標航天器表面區域的源點云數據集為P，所述導航計算機，具體用于通過ICP 算法，計算將P變換到Q的姿態旋轉矩陣R和平移矢量T，其中的迭代計算步驟包括:對Q中的 每一個數據點，從P中通過計算找到距離最近的點，組成對應點集D，從而建立了兩個點集的 對應關系；并通過最小化目標函數
計算出R和T，Di為點集D中的 一個點，Qi是點集Q中的一個點；再利用計算得到的R和T，對源點云數據集P進行更新，計算 方法是RP巧，得到新的源點云數據集P，用于尋找對應點集D;重復該迭代計算步驟，直至目 標函數d小于一定的闊值，或者迭代次數達到一定次數，并計算得到R和T，與R對應的姿態四 元數記為Sp，所述巡檢器相對于導航坐標系的姿態觀測值為
.同時計算對應的 旋轉矩陣R(qc)，所述巡檢器相對于導航坐標系的位置觀巧帷為化= p+R(Qc)Tt。
[0044] 所述導航計算機，還用于W所述姿態觀測值和所述位置觀測值作為觀測值，利用 擴展卡爾曼濾波器算法對狀態矢量的精確估計并輸出導航參數，所述狀態矢量包括所述巡 檢器的位置參數、速度參數、姿態參數、巧螺漂移估計值和加速度計漂移估計值。
[0045] 利用IMU測量巡檢器的加速度和角速度信息，其測量值分別記為f。和CO。。考慮到 IMU中的加速度計和巧螺的測量誤差，則設計公式(1)和(2):
[0046] fc = f+fb+fe (1)
[0047] O C= W + O b+ W e (2)
[0048] 針對打和《 b可W分別通過建模得到公式(3)和(4):
[0049]
[(K)加]
[0化1] 徘一擊但至||的百航市巧包巧.
[0化2] 5)
[0化3]
[0化4] 其中，P表示巡檢器的位置，捧表示巡檢器的速度，
n是軌道角速率，
.3
q表示巡檢器相對于導航坐標系的姿態四元數，巧.表示對應的姿態矩 陣，Cg是踐的轉置矩陣，目[
E表示加速度計漂移的估計值，f表示加速度真值， 打表示加速度計漂移，ft表示加速度計測量噪聲，表示巧螺漂移的估計值，《表示角速度 真值，W讀示巧螺漂移，《6表示巧螺測量噪聲。
[0055] 基于導航方程(5)和(6)表示慣性積分在軌道坐標系下的實現形式，并可利用數值 積分算法在短時間內推算巡檢器在軌道坐標系內的姿態、位置和速度等導航參數。
[0056] 在本實施例中，線激光=角測量原理如圖3左圖所述，首先利用紅外線激光束照射 在物體上，相機經過紅外濾波片濾除可見光后，對投射在物體上的紅外激光束進行成像，物 體遠近不同，激光束在成像平面上的成像位置也不同，從而計算出各個點在測量坐標系中 的坐標。所述線激光=角測量器，具體用于：
[0057] 建立測量坐標系，在所述測量坐標系中，A點為坐標軸原點，AO為X軸，垂直于平面 A0(y的軸為y軸，A0'為Z軸。
[005引在所述巡檢器在所述目標航天器表面漂移的過程中，根據
得到所述點云數據中各個點在測量坐標系中的坐標。 ;，
[0059] 其中，在圖3左圖AO〇/平面內的幾何關系如圖3右圖所述，則相應的幾何關系是
S表示激光器光束端面與被測物體表面基準面REF的垂直距離，do表示 00 '的距離，f表示相機焦距，A表示被測物體距離基準面的距離，0表示激光束與00 '的夾 角，S表示成像點偏移的位移距離，
表示激光照射線MO:點的坐 標，h表示該點和0點在成像平面上的像點在成像平面上的垂直距離。并根據各個點在測量 坐標系中的坐標，得到所述點云數據中的各個點在所述本體坐標系中的坐標，例如：當得到 某點在測量坐標系中的坐標后，可W利用在地面精確標定的測量坐標系與巡檢器本體坐標 系之間的關系，計算得到某點在本體坐標系中的坐標。
