[发明专利]一种自主在轨服务航天器超近距离视觉位姿测量方法

权利要求书

1.一种自主在轨服务航天器超近距离视觉位姿测量方法，其特征在于：具体步骤如下：

步骤一，通过特制的相机同步采集两幅模糊程度不同的散焦图像，图像1与图像2，其中图像1为相机CCD1所成的像，图像2为相机CCD2所成的像；

步骤二，采用基于S变换的DFD算法对目标进行散焦测距，获取目标图像每个像素点的整体深度信息u；

步骤三，图像处理提取特征点图像坐标值，结合图像坐标信息最终获取目标的位置姿态信息。

2.如权利要求1所述的一种自主在轨服务航天器超近距离视觉位姿测量方法，其特征在于：所述特制的相机包括一个镜头、两个CCD；镜头采用远心光学镜头，即将镜头的光圈叶片放置于镜头的前向焦平面处，这样使得光线通过镜头后能平行于光轴；这样当镜头与CCD的距离改变时，特征点目标成像的中心点不会随之发生偏移；为了能同时在不同镜头与CCD距离时采集两幅图像，使用一块半反半透镜放置于镜头后方，从镜头过来的光线被该透镜平均分成两个方向，两个方向的光线分别投射在CCD1成像面与CCD2成像面上；两块CCD距镜头的距离略有不同，镜头到CCD1成像面的距离记为s₁，镜头到CCD2成像面的距离记为s₂，且s₂＞s₁。

3.如权利要求1所述的一种自主在轨服务航天器超近距离视觉位姿测量方法，其特征在于：所述步骤三的图像处理提取特征点图像坐标值的方法，具体步骤如下：

利用特征点光斑所成的像与黑色背景之间的亮度差异提取出特征点光斑区域，通过计算区域重心计算每个特征点图像坐标(U_i,V_i),(i＝1～5)。

4.如权利要求1所述的一种自主在轨服务航天器超近距离视觉位姿测量方法，其特征在于：所述步骤三获取目标的位置姿态信息的方法，具体步骤如下：

步骤1、首先定义基本坐标系特征点构型；共建立三个坐标系，分别是以相机为中心的相机坐标系O_CX_CY_CZ_C，以目标特征构型为中心的目标坐标系O_TX_TY_TZ_T，以及图像坐标系O_IU_IV_I；在目标航天器上设定五个特征点s₁,s₂,s₃,s₄,s₅作为测量参考点；

步骤2、求相对位置参数；

由已经计算出的每个特征点图像坐标(U_i,V_i),(i＝1～5)在步骤二的深度信息结果中查找对应的特征点的深度信息u_i,(i＝1～5)；通过相机的几何关系方程（1）求出各个特征点在相机坐标系中y轴的分量

yic=ui+s-f,(i=1~5)---(1)]]>

由特征点s₁与特征点s₃在相机坐标系中y轴分量与其对应的图像坐标(U₁,V₁),(U₃,V₃)即可求出两航天器相对位置t＝[t_x,t_y,t_z]^T；具体表达式见公式（2）如下；

ty=(y1c+y3c)/2]]>

tx=(U1+U3)ty/(2f)=(U1+U3)(y1c+y3c)/(4f)---(2)]]>

tz=(V1+V3)ty/(2f)=(V1+V3)(y1c+y3c)/(4f)]]>

t_x,t_y,t_z三个参数即为3个相对位置参数，表示目标航天器坐标系中心与相机坐标系中心的相对位置关系；

步骤3、求解相对姿态参数；

由已经计算出的每个特征点图像坐标(U_i,V_i),(i＝1～5)与步骤3中获取的各个特征点在相机坐标系中的y轴分量根据透视投影方程（方程（3））求解出各个特征点在相机坐标系中的坐标

yicUi=xicfyicVi=zicf,(i=1~5)---(3)]]>

已知5个特征点在目标坐标系中定义如下：

s1=-a00,s2=0b0,s3=a00,s4=00-c,s5=00c---(4)]]>

根据坐标转化矩阵的关系

S_i＝Rs_i+t   (5)

（5）式中，

为了简便求解过程，将（6）式替换为（7）式；

R=R11R12R13R21R22R23R31R32R33---(7)]]>

将特征点在相机坐标系中的坐标特征点在目标坐标系中的坐标s_i,(i＝1～5)与相对位置向量t＝[t_x,t_y,t_z]^T带入（5）式可得方程组如下；

x1c=-aR11+txy1c=-aR21+tyz1c=-aR31+tz,x3c=aR11+txy3c=aR21+tyz3c=aR31+tz]]>

x2c=-bR12+txy2c=-bR22+tyz2c=-bR23+tz---(8)]]>

x4c=cR13+txy4c=cR23+tyz4c=cR33+tz,x5c=-cR13+txy5c=-cR23+tyz5c=-cR33+tz]]>

由方程组（8）可求出：

R11=(y3cu3-y1cu1)/(2af)]]>

R12=(y3cu3+y1cu1-2y2cu2)/(2bf)]]>

R13=(y4cu4-y5cu5)/(2cf)---(9)]]>

R23=(y4c-y5c)/(2c)]]>

R33=(y4cv4-y5cv5)/(2cf)]]>

由三角函数的对应关系（（6）式）可得姿态参数：

θ＝arcsin(-R₁₃)

ψ＝arctan(R₂₃/R₃₃)

θ,ψ,三个角为姿态欧拉角，即姿态参数，分别表示目标航天器相对于追踪航天器之间俯仰、偏航与滚装的相对角度信息；

通过上述步骤2与步骤3，本发明方法所要测量的三个位置参数量和三个姿态参数量全部获取；这些量可给追踪航天器控制回路确定其与目标航天器的相对状态，以指导追踪航天器上的机械臂等部件对目标航天器进行相关组装、维修、燃料注入等操作。