空间目标闭环跟踪方法和装置、空间目标跟踪成像系统与流程

1.本发明涉及空间目标跟踪技术领域，特别是涉及一种空间目标闭环跟踪方法和装置、空间目标跟踪成像系统。


背景技术：

2.随着人类航天活动的不断开展，需要对航天器、天体等空间目标进行跟踪观察。
3.市面上大多采用赤道仪进行观察，跟踪过程中使用理论引导轨迹，这种方案全程开环控制，会存在以下缺点：第一，赤道仪在跟踪的过程中，不能锁定导星视场内目标在中心位置，在视场内会有像素偏离误差；第二，理论引导轨迹存在时延，会产生路径偏差，会存在跟踪误差，如果用在火箭上升阶段，轨迹如果发生骗车(偏离弹道)，开环情况下不能判断误差大小，造成失败跟踪。
4.因此，亟需开发一种空间目标闭环跟踪方法和装置、空间目标跟踪成像系统，可以实现空间目标的闭环跟踪，为后续任务的执行作保障。


技术实现要素：

5.本发明的目的是提供一种空间目标闭环跟踪方法和装置、空间目标跟踪成像系统，可以实现空间目标的闭环跟踪，为后续任务的执行作保障。
6.为解决上述技术问题，作为本发明的一个方面，提供了一种空间目标闭环跟踪方法，导星镜固定在第一方向转台或第二方向转台上，第一方向转台和第二方向转台固定连接，第一方向转台和第二方向转台均包括电机，包括以下步骤：
7.将空间目标置于导星镜的视场内；
8.采用光学跟踪方式调整电机使得空间目标持续地在导星镜的视场内；
9.所述采用光学跟踪方式调整电机使得空间目标持续地在导星镜的视场内的方法包括：
10.获取空间目标在导星镜视场中的位置；
11.每隔预定时间计算第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值；
12.如果第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值大于或等于指定阈值，则将第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值通过比例方式转换成运动方向和速度大小调整电机；
13.如果第一方向的像素误差值和第二方向的像素误差值均小于指定阈值，则将第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值通过比例和积分方式转换成运动方向和速度大小调整电机。
14.根据本发明一示例实施方式，第一方向为导星镜的宽度方向，第二方向为导星镜的高度方向。
15.根据本发明一示例实施方式，所述将空间目标置于导星镜的视场内的方法包括：采用数引跟踪方式将空间目标置于导星镜的视场内。
16.根据本发明一示例实施方式，所述数引跟踪方式包括：获取该空间目标的星历文件，根据该星历文件判断空间目标的位置，根据空间目标的位置控制电机将导星镜指向空间目标。
17.根据本发明一示例实施方式，所述计算第一方向的像素误差值和第二方向的像素误差值的方法包括：
18.先计算导星镜的视场角，根据导星镜的视场角计算每个像素对应的视场角，根据每个像素对应的视场角计算第一方向的像素误差值和第二方向的像素误差值。
19.根据本发明一示例实施方式，所述计算导星镜的视场角采用如下公式：
20.θ
w2
＝2arctan(w2/2f2)；
21.θ
h2
＝2arctan(h2/2f2)；
22.其中，θ
w2
表示导星镜的宽度视场角，θ
h2
表示导星镜11的高度视场角，w2表示导星镜的ccd宽度，h2表示导星镜的ccd高度，f2表示导星镜的焦距。
23.根据本发明一示例实施方式，所述根据导星镜的视场角计算每个像素对应的视场角采用如下公式：
24.θw′
＝θ
w2
/w2；
25.θh′
＝θ
h2
/h2；
26.其中，θw′
表示宽度像素视场角，θh′
表示高度像素视场角，θ
w2
表示导星镜的宽度视场角，θ
h2
表示导星镜的高度视场角，w2表示导星镜的ccd宽度，h2表示导星镜的ccd高度。
27.根据本发明一示例实施方式，所述根据每个像素对应的视场角计算第一方向和第二方向的像素误差值采用如下公式：
28.err
az
