長(zhǎng)時(shí)間在軌空間飛行器可見(jiàn)光導(dǎo)引頭復(fù)用技術(shù)研究

張 俊

1.宇航智能控制技術(shù)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100854 2.北京航天自動(dòng)控制研究所，北京 100854

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長(zhǎng)時(shí)間在軌空間飛行器可見(jiàn)光導(dǎo)引頭復(fù)用技術(shù)研究

張 俊1,2

1.宇航智能控制技術(shù)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100854 2.北京航天自動(dòng)控制研究所，北京 100854

目前,空間飛行器實(shí)用化已經(jīng)進(jìn)入新的階段，空間飛行器的目標(biāo)探測(cè)處理技術(shù)一直是發(fā)展的焦點(diǎn)，本文提出了一種星光導(dǎo)航/可見(jiàn)光目標(biāo)檢測(cè)導(dǎo)引頭復(fù)用技術(shù)，利用可見(jiàn)光導(dǎo)引頭完成星光導(dǎo)航及目標(biāo)探測(cè)任務(wù)，采取綜合控制軟件分段控制配置導(dǎo)引頭參數(shù)，分別完成導(dǎo)航、目標(biāo)探測(cè)兩個(gè)圖像處理任務(wù)。其優(yōu)點(diǎn)是在完成任務(wù)基礎(chǔ)上，最大限度的利用硬件環(huán)境，大大節(jié)約了相應(yīng)的有效載荷。通過(guò)原理樣機(jī)，進(jìn)行了相應(yīng)的半實(shí)物仿真驗(yàn)證試驗(yàn)。 關(guān)鍵詞 空間飛行器； 復(fù)合圖像處理系統(tǒng)； 星敏感器； 紅外導(dǎo)引頭

隨著航天技術(shù)的迅速發(fā)展，近空間領(lǐng)域逐漸成為各大國(guó)競(jìng)相進(jìn)入的主戰(zhàn)場(chǎng)，本文提出了一種基于空間飛行器的單模導(dǎo)引頭分段調(diào)用任務(wù)技術(shù)。根據(jù)飛行任務(wù)需求，分段配置單模導(dǎo)引頭為定姿的星敏感器及目標(biāo)探測(cè)的導(dǎo)引頭，該系統(tǒng)按照任務(wù)時(shí)序節(jié)點(diǎn)，嚴(yán)格分隔配置、切換復(fù)合圖像處理系統(tǒng)完成對(duì)應(yīng)系統(tǒng)任務(wù)[1]。

空間飛行器的控制系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)，需結(jié)合自身特殊需求，如長(zhǎng)期在軌、任務(wù)復(fù)雜、模塊眾多和載荷有限等，設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)中的圖像處理系統(tǒng)，其中采用自主慣性導(dǎo)航加星光修正的復(fù)合制導(dǎo)模式解決長(zhǎng)時(shí)間在軌問(wèn)題，目標(biāo)探測(cè)系統(tǒng)采用可見(jiàn)光圖像匹配技術(shù)。

長(zhǎng)時(shí)間在軌的最大問(wèn)題是飛行時(shí)間過(guò)長(zhǎng)，慣性導(dǎo)航誤差隨時(shí)間變大，出現(xiàn)誤差積累效應(yīng)，必須引入外部信息修正，因此利用現(xiàn)有的光學(xué)導(dǎo)引頭將其配置成星敏感器以提供星光輔助修正，直到空間飛行器飛行到任務(wù)目標(biāo)附近時(shí)，再切換成可見(jiàn)光目標(biāo)探測(cè)導(dǎo)引頭，利用可見(jiàn)光導(dǎo)引頭對(duì)任務(wù)目標(biāo)展開(kāi)搜索和匹配，完成后續(xù)的任務(wù)。該系統(tǒng)即可在A時(shí)刻做可見(jiàn)光探測(cè)器用，也可在B時(shí)刻為星光輔助提供導(dǎo)航。此方案節(jié)約了大量硬件資源，提高了有效載荷比，采用控制系統(tǒng)進(jìn)行功能分段切換，最終實(shí)現(xiàn)一體化、分段復(fù)用的空間飛行器圖像處理系統(tǒng)。

1 長(zhǎng)時(shí)間在軌空間飛行器的復(fù)用導(dǎo)引頭控制系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)