[0060] 本發明實施例提供的用于航天器表面巡視的導航裝置，利用線激光=角測量得到 空間站外表面的局部外形的點云數據，并計算出在本體坐標系中的結構特征與已知的外形 結構計算出兩者之間的相對位姿關系，從而實現巡檢器的導航測量。本發明實施例的導航 過程擺脫了對衛星導航系統的依賴，并不受限于在低軌使用。并且通過線激光=角測量還 可W檢測目標航天器的表面結構，從而達到導航和表面結構檢測復用的目的，在降低巡檢 器的簡單復雜度的同時提高巡檢器的功能密度。且導航裝置中的慣性測量單元(IMU)、線激 光=角測量器和導航計算機皆可采用的工業元件，成本低廉。
[0061] 本發明實施例還提供一種如圖4所述的用于航天器表面巡視的導航方法，用于上 述安裝在巡檢器上的導航裝置，所述巡檢器用于在目標航天器表面漂移，所述導航裝置包 括:慣性測量單元（IMU)、線激光=角測量器和導航計算機，所述線激光=角測量器由紅外 線激光器、相機和濾波片組成。其中相機可W采用通常的工業相機。
[0062] 所述方法包括：
[0063] SU
[0064] 所述慣性測量單元測量所述巡檢器的加速度和角速度信息，并根據所述巡檢器的 加速度和角速度信息通過慣性積分推算，得到相對于導航坐標系的導航參數。
[0065] 其中，所述導航參數包括:所述巡檢器的姿態參數、位置參數和速度參數，所述導 航坐標系為所述目標航天器的軌道坐標系。在本實施例中，步驟Sl具體包括：
[0066] 獲取所述目標航天器的軌道坐標系作為所述導航坐標系。
[0067] 測量所述巡檢器的加速度信息和角速度信息。
[0068] 根據所述巡檢器相對于所述導航坐標系的導航方程，獲取所述巡檢器的姿態參數 和位置參數，所述導航方程包括：
[0069]
[0070] 其中，P表示巡檢器的位置，#表示巡檢器的速度
n是軌道角速率，
[007 .， q表示巡檢器相對于本體坐標系的姿態四元數，錢表示對應的姿態矩
, 陣，Cl是Cg的轉置矩陣，目I
耗表示加速度計測量偏差的估計值，f表示加速度真 值，fb表示加速度計漂移，ft表示加速度計測量噪聲，Sfe::表示巧螺測量偏差的估計值，《表 示角速度真值，Wb表示巧螺漂移，W E表示巧螺測量噪聲，fc； = f+fb + fE，《。二《 + E。
[0072] S2、所述線激光=角測量器通過=角法測量所述目標航天器的點云數據
[0073] 在本實施例中，步驟S2具體包括：
[0074] 建立測量坐標系，在所述測量坐標系中，A點為坐標軸原點，AO為X軸，垂直于平面 AO〇/的軸為y軸，A0'為Z軸。
[0075] 在所述巡檢器在所述目標航天器表面漂移的過程中，根據
得到所述點云數據中各個點在測量坐標系中的坐標，其中，S表 ， 示激光器光束端面與被測物體表面基準面REF的垂直距離，do表示00 '的距離，f表示相機焦 距，A表示被測物體距離基準面的距離，0表示激光束與00 '的夾角，S表示成像點偏移的位 移距離
表示激光照射線MN上點的坐標，h表示該點和0點在成像 平面上的像點在成像平面上的垂直距離。
[0076] S3、所述導航計算機統計指定時間內測量得到的點云數據，記錄至同一測量坐標 系
[0077] 其中，所述測量坐標系選為所述指定時間內所述線激光=角測量器在最后一個周 期進行測量時所對應的本體坐標系。在本實施例中，由于線激光=角測量器一次只能測量 一條激光線上的點云數據，但是目標航天器已知的外形結構數據與實測的點云數據進行配 準時需要一片點云數據，W提高配準成功率和配準精度。因此在通過人工操作或是自動巡 航，使巡檢器在目標航天器表面同時發生位移變化和姿態變化，所W需要利用慣性導航系 統短時高精度的特點，并將多次測量的點云數據統一到同一個測量坐標系下。例如：
