一种用于航天器表面巡视的导航装置及方法
【专利摘要】本发明实施例公开了一种用于航天器表面巡视的导航装置及方法，涉及航天在轨服务技术领域，实现巡检器相对导航和目标航天器表面结构检测复用。以目标航天器的轨道坐标系为导航坐标系；利用惯性测量单元输出的加速度和角速度信息进行纯惯导积分推算，计算相对于导航坐标系的姿态、位置和速度等导航参数；利用三角法测量航天器的外形点云数据，利用惯导短时高精度的特点和线激光三角测量器的安装参数，将外形点云数据换算到本体坐标系下；将目标航天器已知的外形结构数据与实测的外形点云数据配准，计算巡检器相对于导航坐标系的姿态和位置；通过卡尔曼滤波将测得的姿态和位置，与惯性导航系统计算出的导航信息进行融合，得到精确的导航参数。
【专利说明】
-种用于航天器表面巡视的导航装置及方法
技术领域
[0001] 本发明设及航天在轨服务技术领域，尤其设及一种用于航天器表面巡视的导航装 置及方法。
【背景技术】
[0002] 随着航天技术的发展，空间站、大型卫星等在轨大型航天器日益增多。由于大型航 天器在轨运行时间长，容易遭受微流星等空间物体撞击导致损伤，为了减少大型航天器的 运行风险，需要快速及时地发现大型航天器的外部表面异常，并进行维护。
[0003] 目前，大型航天器的外壳维护检测主要通过微型舱外机器人相机，其使用氮气推 进器作为动力在航天器表面运动，W便于帮助宇航员及地面工作人员在执行任务的过程中 观察到航天器的外部情况。运类微型舱外机器人相机主要采用差分GI^接收机进行定位，并 利用巧螺仪实现在空间中的姿态稳定。但是，在差分GPS定位的过程中，由于多径反射等因 素，只能够保证定位精度在米级，并且在没有GPS信号覆盖的GEO等轨道上，无法使用该定位 方式，限制了微型舱外机器人相机的可用轨道。
【发明内容】
[0004] 本发明的实施例提供一种用于航天器表面巡视的导航装置及方法，能够利用大型 航天器的表面结构特征信息实现导航定位，并降低巡检器的复杂度的同时提高巡检器的功 能密度，且降低成本。
[0005] 为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案：
[0006] 第一方面，本发明的实施例提供一种用于航天器表面巡视的导航装置，所述装置 安装在巡检器上，所述巡检器用于在目标航天器表面漂移W实现巡检功能；
[0007] 所述装置包括:惯性测量单元（IMU)、线激光=角测量器和导航计算机，所述线激 光=角测量器由红外线激光器、相机和滤波片组成；
[000引所述惯性测量单元，用于测量所述巡检器的加速度和角速度信息，并根据所述巡 检器的加速度和角速度信息通过惯性积分推算，得到相对于导航坐标系的导航参数，所述 导航参数包括:所述巡检器的姿态参数、位置参数和速度参数，所述导航坐标系为所述目标 航天器的轨道坐标系；
[0009] 所述线激光=角测量器，用于通过=角法周期性测量所述目标航天器表面结构的 点云数据；
[0010] 所述红外线激光器用于投射到目标航天器表面，形成红外激光线光斑；
[0011] 所述滤光片用于滤除可见光，通过红外光；
[0012] 所述相机用于对目标航天器表面的红外激光线光斑进行成像；
[0013] 所述导航计算机，用于采集惯性测量单元的加速度与角速度信息，线激光=角测 量器中相机输出的图像信息，并进行数据处理。第二方面，本发明的实施例提供一种用于航 天器表面巡视的导航方法，测量所述巡检器的加速度和角速度信息，并根据所述巡检器的 加速度和角速度信息通过惯性积分推算，得到相对于导航坐标系的导航参数，所述导航参 数包括:所述巡检器的姿态参数、位置参数和速度参数，所述导航坐标系为所述目标航天器 的轨道坐标系.
