付智紅1，王黎明2，劉 冰1

（1.北京空間機電研究所，北京 100094；2.北京特種工程設計研究院，北京 100028）

高精度星載點目標軌跡跟蹤系統(tǒng)設計

付智紅1，王黎明2，劉 冰1

（1.北京空間機電研究所，北京 100094；2.北京特種工程設計研究院，北京 100028）

一種高精度星載點目標軌跡跟蹤系統(tǒng)，利用擬合點目標軌跡曲線的方法將點目標位置數(shù)據簡化成多項式系數(shù)的數(shù)據包，由地面測控系統(tǒng)發(fā)送至星上遙感器指向控制單元，指向控制單元與時間管理單元解析數(shù)據包中時間參數(shù)與系數(shù)參數(shù)，控制指向鏡機構進行運動，對點目標軌跡進行自主跟蹤；此方法提高了跟蹤系統(tǒng)的跟蹤精度，減輕了目標跟蹤時總線通信壓力；經過試驗驗證，系統(tǒng)的跟蹤精度遠優(yōu)于傳統(tǒng)的目標跟蹤方法，可進行推廣使用。

高精度；點目標軌跡跟蹤；系統(tǒng)設計

0 引言

星載遙感器在隨衛(wèi)星飛行時采用推掃或凝視方式對景物目標的進行成像。在一些特定場合、特定用途，星載遙感器需要獲得運動目標的數(shù)據，這些運動目標多為點目標。對預知的點目標進行跟蹤成像，即事先知道點目標的運動軌跡，對其進行跟蹤成像，需保證點目標在整個跟蹤軌跡段均出現(xiàn)在星載遙感器有效視場內。影響點目標軌跡跟蹤精度的因素主要有時間跟蹤誤差因素和角度跟蹤誤差因素。

本文將針對影響點目標軌跡跟蹤精度的主要因素進行分析，設計一種新的星載點目標軌跡跟蹤系統(tǒng)及方法。

1 現(xiàn)有技術及誤差分析

現(xiàn)有技術點目標軌跡跟蹤方法：衛(wèi)星地面測控系統(tǒng)將包含點目標運動軌跡逐點位置信息的數(shù)據以指令形式依次上傳至衛(wèi)星，衛(wèi)星通過側擺來逐點調整星載遙感相機的視軸，保證點目標落在相機有效成像范圍內，從而實現(xiàn)對點目標的連續(xù)跟蹤；此方法依賴于衛(wèi)星的側擺，點目標的跟蹤誤差主要包括衛(wèi)星側擺誤差和時統(tǒng)誤差；通常衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)的側擺控制精度能達到0.5°（3δ），時統(tǒng)誤差通常在500 ms，由該時間差導致的跟蹤誤差為0.05°，跟蹤總誤差為兩種誤差均方根合成，即總，得出總跟蹤誤差為0.5025°。由計算結果可見此方法跟蹤精度主要由衛(wèi)星側擺精度決定。此外，完成點目標的軌跡跟蹤需要上傳大量的位置信息，長時間占用總線資源，給數(shù)據管理帶來較大壓力。

表1 點目標跟蹤誤差匯總

若遙感器視場角小于1°，通常要求跟蹤誤差小于1／3視場角，即為0.3°，上述方法將不能滿足使用要求，因此，需對跟蹤系統(tǒng)方案進行優(yōu)化設計，以適應較小視場角的遙感器。

2 點目標軌跡跟蹤系統(tǒng)

根據對現(xiàn)有技術的分析，點目標軌跡跟蹤誤差中以衛(wèi)星側擺的精度誤差為最大，而通常星載遙感器指向鏡的指向精度可以達到0.03°（3δ），因此設計一種新的點目標軌跡跟蹤系統(tǒng)，衛(wèi)星平臺姿態(tài)穩(wěn)定，不需要衛(wèi)星平臺參與側擺，以相機指向鏡為主要擺動機構，對點目標軌跡進行跟蹤；同時采用曲線擬合法將逐點位置信息擬合成多項式，僅將多項式系數(shù)作為數(shù)據包內容通過總線上傳至相機，相機進行自主連續(xù)軌跡跟蹤，極大地減少了上傳數(shù)據數(shù)量，減少總線通信壓力。星上點目標軌跡跟蹤系統(tǒng)包括：時間管理單元、指向控制單元、指向鏡電機機構。系統(tǒng)工作原理如圖1所示。