[0078] 巡檢器連續進行了 m次線激光=角測量，將第i次測量的第j個點在巡檢器測量坐 標系中的坐標記為4。
[0079] 將一共m次線激光S角測量時的點云坐標都轉換到最后一次（即第m次的）的線激 光=角測量時的測量坐標系中去，記第i次測量時的測量坐標系到第m次測量時的測量坐標 系之間的姿態轉換矩陣為巧"，記第i次測量時的測量坐標系原點在第m次測量時的測量坐 標系中的坐標值為XI。并依提
悔多次測量的點云數據轉換到第m次線激光 =角測量時的測量坐標系中，其中，Cf和Xi由捷聯慣性導航系統在短時間內的推算運算得 到的。
[0080] 根據線激光=角測量裝置在巡檢器中的安裝方位關系，進一步將所述點云坐標數 據換算到巡檢器本體坐標系中。
[0081] S4、根據所述目標航天器的外形結構數據和所述點云數據集，計算得到所述巡檢 器相對于所述導航坐標系的姿態觀測值和位置觀測值
[0082] 在本實施例中，由于目標航天器的表面結構特征是已知的，并且慣性導航系統也 能提供在第m次測量時的預報的姿態q和位置P，因此可W生成巡檢器附近的源點云數據集 為P，并將測量的點云數據集記為Q。
[0083] 導航計算機具體可W采用ICP算法，將P變換到Q的姿態旋轉矩陣R和平移矢量T，其 中的迭代計算步驟包括：
[0084] 1、對Q中的每一個數據點，從P中通過計算找到距離最近的點，組成對應點集D，從 而建立了兩個點集的對應關系；
[0085] 2、通過最小化目標函數
計算出R和T，化為點集D中的一 個點，Qi是點集Q中的一個點；
[0086] 3、利用計算得到的R和T，對源點云數據集P進行更新，計算方法是RP巧，得到新的 源點云數據集P，用于尋找對應點集D;
[0087] 4、重復步驟1~3,直到目標函數d小于一定的闊值，或者迭代次數達到一定次數， 則計算終止，則最終計算得到的R巧T，與R對應的姿態四元數記為郵。由此得到，巡檢器相對 于本體坐標系的姿態觀測值關
司時計算對應的旋轉矩陣R(Qc)，所述巡檢器相 對于導航坐標系的位置觀測值為化= P+R(Qc)Tt。。
[0088] S5、W所述姿態觀測值和所述位置觀測值作為觀測值，對狀態矢量進行估計計算 并得到輸出參數。
[0089] 其中，所述輸出參數包括用于所述巡檢器導航控制的位置參數、速度參數和姿態 參數。
[0090] 舉例來說，如圖1所述的導航裝置在運行過程中的執行流程可W如圖5所述。可W 基于公式(3)、（4)、（5)和(6)作為狀態方程，狀態矢量表示為
I航計算機 通過點云配準等過程計算出的巡檢器相對于本體坐標系的姿態qc和位置Pc作為觀測值，利 用通常的擴展卡爾曼濾波器算法實現對狀態矢量的精確估計，從而得到位置、速度、姿態等 導航參數。
[0091] 具體的，上述執行流程也可W實現為：
[0092] 測量所述巡檢器的加速度和角速度信息，并根據所述巡檢器的加速度和角速度信 息通過慣性積分推算，得到相對于導航坐標系的導航參數，所述導航參數包括:所述巡檢器 的姿態參數、位置參數和速度參數，所述導航坐標系為所述目標航天器的軌道坐標系;并通 過=角法周期性測量所述目標航天器表面結構的點云數據;再控制線激光=角測量器的紅 外線激光器投射到目標航天器表面，形成紅外激光線光斑，線激光=角測量器中的濾光片 用于濾除可見光，通過紅外光，相機用于對目標航天器表面的紅外激光線光斑進行成像;之 后采集慣性測量單元的加速度與角速度信息，線激光=角測量器中相機輸出的圖像信息， 并進行數據處理。