[0014] 通过=角法周期性测量所述目标航天器表面结构的点云数据；
[0015] 控制线激光=角测量器的红外线激光器投射到目标航天器表面，形成红外激光线 光斑，线激光=角测量器中的滤光片用于滤除可见光，通过红外光，相机用于对目标航天器 表面的红外激光线光斑进行成像；
[0016] 采集惯性测量单元的加速度与角速度信息，线激光=角测量器中相机输出的图 像信息，并进行数据处理。本发明实施例提供的用于航天器表面巡视的导航装置及方法，利 用线激光=角测量得到空间站外表面的局部外形的点云数据，并计算出在本体坐标系中的 结构特征与已知的外形结构计算出两者之间的相对位姿关系，从而实现巡检器的导航测 量。相对于现有技术中通过GI^信号进行定位的方案，本发明实施例的导航过程能减少对卫 星导航系统的依赖，并且不限制于在低轨上使用。并且通过线激光=角测量还可W检测目 标航天器的表面结构，从而达到导航和表面结构检测复用的目的，在降低巡检器的简单复 杂度的同时提高巡检器的功能密度。且导航装置中的惯性测量单元(IMU)、线激光=角测量 器和导航计算机皆可采用的工业元件，成本低廉。
【附图说明】
[0017] 为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的 附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领 域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可W根据运些附图获得其它的附 图。
[0018] 图1为本发明实施例提供的用于航天器表面巡视的导航装置的结构示意图；
[0019] 图2为本发明实施例提供的线激光=角测量器的结构示意图；
[0020] 图3为本发明实施例提供的线激光=角测量原理的具体实例示意图；
[0021] 图4为本发明实施例提供的用于航天器表面巡视的导航方法的流程图；
[0022] 图5为本发明实施例提供的导航装置在运行过程中的执行流程示意图。
【具体实施方式】
[0023] 为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方 式对本发明作进一步详细描述。下文中将详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示 例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类 似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能 解释为对本发明的限制。本技术领域技术人员可W理解，除非特意声明，运里使用的单数形 式''一"、''一个"、''所述"和''该"也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本发明的说明书 中使用的措辞"包括"是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除 存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解， 当我们称元件被"连接"或"禪接"到另一元件时，它可W直接连接或禪接到其他元件，或者 也可W存在中间元件。此外，运里使用的"连接"或"禪接"可W包括无线连接或禪接。运里使 用的措辞"和/或"包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。本技术领域 技术人员可W理解，除非另外定义，运里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有 与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用 字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且 除非像运里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
[0024] 本发明实施例提供一种用于航天器表面巡视的导航装置，所述装置安装在巡检器 上，所述巡检器用于在目标航天器表面漂移。如图1所述，所述装置包括：惯性测量单元 (IMU)、线激光=角测量器和导航计算机，所述线激光=角测量器由红外线激光器、相机和 滤波片组成。其中相机可W采用通常的工业相机，所述线激光=角测量器由红外线激光器、 相机和滤波片安装在与惯性测量单元（IMU)相连的基础框架上，比如图2所述的。所述装置 安装在巡检器上，所述巡检器用于在目标航天器表面漂移W实现巡检功能；
[0025] 所述装置包括:惯性测量单元（IMU)、线激光=角测量器和导航计算机，所述线激 光=角测量器由红外线激光器、相机和滤波片组成；