圖1 點目標軌跡跟蹤系統(tǒng)組成框圖

點目標軌跡的運動通常為一段時間之內目標點的位置連續(xù)變化，映射到遙感器內，即為一段時間之內遙感器視軸的連續(xù)角度變化。點目標軌跡跟蹤系統(tǒng)的功能即為在目標運動周期內控制遙感器指向鏡以目標軌跡反射的角度連續(xù)轉動。系統(tǒng)跟蹤的原理如圖2所示。

圖2 相機對點目標軌跡跟蹤原理

首先將預知點目標的運動軌跡所對應的視軸變化軌跡，擬合成指向鏡電機機構的角度跟蹤曲線；通常指向系統(tǒng)為二維度控制系統(tǒng)，由俯仰向、滾動向兩個軸系組成。將指向鏡電機機構的角度跟蹤曲線分解為俯仰向跟蹤曲線和滾動向跟蹤曲線，其中，俯仰向跟蹤曲線、滾動向跟蹤曲線均以時間為變量，角度為參變量；點目標的運動軌跡對應的視軸角度與指向鏡電機機構俯仰向角度、滾動向角度之間的具體轉換方法如圖3所示。

圖3 坐標轉換關系

假定XYZO為衛(wèi)星所在的軌道坐標系（衛(wèi)星慣性坐標系），首先將點目標運動軌跡在YOZ面上投影，得到點目標運動軌跡與投影之間的夾角并作為對應于衛(wèi)星本體坐標系的俯仰角α。其中，如果點目標運動軌跡位于＋X軸，則其對應的俯仰角α為正；如果點目標運動軌跡位于－X軸，則其對應的俯仰角α為為負。然后將點目標運動軌跡在軌道坐標系XOZ面上投影，得到點目標運動軌跡與投影之間的夾角并作為對應于衛(wèi)星本體坐標系滾動角β。其中，如果點目標運動軌跡位于＋Y軸，則其對應的滾動角β為負；如果點目標運動軌跡位于－Y，則其對應的滾動角β為正。最后將得到的對應衛(wèi)星本體坐標系的俯仰角α、滾動角β轉換成指向鏡電機機構跟蹤曲線的俯仰角α指向鏡和滾動角β指向鏡，α指向鏡＝。

為了提高跟蹤精度，可以采用全局尋優(yōu)的方法找出跟蹤曲線分段點，將一條跟蹤曲線分為多段，后段曲線的起始角度即為前一段曲線的終止角度。將曲線分段，是為了讓擬合出的高次多項式更加逼近點目標的實際運動軌跡，其中，具體分段方法可以采用“尋找零點法”，即對曲線各點求二次導，將得出“零點”即作為分段位置點，進而得到一個較為逼近點目標實際運動軌跡的分段高次多項式。

通過上述方法得出以時間為變量、角度為參變量的代表俯仰向曲線方程和滾動向曲線方程高次多項式；然后提取代表預知點目標軌跡的俯仰向曲線方程和滾動向曲線方程的高次多項式的系數(shù)，并與曲線跟蹤起始時間、曲線跟蹤結束時間打包形成預知點目標運動軌跡的參數(shù)數(shù)據包；通過衛(wèi)星數(shù)據管理單元將包含曲線方程多項式系數(shù)、曲線跟蹤起始時間和曲線跟蹤結束時間的預知點目標運動軌跡的參數(shù)數(shù)據包發(fā)送給軌跡跟蹤系統(tǒng)的時間管理單元。其中，曲線方程為俯仰向、滾動向角度關于時間的多項式，即俯仰向曲線方程和滾動向曲線方程。