＝(w2/2-centroidx)
×
θw′
；
29.err
el
＝-(h2/2-centroidy)
×
θh′
；
30.其中，err
az
表示第一方向的像素误差值，err
el
表示第二方向的像素误差值，centroidx表示空间目标在导星镜的视场中的宽度方向的坐标，centroidy表示空间目标在导星镜的视场中的高度方向的坐标，θw′
表示宽度像素视场角，θh′
表示高度像素视场角，w2表示导星镜的ccd宽度，h2表示导星镜的ccd高度。
31.根据本发明一示例实施方式，所述将第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值通过比例方式转换成运动方向和速度大小调整电机采用下述公式：
32.p
el
＝err
el
×
kp1；
33.p
az
＝err
az
×
kp2；
34.其中，p
az
表示第一方向的比例速度量，p
el
表示第二方向的比例速度量，kp1表示第二方向的比例系数，kp2表示第一方向的比例系数，err
az
表示第一方向的像素误差值，err
el
表示第二方向的像素误差值。
35.根据本发明一示例实施方式，将第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值通过比例和积分方式转换成运动方向和速度大小调整电机的方法：
36.根据像素误差值获得累计误差：
37.i
el
＝∑err
el
×
ki1；
38.i
az
＝∑err
az
×
ki2；
39.其中，i
el
表示第二方向的累计误差，i
az
表示第一方向的累计误差，ki1表示第二方
向的积分系数，ki2表示第一方向的积分系数，err
az
表示第一方向的像素误差值，err
el
表示第二方向的像素误差值；
40.根据累计误差获得速度量和运动方向：
41.pi
el
＝p
el
+i
el
；
42.pi
az
＝p
az
+i
az
；
43.其中，pi
el
表示第二方向的比例积分速度量，pi
az
表示第一方向的比例积分速度量，i
el
表示第二方向的累计误差，i
az
表示第一方向的累计误差，p
az
表示第一方向的比例速度量，p
el
表示第二方向的比例速度量。
44.作为本发明的第二个方面，提供一种空间目标闭环跟踪装置，该装置可执行所述的空间目标闭环跟踪方法。
45.根据本发明一示例实施方式，所述空间目标闭环跟踪装置包括：
46.第一方向转台，包括电机；
47.第二方向转台，与第一方向转台固定连接，包括电机；
48.导星镜，固定在第一方向转台或第二方向转台上，用于拍摄空间目标；
49.跟踪处理模块，与导星镜、第一方向转台的电机、第二方向转台的电机通讯地连接，用于获取导星镜拍摄的数据并处理得到电机需要转动的数据，并将电机需要转动的数据发送给电机。
50.根据本发明一示例实施方式，所述跟踪处理模块用于将空间目标置于导星镜的视场内；
51.采用光学跟踪方式调整电机使得空间目标持续地在导星镜的视场内；
52.所述采用光学跟踪方式调整电机使得空间目标持续地在导星镜的视场内的方法包括：
53.获取空间目标在导星镜视场中的位置；
54.每隔预定时间计算第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值；
55.如果第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值大于或等于指定阈值，则将第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值通过比例方式转换成运动方向和速度大小调整电机；
56.如果第一方向的像素误差值和第二方向的像素误差值均小于指定阈值，则将第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值通过比例和积分方式转换成运动方向和速度大小调整电机。
57.作为本发明的第三个方面，提供一种空间目标跟踪成像系统，包括：
58.所述的空间目标闭环跟踪装置；