[0026] 所述惯性测量单元，用于测量所述巡检器的加速度和角速度信息，并根据所述巡 检器的加速度和角速度信息通过惯性积分推算，得到相对于导航坐标系的导航参数，所述 导航参数包括:所述巡检器的姿态参数、位置参数和速度参数，所述导航坐标系为所述目标 航天器的轨道坐标系；
[0027] 所述线激光=角测量器，用于通过=角法周期性测量所述目标航天器表面结构 的点云数据；
[00%]所述红外线激光器用于投射到目标航天器表面，形成红外激光线光斑；
[0029] 所述滤光片用于滤除可见光，通过红外光；
[0030] 所述相机用于对目标航天器表面的红外激光线光斑进行成像；
[0031] 所述导航计算机，用于采集惯性测量单元的加速度与角速度信息，线激光=角测 量器中相机输出的图像信息，并进行数据处理。
[0032] 所述惯性测量单元，具体用于：
[0033] 获取所述目标航天器的轨道坐标系作为所述导航坐标系；
[0034] 并利用加速度计和巧螺测量所述巡检器的加速度信息和角速度信息；
[0035] 再根据所述巡检器相对于所述导航坐标系的导航方程，计算所述巡检器的姿态参 数和位置参数，所述导航方程包括：
[0036]
[0037] 其中，P表示巡检器的位置，梦表示巡检器的速度，肖是巡检器的加速度，
n是轨道角速率
q表示巡检器相对于导航坐标系的姿态四元数，Ct表示对应的 姿态矩阵，錢是巧的转置矩阵，即
表示加速度计漂移的估计值，fE = f + fb + f E，f表示加速度真值，打表示加速度计漂移，ft表示加速度计测量噪声，?表示巧螺漂移的 估计值，《。二《 + ? b+ ? E，《表示角速度真值，《 b表示巧螺漂移，《 E表示巧螺测量噪声。
[0038] 所述线激光S角测量器，具体用于：
[0039] 建立测量坐标系，在所述测量坐标系中，A点为坐标轴原点，AO为X轴，垂直于平面 AO〇/的轴为y轴，A0'为Z轴；
[0040] 在所述巡检器在所述目标航天器表面漂移的过程中，根袁
得到所述点云数据中各个点在测量坐标系中的坐标，其中，S表 示激光器光束端面与被测物体表面基准面REF的垂直距离，do表示00 '的距离，f表示相机焦 距，A表示被测物体距离基准面的距离，0表示激光束与00 '的夹角，S表示成像点偏移的位 移距离
表示激光照射线MO:点的坐标，h表示该点和0点在成像 平面上的像点在成像平面上的垂直距离；
[0041] 得到单次测量的点云坐标数据，点云坐标数据描述在所述测量坐标系中。
[0042] 巡检器在目标航天器表面漂移时，根据权利要求3所述方法，重复m次测量。计算巡 检器测量坐标系在m次测量时刻之间的相对位置和相对姿态，将m次测量得到的点云坐标数 据归算到同一测量坐标系下，根据线激光=角测量装置在巡检器中的安装方位关系，进一 步将所述点云坐标数据换算到巡检器本体坐标系中，该点云数据集记为Q。
[0043] 所述导航计算机，还用于根据所述目标航天器的外形结构数据和所述点云数据集 Q，计算得到所述巡检器相对于所述导航坐标系的姿态观测值和位置观测值，其中，所述巡 检器附近的目标航天器表面区域的源点云数据集为P，所述导航计算机，具体用于通过ICP 算法，计算将P变换到Q的姿态旋转矩阵R和平移矢量T，其中的迭代计算步骤包括:对Q中的 每一个数据点，从P中通过计算找到距离最近的点，组成对应点集D，从而建立了两个点集的 对应关系；并通过最小化目标函数
计算出R和T，Di为点集D中的 一个点，Qi是点集Q中的一个点；再利用计算得到的R和T，对源点云数据集P进行更新，计算 方法是RP巧，得到新的源点云数据集P，用于寻找对应点集D;重复该迭代计算步骤，直至目 标函数d小于一定的阔值，或者迭代次数达到一定次数，并计算得到R和T，与R对应的姿态四 元数记为Sp，所述巡检器相对于导航坐标系的姿态观测值为
.同时计算对应的 旋转矩阵R(qc)，所述巡检器相对于导航坐标系的位置观巧帷为化= p+R(Qc)Tt。
[0044] 所述导航计算机，还用于W所述姿态观测值和所述位置观测值作为观测值，利用 扩展卡尔曼滤波器算法对状态矢量的精确估计并输出导航参数，所述状态矢量包括所述巡 检器的位置参数、速度参数、姿态参数、巧螺漂移估计值和加速度计漂移估计值。
[0045] 利用IMU测量巡检器的加速度和角速度信息，其测量值分别记为f。和CO。。考虑到 IMU中的加速度计和巧螺的测量误差，则设计公式(1)和(2):
[0046] fc = f+fb+fe (1)
[0047] O C= W + O b+ W e (2)
[0048] 针对打和《 b可W分别通过建模得到公式(3)和(4):
[0049]
[(K)加]
[0化1] 徘一击但至||的百航市巧包巧.
[0化2] 5)
[0化3]
[0化4] 其中，P表示巡检器的位置，捧表示巡检器的速度，
