三视场红外地球敏感器导航算法分析及研究

红外地球敏感器广泛运用于空间飞行器,尤其是在地球轨道附近。目前最新的静态地球敏感器使用焦平面探测器来覆盖整个地球红外辐射圆。若面向飞行在70~100 km处的临近空间飞行器,地球敏感器就需要有很大的视场(120°)且相对分辨率很低。针对临近空间飞行器的天文导航运用,采用线阵CCD作为探测器,设计了一个三视场红外地球敏感器。地球敏感器的3个视场按照二维角度均匀分布以确保每个光学头能够均匀地指向地球红外辐射圆上。每个CCD覆盖20°以便能够精确地分辨地球辐射和空间的边界点。综合考虑地球辐射模型和地球扁率等因素,利用地球敏感器观测的向量可以获得地球水平、地心矢量和飞行高度。以70~100 km飞行高度为示例,建立相应的数学模型,同时提出了相应的姿态和高度确定算法并进行了仿真。综合上述分析,研制了一套三视场地球敏感器原理样机并进行相关测试。仿真和实验结果表明:高度测量精度优于200 m,姿态测量精度优于0.002°。     

小型准直式红外地球模拟器研究

地球模拟器是卫星姿态测量控制关键部件—摆动扫描式红外地球敏感器的一种重要地面模拟试验与精度标定仪器。本文针对卫星同步轨道高度(35786km),采用准直式方案,研制了一种口径为Φ150mm的准直式红外地球模拟器,它能提供17.46°的地球张角,实现了地面上模拟卫星在太空中所看到的地球。文中详细介绍了准直式红外地球模拟器的组成和总体结构,采用红外光学技术,设计了锗准直透镜,通过理论分析得出地球光阑、热地球位置和大小与地球张角、锗准直透镜光学参数之间的关系,为地球模拟器的研制提供了设计依据。地球张角是衡量地球模拟器精度的指标,通过实验对地球张角进行了测试,结果表明地球张角误差小于±0.05°。     

用于高精度卫星姿态测量的大相对孔径 高杂光抑制比星敏感器光学设计

星敏感器是卫星高精度空间姿态测量与飞行控制的关键仪器。 针对低阈值星等、大视场等特殊需求,设计了焦距 55 mm,相对孔径 1 / 1. 1,视场角 17°×17°的星敏感器光学系统。 基于无热玻璃图方法,通过光学玻璃材料与机械结构材料的 温度特性匹配优化,实现了光学被动式无热化设计。 完成两级遮光罩与挡光环的消杂光结构设计,利用非序列光线追迹完 成视场内成像光线鬼像分布与视场外杂散光仿真分析与计算。 结果表明,星敏感器光学系统各视场弥散斑半径 RMS 小于 4. 5 μm,2×2 像元内能量集中度≥96% ,-35℃ ~ 45℃ 大温差下各视场的 MTF 在截止频率处均大于 0. 6,畸变优于 0. 05% 。 45°规避角外杂光 PST 达到 10 -8 量级,像面处各阶鬼像光斑半径均大于 0. 8 mm。 星敏感器光学成像质量与杂光抑制满足高 精度姿态测量要求。     

CCD星跟踪器

自七十年代以来,CCD星跟踪器在各种航天飞行器上得到越来越广泛的应用。本文叙述了XG-1型CCD星跟踪器的设计思想,系统结构和工作原理。整个系统的工作由单片微计算机控制；由于采用了内插细分的矩心算法,XG-1 CCD星跟踪器达到了亚象元精度。实验结果说明,在视场角为2°×2°时,测量精度优于2角秒。系统具有多星跟踪的功能,可以稳定跟踪+6.4等恒星。     

CCD星跟踪器

自七十年代以来，CCD星跟踪器在各种航天飞行器上得到越来越广泛的应用。本文叙述了XG-1型CCD星跟踪器的设计思想，系统结构和工作原理。整个系统的工作由单片微计算机控制；由于采用了内插细分的矩心算法，XG-1 CCD星跟踪器达到了亚象元精度。实验结果说明，在视场角为2°×2°时，测量精度优于2角秒。系统具有多星跟踪的功能，可以稳定跟踪 6.4等恒星。     

