本發(fā)明涉及一種基于激光成像雷達(dá)的非合作航天器相對(duì)位姿測(cè)量方法，尤其是一種適用于沒(méi)有明顯特征的非合作航天器的相對(duì)位姿測(cè)量。
背景技術(shù)：
：隨著空間技術(shù)不斷發(fā)展，各類航天器構(gòu)造越來(lái)越復(fù)雜，造價(jià)越來(lái)越昂貴。為節(jié)省航天任務(wù)費(fèi)用、延長(zhǎng)航天器工作壽命、提高靈活執(zhí)行任務(wù)能力，美國(guó)航空航天局、歐洲空間局等部門相繼開(kāi)展了針對(duì)空間飛行器，特別是已失效的具有非合作特征的航天器的操控任務(wù)，以期望實(shí)現(xiàn)可重復(fù)利用空間的在軌服務(wù)技術(shù)。傳統(tǒng)基于二維成像傳感器的測(cè)量系統(tǒng)由于作用距離短、受光照條件影響大等問(wèn)題制約了空間操控平臺(tái)靈活性，而激光成像雷達(dá)則由于受光照條件影響小、作用距離長(zhǎng)等優(yōu)勢(shì)，且能直接獲取高精度、高細(xì)節(jié)表征的三維點(diǎn)云信息，因此，為提高空間智能操控能力，自主完成空間服務(wù)任務(wù)，迫切需要突破針對(duì)激光成像雷達(dá)的非合作航天器相對(duì)位姿測(cè)量技術(shù)。現(xiàn)有的基于激光雷達(dá)載荷的相對(duì)導(dǎo)航技術(shù)主要針對(duì)遠(yuǎn)距離目標(biāo)（點(diǎn)目標(biāo)或小目標(biāo)）進(jìn)行測(cè)距和測(cè)角確定目標(biāo)的方位，目前尚未發(fā)現(xiàn)與本發(fā)明類似的針對(duì)近距離段的基于激光成像雷達(dá)的非合作航天器相對(duì)位姿測(cè)量技術(shù)相關(guān)的說(shuō)明或報(bào)道，也尚未收集到國(guó)內(nèi)類似的資料。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是空間操控中近距離非合作目標(biāo)相對(duì)導(dǎo)航問(wèn)題。本發(fā)明的目的在于提供一種基于激光成像雷達(dá)的非合作航天器相對(duì)位姿測(cè)量方法。利用本發(fā)明可解決傳統(tǒng)基于二維成像傳感器的測(cè)量系統(tǒng)存在環(huán)境適應(yīng)性差、作用距離短問(wèn)題，可實(shí)現(xiàn)對(duì)任意構(gòu)型的空間非合作航天器位置姿態(tài)測(cè)量，滿足空間操控中近距離非合作目標(biāo)相對(duì)導(dǎo)航任務(wù)需求。為了達(dá)到上述發(fā)明目的，本發(fā)明提供了一種基于激光成像雷達(dá)的非合作航天器相對(duì)位姿測(cè)量方法,該方法主要采用激光成像雷達(dá)作為載荷，主要步驟如下:步驟1，根據(jù)非合作航天器模型建立精密點(diǎn)云模型庫(kù)將已知構(gòu)型的非合作航天器（一般以CAD模型形式表征）通過(guò)UGSNX7.0軟件進(jìn)行表面網(wǎng)格劃分，生成由不同點(diǎn)云密度構(gòu)成的點(diǎn)云模型數(shù)據(jù)庫(kù)。步驟2，根據(jù)激光成像雷達(dá)獲取可視部位點(diǎn)云數(shù)據(jù)根據(jù)任務(wù)需求，合理設(shè)計(jì)激光成像雷達(dá)參數(shù)，然后通過(guò)激光成像雷達(dá)對(duì)非合作航天器可視部位成像獲得可視部位三維點(diǎn)云數(shù)據(jù)。步驟3，可視部位點(diǎn)云數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理主要通過(guò)雙邊濾波算法過(guò)濾掉孤立點(diǎn)和混雜點(diǎn)，得到無(wú)噪聲影響的點(diǎn)云數(shù)據(jù)。步驟4，將可視部位點(diǎn)云數(shù)據(jù)與精密點(diǎn)云模型數(shù)據(jù)進(jìn)行粗配準(zhǔn)通過(guò)計(jì)算每個(gè)點(diǎn)處的法向量、主曲率以及相應(yīng)的主方向向量，應(yīng)用相似性度量原理實(shí)現(xiàn)可視部位點(diǎn)云數(shù)據(jù)與點(diǎn)云密度間隔最小的精密點(diǎn)云進(jìn)行粗配準(zhǔn)，確定初始位置姿態(tài)。