59.成像装置；
60.所述成像装置固定在空间目标闭环跟踪装置的第一方向转台或第二方向转台上。
61.根据本发明一示例实施方式，所述成像装置有一个或多个，所述成像装置包括光学系统和/或红外系统。
62.本发明的有益效果是：
63.本方案通过不断地获取空间目标在导星镜的视场内的位置进而调整电机，使得空间目标不断地接近导星镜的视场中心点，使得成像装置观察到的空间目标像素稳定，同时
由于是闭环跟踪系统，能够不断、稳定跟踪空间目标，为后续任务的执行作保障。
附图说明
64.图1示意性示出了空间目标跟踪成像系统的结构图。
65.图2示意性示出了空间目标跟踪成像系统的结构图(另一个角度)。
66.图3示意性示出了空间目标跟踪成像系统的结构图。
67.图4示意性示出了空间目标闭环跟踪方法的步骤图。
68.图5示意性示出了跟踪系统pi控制流程图。
69.图6示意性示出了空间目标跟踪成像系统对恒星指向精度分析结果图。
70.图7示意性示出了空间目标跟踪成像系统对低速运动目标指向精度分析结果图。
71.图8示意性示出了空间目标跟踪成像系统对高速运动目标指向精度分析结果图。
72.图9示意性示出了国际空间站的可见光拍摄图。
73.图10示意性示出了国际空间站的抽帧叠加效果图。
74.其中，1—空间目标闭环跟踪装置，11—导星镜，12—第一方向转台，13—第二方向转台，14—转台三脚架，2—成像装置，21—光学系统，22—红外系统。
具体实施方式
75.现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施例；相反，提供这些实施例使得本技术将全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。在图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。
76.此外，所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本技术的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本技术的技术方案而没有特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知方法、装置、实现或者操作以避免模糊本技术的各方面。
77.附图中所示的方框图仅仅是功能实体，不一定必须与物理上独立的实体相对应。即，可以采用软件形式来实现这些功能实体，或在一个或多个硬件模块或集成电路中实现这些功能实体，或在不同网络和/或处理器装置和/或微控制器装置中实现这些功能实体。
78.附图中所示的流程图仅是示例性说明，不是必须包括所有的内容和操作/步骤，也不是必须按所描述的顺序执行。例如，有的操作/步骤还可以分解，而有的操作/步骤可以合并或部分合并，因此实际执行的顺序有可能根据实际情况改变。
79.应理解，虽然本文中可能使用术语第一、第二、第三等来描述各种组件，但这些组件不应受这些术语限制。这些术语乃用以区分一组件与另一组件。因此，下文论述的第一组件可称为第二组件而不偏离本技术概念的教示。如本文中所使用，术语“及/或”包括相关联的列出项目中的任一个及一或多者的所有组合。
80.本领域技术人员可以理解，附图只是示例实施例的示意图，附图中的模块或流程并不一定是实施本技术所必须的，因此不能用于限制本技术的保护范围。
81.作为本发明的第一个实施方式，提供一种空间目标闭环跟踪装置1，如图1和图2所
示，包括导星镜11、第一方向转台12、第二方向转台13、转台三脚架14和跟踪处理模块15。
82.第一方向转台12和第二方向转台13固定连接，可绕俯仰方向和方位方向转动，第一方向转台12和第二方向转台13可以组合成ae结构转台，也可组合成xy结构转台。第一方向和第二方向垂直。第一方向转台12和第二方向转台13均包括电机，电机可带动转台旋转。导星镜11固定在第一方向转台12或第二方向转台13上，用于拍摄空间目标。跟踪处理模块15与导星镜11、第一方向转台12和第二方向转台13通讯地连接，用于获取导星镜11拍摄的数据并处理得到第一方向转台12和第二方向转台13的电机需要转动的数据，并将需要转动的数据发送给第一方向转台12和第二方向转台13。转台三脚架14固定在第一方向转台12或第二方向转台13的下方，用于支撑导星镜11、第一方向转台12、第二方向转台13。