[0093] 其中，所述測量所述巡檢器的加速度和角速度信息，并根據所述巡檢器的加速度 和角速度信息通過慣性積分推算，得到相對于導航坐標系的導航參數，包括:獲取所述目標 航天器的軌道坐標系作為所述導航坐標系;利用加速度計和巧螺測量所述巡檢器的加速度 信息和角速度信息;根據所述巡檢器相對于所述導航坐標系的導航方程，計算所述巡檢器 的姿態參數和位置參數，所述導航方程包括：
[0094]
[00巧]其中，表示巡檢器的位置，爲表示巡檢器的速度，F是巡檢器的加速度，
n 是軌道角速率
q表示巡檢器相對于導航坐標系的姿態四元數，Cl.表示對應的姿態矩 陣，每是巧的轉置矩陣，即
耗表示加速度計漂移的估計值，fc = f+fb+fe，f表示 加速度真值，fb表示加速度計漂移，ft表示加速度計測量噪聲， s%.表示巧螺漂移的估計值， Oc= 〇 + 〇b+? 6, O表示角速度真值，Ob表示巧螺漂移，《 e表示巧螺測J量噪聲。
[0096] 其中，所述通過=角法周期性測量所述目標航天器表面結構的點云數據，包括：
[0097] 采取測量過程:建立測量坐標系，在所述測量坐標系中，A點為坐標軸原點，AO為X 軸，垂直于平面AO〇/的軸為y軸，AO '為Z軸;在所述巡檢器在所述目標航天器表面漂移的過 程中，根據
得到所述點云數據中各個點在 測量坐標系中的坐標，其中，S表示激光器光束端面與被測物體表面基準面REF的垂直距離， do表示OO '的距離，f表示相機焦距，A表示被測物體距離基準面的距離，0表示激光束與OO' 的夾角，S表示成像點偏移的位移距離
表示激光照射線MN上點的 坐標，h表示該點和0點在成像平面上的像點在成像平面上的垂直距離;得到單次測量的點 云坐標數據，點云坐標數據描述在所述測量坐標系中。進一步的，巡檢器在目標航天器表 面漂移時，重復m次上述測量過程，計算巡檢器測量坐標系在m次測量時刻之間的相對位置 和相對姿態，將m次測量得到的點云坐標數據歸算到同一測量坐標系下，根據線激光=角測 量方法在巡檢器中的安裝方位關系，進一步將所述點云坐標數據換算到巡檢器本體坐標系 中，該點云數據集記為Q。
[0098] 具體的，根據所述目標航天器的外形結構數據和所述點云數據集Q，計算得到所述 巡檢器相對于所述導航坐標系的姿態觀測值和位置觀測值，其中，所述巡檢器附近的目標 航天器表面區域的源點云數據集為P，所述導航計算機，具體用于通過ICP算法，計算將P變 換到Q的姿態旋轉矩陣R和平移矢量T，其中的迭代計算步驟包括:對Q中的每一個數據點，從 P中通過計算找到距離最近的點，組成對應點集D，從而建立了兩個點集的對應關系；并通過 最小化目標函數
開算出R和T，化為點集D中的一個點，Qi是點集Q 中的一個點;再利用計算得到的R和T，對源點云數據集P進行更新，計算方法是RP巧，得到新 的源點云數據集P，用于尋找對應點集D;重復該迭代計算步驟，直至目標函數d小于一定的 闊值，或者迭代次數達到一定次數，并計算得到R和T，與R對應的姿態四元數記為郵，所述巡 檢器相對于導航坐標系的姿態觀測值為
同時計算對應的旋轉矩陣R(q。），所 述巡檢器相對于導航坐標系的位置觀測值為化=p+R(Qc)Tt。
[0099] 具體的，W所述姿態觀測值和所述位置觀測值作為觀測值，利用擴展卡爾曼濾波 器算法對狀態矢量的精確估計并輸出導航參數，所述狀態矢量包括所述巡檢器的位置參 數、速度參數、姿態參數、巧螺漂移估計值和加速度計漂移估計值。