控制系統(tǒng)圖像處理系統(tǒng)分為如下2部分：1)探測(cè)系統(tǒng)：負(fù)責(zé)空間捕獲相對(duì)目標(biāo)的圖像處理；2)導(dǎo)航系統(tǒng)：負(fù)責(zé)長(zhǎng)時(shí)間在軌天文導(dǎo)航星光圖像處理。為實(shí)現(xiàn)一體化復(fù)用導(dǎo)引頭的技術(shù)功能，設(shè)計(jì)了控制系統(tǒng)總體框架，并基于該框架，設(shè)計(jì)了相應(yīng)試驗(yàn)原理樣機(jī)，以驗(yàn)證其方案的正確性和可行性，為后續(xù)仿真驗(yàn)證試驗(yàn)做好硬件條件準(zhǔn)備?；趶?fù)用導(dǎo)引頭原理設(shè)計(jì)的原理樣機(jī)控制系統(tǒng)整體架構(gòu)圖見(jiàn)圖1，其涵蓋控制系統(tǒng)基本組成、功能模塊、輸出入關(guān)系和控制信息流等方面。

圖1 長(zhǎng)時(shí)間在軌空間飛行器一體化復(fù)用導(dǎo)引頭控制系統(tǒng)的架構(gòu)圖

根據(jù)該系統(tǒng)架構(gòu)圖，明確了控制系統(tǒng)整體基本狀態(tài)。主要由慣導(dǎo)系統(tǒng)、探測(cè)系統(tǒng)、控制硬件系統(tǒng)和圖像處理系統(tǒng)等組成。針對(duì)圖像處理部分的工作模式，首先由控制系統(tǒng)的核心CPU板發(fā)出圖像模式的控制信號(hào)，圖像處理板接收到該信號(hào)，調(diào)用對(duì)應(yīng)圖像工作模塊，完成復(fù)用導(dǎo)引頭工作模式切換、狀態(tài)配置、信息交互和控制脈沖輸出等工作。其中圖像板信息在星光模式下直接參與控制系統(tǒng)導(dǎo)航回路的運(yùn)算，在可見(jiàn)光模式下參與探測(cè)系統(tǒng)搜索運(yùn)算。關(guān)于圖像處理板的導(dǎo)引頭有如下配置：導(dǎo)引頭自檢、配置工作模式和配置對(duì)應(yīng)的成像參數(shù)，啟動(dòng)導(dǎo)引頭對(duì)應(yīng)的工作狀態(tài)[2]。

為了保證完成圖像系統(tǒng)的高速傳輸，圖像處理板的高速圖像通訊接口方案設(shè)計(jì)選用LVDS并行傳輸?shù)母邘l數(shù)傳模式?？刂菩盘?hào)通訊接口是單開(kāi)一路422串口。保證圖像傳輸和控制信號(hào)通訊獨(dú)立可靠性，可以支持空間飛行器控制系統(tǒng)長(zhǎng)時(shí)間在軌執(zhí)行任務(wù)的單硬件多模任務(wù)。

2 半實(shí)物仿真試驗(yàn)

下文設(shè)計(jì)的仿真試驗(yàn)，驗(yàn)證了復(fù)用導(dǎo)引頭對(duì)近目標(biāo)和遠(yuǎn)目標(biāo)切換設(shè)計(jì)方案，以及時(shí)序分段調(diào)度控制和模式切換工作的完整性。試驗(yàn)設(shè)備包括：控制計(jì)算單元、復(fù)用導(dǎo)引頭、目標(biāo)模擬器和實(shí)時(shí)顯示控制計(jì)算機(jī)。

2.1 半實(shí)物仿真驗(yàn)證復(fù)用導(dǎo)引頭可見(jiàn)光模式下的工作狀態(tài)

復(fù)用導(dǎo)引頭切換到可見(jiàn)光模式下，控制導(dǎo)引頭曝光時(shí)間為XX ms，利用實(shí)時(shí)顯示的方式捕獲試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)，通過(guò)專(zhuān)門(mén)設(shè)計(jì)的目標(biāo)檢測(cè)、識(shí)別算法及相應(yīng)的測(cè)距和測(cè)角算法，按照一定距離和一定旋轉(zhuǎn)速度讓導(dǎo)引頭圍繞目標(biāo)進(jìn)行觀測(cè)，通過(guò)422串口實(shí)時(shí)采集計(jì)算結(jié)果，繪制相關(guān)曲線，見(jiàn)圖2～4，最終與設(shè)定的距離和角度比對(duì)，評(píng)價(jià)復(fù)用導(dǎo)引頭可見(jiàn)光模式精度，可知圖像處理系統(tǒng)將復(fù)用導(dǎo)引頭設(shè)為目標(biāo)探測(cè)模式。

