航天器动作状态的可视化遥测方法研究

顾 征，杨孟飞，薛 博，张 伍，彭 兢，邹 昕，陈丽平，王 彤

（1.北京空间飞行器总体设计部，北京100094；2.中国空间技术研究院，北京100094）

航天器动作状态的可视化遥测方法研究

顾 征1，杨孟飞2，薛 博1，张 伍1，彭 兢1，邹 昕1，陈丽平1，王 彤1

（1.北京空间飞行器总体设计部，北京100094；2.中国空间技术研究院，北京100094）

遥测是航天器在轨状态监控的重要手段，随着任务形式逐渐复杂，航天器在轨动作也越来越多，常规的信息遥测手段难以满足要求。针对该问题，本文提出一种可视化遥测方法，使用相机在轨拍摄图像对航天器动作过程进行直观监测，并通过分析计算，获得航天器动作的速度、位移等关键信息，通过月地高速再入返回飞行器在轨验证，证明了该方法的有效性。

航天器；动作状态；可视化遥测；视觉测量

1 引言

航天器遥测技术是航天领域在轨状态监控的一种常用手段，通过遥测，可以判断航天器在轨指令执行情况，以及能源、姿态、通信等的健康状态。随着航天器的组成和任务形式的逐渐复杂，航天器在轨飞行时，还会有机构展开、交会对接、舱器分离、转移运动等动作，所引起的状态变化通常由状态量遥测来反映，通过采集相应测点的电压、电流变化来判断动作是否正常，运动是否到位等。目前常规的航天器遥测方法存在以下不足［1］：

1）可获得的遥测信息有限。在航天器动作时，通过触发事先设计的开关，产生电压或电流的变化，被遥测电路所采集，形成二值化的遥测信息。此种方法只能获得动作结果正确与否来判断信息，动作过程中的速度、姿态、距离变化、动作前后的形态变化等信息则无法获得。

2）遥测信息只能间接反应状态，不直观。遥测信息本质上都是电压、电流等信号，对于机构展开、舱器分离等动作来说，均是通过间接方式来判断状态，中间环节如触发机构失效、触发开关失灵等均会造成遥测信息与实际动作不符，无法对状态进行直观可靠的判断。

国外对基于视觉的非合作航天器位姿测量方法开展了较多研究［2⁃3］，但研究多集中于图像获取之后的目标识别与匹配算法设计，对于可视化遥测技术的系统设计，特别是测量目标的分析、测量系统的配置等则较少涉及。

基于此，本文提出一种可视化遥测方法，在对遥测目标分析的基础上，确定相机配置、参数和安装布局，并通过视景仿真技术确认设计的合理性；通过图像信息遥测目标在轨状态，并运用图像分析与处理技术，分析目标的运动速度、位移等信息，实现直观判断和定量遥测的有机统一。

2 可视化遥测原理

航天器的可视化遥测基于视觉测量的理论，通过分析图像或图像序列，获取目标物的状态（位置、姿态）和其一阶（线位移和角位移）、二阶（速度）、三阶（加速度）等运动参数。

视觉测量技术建立在透视成像模型的基础上［4］，如图1所示，坐标系O1xcamycam是中心在O1点（光轴Z与图像平面的交点，也称为主点）的图像坐标系，p点的坐标为（x，y），f为理想成像系统的焦距，（X，Y，Z）是空间点P在坐标系OXY下的三维坐标。

空间上任何一点P在图像上的成像位置可以用针孔模型近似表示，即任何点P在图像上的投影位置p为投影中心O与P的连线与图像平面的交点，这种关系称为中心射影或透视投影。比例关系如式（1）所示：

采用齐次坐标与矩阵表示上述透视投影关系为式（2）：

一般来说，视觉技术可分为如下几个阶段［5］：视觉采集阶段、低级处理阶段、中级处理阶段、高级处理阶段。视觉采集阶段主要是涉及相机的成像过程，包括相机配置和相机参数的设计、标定，以及图像的获取；低级处理阶段涉及像素一级的运算操作，包括滤波、边缘检测和阈值区域分割等；中级处理阶段研究的是物体形状、纹理、色彩、距离、遮挡，以及几何不变性等，根据区域的性质和特征，找出区域间的关系，推导出相应的三维场景描述；高级处理阶段主要研究普遍适用的三维场景的解释、理解和物体识别理论技术，研究通用的逻辑推理等智能推理甚至决策过程。