n是轨道角速率，
.3
q表示巡检器相对于导航坐标系的姿态四元数，巧.表示对应的姿态矩 阵，Cg是踐的转置矩阵，目[
E表示加速度计漂移的估计值，f表示加速度真值， 打表示加速度计漂移，ft表示加速度计测量噪声，表示巧螺漂移的估计值，《表示角速度 真值，W读示巧螺漂移，《6表示巧螺测量噪声。
[0055] 基于导航方程(5)和(6)表示惯性积分在轨道坐标系下的实现形式，并可利用数值 积分算法在短时间内推算巡检器在轨道坐标系内的姿态、位置和速度等导航参数。
[0056] 在本实施例中，线激光=角测量原理如图3左图所述，首先利用红外线激光束照射 在物体上，相机经过红外滤波片滤除可见光后，对投射在物体上的红外激光束进行成像，物 体远近不同，激光束在成像平面上的成像位置也不同，从而计算出各个点在测量坐标系中 的坐标。所述线激光=角测量器，具体用于：
[0057] 建立测量坐标系，在所述测量坐标系中，A点为坐标轴原点，AO为X轴，垂直于平面 A0(y的轴为y轴，A0'为Z轴。
[005引在所述巡检器在所述目标航天器表面漂移的过程中，根据
得到所述点云数据中各个点在测量坐标系中的坐标。 ;，
[0059] 其中，在图3左图AO〇/平面内的几何关系如图3右图所述，则相应的几何关系是
S表示激光器光束端面与被测物体表面基准面REF的垂直距离，do表示 00 '的距离，f表示相机焦距，A表示被测物体距离基准面的距离，0表示激光束与00 '的夹 角，S表示成像点偏移的位移距离，
表示激光照射线MO:点的坐 标，h表示该点和0点在成像平面上的像点在成像平面上的垂直距离。并根据各个点在测量 坐标系中的坐标，得到所述点云数据中的各个点在所述本体坐标系中的坐标，例如：当得到 某点在测量坐标系中的坐标后，可W利用在地面精确标定的测量坐标系与巡检器本体坐标 系之间的关系，计算得到某点在本体坐标系中的坐标。
[0060] 本发明实施例提供的用于航天器表面巡视的导航装置，利用线激光=角测量得到 空间站外表面的局部外形的点云数据，并计算出在本体坐标系中的结构特征与已知的外形 结构计算出两者之间的相对位姿关系，从而实现巡检器的导航测量。本发明实施例的导航 过程摆脱了对卫星导航系统的依赖，并不受限于在低轨使用。并且通过线激光=角测量还 可W检测目标航天器的表面结构，从而达到导航和表面结构检测复用的目的，在降低巡检 器的简单复杂度的同时提高巡检器的功能密度。且导航装置中的惯性测量单元(IMU)、线激 光=角测量器和导航计算机皆可采用的工业元件，成本低廉。
[0061] 本发明实施例还提供一种如图4所述的用于航天器表面巡视的导航方法，用于上 述安装在巡检器上的导航装置，所述巡检器用于在目标航天器表面漂移，所述导航装置包 括:惯性测量单元（IMU)、线激光=角测量器和导航计算机，所述线激光=角测量器由红外 线激光器、相机和滤波片组成。其中相机可W采用通常的工业相机。
[0062] 所述方法包括：
[0063] SU
[0064] 所述惯性测量单元测量所述巡检器的加速度和角速度信息，并根据所述巡检器的 加速度和角速度信息通过惯性积分推算，得到相对于导航坐标系的导航参数。
[0065] 其中，所述导航参数包括:所述巡检器的姿态参数、位置参数和速度参数，所述导 航坐标系为所述目标航天器的轨道坐标系。在本实施例中，步骤Sl具体包括：
[0066] 获取所述目标航天器的轨道坐标系作为所述导航坐标系。
[0067] 测量所述巡检器的加速度信息和角速度信息。
[0068] 根据所述巡检器相对于所述导航坐标系的导航方程，获取所述巡检器的姿态参数 和位置参数，所述导航方程包括：
[0069]
[0070] 其中，P表示巡检器的位置，#表示巡检器的速度
n是轨道角速率，
[007 .， q表示巡检器相对于本体坐标系的姿态四元数，钱表示对应的姿态矩
, 阵，Cl是Cg的转置矩阵，目I
耗表示加速度计测量偏差的估计值，f表示加速度真 值，fb表示加速度计漂移，ft表示加速度计测量噪声，Sfe::表示巧螺测量偏差的估计值，《表 示角速度真值，Wb表示巧螺漂移，W E表示巧螺测量噪声，fc； = f+fb + fE，《。二《 + E。
[0072] S2、所述线激光=角测量器通过=角法测量所述目标航天器的点云数据
[0073] 在本实施例中，步骤S2具体包括：
[0074] 建立测量坐标系，在所述测量坐标系中，A点为坐标轴原点，AO为X轴，垂直于平面 AO〇/的轴为y轴，A0'为Z轴。
[0075] 在所述巡检器在所述目标航天器表面漂移的过程中，根据
得到所述点云数据中各个点在测量坐标系中的坐标，其中，S表 ， 示激光器光束端面与被测物体表面基准面REF的垂直距离，do表示00 '的距离，f表示相机焦 距，A表示被测物体距离基准面的距离，0表示激光束与00 '的夹角，S表示成像点偏移的位 移距离