圖2 相對(duì)目標(biāo)距離

圖3 相對(duì)目標(biāo)高低角

圖4 相對(duì)目標(biāo)方位角

地面仿真系統(tǒng)在建立的半實(shí)物仿真驗(yàn)證平臺(tái)上通過(guò)采集的實(shí)時(shí)圖像和相對(duì)目標(biāo)的實(shí)時(shí)測(cè)距、測(cè)角數(shù)據(jù)，比對(duì)預(yù)定的相對(duì)距離和角度，得到的結(jié)果符合要求，表明該系統(tǒng)的導(dǎo)引頭目標(biāo)捕獲探測(cè)功能正常，測(cè)距和測(cè)角結(jié)果符合總體對(duì)圖像處理系統(tǒng)的要求。

2.2 驗(yàn)證復(fù)合導(dǎo)引頭星敏感器模式下工作狀態(tài)

在空曠干凈的半實(shí)物仿真試驗(yàn)環(huán)境下，將復(fù)合導(dǎo)引頭切換到星光模式下，控制脈沖為XX ms，進(jìn)行半實(shí)物仿真試驗(yàn)，實(shí)時(shí)拍攝到星圖如圖5和6。

圖5 第1張?jiān)紙D像

圖6 第2張?jiān)紙D像

通過(guò)422通訊串口，將星點(diǎn)信息實(shí)時(shí)采集下來(lái)，捕獲到3顆星在CCD上各點(diǎn)位置，并繪制分布圖如圖7～9。

圖7 第7星點(diǎn)CCD位置坐標(biāo)

圖8 第8星點(diǎn)CCD位置坐標(biāo)

圖9 第3星點(diǎn)CCD位置坐標(biāo)

由圖可知，切換到復(fù)用導(dǎo)引頭星光模式下，利用星光匹配算法提取出的3顆星的原始星圖和位置坐標(biāo)圖結(jié)果符合設(shè)計(jì)要求，進(jìn)一步驗(yàn)證了該方法的復(fù)用導(dǎo)引頭切換到星敏感器狀態(tài)下的工作狀態(tài)正常，表明復(fù)用導(dǎo)引頭在星光模式下是可用和正確的。

3 結(jié)束語(yǔ)

提出了一種星光導(dǎo)航/可見(jiàn)光目標(biāo)檢測(cè)導(dǎo)引頭復(fù)用技術(shù)，旨在不增加載荷重量和體積的前提下，通過(guò)借鑒單硬件多模分段任務(wù)的方案思路，設(shè)計(jì)了嚴(yán)格分段分隔使用工作模式，最終保證了不同工作模式下圖像處理任務(wù)的完成，并在原理樣機(jī)上進(jìn)行了半實(shí)物仿真試驗(yàn)，結(jié)果表明該技術(shù)在空間飛行領(lǐng)域中具有可行性。

[1] 程國(guó)采.彈道導(dǎo)彈制導(dǎo)方法與最優(yōu)控制[M].長(zhǎng)沙：國(guó)防科技大學(xué)出版社，1987.

[2] 黃圳圭.航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)[M].長(zhǎng)沙：國(guó)防科技大學(xué)出版社，1997.

[3] 賈沛然,沈?yàn)槊?彈道導(dǎo)彈彈道學(xué)[M].長(zhǎng)沙：國(guó)防科技大學(xué)出版社，1981.

The Research of Starlight and Visible-Light Composited Seeker of Space Weapon

Zhang Jun1, 2

1.National Key Laboratory of Science and Technology on Aerospace Intelligence Control, Beijing 100854, China 2. Beijing Aerospace Automatic Control Institute, Beijing 100854, China

Fromthedevelopmentpointofviewofspacetechnology,therealcombatspaceweaponentersanewstage.Thetargetimageprocessingtechnologyhasbeenfocusedonthedevelopmentinrecentyears.Thispaperproposedanewtechniqueofstarlightvisible-lightcompositeimageprocesssystem.Itcombinesthestarlightsensorwiththevisible-lightseekeropticalsystemtogether,andusesthedifferentcontrolmodulestocompletetheimageprocesstask.Theadvantageofthisschemeismaximizingtheusageofhardwareresourceandreducingthepayload.Bydesigningtheengineeringprototypeandexperiments,verifiesthefeasibilityandthecorrectnessoftheapplicationofengineeringareverified.

Spaceattackanddefenseweapon;Combinationofimageprocessingsystemstar-sensor;Infraredseeker

2014-08-11

張 俊(1979-)，男，安徽馬鞍山人，工程師，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航、制導(dǎo)控制技術(shù)。

V442

A

1006-3242(2016)02-0027-04