[0100] 本發明實施例提供的用于航天器表面巡視的導航方法，利用線激光=角測量得到 空間站外表面的局部外形的點云數據，并計算出在本體坐標系中的結構特征與已知的外 形結構計算出兩者之間的相對位姿關系，從而實現巡檢器的導航測量。相對于現有技術中 通過GI^信號進行定位的方案，本發明實施例的導航過程不依賴衛星導航系統，不局限于在 低軌上使用。并且通過線激光=角測量還可W檢測目標航天器的表面結構，從而達到導航 和表面結構檢測復用的目的，在降低巡檢器的簡單復雜度的同時提高巡檢器的功能密度。 且導航裝置中的慣性測量單元（IMU)、線激光=角測量器和導航計算機皆可采用的工業元 件，成本低廉。
[0101] 本說明書中的各個實施例均采用遞進的方式描述，各個實施例之間相同相似的部 分互相參見即可，每個實施例重點說明的都是與其他實施例的不同之處。尤其，對于設備實 施例而言，由于其基本相似于方法實施例，所W描述得比較簡單，相關之處參見方法實施例 的部分說明即可。本領域普通技術人員可W理解實現上述實施例方法中的全部或部分流 程，是可W通過計算機程序來指令相關的硬件來完成，所述的程序可存儲于一計算機可讀 取存儲介質中，該程序在執行時，可包括如上述各方法的實施例的流程。其中，所述的存儲 介質可為磁碟、光盤、只讀存儲記憶體(ReacHDnly Memcxry,ROM)或隨機存儲記憶體(Random Access Memory，RAM)等。W上所述，僅為本發明的【具體實施方式】，但本發明的保護范圍并不 局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本發明掲露的技術范圍內，可輕易想到的變 化或替換，都應涵蓋在本發明的保護范圍之內。因此，本發明的保護范圍應該W權利要求的 保護范圍為準。
【主權項】
1. 一種用于航天器表面巡視的導航裝置，其特征在于，所述裝置安裝在巡檢器上，所述 巡檢器用于在目標航天器表面漂移以實現巡檢功能； 所述裝置包括:慣性測量單元（MU)、線激光三角測量器和導航計算機，所述線激光三 角測量器由紅外線激光器、相機和濾波片組成； 所述慣性測量單元，用于測量所述巡檢器的加速度和角速度信息，并根據所述巡檢器 的加速度和角速度信息通過慣性積分推算，得到相對于導航坐標系的導航參數，所述導航 參數包括:所述巡檢器的姿態參數、位置參數和速度參數，所述導航坐標系為所述目標航天 器的軌道坐標系； 所述線激光三角測量器，用于通過三角法周期性測量所述目標航天器表面結構的點云 數據； 所述紅外線激光器用于投射到目標航天器表面，形成紅外激光線光斑； 所述濾光片用于濾除可見光，通過紅外光； 所述相機用于對目標航天器表面的紅外激光線光斑進行成像； 所述導航計算機，用于采集慣性測量單元的加速度與角速度信息、線激光三角測量器 中相機輸出的圖像信息，并進行數據處理。2. 根據權利要求1所述的裝置，其特征在于，所述慣性測量單元，具體用于： 獲取所述目標航天器的軌道坐標系作為所述導航坐標系； 并利用加速度計和陀螺測量所述巡檢器的加速度信息和角速度信息； 再根據所述巡檢器相對于所述導航坐標系的導航方程，計算所述巡檢器的姿態參數和 位置參數，所述導航方程包括：其中，P表示巡檢器的位置，參表示巡檢器的速度，舞是巡檢器的加速度，η是軌道角速率q表示巡檢器相對于導航坐標系的姿態四元數，纟表示對應的 姿態矩陣，Cg是的轉置矩陣，即C纟表示加速度計漂移的估計值，fc = f+fb+fe，f 表示加速度真值，fb表示加速度計漂移，表示加速度計測量噪聲，表示陀螺漂移的估計 值，ω。= ω + ω b+ ω ε，ω表示角速度真值，ω b表示陀螺漂移，ω ε表示陀螺測量噪聲。3. 