表示激光照射线MN上点的坐标，h表示该点和0点在成像 平面上的像点在成像平面上的垂直距离。
[0076] S3、所述导航计算机统计指定时间内测量得到的点云数据，记录至同一测量坐标 系
[0077] 其中，所述测量坐标系选为所述指定时间内所述线激光=角测量器在最后一个周 期进行测量时所对应的本体坐标系。在本实施例中，由于线激光=角测量器一次只能测量 一条激光线上的点云数据，但是目标航天器已知的外形结构数据与实测的点云数据进行配 准时需要一片点云数据，W提高配准成功率和配准精度。因此在通过人工操作或是自动巡 航，使巡检器在目标航天器表面同时发生位移变化和姿态变化，所W需要利用惯性导航系 统短时高精度的特点，并将多次测量的点云数据统一到同一个测量坐标系下。例如：
[0078] 巡检器连续进行了 m次线激光=角测量，将第i次测量的第j个点在巡检器测量坐 标系中的坐标记为4。
[0079] 将一共m次线激光S角测量时的点云坐标都转换到最后一次（即第m次的）的线激 光=角测量时的测量坐标系中去，记第i次测量时的测量坐标系到第m次测量时的测量坐标 系之间的姿态转换矩阵为巧"，记第i次测量时的测量坐标系原点在第m次测量时的测量坐 标系中的坐标值为XI。并依提
悔多次测量的点云数据转换到第m次线激光 =角测量时的测量坐标系中，其中，Cf和Xi由捷联惯性导航系统在短时间内的推算运算得 到的。
[0080] 根据线激光=角测量装置在巡检器中的安装方位关系，进一步将所述点云坐标数 据换算到巡检器本体坐标系中。
[0081] S4、根据所述目标航天器的外形结构数据和所述点云数据集，计算得到所述巡检 器相对于所述导航坐标系的姿态观测值和位置观测值
[0082] 在本实施例中，由于目标航天器的表面结构特征是已知的，并且惯性导航系统也 能提供在第m次测量时的预报的姿态q和位置P，因此可W生成巡检器附近的源点云数据集 为P，并将测量的点云数据集记为Q。
[0083] 导航计算机具体可W采用ICP算法，将P变换到Q的姿态旋转矩阵R和平移矢量T，其 中的迭代计算步骤包括：
[0084] 1、对Q中的每一个数据点，从P中通过计算找到距离最近的点，组成对应点集D，从 而建立了两个点集的对应关系；
[0085] 2、通过最小化目标函数
计算出R和T，化为点集D中的一 个点，Qi是点集Q中的一个点；
[0086] 3、利用计算得到的R和T，对源点云数据集P进行更新，计算方法是RP巧，得到新的 源点云数据集P，用于寻找对应点集D;
[0087] 4、重复步骤1~3,直到目标函数d小于一定的阔值，或者迭代次数达到一定次数， 则计算终止，则最终计算得到的R巧T，与R对应的姿态四元数记为邮。由此得到，巡检器相对 于本体坐标系的姿态观测值关
司时计算对应的旋转矩阵R(Qc)，所述巡检器相 对于导航坐标系的位置观测值为化= P+R(Qc)Tt。。
[0088] S5、W所述姿态观测值和所述位置观测值作为观测值，对状态矢量进行估计计算 并得到输出参数。
[0089] 其中，所述输出参数包括用于所述巡检器导航控制的位置参数、速度参数和姿态 参数。
[0090] 举例来说，如图1所述的导航装置在运行过程中的执行流程可W如图5所述。可W 基于公式(3)、（4)、（5)和(6)作为状态方程，状态矢量表示为
I航计算机 通过点云配准等过程计算出的巡检器相对于本体坐标系的姿态qc和位置Pc作为观测值，利 用通常的扩展卡尔曼滤波器算法实现对状态矢量的精确估计，从而得到位置、速度、姿态等 导航参数。
[0091] 具体的，上述执行流程也可W实现为：
[0092] 测量所述巡检器的加速度和角速度信息，并根据所述巡检器的加速度和角速度信 息通过惯性积分推算，得到相对于导航坐标系的导航参数，所述导航参数包括:所述巡检器 的姿态参数、位置参数和速度参数，所述导航坐标系为所述目标航天器的轨道坐标系;并通 过=角法周期性测量所述目标航天器表面结构的点云数据;再控制线激光=角测量器的红 外线激光器投射到目标航天器表面，形成红外激光线光斑，线激光=角测量器中的滤光片 用于滤除可见光，通过红外光，相机用于对目标航天器表面的红外激光线光斑进行成像;之 后采集惯性测量单元的加速度与角速度信息，线激光=角测量器中相机输出的图像信息， 并进行数据处理。
[0093] 其中，所述测量所述巡检器的加速度和角速度信息，并根据所述巡检器的加速度 和角速度信息通过惯性积分推算，得到相对于导航坐标系的导航参数，包括:获取所述目标 航天器的轨道坐标系作为所述导航坐标系;利用加速度计和巧螺测量所述巡检器的加速度 信息和角速度信息;根据所述巡检器相对于所述导航坐标系的导航方程，计算所述巡检器 的姿态参数和位置参数，所述导航方程包括：
[0094]
[00巧]其中，表示巡检器的位置，爲表示巡检器的速度，F是巡检器的加速度，
n 是轨道角速率
q表示巡检器相对于导航坐标系的姿态四元数，Cl.表示对应的姿态矩 阵，每是巧的转置矩阵，即
