基于光流和运动核估计的航天器姿态运动参数估计方法

The information of spacecraft attitude, including its attitude and orientation, rotation angle and angular motion parameters, etc. is very important to the success of the mission. It is also the basic for spacecraft attitude and orbit control. The project intends to solve problems of spacecraft attitude determination without gyros, study the method of spacecraft attitude motion parameters determination using optical flow and fuzzy kernel based on images obtained by star sensors. On the one hand these studies can provide a new approach for spacecraft attitude motion parameters obtainment, on the other hand these studies also can be used as a backup and supplement for the conventional methods. The focus of this project is the exploration and research of spacecraft attitude motion parameters determination method using optical flow of sequential star images and fuzzy kernel estimation of trailing star image by long exposure. Furthermore, the theory basic of these two methods are also studied, including the state choosing, the state model creation and filter method considering both attitude and attitude error constraints and the spacecraft attitude motion parameters determination method using Markley variables and star point tracking.

高精度的姿态确定是对航天器进行精确控制的前提，本项目拟针对无陀螺条件下的航天器姿态运动参数，包括旋转轴，旋转角速度，旋转角加速度等的确定问题，探索利用星敏感器和星点跟踪、光流法和运动核估计等图像处理技术的航天器运动参数确定方法，一方面可为航天器的运动参数获取提供一个新的途径，另一方面也可作为常规方法的备份和补充。由于不论采用何种测量原理和观测信息，测量误差均不可避免，因此本项目拟采用滤波方法对姿态运动参数进行估计，因此本项目首先需要建立同时满足姿态和姿态误差约束条件的状态模型，在此基础上首先完成基于Markley变量和传统的星点跟踪的航天器姿态运动参数在线估计方法，在此基础上重点探索和研究将光流法用于连续星图的处理，通过获取的光流矢量获得航天器姿态运动参数估计方法和利用长时曝光拖尾星图上留下的运动信息，通过估计运动核（模糊核）获得的航天器姿态运动参数的方法。

航天器在执行飞行任务时，对其指向、旋转角度和角速度等姿态运动参数有精确的要求，航天器姿态运动参数确定的精度直接决定了姿态控制的精度，并最终决定了整个航天任务的寿命。目前航天器主要的姿态确定方法是靠陀螺获得姿态运动的角速度或角加速度，靠星敏感器获得相对惯性空间的绝对姿态角。但陀螺寿命通常较短、故障率高，因此需要研究不依赖陀螺的角速度确定方法。本项目就是针对上述问题探索了利用星敏感器获得的星图，通过图像处理技术，实现航天器姿态运动参数确定新方法。具体研究内容包括：满足姿态和姿态误差约束条件的状态模型及滤波方法、基于Markley变量和星点跟踪的航天器姿态运动参数在线估计方法、基于星图光流法的航天器姿态运动参数估计方法、基于模糊星图的航天器角速度估计方法和基于光流的INS/VNS和INS/VNS/CNS组合导航方法。其中，基于星图光流法的航天器姿态运动参数估计方法主要用于低动态条件的自旋稳定卫星和三轴稳定卫星，该方法充分利用了Markley变量在自旋卫星姿态估计方面的优势，并且仅使用一个星敏感器就能获得高精度姿态参数。应用风云二号轨道数据仿真结果表明，在星敏感器精度为3″时，该方法自旋轴估计精度为0.02°，自旋角速度的估计精度可达到10-4 (°)/s数量级。基于模糊星图的航天器角速度估计方法主要用于高动态条件下的航天器，仿真结果表明，在当航天器角速度为三轴正弦转动的情况下，该方法的非光轴方向的角速度估计精度可达到0.01°/s，光轴方向的角速度估计误差为0.06°/s，相比轨迹线性化后提取量测量进行角速度估计的方法，该方法的三轴角速度估计精度分别提升了90.8%，91.6%和66.0%。.本项目共发表论文19篇，其中SCI收录17篇，Q1区论文11篇。培养博士生1名；硕士生3名；培养的研究生中1人获国家研究生奖学金。项目负责人于2017年获得国家优秀青年科学基金。“航天器新型自主天文导航系统关键技术及应用”获2018教育部技术发明一等奖。