83.导星镜11采用asi224，其ccd传感器参数可以如表1所示。
84.表1
85.分辨率/像元间距1304
×
976/17um像素尺寸3.75um图像面积4.8mm
×
3.6mm重量100g(不含导星镜)
86.本方案通过使用导星镜11和跟踪处理模块15，不断优化转他的运动方向，使得空间目标不断处于导星镜11的视场内，实现不断、稳定跟踪空间目标，为后续任务的执行作保障。
87.作为本发明的第二个实施方式，提供一种空间目标成像系统，如图1和图2所示，包括：第一个实施方式的空间目标闭环跟踪装置1和成像装置2。
88.成像装置2为一个或多个，包括光学系统21、红外系统22。光学系统21主要在白天进行观测，可以采用可见光望远镜。红外系统22主要在夜间进行观测，可以采用红外成像仪。成像装置2固定在第一方向转台12或第二方向转台13上。
89.如图3所示，空间目标跟踪成像系统包括算法层、软件层、系统层和产品层。
90.算法层包括基于传统图像处理的目标识别算法、基于卷积网络的目标识别算法、自动调焦算法、光学(双目)测量算法、成像模型建立、目标捕获算法、图像识别算法，其中，基于传统图像处理的目标识别算法、基于卷积网络的目标识别算法、自动调焦算法、光学(双目)测量算法、成像模型建立处理光学系统的数据，光学(双目)测量算法、成像模型建立、目标捕获算法、图像识别算法处理红外系统的数据。
91.软件层包括光学系统跟踪及视频质量优化软件、红外系统图像采集及跟踪软件、智能决策调度软件。
92.系统层包括光学成像系统、光学调焦机构、红外成像系统、转台伺服系统、供配电系统、数据交互与存储系统。
93.产品层即为基于可见光、红外光的双目光学智能跟踪设备，即包括：空间目标闭环跟踪装置1和成像装置2。
94.光学系统21可以采用如表2的参数。
95.表2
96.光学设计施密特-卡塞格林折返射式口径254mm
焦距定焦2500mm(f1)
97.光学系统的相机视频参数可以采用如表3的参数。
98.表3
99.分辨率1920
×
1080帧率30ccd尺寸35.9
×
24mm(w1
×
h1)
100.光学系统21视场：
101.θh＝2arctan(w1/2f1)；
102.θv＝2arctan(h1/2f1)。
103.其中，θh表示光学系统21的宽度视场角，优选0.823
°
；θv表示光学系统21的高度视场角，优选0.555
°
；w1表示光学系统21的ccd宽度，h1表示光学系统21的ccd高度，f1表示光学系统的焦距。
104.光轴对准：导星镜11固定于光学系统21上，确保光轴对准，即空间目标在导星视场与可见光视场、红外视场内坐标一致。
105.通过空间目标闭环跟踪装置1稳定跟踪空间目标，使得空间目标持续在成像装置2中，保证成像装置2能够一直稳定观察到空间目标。
106.作为本发明的第三个实施方式，提供一种空间目标闭环跟踪方法，采用第一个实施方式的空间目标闭环跟踪装置1实现稳定跟踪，提升目标成像质量。空间目标闭环跟踪方法，如图4所示，包括以下步骤：
107.s1：将空间目标置于导星镜11的视场内。
108.此步骤由跟踪处理模块15完成。
109.在将空间目标置于导星镜11的视场内直线，先进行系统校北。
110.系统校北：通过位置预置，输入某一行星(例如木星、月亮等)方位az1及高度，使第一方向转台12和第二方向转台13指向该行星，分别调整第一方向转台12和第二方向转台13的角度(即导星镜11的方位及俯仰角度)，使行星处于导星镜11视场中心，记录此时导星镜11方位角az2，则系统偏北角offsetnor＝az2-az1。在后续的转台运动中，需要通过系统偏北角对转台的运动进行补偿。