耗表示加速度计漂移的估计值，fc = f+fb+fe，f表示 加速度真值，fb表示加速度计漂移，ft表示加速度计测量噪声， s%.表示巧螺漂移的估计值， Oc= 〇 + 〇b+? 6, O表示角速度真值，Ob表示巧螺漂移，《 e表示巧螺测J量噪声。
[0096] 其中，所述通过=角法周期性测量所述目标航天器表面结构的点云数据，包括：
[0097] 采取测量过程:建立测量坐标系，在所述测量坐标系中，A点为坐标轴原点，AO为X 轴，垂直于平面AO〇/的轴为y轴，AO '为Z轴;在所述巡检器在所述目标航天器表面漂移的过 程中，根据
得到所述点云数据中各个点在 测量坐标系中的坐标，其中，S表示激光器光束端面与被测物体表面基准面REF的垂直距离， do表示OO '的距离，f表示相机焦距，A表示被测物体距离基准面的距离，0表示激光束与OO' 的夹角，S表示成像点偏移的位移距离
表示激光照射线MN上点的 坐标，h表示该点和0点在成像平面上的像点在成像平面上的垂直距离;得到单次测量的点 云坐标数据，点云坐标数据描述在所述测量坐标系中。进一步的，巡检器在目标航天器表 面漂移时，重复m次上述测量过程，计算巡检器测量坐标系在m次测量时刻之间的相对位置 和相对姿态，将m次测量得到的点云坐标数据归算到同一测量坐标系下，根据线激光=角测 量方法在巡检器中的安装方位关系，进一步将所述点云坐标数据换算到巡检器本体坐标系 中，该点云数据集记为Q。
[0098] 具体的，根据所述目标航天器的外形结构数据和所述点云数据集Q，计算得到所述 巡检器相对于所述导航坐标系的姿态观测值和位置观测值，其中，所述巡检器附近的目标 航天器表面区域的源点云数据集为P，所述导航计算机，具体用于通过ICP算法，计算将P变 换到Q的姿态旋转矩阵R和平移矢量T，其中的迭代计算步骤包括:对Q中的每一个数据点，从 P中通过计算找到距离最近的点，组成对应点集D，从而建立了两个点集的对应关系；并通过 最小化目标函数
开算出R和T，化为点集D中的一个点，Qi是点集Q 中的一个点;再利用计算得到的R和T，对源点云数据集P进行更新，计算方法是RP巧，得到新 的源点云数据集P，用于寻找对应点集D;重复该迭代计算步骤，直至目标函数d小于一定的 阔值，或者迭代次数达到一定次数，并计算得到R和T，与R对应的姿态四元数记为邮，所述巡 检器相对于导航坐标系的姿态观测值为
同时计算对应的旋转矩阵R(q。），所 述巡检器相对于导航坐标系的位置观测值为化=p+R(Qc)Tt。
[0099] 具体的，W所述姿态观测值和所述位置观测值作为观测值，利用扩展卡尔曼滤波 器算法对状态矢量的精确估计并输出导航参数，所述状态矢量包括所述巡检器的位置参 数、速度参数、姿态参数、巧螺漂移估计值和加速度计漂移估计值。
[0100] 本发明实施例提供的用于航天器表面巡视的导航方法，利用线激光=角测量得到 空间站外表面的局部外形的点云数据，并计算出在本体坐标系中的结构特征与已知的外 形结构计算出两者之间的相对位姿关系，从而实现巡检器的导航测量。相对于现有技术中 通过GI^信号进行定位的方案，本发明实施例的导航过程不依赖卫星导航系统，不局限于在 低轨上使用。并且通过线激光=角测量还可W检测目标航天器的表面结构，从而达到导航 和表面结构检测复用的目的，在降低巡检器的简单复杂度的同时提高巡检器的功能密度。 且导航装置中的惯性测量单元（IMU)、线激光=角测量器和导航计算机皆可采用的工业元 件，成本低廉。
[0101] 本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部 分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实 施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所W描述得比较简单，相关之处参见方法实施例 的部分说明即可。本领域普通技术人员可W理解实现上述实施例方法中的全部或部分流 程，是可W通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于一计算机可读 取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，所述的存储 介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(ReacHDnly Memcxry,ROM)或随机存储记忆体(Random Access Memory，RAM)等。W上所述，仅为本发明的【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不 局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明掲露的技术范围内，可轻易想到的变 化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该W权利要求的 保护范围为准。