可视化遥测就是充分运用各个阶段视觉处理技术，通过在航天器配置相机并分析在轨所获的图像，计算遥测目标的位置、速度等状态参数。在具体的实现过程中，相机的配置与安装布局、特征提取与图像匹配、位姿参数估计是关键的技术环节。

3 可视化遥测方法

可视化遥测在设计和实施过程中，主要分为五个环节，如图2所示。

其中，目标分析、相机配置设计、仿真分析三个项目在设计阶段实施，图像／图像序列获取为飞行时在轨实施的项目，图像判读及分析计算是飞控时地面根据下传的图像进行实施的项目。

3.1目标分析

遥测目标分析是可视化遥测的初始环节，分析的内容包括工作场景、目标形态、目标的运动特点三个方面，在此基础上确定相机配置。

1）工作场景分析

工作场景分析主要确定工作时的光照条件和成像场景的特点，若光照条件充足（例如在月表工作时成像），环境光照可以达到10000 lx以上，此时使用可见光谱段相机即可满足要求，若光照条件欠佳（如目标物处在阴影区时），需要考虑增加主动照明措施。

成像场景特点主要分析场景中目标的分布和遮挡情况，为相机最佳像面位置确定和安装布局提供设计输入。

在月地高速返回飞行任务设计时，对工作场景的分析如下：

返回器分离时，可视化遥测的主要目标是分离摆杆的摆开情况和返回器的飞行情况，根据飞行轨道计算得遥测目标的光照情况如表1所示。

表1 分离时光照情况Table 1 Illumination condition at the time of separation

从表中可以看出，在飞行器的发射窗口中，遥测目标（返回器和分离摆杆）既有可能位于阴影区也有可能位于光照区，需增加主动照明设备，以适应不同发射窗口的需求。

返回器和分离摆杆的安装布局如图3所示。从图中可以看出，返回器为轴对称结构，对观测方向无特殊要求，相机在布局时，主要考虑其视场能够覆盖分离摆杆的摆开包络，应安装在分离摆杆同侧。此外，由于探测器平台安装尺寸限制，相机距离分离摆杆的距离约0.5 m，相机的最佳成像距离应满足要求。

2）目标形态分析

目标形态分析包括目标的尺寸、表面特征和表面反射率等。

目标的尺寸决定了相机的分辨率指标，一般情况下，认为目标在像面中占据10个像素以上是能够分辨的，以此为依据，结合相机的安装距离，综合考虑相机的视场角和像元分辨率，有如式（3）所示的关系：

其中，d为待分辨最小尺寸，L为成像距离，α为相机的垂直（水平）视场角，p为垂直（水平）有效像元数。

目标的表面特征丰富与否决定了可视化遥测的精度，若目标表面过于单一，需要考虑涂覆或者粘贴特征靶标来提高目标的可识别度，从而确保测量的高精度；目标的表面反射率对于相机的曝光设计至关重要，通常相机需具有自动曝光和手动曝光调节的功能，以适应不同的目标反射率，而目标反射率的分布情况，决定了相机的最短和最长曝光时间，以及曝光调节的档位配置。

月地高速返回飞行器分离过程可视化遥测的目标形态分析如下：

如图3所示，监视目标为返回器和分离摆杆，返回器纵向最大外径约1250 mm，高约1300 mm，表面喷涂白漆，反照率约85%，摆杆杆件为端面约40 mm×13 mm的矩形杆，表面为热控多层包覆，反照率约80%。相机的分辨率需能够清晰分辨返回器和摆杆杆件，即满足公式（3）的要求。返回器和分离摆杆的表面特征较为丰富，无需增加特征靶标来提高识别度。由于分离过程为动态过程，随着光照角度的变化，目标表面反光状态会发生较大变化，相机需具备自动曝光功能且适应监视过程目标反照率的变化。

3）目标运动分析

目标的运动特点主要包括运动速度和轨迹。运动速度决定相机的最短曝光时间，在相机设计时，其CMOS的曝光性能需要适应遥测目标的运动速度，避免由于运动造成的成像模糊，一般地面对线性像移模糊的恢复能力为10像素左右，超过10像素获得的恢复图像质量效果不理想，因此，运动速度与最短曝光时间的关系如式（4）所示：

其中，t为最短曝光时间，v垂轴为目标运动速度在垂直于相机光轴方向的分量。

目标的运动轨迹是确定相机视场角的重要依据，要求相机的视场角可以覆盖目标的运动轨迹，对于航天器分离、交会对接等大范围、长距离的目标运动，可以通过多台相机组合完成目标运动轨迹的覆盖。