推扫型TDI CCD光学遥感器动态成像研究

针对基于推扫技术的TDI CCD空间光学遥感器动态成像试验,研制了一套检测系统。在系统中,设计了模拟卫星推扫的双支承U型结构精密转台。搭载遥感器,以角速度0.555°/s在±5°的范围内转动时,转台稳速控制精度达到0.3%。设计了一种奈奎斯特频率靶标,在每组矩形垂直靶条间加入公差为a/n的等差级数间隔靶条,解决了遥感器推扫时CCD像元与垂直靶条像匹配不确定性问题,使配准简化,提高了测量结果的准确性。试验结果表明:遥感器获得了垂 直、水平及45°方向的0视场,±0.86视场奈奎斯特频率靶条像,验证了采用推扫技术的TDI CCD遥感器所具有的高品质。     

飞行器姿态对空间相机像移补偿的影响

为了实现高精度的像移补偿,通过分析飞行器姿态对像移补偿结果的影响,提出空间相机对飞行器姿态精度的要求。首先,根据调制传递函数对像移匹配特性的要求进行分析,确定允许的像移匹配误差。然后,用蒙特卡洛法（即统计试验法）对像移速度误差进行分析和计算。最后,确定满足空间相机像移补偿要求的姿态精度。通过计算得出,满足96级TDI-CCD像移匹配误差要求的飞行器指向精度应优于0.1°,姿态稳定度应优于0.005°/s。方法简单,易于实现,适用于空间相机像移补偿系统的研究。     

基于深空探测器的在轨天体合影成像及应用

提出了基于深空探测器对太空中的目标天体合影成像的新策略。首先,基于相机的性能参数建立视场模型,然后对天体和探测器轨道动力学模型、探测器姿态数据以及光照条件进行综合分析,最终确定了拍摄用相机以及成像时刻与成像姿态等成像策略。以探月三期月地高速再入返回飞行任务的设计为例,研究计算了对地月合影的拍摄相机、成像时刻与成像姿态,并利用在轨探测效果仿真系统进行了仿真验证。结果表明:该成像策略能够根据预定的天体合影的构图要求便捷地计算出拍摄条件,结果准确、角度偏差在1°范围内。该成像策略还成功应用于探月三期月地高速再入返回飞行器的实际任务中,在距离月球1.40×104 km和距离地球3.91×105 km处,获得了我国航天史上首张地月合影图像,为后续深空探测器在轨天体合影提供了参考依据。     

星敏感器星象模拟软件的研究

星敏感器是高精度姿态测量部件,广泛应用于各种航天器中,作用对象是空间恒星,成像过程涉及光学系统、CCD探测器及前端信号处理系统,最后输出惯性坐标系或地心坐标系下的姿态角.本文完成了对星敏感器成像过程的模拟,研制了星敏感器星像模拟软件,为星敏感器及其他类似航天器的性能评价提供了有效手段.     

基于CMOS相机的微卫星姿态确定算法研究

提出一种基于斜装CMOS相机与太阳敏感器组合实现微小卫星姿态确定的方法.针对相机视场有限的问题,采用斜装相机敏感地球局部边缘,推导了地球边缘的畸形校正公式以克服相机斜装与姿态控制误差引起的边缘成像畸变,并利用非线性最小二乘平差原理对地球局部边缘图像处理获得地心矢量.QUEST算法从地心与太阳2个矢量对中获得姿态最佳估计,并与卫星的姿态动力学组合滤波.仿真结果验证了该方案的可行性,精度可满足微卫星空间姿态测量的要求.     