111.将空间目标置于导星镜11的视场内的方法包括数引(tle)跟踪方式和手动预置，这两种方式均可捕获空间目标。作为优选的实施方式，将空间目标置于导星镜的视场内的方法包括：采用数引(tle)跟踪方式将空间目标置于导星镜的视场内。
112.数引跟踪方式包括：获取该空间目标的星历文件，根据该星历文件判断空间目标的位置，根据空间目标的位置控制电机将导星镜11指向空间目标。
113.星历文件包含了计算得到的空间目标运动的位置，但是这个文件具有滞后性，因此计算得到的空间目标运动的位置并不准确。最初先用这种方式进行粗对准，后续跟踪时再进一步进行调整。
114.s2：采用光学跟踪方式调整电机13使得空间目标持续地在导星镜11的视场内。
115.此步骤由跟踪处理模块15完成。
116.虽然步骤s1将空间目标置于导星镜11内，但是一般都距离导星镜11的视场中心较远，因此需要将空间目标移动到导星镜11的视场中心，才能保证后续跟踪能够对准。
117.如图5所示，采用光学跟踪方式调整电机使得空间目标持续地在导星镜11的视场内的方法包括：
118.获取空间目标在导星镜11视场中的位置；
119.每隔预定时间计算第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值；
120.如果第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值大于或等于指定阈值，则将第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值通过比例方式转换成运动方向和速度大小调整电机；
121.如果第一方向的像素误差值和第二方向的像素误差值均小于指定阈值，则将第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值通过比例和积分方式转换成运动方向和速度大小调整电机。
122.获取空间目标在导星镜11视场中的位置的方法包括：
123.使用yolo神经网络识别空间目标在导星镜11的视场中的位置，位置包括空间目标中心点在视场(导星镜11的ccd)中的宽度方向的位置和高度方向的位置，即(centroidx，centroidy)。
124.如果无法识别空间目标，则采用数引跟踪方式调整电机使得空间目标持续地在导星镜11的视场内。如果跟踪时天气不理想，空间目标被云层、障碍物等挡住，无法识别，则临时转换为数引跟踪方式，一旦能够识别空间目标，则立刻转换为光学跟踪方式(利用导星镜11进行跟踪)。
125.预定时间采用导星镜11的帧频。
126.计算第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值的方法包括：
127.先计算导星镜11的视场角，根据导星镜11的视场角计算每个像素对应的视场角，根据每个像素对应的视场角计算第一方向和第二方向的像素误差值。
128.优选地，第一方向为导星镜11的宽度方向，第二方向为导星镜12的高度方向。
129.计算导星镜11的视场角采用如下公式：
130.θ
w2
＝2arctan(w2/2f2)；
131.θ
h2
＝2arctan(h2/2f2)；
132.其中，θ
w2
表示导星镜11的宽度视场角，θ
h2
表示导星镜11的高度视场角，w2表示导星镜11的ccd宽度，h2表示导星镜11的ccd高度，f2表示导星镜11的焦距。
133.sdk调用640
×
480(w2
×
h2)分辨率，导星镜视场(f＝24mm)。θ
w2
优选为5.620
°
，θ
h2
优选为4.225
°
。sdk：软件开发工具包一般都是一些软件工程师为特定的软件包、软件框架、硬件平台、操作系统等建立应用软件时的开发工具的集合。
134.导星镜11的视场角根据小孔成像原理计算得到。
135.小孔成像原理：tan(视场角/2)＝(ccd底片宽度/2)/焦距。
136.根据导星镜11的视场角计算每个像素对应的视场角采用如下公式：
137.θw′
＝θ
w2
/w2；