月地高速返回飞行器分离过程可视化遥测的目标运动分析如下：

返回器分离时，分离速度约0.6 m／s，整个分离过程中从分离电连接器脱落到舱器分离完成的时间约120 s，此时，返回器距离服务舱的距离约70 m。由于分离过程时间较长，目标运动区域有较大跨度，使用单台相机难以完全兼顾近景细节和较远的成像距离，需要使用两台相机组合完成可视化遥测任务，两台相机累加视场需要覆盖目标的运动轨迹。此外，分离摆杆摆开速度约180°／s，展开角度约45°，相机的帧频设计需与返回器的分离速度和分离摆杆的展开速度匹配，即曝光时间设计需要满足公式（4）。

3.2相机配置设计

通过目标分析，确定配置宽窄视场两台分离监视相机。为了在视场内覆盖全部返回器和舱器分离面，特别是分离摆杆摆开前后的状态，分离监视相机A的视场角设计为140°×140°，进行近距离细节观测，监视初始分离过程；为了在舱器分离后，能够在视场内观察到整个返回器，且清晰度较高，另一台分离监视相机B的视场角设计为40° ×40°，进行远距离观测。分离监视相机A／B的像元分辨率均为1024×1024，同样，为了监视分离的动态过程，两相机均具有动态摄像的功能，帧频为4 fps，与分离速度相匹配。

相机的视场分布如图4所示。分离过程监视相机A距离成像目标最近约0.5 m，其在该处的分辨率约为0.85 mm，13 mm的杆件在1024× 1024的图像中约占16个像素的宽度，可以清晰分辨。在返回器与服务舱分离约10 m处，分离监视相机A的分辨率仍可达到约1.7 cm，1250 mm返回器在1024×1024的图像中约占73个像素的宽度，能够清晰分辨返回器的轮廓。对于分离监视相机B，在返回器与服务舱分离约10 m处，返回器刚刚进入其相机视场范围内，其视场可以完全覆盖1250 mm的返回器，分辨率约为6.8 mm，此时，两台相机能够较好地进行任务交替。当返回器距离服务舱70 m时，分离监视相机B的分辨率约为4.8 cm，返回器在1024×1024的图像中约占26个像素的宽度，仍然能够清晰分辨其轮廓。

为满足不同发射窗口和分离姿态的光照要求，使得监视目标处在阴影区时也能良好成像，配置照明灯为分离过程监视提供主动照明。如图5所示，照明灯的照度约6000 lx，与分离过程监视相机A的光轴指向平行，视场重叠且均能覆盖返回器和分离摆杆。

3.3视景仿真分析

在完成相机配置设计，确定了相机的视场角、分辨率、安装布局等技术参数后，通过视景仿真系统对相机在轨实际成像效果进行仿真，确认设计状态是否满足需求。

图6为分离监视相机A视景仿真图与在轨实拍图的比较，从图中可以看出，视景仿真的图片与在轨实拍图具有很好的一致性，从视景仿真的结果能够确认相机视场可以完整覆盖返回器和分离摆杆，目标物在视场内的分布状态良好，满足应用需求。

4 飞行结果

在探月三期再入返回飞行试验任务实施过程中，对太阳翼展开、舱器分离等多个过程进行了实时拍摄，获得了大量的图像数据［6］。

图7为分离摆杆摆开过程监视图像，从图（a）分离摆杆摆开前一直到图（f）分离摆杆完全摆开并稳定，可以看出，分离摆杆摆开过程完全被相机视场覆盖，摆杆清晰可分辨，且摆开过程的运动模糊较小，设计结果满足要求。

图8为舱器分离过程中分离监视相机拍摄的图像，图（a）为分离监视相机A拍摄，图（b）为分离监视相机B拍摄。从图中可以看出，返回器、分离摆杆等全部出现在相机A的视场中，且细节可以清晰分辨，在返回器飞离后，进入相机B的视场，两相机接力监视，设计结果满足要求。

5 图像分析计算

1）分离摆杆摆开过程分析

摆杆展开过程主要由图7（b）、（c）两帧图像体现。以摆杆根部的连杆作为测量基线，以两帧间连杆变化角度作为测量展开角速度的依据。将图7（b）帧和（c）帧的测量进行叠加，如图9所示。