【主权项】
1. 一种用于航天器表面巡视的导航装置，其特征在于，所述装置安装在巡检器上，所述 巡检器用于在目标航天器表面漂移以实现巡检功能； 所述装置包括:惯性测量单元（MU)、线激光三角测量器和导航计算机，所述线激光三 角测量器由红外线激光器、相机和滤波片组成； 所述惯性测量单元，用于测量所述巡检器的加速度和角速度信息，并根据所述巡检器 的加速度和角速度信息通过惯性积分推算，得到相对于导航坐标系的导航参数，所述导航 参数包括:所述巡检器的姿态参数、位置参数和速度参数，所述导航坐标系为所述目标航天 器的轨道坐标系； 所述线激光三角测量器，用于通过三角法周期性测量所述目标航天器表面结构的点云 数据； 所述红外线激光器用于投射到目标航天器表面，形成红外激光线光斑； 所述滤光片用于滤除可见光，通过红外光； 所述相机用于对目标航天器表面的红外激光线光斑进行成像； 所述导航计算机，用于采集惯性测量单元的加速度与角速度信息、线激光三角测量器 中相机输出的图像信息，并进行数据处理。2. 根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述惯性测量单元，具体用于： 获取所述目标航天器的轨道坐标系作为所述导航坐标系； 并利用加速度计和陀螺测量所述巡检器的加速度信息和角速度信息； 再根据所述巡检器相对于所述导航坐标系的导航方程，计算所述巡检器的姿态参数和 位置参数，所述导航方程包括：其中，P表示巡检器的位置，參表示巡检器的速度，舞是巡检器的加速度，η是轨道角速率q表示巡检器相对于导航坐标系的姿态四元数，纟表示对应的 姿态矩阵，Cg是的转置矩阵，即C纟表示加速度计漂移的估计值，fc = f+fb+fe，f 表示加速度真值，fb表示加速度计漂移，表示加速度计测量噪声，表示陀螺漂移的估计 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表示陀螺测量噪声。3. 根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述线激光三角测量器，具体用于： 建立测量坐标系，在所述测量坐标系中，Α点为坐标轴原点，Α0为X轴，垂直于平面AO<y 的轴为y轴，AO'为z轴；在所述巡检器在所述目标航天器表面漂移的过程中，根据得到所述点云数据中各个点在测量坐标系中的坐标，其中，S表 示激光器光束端面与被测物体表面基准面REF的垂直距离，do表示00 '的距离，f表示相机焦 距，Δ表示被测物体距离基准面的距离，Θ表示激光束与〇〇 '的夹角，δ表示成像点偏移的位 移距离表示激光照射线ΜΝ上点的坐标，h表示该点和0点在成像 平面上的像点在成像平面上的垂直距离； 得到单次测量的点云坐标数据，点云坐标数据描述在所述测量坐标系中。4. 根据权利要求1所述的装置，其特征在于:巡检器在目标航天器表面漂移时，根据权 利要求3所述方法，重复m次测量;利用纯惯性积分计算巡检器测量坐标系在m次测量时刻之 间的相对位置和相对姿态，将m次测量得到的点云坐标数据归算到同一测量坐标系;根据线 激光三角测量装置在巡检器中的安装方位关系，进一步将所述点云坐标数据换算到巡检器 本体坐标系中，该点云数据集记为Q。5. 根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述导航计算机，还用于根据所述目标航 天器的外形结构数据和所述点云数据集Q，计算得到所述巡检器相对于所述导航坐标系的 姿态观测值和位置观测值，其中，所述巡检器附近的目标航天器表面区域的源点云数据集 为P，所述导航计算机，具体用于通过迭代最近点算法(Iterative Closest Point，ICP)，计 算将P变换到Q的姿态旋转矩阵R和平移矢量T，其中的迭代计算步骤包括:对Q中的每一个数 据点，从P中通过计算找到距离最近的点，组成对应点集D，从而建立了两个点集的对应关 系;并通过最小化目标函i卜算出R和T，Di为点集D中的一个点， Q:是点集Q中的一个点;再利用计算得到的R和T，对源点云数据集P进行更新，计算方法是RP +T，得到新的源点云数据集P，用于寻找对应点集D;重复该迭代计算步骤，直至目标函数d小 于一定的阈值，或者迭代次数达到一定次数，并计算得到R和T，与R对应的姿态四元数记为δ Ρ，所述巡检器相对于导航坐标系的姿态观测值为，同时计算对应的旋转矩阵R (qc)，所述巡检器相对于导航坐标系的位置观测值为Pc = P+R(qc)TT; 所述导航计算机，还用于以所述姿态观测值和所述位置观测值作为观测值，利用扩展 卡尔曼滤波器算法对状态矢量的精确估计并输出导航参数，所述状态矢量包括所述巡检器 的位置参数、速度参数、姿态参数、陀螺漂移估计值和加速度计漂移估计值。