138.θh′
＝θ
h2
/h2；
139.其中，θw′
表示宽度像素视场角，θh′
表示高度像素视场角，θ
w2
表示导星镜11的宽度视场角，θ
h2
表示导星镜11的高度视场角，w2表示导星镜11的ccd宽度，h2表示导星镜11的ccd高度。
140.sdk调用640
×
480(w2
×
h2)分辨率，导星镜视场(f＝24mm)。θw′
优选为0.0088
°
，θh′
优选为0.0088
°
。
141.根据每个像素对应的视场角计算第一方向和第二方向的像素误差值采用如下公式：
142.err
az
＝(w2/2-centroidx)
×
θw′
；
143.err
el
＝-(h2/2-centroidy)
×
θh′
；
144.其中，err
az
表示第一方向的像素误差值，err
el
表示第二方向的像素误差值，centroidx表示空间目标在导星镜11的视场中的宽度方向的坐标，centroidy表示空间目标在导星镜11的视场中的高度方向的坐标，θw′
表示宽度像素视场角，θh′
表示高度像素视场角，w2表示导星镜11的ccd宽度，h2表示导星镜11的ccd高度。
145.优选地，第一方向为俯仰方向，第二方向为方位方向。
146.预定阈值优选为0.4
°
。
147.将第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值通过比例方式转换成运动方向和速度大小调整电机采用下述公式：
148.p
el
＝err
el
×
kp1；
149.p
az
＝err
az
×
kp2；
150.其中，p
az
表示第一方向的比例速度量，p
el
表示第二方向的比例速度量，kp1表示第二方向的比例系数，kp2表示第一方向的比例系数，err
az
表示第一方向的像素误差值，err
el
表示第二方向的像素误差值。比例速度量的值为带有正负符号的数值，如果为负数，运动方向为反方向，比例速度量的绝对值即为速度大小。空间目标在某一方向与视场中心越远，表明像素误差值越大，相应的速度大小越大。kp1和kp2均为正值的常数。
151.将第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值通过比例和积分方式转换成运动方向和速度大小调整电机的方法：
152.根据像素误差值获得累计误差：
153.i
el
＝∑err
el
×
ki1；
154.i
az
＝∑err
az
×
ki2；
155.其中，i
el
表示第二方向的累计误差，i
az
表示第一方向的累计误差，ki1表示第二方向的积分系数，ki2表示第一方向的积分系数，err
az
表示第一方向的像素误差值，err
el
表示第二方向的像素误差值；积分控制考虑过去误差，因此，将误差值过去一段时间和(误差和)乘以一个正值的常数ki1和ki2。积分控制考虑过去误差，将误差值过去一段时间和(误差和)乘以一个正值的常数ki1和ki2均为正值的常数。
156.根据累计误差获得速度量和运动方向：
157.pi
el
＝p
el
+i
el
；
158.pi
az
＝p
az
+i
az
；
159.其中，pi
el
表示第二方向的比例积分速度量，pi
az
表示第一方向的比例积分速度量，i
el
表示第二方向的累计误差，i
az
表示第一方向的累计误差，p
az
表示第一方向的比例速度量，p
el
表示第二方向的比例速度量。比例积分速度量的值为带有正负符号的数值，如果为负数，运动方向为反方向，比例积分速度量的绝对值即为速度大小。
160.将每个方向的比例速度量或比例积分速度量反馈给相应电机，让电机调整转台的
角度，即可让空间目标保持在视场中心附近。系统工作后，电机的2个控制量，根据导星镜帧频刷新迭代，驱动转台运动，逐渐减小像素偏差，直到目标与视场中心坐标重合，达到稳定跟踪效果。
161.采用自适应pi参数条件，可以实现对低动态目标(恒星/卫星)和高动态目标(飞机/火箭/返回舱)的稳定跟踪。跟踪精度如图6、图7和图8所示。