根據權利要求1所述的裝置，其特征在于，所述線激光三角測量器，具體用于： 建立測量坐標系，在所述測量坐標系中，Α點為坐標軸原點，Α0為X軸，垂直于平面AO<y 的軸為y軸，AO'為z軸；在所述巡檢器在所述目標航天器表面漂移的過程中，根據得到所述點云數據中各個點在測量坐標系中的坐標，其中，S表 示激光器光束端面與被測物體表面基準面REF的垂直距離，do表示00 '的距離，f表示相機焦 距，Δ表示被測物體距離基準面的距離，Θ表示激光束與〇〇 '的夾角，δ表示成像點偏移的位 移距離表示激光照射線ΜΝ上點的坐標，h表示該點和0點在成像 平面上的像點在成像平面上的垂直距離； 得到單次測量的點云坐標數據，點云坐標數據描述在所述測量坐標系中。4. 根據權利要求1所述的裝置，其特征在于:巡檢器在目標航天器表面漂移時，根據權 利要求3所述方法，重復m次測量;利用純慣性積分計算巡檢器測量坐標系在m次測量時刻之 間的相對位置和相對姿態，將m次測量得到的點云坐標數據歸算到同一測量坐標系;根據線 激光三角測量裝置在巡檢器中的安裝方位關系，進一步將所述點云坐標數據換算到巡檢器 本體坐標系中，該點云數據集記為Q。5. 根據權利要求1所述的裝置，其特征在于，所述導航計算機，還用于根據所述目標航 天器的外形結構數據和所述點云數據集Q，計算得到所述巡檢器相對于所述導航坐標系的 姿態觀測值和位置觀測值，其中，所述巡檢器附近的目標航天器表面區域的源點云數據集 為P，所述導航計算機，具體用于通過迭代最近點算法(Iterative Closest Point，ICP)，計 算將P變換到Q的姿態旋轉矩陣R和平移矢量T，其中的迭代計算步驟包括:對Q中的每一個數 據點，從P中通過計算找到距離最近的點，組成對應點集D，從而建立了兩個點集的對應關 系;并通過最小化目標函i卜算出R和T，Di為點集D中的一個點， Q:是點集Q中的一個點;再利用計算得到的R和T，對源點云數據集P進行更新，計算方法是RP +T，得到新的源點云數據集P，用于尋找對應點集D;重復該迭代計算步驟，直至目標函數d小 于一定的閾值，或者迭代次數達到一定次數，并計算得到R和T，與R對應的姿態四元數記為δ Ρ，所述巡檢器相對于導航坐標系的姿態觀測值為，同時計算對應的旋轉矩陣R (qc)，所述巡檢器相對于導航坐標系的位置觀測值為Pc = P+R(qc)TT; 所述導航計算機，還用于以所述姿態觀測值和所述位置觀測值作為觀測值，利用擴展 卡爾曼濾波器算法對狀態矢量的精確估計并輸出導航參數，所述狀態矢量包括所述巡檢器 的位置參數、速度參數、姿態參數、陀螺漂移估計值和加速度計漂移估計值。6. -種用于航天器表面巡視的導航方法，其特征在于，包括： 測量所述巡檢器的加速度和角速度信息，并根據所述巡檢器的加速度和角速度信息通 過慣性積分推算，得到相對于導航坐標系的導航參數，所述導航參數包括:所述巡檢器的姿 態參數、位置參數和速度參數，所述導航坐標系為所述目標航天器的軌道坐標系； 通過三角法周期性測量所述目標航天器表面結構的點云數據； 控制線激光三角測量器的紅外線激光器投射到目標航天器表面，形成紅外激光線光 斑，線激光三角測量器中的濾光片用于濾除可見光，通過紅外光，相機用于對目標航天器表 面的紅外激光線光斑進行成像； 采集慣性測量單元的加速度與角速度信息，線激光三角測量器中相機輸出的圖像信 息，并進行數據處理。7. 