大角度倾斜成像航空相机对地目标定位

针对大角度倾斜成像航空相机拍摄距离远,激光测距设备作用距离有限的问题,提出了一种不依赖距离测量设备的直接对地目标定位算法。依据载机POS测量的载机位置、姿态信息以及航空相机中位置编码器测量的框架角位置信息,利用齐次坐标变换的方法求解目标在大地坐标系下的指向,再利用地球椭球模型和数字高程模型确定目标点的经纬度信息。采用蒙特卡洛法仿真分析载机位置姿态测量误差及相机框架角位置误差对视轴指向精度的影响,相比于仅采用地球椭球模型的目标定位算法,该算法有效降低了地形起伏对目标定位影响,在目标区域地形起伏标准差大于10m时,大角度倾斜成像的定位精度明显提高。采用飞行试验数据验证了该目标定位算法的有效性,在飞行高度18 000m拍摄框架横滚角小于63°时,目标定位圆概率误差小于70m,可满足工程实际需要。     

大视场双目视觉传感器现场标定方法

针对大视场视觉测量应用,分析了摄像机和双目视觉传感器的数学模型,提出了一种基于基线尺的大视场双目视觉传感器标定方法。在测量空间内任意多次摆放基线尺,两摄像机拍摄基线尺图像。利用基本矩阵及基线尺上两特征点之间距离的约束,采用线性解和非线性优化方法结合同时估计摄像机的内部参数以及双目视觉传感器的结构参数。该标定方法操作简单,标定效率高,无需初始参数即可估计双目立体传感器的全部参数。实验结果表明该方法在6000mm×4500mm的范围内可以达到0.06mm的测量精度,适合双目立体视觉传感器的现场标定。     

基于机器视觉的齿形结构齿顶圆检测方法

齿形结构作为传动装置的关键零部件,齿顶圆的精确检测是后续装配的重要依据。在齿顶圆的视觉测量中,传统图像处理方法检测精度较低,齿形结构倾角过大时轮齿存在遮挡导致算法的鲁棒性差。针对上述问题,现提出基于机器视觉的齿形结构齿顶圆检测方法。首先基于自适应阈值的曲率尺度空间(CSS)技术对轮齿进行亚像素角点检测,其次采用超最小二乘法拟合齿顶椭圆,最后通过补偿准偏心误差优化椭圆参数。实验结果表明,该方法不仅可以提取包含全部轮齿图像的齿顶圆,对于轮齿存在遮挡的图像也能进行高精度检测,同时能够补偿透镜畸变产生的椭圆准偏心误差,齿顶圆圆心测量精度为0.056 mm,法向量测量精度为0.068°,满足齿形结构视觉测量要求。     

渐开线测量蜗杆误差补偿原理的研究

齿轮整体误差测量的实质是在测量蜗杆与被测齿轮单面啮合的基础上,对齿轮转角变异进行检测而获取误差信息。测量蜗杆的误差成为影响齿轮整体误差测量精度的关键因素。提出在测量蜗杆制造精度一定的前提下,对其误差进行补偿,成为解决问题的关键。以圆矢量函数为工具,推出了误差条件下的渐开螺旋面方程,并以啮合线为媒介,建立了测量蜗杆误差补偿的数学模型。     

高轨道准直式红外地球模拟器光学系统设计

为了提高红外地球敏感器的地面测试与标定精度,以地球模拟器能够精确达到技术指标为目的,对地球模拟器光学系统进行研究。在光学系统中将地球光阑放于锗准直透镜的焦平面附近,使得通过地球光阑的光入射到锗准直透镜后,以平行光出射到红外地球敏感器上。同时根据卫星在同步轨道、更高轨道和较低轨道所使用的红外地球敏感器地面标定试验的需求,采用更换地球光阑的方案,提供了三种不同的地球张角。计算结果表明,地球模拟器边缘处成像清晰,且三种不同轨道的地球张角误差均小于±0.05°。该方案设计的地球模拟器可准确在地面上模拟卫星在太空中所看到的地球,满足了地球模拟器的整体性能要求。     

星光制导中的凸多边形星图识别算法

提出了以凸多边形为基元、完全不依赖于星等的星图识别算法。首先,构造全部导航星的14°视场模式,共9 176个。然后逐一把这些视场中的导航星投影到像平面,得到一系列的点。依其坐标排序,采用由平面上的点生成凸多边形的算法,就能得到唯一的、以恒星为顶点的凸多边形。在导航星表中以凸多边形为储存单元,其内容为凸多边形的边和顶角。为此,设计了以导航星凸多边形和观测凸多边形之间距离最小为准则的识别算法。针对星光制导的导弹观星时间很短,提出了根据弹道生成弹上导航星表的方法,其导航星表只需存储30颗星的75个凸多边形。仿真结果表明:在任意视场中,基于凸多边形的星图识别成功率高于99%,并具有较强的鲁棒性。     