162.采用指向精度指标衡量系统指向性能，指向精度：指的是固连在视轴上的向量，经转动后，预期指向与实际指向之间的偏差。它实际是一种空间角度误差，直接影响望远镜系统的定位精度。
163.数据分析：望远镜光轴指向可以看成高斯分部，也为正态分布，正态分布的3σ原则为：数值分布在(μ-3σ，μ+3σ)中的概率为0.9973，即3sigma(3σ)可以包络99.7％的数据，其中，σ代表标准差，μ代表均值。
164.用99.7％的数据，做指向精度分析，即实际指向和理论指向之间的差值，差值单位为角秒，又称弧秒。“角秒”二字只限用于描述角度，1度＝60角分＝3600角秒。
165.利用第一个实施方式的装置或第二个实施方式的系统进行了恒星指向试验，方位轴为第一方向，俯仰轴为第二方向。该装置或系统可实现恒星精确指向，试验采集了5分钟恒星稳定跟踪数据，并对指向精度进行分析。选取其中3000帧时序图像进行分析，其结果如图6所示，上方的图表示方位轴，下方的图表示俯仰轴，纵坐标表示实际指向与理论指向差值，即向量夹角，单位为”，横坐标表示帧时序，单位为帧，可以看出，整个过程只有个别指向位置误差＞30”，其余均维持在-30”左右，结果表明系统指向精度优于30”(3σ)。
166.进行外场飞机跟踪试验进行跟踪精度分析，仅用pi控制，整定系统参数后，可实现稳定跟踪。跟踪精度优于50”，结果如图7所示，上方的图表示方位轴，下方的图表示俯仰轴，纵坐标表示实际指向与理论指向差值，即向量夹角，单位为”，横坐标表示帧时序，单位为帧，方位轴为第一方向，俯仰轴为第二方向。经分析，系统对低速运动目标(＜10
°
/s)跟踪稳定度优于40”(3σ)。
167.将激光笔固定在某电机上，设置电机运动角速度为20
°
/s，角加速度30
°
/s2，做往复运动。引入pid控制中差分参数后，整定系统pid，可实现稳定跟踪。经分析，系统对高速运动目标(＞10
°
/s)跟踪稳定度优于110”(3σ)，结果如图8所示上方的图表示方位轴，下方的图表示俯仰轴，纵坐标表示实际指向与理论指向差值，即向量夹角，单位为”，横坐标表示帧时序，单位为帧，方位轴为第一方向，俯仰轴为第二方向。
168.由此可见，采用本方案的方法，当空间目标进入视场后，调用导星镜11及跟踪处理模块15，得出目标距离视场中心的像素偏差(脱靶量)，将偏差值转换为第一方向转台12和第二方向转台13的运动方向及速度大小量，驱动转台运动，逐渐减小像素偏差，直到目标与视场中心坐标重合，达到稳定跟踪效果。
169.将上述方法应用到国际空间站跟踪成像中，采用第二个实施方式的空间目标成像系统，图9为天文望远镜拍摄的空间站，图10对视频裁剪、对齐、锐化、叠加，得到最终效果。
170.以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种空间目标闭环跟踪方法，导星镜固定在第一方向转台或第二方向转台上，第一方向转台和第二方向转台固定连接，第一方向转台和第二方向转台均包括电机，其特征在于，包括以下步骤：将空间目标置于导星镜的视场内；采用光学跟踪方式调整电机使得空间目标持续地在导星镜的视场内；所述采用光学跟踪方式调整电机使得空间目标持续地在导星镜的视场内的方法包括：获取空间目标在导星镜视场中的位置；每隔预定时间计算第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值；如果第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值大于或等于指定阈值，则将第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值通过比例方式转换成运动方向和速度大小调整电机；如果第一方向的像素误差值和第二方向的像素误差值均小于指定阈值，则将第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值通过比例和积分方式转换成运动方向和速度大小调整电机。2.