此两线段间的夹角即为摆杆展开角在像平面的投影，经过测量，此角度为45.38°，考虑2帧间时间差为250 ms，此展开角速度为181.52°／s。

2）舱器分离过程分析

如图10所示，对舱器分离过程的图像进行色彩分割、边缘提取和椭圆查找，识别图像序列中的返回器，通过帧间图像计算分离速度，具体过程如下：

根据椭圆的长轴长度，通过小孔模型计算出返回器与相机的距离，如式（5）所示：

其中D为返回器底面直径，d为像元尺寸，N为返回器底面直径所占像素个数。

则分离速度v可以通过最小二乘拟合求得，如式（6）所示：

其中，连续成像时图像拍摄时可为t＝（t1，t2…tn），对应每张图像所获得返回器的距离为r＝（r1，r2…rn）。

获得的舱器分离速度如图 11所示，约0.59 m／s，满足设计预期和任务要求。

6 结论

本文设计了一种航天器动作状态的可视化遥测方法，使用在轨图像和视频信息直观遥测目标状态，并能够定量计算目标的位置、姿态等信息，弥补了传统遥测方法遥测信息有限且只能间接反映目标状态的不足。本文方法在探月三期月地高速再入返回飞行任务中的成功实现，为后续可视化遥测技术的推广应用奠定了良好基础。

（References）

［1］ 李艳，罗钧旻.航天器遥测数据可信度分析与研究［J］.国外电子测量技术，2008，27（6）：7⁃8. Li Y，Luo J M.Analysis and research on the reliability of spacecraft’s telemetry data［J］.Foreign Electronic Measure⁃ment Technology，2008，27（6）：7⁃8.（in Chinese）

［2］ Cropp A，Palmer P L，Mc⁃Lauchlan P，et al.Estimating the pose of a known target satellite［J］.IEE Electronic Letters，2000，36（15）：1331⁃1332.

［3］ Steyn W H，Hashida Y.In⁃orbit attitude performance of the 3⁃axis stabilized SNAP⁃1 nanosatellite［C］／／15thAIAA／USU Conference on Small Satellites.Logan UT：Utah State Univer⁃sity，SSC01⁃IV⁃1，2001.

［4］ 张广军.机器视觉［M］.北京：科学出版社，2005：24⁃27. Zhang G J.Machine Vision［M］.Beijing：Science Press，2005：24⁃27.（in Chinese）

［5］ 冯春.基于单目视觉的目标识别与定位研究［D］.南京：南京航空航天大学，2013：55⁃58. Feng C.Research on Identification and Location of Object Based on Monocular Vision［D］.Nanjing：Nanjing University of Aeronautics and Astronautics.2013：55⁃58.（in Chinese）

［6］ 顾征，邹昕，陈丽平，等.探月三期月地高速再入返回飞行器工程参数测量系统设计及飞行结果［J］.中国科学：技术科学，2015，45（2）：176⁃184. Gu Z，Zou X，Chen L P，et al.Design and flight results of engineering parameters measure system of circumlunar return and reentry spacecraft of 3rd phase of China lunar exploration program［J］.Sci Sin Tech，2015，45（27）：176⁃184.（in Chi⁃nese）

（责任编辑：康金兰）

Research on Visual Telemetry Method for Spacecraft Motion Status

GU Zheng1，YANG Mengfei2，XUE Bo1，ZHANG Wu1，PENG Jing1，ZOU Xin1，CHEN Liping1，WANG Tong1

（1.Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China；2.China Academy of Space Technology，Beijing 100094，China）

Telemetry is an important method for monitoring the status of the spacecraft on orbit. With the increasing complexity of the mission，more complex in⁃orbit motions of the spacecraft need to be achieved，but the conventional telemetry means can hardly meet the requirements.In this pa⁃per，a visual telemetry method was proposed.Images taken by orbit camera were used to monitor the spacecraft motion visually，and the spacecraft’s velocity，displacement，and other key information were obtained through analysis and calculation.The flight results of circumlunar return and reentry spacecraft of the 3rd phase of China Lunar Exploration Program proved the validity of this method.

：spacecraft；motion status；visual telemetry；visual measurement

TH112

：B

：1674⁃5825（2017）02⁃0185⁃06

2016⁃08⁃26；

2017⁃03⁃01

顾征，男，博士，高级工程师，研究方向为深空探测器总体设计及工程参数测量设计。E⁃mail：guzhbird＠163.com