步驟5，采用ICP算法進(jìn)行點(diǎn)云精配準(zhǔn)確定最優(yōu)相對(duì)位置姿態(tài)根據(jù)初始位姿，判斷激光成像雷達(dá)距離目標(biāo)的大致距離，然后自適應(yīng)選擇模型庫(kù)中相應(yīng)密度的點(diǎn)云，利用ICP算法進(jìn)行高精度配準(zhǔn)得到最優(yōu)的相對(duì)位置姿態(tài)。本發(fā)明帶來(lái)以下有益效益：本發(fā)明中提出的一種基于激光成像雷達(dá)的非合作航天器相對(duì)位姿測(cè)量方法合理可行，通過(guò)建立點(diǎn)云數(shù)據(jù)庫(kù)，合理選擇待配準(zhǔn)點(diǎn)云，使得測(cè)量方法具有抗干擾能力強(qiáng)、魯棒性好、相對(duì)位置姿態(tài)測(cè)量精度高的優(yōu)勢(shì)，適用于沒(méi)有明顯特征的任意構(gòu)型的非合作航天器相對(duì)位置姿態(tài)測(cè)量，可滿足空間操控中近距離非合作目標(biāo)相對(duì)導(dǎo)航任務(wù)需求。與此同時(shí)，該技術(shù)方法還可拓展應(yīng)用至目標(biāo)三維重構(gòu)、翻滾目標(biāo)運(yùn)動(dòng)特性估計(jì)等方面，因此，具有較為廣闊的前景收益，為我國(guó)后續(xù)實(shí)施工程應(yīng)用提供重要參考依據(jù)。附圖說(shuō)明圖1為本發(fā)明一種基于激光成像雷達(dá)的非合作航天器相對(duì)位姿測(cè)量方法的步驟圖；圖2為本發(fā)明一具體實(shí)施例中復(fù)雜構(gòu)型航天器模型圖；圖3為本發(fā)明一具體實(shí)施例中復(fù)雜構(gòu)型航天器模型網(wǎng)格劃分后效果圖；圖4為本發(fā)明一具體實(shí)施例中復(fù)雜構(gòu)型航天器可視部位成像效果圖；圖5為本發(fā)明一具體實(shí)施例中復(fù)雜構(gòu)型航天器點(diǎn)云配準(zhǔn)效果圖。具體實(shí)施方式在下面的描述中闡述了具體細(xì)節(jié)以便于充分理解本發(fā)明。但是本發(fā)明能夠以很多不同于在此描述的其它方式來(lái)實(shí)施，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以在不違背本發(fā)明內(nèi)涵的情況下做類似推廣，因此本發(fā)明不受下面公開(kāi)的具體實(shí)施的限制。其次，本發(fā)明利用示意圖進(jìn)行詳細(xì)描述，在詳述本發(fā)明實(shí)施例時(shí)，為便于說(shuō)明，所述示意圖只是實(shí)例，其在此不應(yīng)限制本發(fā)明保護(hù)的范圍。本發(fā)明提供一種基于激光成像雷達(dá)的非合作航天器相對(duì)位姿測(cè)量方法,通過(guò)激光成像雷達(dá)獲取非合作航天器可視部位點(diǎn)云數(shù)據(jù)，然后利用點(diǎn)云預(yù)處理、點(diǎn)云粗配準(zhǔn)和精配準(zhǔn)精度實(shí)現(xiàn)非合作航天器的相對(duì)位置姿態(tài)估計(jì)。下面結(jié)合實(shí)施例介紹本發(fā)明的應(yīng)用過(guò)程。如圖1所示為本發(fā)明提出的一種基于激光成像雷達(dá)的非合作航天器相對(duì)位姿測(cè)量方法的步驟圖。該方法包括如下的步驟：步驟1，根據(jù)非合作航天器模型建立精密點(diǎn)云模型庫(kù)將已知構(gòu)型的非合作航天器（一般以CAD模型形式表征）通過(guò)UGSNX7.0軟件進(jìn)行表面網(wǎng)格劃分，生成由不同點(diǎn)云密度構(gòu)成的點(diǎn)云模型數(shù)據(jù)庫(kù)。步驟2，根據(jù)激光成像雷達(dá)獲取可視部位點(diǎn)云數(shù)據(jù)根據(jù)任務(wù)需求，合理設(shè)計(jì)激光成像雷達(dá)參數(shù)，然后通過(guò)激光成像雷達(dá)對(duì)非合作航天器可視部位成像獲得可視部位三維點(diǎn)云數(shù)據(jù)。步驟3，可視部位點(diǎn)云數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理主要通過(guò)雙邊濾波算法過(guò)濾掉孤立點(diǎn)和混雜點(diǎn)，得到無(wú)噪聲影響的點(diǎn)云數(shù)據(jù)。