根據權利要求6所述的方法，其特征在于，所述測量所述巡檢器的加速度和角速度信 息，并根據所述巡檢器的加速度和角速度信息通過慣性積分推算，得到相對于導航坐標系 的導航參數，包括： 獲取所述目標航天器的軌道坐標系作為所述導航坐標系； 利用加速度計和陀螺測量所述巡檢器的加速度信息和角速度信息； 根據所述巡檢器相對于所述導航坐標系的導航方程，計算所述巡檢器的姿態參數和位 置參數，所述導航方程包括：其中，P表示巡檢器的位置，身表示巡檢器的速度，於是巡檢器的加速度η是軌道角速率：q表示巡檢器相對于導航坐標系的姿態四元數，表示對應的 j 姿態矩陣，辟:是唸的轉置矩陣，即=禮' 匕表示加速度計漂移的估計值，fc = f+fb+f ε， f表示加速度真值，fb表示加速度計漂移，表示加速度計測量噪聲，表示陀螺漂移的估 計值，ω。= ω + ω b+ ω ε，ω表示角速度真值，ω b表示陀螺漂移，ω ε表示陀螺測量噪聲。8. 根據權利要求6所述的方法，其特征在于，所述通過三角法周期性測量所述目標航天 器表面結構的點云數據，包括： 采取測量過程： 建立測量坐標系，在所述測量坐標系中，Α點為坐標軸原點，Α0為X軸，垂直于平面AO<y 的軸為y軸，AO'為z軸； 在所述巡檢器在所述目標航天器表面漂移的過程中，根據得到所述點云數據中各個點在測量坐標系中的坐標，其中，S表:，： 示激光器光束端面與被測物體表面基準面REF的垂直距離，do表示00 '的距離，f表示相機焦 距，Δ表示被測物體距離基準面的距離，Θ表示激光束與〇〇 '的夾角，δ表示成像點偏移的位 移距離，表示激光照射線ΜΝ上點的坐標，h表示該點和0點在成像 平面上的像點在成像平面上的垂直距離； 得到單次測量的點云坐標數據，點云坐標數據描述在所述測量坐標系中 巡檢器在目標航天器表面漂移時，重復m次上述測量過程，利用純慣性積分計算巡檢器 測量坐標系在m次測量時刻之間的相對位置和相對姿態，將m次測量得到的點云坐標數據歸 算到同一測量坐標系下，根據線激光三角測量方法在巡檢器中的安裝方位關系，進一步將 所述點云坐標數據換算到巡檢器本體坐標系中，該點云數據集記為Q。9. 根據權利要求6所述的方法，其特征在于，還包括： 根據所述目標航天器的外形結構數據和所述點云數據集Q，計算得到所述巡檢器相對 于所述導航坐標系的姿態觀測值和位置觀測值，其中，所述巡檢器附近的目標航天器表面 區域的源點云數據集為P，所述導航計算機，具體用于通過ICP算法，計算將P變換到Q的姿態 旋轉矩陣R和平移矢量T，其中的迭代計算步驟包括:對Q中的每一個數據點，從P中通過計算 找到距離最近的點，組成對應點集D，從而建立了兩個點集的對應關系；并通過最小化目標 函數計算出R和T，Di為點集D中的一個點，Qi是點集Q中的一個點； 再利用計算得到的R和T，對源點云數據集P進行更新，計算方法是RP+T，得到新的源點云數 據集P，用于尋找對應點集D;重復該迭代計算步驟，直至目標函數d小于一定的閾值，或者迭 代次數達到一定次數，并計算得到R和T，與R對應的姿態四元數記為δρ，所述巡檢器相對于 導航坐標系的姿態觀測值5同時計算對應的旋轉矩陣R(q。），所述巡檢器相對 于導航坐標系的位置觀測值為Pc = P+R(qc)TT。10. 根據權利要求6所述的方法，其特征在于，還包括： 以所述姿態觀測值和所述位置觀測值作為觀測值，利用擴展卡爾曼濾波器算法對狀態 矢量的精確估計并輸出導航參數，所述狀態矢量包括所述巡檢器的位置參數、速度參數、姿 態參數、陀螺漂移估計值和加速度計漂移估計值。
【文檔編號】G01C21/16GK105953795SQ201610274837
【公開日】2016年9月21日
【申請日】2016年4月28日
【發明人】郁豐, 王振宇, 何真, 趙依, 華冰, 吳云華, 陳志明
【申請人】南京航空航天大學