6. -种用于航天器表面巡视的导航方法，其特征在于，包括： 测量所述巡检器的加速度和角速度信息，并根据所述巡检器的加速度和角速度信息通 过惯性积分推算，得到相对于导航坐标系的导航参数，所述导航参数包括:所述巡检器的姿 态参数、位置参数和速度参数，所述导航坐标系为所述目标航天器的轨道坐标系； 通过三角法周期性测量所述目标航天器表面结构的点云数据； 控制线激光三角测量器的红外线激光器投射到目标航天器表面，形成红外激光线光 斑，线激光三角测量器中的滤光片用于滤除可见光，通过红外光，相机用于对目标航天器表 面的红外激光线光斑进行成像； 采集惯性测量单元的加速度与角速度信息，线激光三角测量器中相机输出的图像信 息，并进行数据处理。7. 根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述测量所述巡检器的加速度和角速度信 息，并根据所述巡检器的加速度和角速度信息通过惯性积分推算，得到相对于导航坐标系 的导航参数，包括： 获取所述目标航天器的轨道坐标系作为所述导航坐标系； 利用加速度计和陀螺测量所述巡检器的加速度信息和角速度信息； 根据所述巡检器相对于所述导航坐标系的导航方程，计算所述巡检器的姿态参数和位 置参数，所述导航方程包括：其中，P表示巡检器的位置，身表示巡检器的速度，於是巡检器的加速度η是轨道角速率：q表示巡检器相对于导航坐标系的姿态四元数，表示对应的 j 姿态矩阵，辟:是唸的转置矩阵，即=禮' 匕表示加速度计漂移的估计值，fc = f+fb+f ε， f表示加速度真值，fb表示加速度计漂移，表示加速度计测量噪声，表示陀螺漂移的估 计值，ω。= ω + ω b+ ω ε，ω表示角速度真值，ω b表示陀螺漂移，ω ε表示陀螺测量噪声。8. 根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述通过三角法周期性测量所述目标航天 器表面结构的点云数据，包括： 采取测量过程： 建立测量坐标系，在所述测量坐标系中，Α点为坐标轴原点，Α0为X轴，垂直于平面AO<y 的轴为y轴，AO'为z轴； 在所述巡检器在所述目标航天器表面漂移的过程中，根据得到所述点云数据中各个点在测量坐标系中的坐标，其中，S表:，： 示激光器光束端面与被测物体表面基准面REF的垂直距离，do表示00 '的距离，f表示相机焦 距，Δ表示被测物体距离基准面的距离，Θ表示激光束与〇〇 '的夹角，δ表示成像点偏移的位 移距离，表示激光照射线ΜΝ上点的坐标，h表示该点和0点在成像 平面上的像点在成像平面上的垂直距离； 得到单次测量的点云坐标数据，点云坐标数据描述在所述测量坐标系中 巡检器在目标航天器表面漂移时，重复m次上述测量过程，利用纯惯性积分计算巡检器 测量坐标系在m次测量时刻之间的相对位置和相对姿态，将m次测量得到的点云坐标数据归 算到同一测量坐标系下，根据线激光三角测量方法在巡检器中的安装方位关系，进一步将 所述点云坐标数据换算到巡检器本体坐标系中，该点云数据集记为Q。9. 根据权利要求6所述的方法，其特征在于，还包括： 根据所述目标航天器的外形结构数据和所述点云数据集Q，计算得到所述巡检器相对 于所述导航坐标系的姿态观测值和位置观测值，其中，所述巡检器附近的目标航天器表面 区域的源点云数据集为P，所述导航计算机，具体用于通过ICP算法，计算将P变换到Q的姿态 旋转矩阵R和平移矢量T，其中的迭代计算步骤包括:对Q中的每一个数据点，从P中通过计算 找到距离最近的点，组成对应点集D，从而建立了两个点集的对应关系；并通过最小化目标 函数计算出R和T，Di为点集D中的一个点，Qi是点集Q中的一个点； 再利用计算得到的R和T，对源点云数据集P进行更新，计算方法是RP+T，得到新的源点云数 据集P，用于寻找对应点集D;重复该迭代计算步骤，直至目标函数d小于一定的阈值，或者迭 代次数达到一定次数，并计算得到R和T，与R对应的姿态四元数记为δρ，所述巡检器相对于 导航坐标系的姿态观测值5同时计算对应的旋转矩阵R(q。），所述巡检器相对 于导航坐标系的位置观测值为Pc = P+R(qc)TT。10. 根据权利要求6所述的方法，其特征在于，还包括： 以所述姿态观测值和所述位置观测值作为观测值，利用扩展卡尔曼滤波器算法对状态 矢量的精确估计并输出导航参数，所述状态矢量包括所述巡检器的位置参数、速度参数、姿 态参数、陀螺漂移估计值和加速度计漂移估计值。
【文档编号】G01C21/16GK105953795SQ201610274837
【公开日】2016年9月21日
【申请日】2016年4月28日
【发明人】郁丰, 王振宇, 何真, 赵依, 华冰, 吴云华, 陈志明
【申请人】南京航空航天大学