步驟4，將可視部位點(diǎn)云數(shù)據(jù)與精密點(diǎn)云模型數(shù)據(jù)進(jìn)行粗配準(zhǔn)通過(guò)計(jì)算每個(gè)點(diǎn)處的法向量、主曲率以及相應(yīng)的主方向向量，應(yīng)用相似性度量原理實(shí)現(xiàn)可視部位點(diǎn)云數(shù)據(jù)與點(diǎn)云密度間隔最小的精密點(diǎn)云進(jìn)行粗配準(zhǔn)，確定初始位置姿態(tài)。步驟5，采用ICP算法進(jìn)行點(diǎn)云精配準(zhǔn)確定最優(yōu)相對(duì)位置姿態(tài)根據(jù)初始位姿，判斷激光成像雷達(dá)距離目標(biāo)的大致距離，然后自適應(yīng)選擇模型庫(kù)中相應(yīng)密度的點(diǎn)云，利用ICP算法進(jìn)行高精度配準(zhǔn)得到最優(yōu)的相對(duì)位置姿態(tài)。如圖2所示為某復(fù)雜構(gòu)型航天器目標(biāo)模型構(gòu)型圖，航天器尺寸較大，約為30*30*5m，整個(gè)模型主要由柱形結(jié)構(gòu)連接而成。如表2所示為根據(jù)任務(wù)需求設(shè)計(jì)激光成像雷達(dá)參數(shù)，這里為說(shuō)明算法的有效性，采用光線追蹤法仿真生成激光成像雷達(dá)可視部位點(diǎn)云數(shù)據(jù)。如圖3所示為對(duì)復(fù)雜構(gòu)型航天器利用網(wǎng)格劃分技術(shù)生成間隔為5mm的點(diǎn)云數(shù)據(jù)效果，共計(jì)203873個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)。根據(jù)任務(wù)需求，這里共仿真生成10組點(diǎn)云模型數(shù)據(jù)。如圖4所示為采用光線追蹤法模擬激光成像雷達(dá)仿真生成的可視部位點(diǎn)云效果圖。如圖5所示為作用距離為54.4931米處點(diǎn)云配準(zhǔn)效果。如表3所示不同作用距離下解算得到的相對(duì)位置姿態(tài)誤差。從結(jié)果中可以看出，位置誤差在0.12m以內(nèi)，姿態(tài)誤差在0.5°以內(nèi)，可滿足繞復(fù)雜飛行器任意指定部位進(jìn)行繞飛/懸停/逼近過(guò)程中的相對(duì)導(dǎo)航任務(wù)需求。因此，本發(fā)明專利提供的基于激光成像雷達(dá)的非合作航天器相對(duì)位姿測(cè)量方法合理可行，測(cè)量結(jié)果精度較高，算法魯棒性好，抗干擾能力強(qiáng)，可實(shí)現(xiàn)對(duì)沒(méi)有明顯特征的任意構(gòu)型的非合作航天器相對(duì)位置姿態(tài)測(cè)量。表2激光成像雷達(dá)設(shè)計(jì)參數(shù)表3不同作用距離下相對(duì)位置姿態(tài)解算結(jié)果作用距離(m)誤差dX(m)誤差dY(m)誤差dZ(m)滾動(dòng)角誤差（O）俯仰角誤差（O）偏航角誤差（O）312.50180.0879548-0.01837680.01991130.05906950.1732890.0696192204.3189-0.0105757-0.004338-0.00833062-0.0162187-0.2410580.168197169.40580.0161048-0.00298844-0.003614610.0540593-0.1080410.177106103.72670.0154477-0.0240305-0.004886690.08521080.004002620.022285682.36080.0104428-0.0265139-0.003429480.0519882-0.04790320.04437754.4931-0.00093640.00317612-0.01234250.0815211-0.00594417-0.028998428.2864-0.0648431-0.0198165-0.0229579-0.219054-0.3193-0.23279319.3470-0.107635-0.0688704-0.0387707-0.475105-0.49222-0.421067當(dāng)前第1頁(yè)1 2 3