面向工件自动化装配的空间位姿柔性接触式测量方法研究

自动化装配精度极其依赖于自动化位姿测量精度。 目前常用的位姿测量方法基于非接触式测量方法,该方法随光照、 畸变等影响鲁棒性不高。 为提高位姿测量柔性和鲁棒性,本文提出一种基于接触式位姿测量方法,该方法基于多测针接触式测 量系统,通过解耦将位姿调节量转化为姿态、圆心、相位相互独立的测算量。 首先采用视觉引导方式构建视觉坐标系实现点位 测量路径自更新实现柔性测量,然后通过测量工件平面、圆周、孔位圆周获取坐标点位,最后采用最小二乘法拟合平面并将圆周 点位进行投影拟合圆心,求解定位孔圆心构成的向量空间夹角得到姿态、相位及圆心的调整量。 本文所述方法可以提高测量效 率,解耦调整方式大大降低了位姿联调的相互影响,提高了位姿测量的柔性和鲁棒性。 通过实验对本文所提方法的有效性进行 验证,实验结果表明:采用空间位姿柔性接触式测量方法进行测量后调整,其工件相对位置偏差在 0. 075 mm 以下,姿态角度偏 差在 0. 02°以下,相位角度偏差在 0. 055°以下。     

基于纯平移两视图几何的镜头畸变参数标定

针对摄像机镜头畸变对系统测量精度的影响,提出了基于纯平移两视图几何的镜头畸变参数标定方法。首先,分析了机器视觉测量中影响测量精度的主要畸变类型,建立了镜头非线性畸变模型。然后,利用射影几何及纯平移两视图几何的固有特性,构建了四组约束方程用于求解畸变参数。最后,针对大视场测量时标定板无法有效充满视场的问题,提出了利用四维电控平台对视场分区域拍摄多组纯平移运动图像的畸变参数标定流程,利用较小的靶标实现了大视场的镜头畸变参数标定。在实验室验证了本文提出的畸变校正方法的可行性。结果显示:提出的方法标定精度较高,标定后图像特征点连线的直线度误差减小了89%,标定精度及可靠性均满足机器视觉测量的要求。     

天宫二号紫外前向光谱仪大气临边高度计算

天宫二号紫外前向光谱仪是一种对全球中层大气进行大气痕量气体垂直分布探测的新型光谱仪,在对大气痕量气体进行反演中,需要高精度地计算观测大气的高度参数等几何位置参数。本文针对该光谱仪的几何成像特点,设计并提出了一种高精度的大气高度的计算方法。首先,计算传感器坐标系下的观测矢量;其次,利用平台的轨道参数、姿态及成像时间等成像几何参数,推导出传感器坐标系到地心固定坐标系的转换矩阵,同时将观测矢量转换到地心固定坐标系下;再次,以标准地球椭球体为基准,建立经过临边切点的虚拟椭球体模型,并计算切点的地理坐标;最后,依据切点坐标推导出切点的临边高度。与理论值对比分析,在相同地球临边高度对应的散射光谱幅亮度分布保持一致,并且与美国OMPS载荷反演的O3结果进行定位误差分析,高度误差小于1pixel,在2km范围内,从而验证了本文所提算法的可行性和正确性。     

采煤机截割高度测量模型与测量误差分析

采煤机截割高度的测量及其误差分析是实现综采工作面自动化的一项重要研究内容.本文针对机身姿态传感器和摇臂摆角传感器测量方案、机身姿态传感器和调高油缸位移传感器测量方案,分别建立了采煤机截割高度测量模型.利用函数误差公式,推导了测量误差模型.以MG1000/2660-WD型采煤机为例,分析了截割高度测量误差分别随俯仰角、摇...