下面以擬合成三段的三次曲線為例說明多項式形式及參數(shù)數(shù)據包內容：

提取各段曲線的多項式系數(shù)以及各段曲線的起始結束時間（每一段曲線的跟蹤起始時間即為上一段跟蹤結束時間）作為參數(shù)數(shù)據包的內容，數(shù)據包詳細內容見表2。

時間管理單元，接收地面測控系統(tǒng)發(fā)送的預知點目標運動軌跡的參數(shù)數(shù)據包后，提取參數(shù)數(shù)據包中的跟蹤起始時間t0、跟蹤結束時間tend后將參數(shù)數(shù)據包轉發(fā)給指向控制單元，并以收到的衛(wèi)星星務時間作為基準開始計時，當計時至曲線跟蹤起始時間t0后控制指向控制單元開始啟動跟蹤控制，當計時至跟蹤結束時間tend時控制指向控制單元結束跟蹤控制。

表2 曲線參數(shù)數(shù)據包

指向控制單元，接收到參數(shù)數(shù)據包后進行解析并計算，即根據曲線多項式系數(shù)還原俯仰向曲線方程和滾動向曲線方程，計算出指向鏡電機結構跟蹤的初始俯仰向、滾動向的角度位置后產生功率驅動信號，控制指向鏡電機伺服到初始俯仰向、滾動向的角度位置；將曲線跟蹤起始時間和曲線跟蹤結束時間之間的時間長度均分成m份，每份對應的時間長度作為指向控制單元的控制周期△t，根據俯仰向曲線方程和滾動向曲線方程，計算出每個控制周期的起始時刻指向鏡電機需要伺服到的俯仰向、滾動向的角度位置，形成跟蹤角度查找表，并進而得到如圖4所示的跟蹤曲線（或跟蹤曲線及其分段），以備曲線跟蹤時查找；當時間管理單元計時到曲線跟蹤起始時間t0時，啟動跟蹤控制，依照跟蹤角度查找表及設定的控制周期產生功率驅動信號，對指向鏡電機機構進行伺服控制（即在每個控制周期的起始時刻將指向鏡電機機構伺服到對應的俯仰向、滾動向的角度位置），直至曲線跟蹤結束時間tend停止；其中，指向控制單元的控制周期△t應小于遙感相機每幀圖像的成像周期，同時根據目標跟蹤精度的要求在系統(tǒng)計算及存儲資源允許的情況盡量取小。

圖4 分段曲線（以俯仰向為例）

針對系統(tǒng)設計，進行誤差分析；新的點目標軌跡跟蹤系統(tǒng)誤差主要包括3個因素：指向鏡跟蹤誤差、擬合算法誤差和時統(tǒng)誤差。指向鏡跟蹤誤差能夠達到0.03°（3δ），時統(tǒng)誤差在0.05°，曲線擬合算法誤差根據仿真分析，三次擬合的標準差在0.02°。

根據誤差分析，點目標軌跡跟蹤系統(tǒng)的誤差預期在0.06°，能夠滿足小視場遙感器跟蹤精度0.3°。

表3 系統(tǒng)跟蹤誤差

3 系統(tǒng)驗證

為了驗證點目標跟蹤系統(tǒng)在軌跟蹤精度，需要搭建一套測試系統(tǒng)對點目標軌跡曲線跟蹤精度進行測試。測試系統(tǒng)包含：測控計算機、指向控制單元、二維指向鏡機構、曲線跟蹤采集系統(tǒng)和數(shù)據接收計算機等。測試系統(tǒng)連接方式如圖5所示。由測控計算機發(fā)送擬合好的曲線跟蹤參數(shù)數(shù)據包和星務時間給指向控制單元，指向控制單元驅動二維指向鏡機構轉動，帶動指向鏡轉動進行曲線跟蹤。理論曲線參數(shù)和實時角度均發(fā)送給曲線跟蹤采集模塊，數(shù)據由數(shù)據接收計算機收集后在同一個時間軸上畫出理論曲線和實際曲線，用于比較曲線跟蹤精度和時延。