根据权利要求1所述的空间目标闭环跟踪方法，其特征在于，所述将空间目标置于导星镜的视场内的方法包括：采用数引跟踪方式将空间目标置于导星镜的视场内。3.根据权利要求2所述的空间目标闭环跟踪方法，其特征在于，所述数引跟踪方式包括：获取该空间目标的星历文件，根据该星历文件判断空间目标的位置，根据空间目标的位置控制电机将导星镜指向空间目标。4.根据权利要求1所述的空间目标闭环跟踪方法，其特征在于，计算第一方向的像素误差值和第二方向的像素误差值的方法包括：先计算导星镜的视场角，根据导星镜的视场角计算每个像素对应的视场角，根据每个像素对应的视场角计算第一方向的像素误差值和第二方向的像素误差值。5.根据权利要求4所述的空间目标闭环跟踪方法，其特征在于，所述计算导星镜的视场角采用如下公式：θ
w2
＝2arctan(w2/2f2)；θ
h2
＝2arctan(h2/2f2)；其中，θ
w2
表示导星镜的宽度视场角，θ
h2
表示导星镜11的高度视场角，w2表示导星镜的ccd宽度，h2表示导星镜的ccd高度，f2表示导星镜的焦距。6.根据权利要求5所述的空间目标闭环跟踪方法，其特征在于，所述根据导星镜的视场角计算每个像素对应的视场角采用如下公式：θ
w
′
＝θ
w2
/w2vθ
h
′
＝θ
h2
/h2；其中，θ
w
′
表示宽度像素视场角，θ
h
′
表示高度像素视场角，θ
w2
表示导星镜的宽度视场角，θ
h2
表示导星镜的高度视场角，w2表示导星镜的ccd宽度，h2表示导星镜的ccd高度。7.根据权利要求6所述的空间目标闭环跟踪方法，其特征在于，所述根据每个像素对应的视场角计算第一方向和第二方向的像素误差值采用如下公式：err
az
＝(w2/2-centroidx)
×
θ
w
′
；err
el
＝-(h2/2-centroidy)
×
θ
h
′
；
其中，err
az
表示第一方向的像素误差值，err
el
表示第二方向的像素误差值，centroidx表示空间目标在导星镜的视场中的宽度方向的坐标，centroidy表示空间目标在导星镜的视场中的高度方向的坐标，θ
w
′
表示宽度像素视场角，θ
h
′
表示高度像素视场角，w2表示导星镜的ccd宽度，h2表示导星镜的ccd高度。8.一种空间目标闭环跟踪装置，其特征在于，该装置可执行如权利要求1-7中任一项所述的空间目标闭环跟踪方法。9.根据权利要求8所述的空间目标闭环跟踪装置，其特征在于，包括：第一方向转台，包括电机；第二方向转台，与第一方向转台固定连接，包括电机；导星镜，固定在第一方向转台或第二方向转台上，用于拍摄空间目标；跟踪处理模块，与导星镜、第一方向转台的电机、第二方向转台的电机通讯地连接，用于获取导星镜拍摄的数据并处理得到电机需要转动的数据，并将电机需要转动的数据发送给电机。10.一种空间目标跟踪成像系统，其特征在于，包括：如权利要求8或9所述的空间目标闭环跟踪装置；成像装置；所述成像装置固定在空间目标闭环跟踪装置的第一方向转台或第二方向转台上。

技术总结
本发明涉及空间目标跟踪技术领域，提供一种空间目标闭环跟踪方法和装置、空间目标跟踪成像系统，该方法包括：将空间目标置于导星镜的视场内；用光学跟踪方式调整电机使得空间目标持续地在导星镜的视场内，具体包括：获取空间目标在导星镜视场中的位置；每隔预定时间计算像素误差值；如果第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值大于或等于指定阈值，则将第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值通过比例方式转换成运动方向和速度大小调整电机；否则将第一方向的像素误差值或第二方向的像素误差值通过比例和积分方式转换成运动方向和速度大小调整电机。本方案可以实现空间目标的闭环跟踪，为后续任务的执行作保障。为后续任务的执行作保障。为后续任务的执行作保障。


技术研发人员：杨拓 韩沛文 周欢 赵磊
受保护的技术使用者：北京航天驭星科技有限公司
技术研发日：2023.05.25
技术公布日：2023/8/9