圖5 測試系統(tǒng)連接方式

數(shù)據接收計算機在同一個時間軸上畫出理論曲線和實際曲線，如圖6所示。

圖6 理論曲線與實際跟蹤曲線對比

對實際跟蹤曲線數(shù)據進行分析，得出指向鏡機構俯仰向、滾動向兩個方向的跟蹤精度誤差。滾動向曲線跟蹤誤差如圖7所示（縱軸為理論曲線和實際曲線的差），誤差最大值為0.034°。

圖7 滾動軸曲線跟蹤誤差曲線

俯仰向曲線跟蹤誤差如圖8所示（縱軸為理論曲線和實際曲線的差），誤差最大值為0.088°。

滾動向和俯仰向的曲線跟蹤精度如表4所示。

圖8 俯仰軸曲線跟蹤誤差曲線

表4 曲線跟蹤誤差統(tǒng)計

從測試結果來看，曲線實際跟蹤誤差遠優(yōu)于0.3°的指標要求，能夠實現(xiàn)星上點目標軌跡跟蹤的要求。

4 結論

本系統(tǒng)與現(xiàn)有技術的相比，不需要通過衛(wèi)星側擺，遙感器就能自動實現(xiàn)對點目標運動軌跡的連續(xù)跟蹤；使用指向鏡電機機構控制遙感器進行跟蹤，轉動慣量更小、控制精度更高，提高了跟蹤系統(tǒng)的跟蹤精度；不需要連續(xù)上傳多條角度指令至遙感器，只需要將時間參數(shù)和多項式系數(shù)數(shù)據作為數(shù)據包傳輸，即可控制遙感器完成對點目標運動軌跡的連續(xù)跟蹤，通信效率高，減少了跟蹤系統(tǒng)的存儲壓力。本系統(tǒng)控制方法簡單、準確、高效、適用面廣泛，能夠適用于多種對預知點目標進行跟蹤的星載遙感器。

［1］趙 延，姚康澤，孫俊華，等.導彈預警衛(wèi)星目標識別算法研究［J］.系統(tǒng)工程與電子技術，2005，27（10）：1811-1813.

［2］龐國瑞，葛廣英，田存?zhèn)?基于PSO算法的運動目標跟蹤研究［J］.單片機與嵌入式系統(tǒng)應用，2013 13（6）：1-4.

［3］高 升，袁寶峰，齊 哲，等.基于稀疏直方圖的空間機械臂視覺目標跟蹤方法［J］.航天返回與遙感，2015（3）：92-98.

Design of High Precision Space－borne Point－target Trajectory Tracking System

Fu Zhihong1，Wang Liming2，Liu Bing1

（1.Beijing Institute of Mechanics＆Electricity，Beijing 100094，China；2.Beijing Special Engineering Design and Research Institute，Beijing 100028，China）

High precision space－borne Point－targer trajectory tracking system，the point target position is simplified into a data packet with polynomial coefficients，which is sent to the satellite remote sensor pointing control unit from the ground control system.The pointing control unit and time management unit analysis time parameter and coefficient parameter in data packet，and control pointing mirror mechanism for motion，autonomous tracking point target trajectory.This method improves the tracking accuracy of the tracking system，reduce the pressure of bus communication.The tracking accuracy of the system is much better than that of the traditional target tracking method.

high precision；Point－targer trajectory tracking；system design

1671-4598（2016）08-0252-03

10.16526／j.cnki.11－4762／tp.2016.08.069

：V443＋.5

：A

2016-05-23；

：2016-07-04。

付智紅（1982-），女，江西吉安人，碩士，工程師，主要從事衛(wèi)星有效載荷遙感器電子學系統(tǒng)設計工作。