基于视觉的火星探测器着陆运动参数估计

火星探测是我国深空探测的重要目标之一,精确估计火星探测器自主着陆时的运动参数是实现自主着陆的前提.在探测器所携带相机内参数已知的情况下,研究2幅图片中特征点之间的对应关系,得出火星探测器空间三维运动信息,以实现其运动参数估计.首先进行特征点检测,然后进行特征点匹配,根据匹配结果估计出基础矩阵F;然后进行本质矩阵的计算、姿态解算和幅值恢复,对所得运动参数进行非线性优化;最后通过仿真实验验证了上述方法的有效性.     

火星探测器着陆过程中图像匹配的性能研究

以火星探测器着陆过程中通过图像匹配估计位置参数为背景,针对探测器拍摄的实时图旋转以及尺度变化等对图像匹配算法的影响做一系列研究,寻找适当的旋转角度以及尺度大小来获得较高的匹配精度.以SURF算法为研究对象,结合RANSAC算法对误匹配点进行剔除,提纯匹配点,综合定义了正确率的概念,方便对匹配结果进行判断.实验结果表明,实时图旋转角度以及尺度大小和匹配的正确率呈一定的规律在变化,在应用到火星探测器着陆过程中实时图的选取时,相对于参考图选取适当旋转角度和尺度的实时图能在一定程度上提高图像匹配的准确率.     

大型工件测量系统中的快速图像拼接方法

根据大型工件测量系统中的图像拼接特点,提出了一种改进的模板匹配与特征提取相结合的高精度快速图像拼接算法.该算法对相邻的两幅图像采用多尺度Harris算子提取特征点,在第一幅图像中根据特征点的分布确定模板块,在第二幅图像中进行模板匹配找到匹配块,再基于特征提取在匹配块内进行对应特征点的计算,完成拼接.试验结果表明,该算法...     

基于SIFT和小波变换的图像拼接算法

提出了一种基于尺度不变特征变换(SIFT)和小波变换的图像拼接算法,以提高室外复杂场景的图像拼接质量.利用SIFT算法提取基准图像(待匹配图像)和后续图像(与基准图像进行匹配的图像)的特征点,确定特征点的位置、尺度与方向;利用128维向量对特征点进行描述;利用最近邻法完成两幅图像特征点的匹配,确定重合区域;利用基于小波变换的多分辨率方法完成对图像的拼接.实验结果表明,该方法对亮度差异较大的图像拼接效果良好,适宜于室外复杂环境的图像拼接.     

基于尺度制约规则耦合距离约束的图像匹配算法

为了提高图像的匹配精度及其鲁棒性,本文提出了基于尺度制约规则耦合距离约束的图像匹配算法.首先,采用箱式滤波器对高斯函数二阶偏导进行逼近,对特征点进行检测;同时,利用特征点对应的空间尺度来建立尺度制约规则,剔除伪特征点.然后,以特征点为中心,形成圆形区域,计算其Haar小波响应,获取特征点的主方向以及特征向量,形成特征描述子.随后,利用特征点的尺度相似性以及角度相似性来建立空间相似法则,完成特征点的匹配.最后,利用特征点欧氏度量的结果,建立距离约束模型,对匹配特征点之间的距离进行约束,剔除错误的匹配特征点.实验结果显示,与当前图像匹配算法相比,本文算法匹配的图像具有更好的匹配准确度及匹配精度.     

月面环境发动机羽流冲击力效应模拟计算

用计算流体力学/直接模拟蒙特卡洛（CFD/DSMC）的混合方法建立了火箭发动机羽流与固面之间相互作用的流场计算模型,通过与实验和模拟数据的比较,验证了该模型的正确性.将CFD/DSMC混合方法运用到月球探测器着陆过程中,发动机羽流对缓冲机构、月面的冲击力效应作用进行计算.结果表明,在着陆过程中,缓冲机构支架表面受到的最大压强为110 Pa;月面最大压力为2 kPa左右.计算结果为探测器的设计提供参考,并为分析月尘运动及月尘污染打下基础.     

改进的核相关滤波目标跟踪算法

提出一种基于核相关滤波的尺度和旋转自适应跟踪算法.首先,利用核相关滤波确定目标的中心位置;然后,使用特征点匹配的方式估计目标的尺度变化和旋转角度.在特征点匹配过程中,使用前、后两次光流匹配消除不稳定特征点;计算特征点对的权重分布,从而估计出目标的最佳尺度和角度;判断当前目标是否受到遮挡,进而使用更合理的方式更新特征点集和目标模型,进一步提高算法的鲁棒性.实验结果表明:文中算法不仅能在一定程度上处理目标外观变化问题,而且跟踪的实时性较好.     

月面熔岩管洞穴探测的意义与初步设想

认识月球和利用月球是人类进行月球探测的两大目标.月球基地建设对于达成以上目标至关重要,基地选址需要首先考虑月面环境和资源等因素.月球熔岩管洞穴可提供温和适宜的环境和潜在的资源保障,是建设月球基地的绝佳选择.本文在总结最新探测成果和前人研究的基础上,对月面熔岩管洞穴分布、外部地质特征、内部环境、可利用资源等探测内容进行了分析,初步规划了月面熔岩管洞穴的探测方案和相应的有效载荷,提出了三处熔岩管洞穴作为未来科学探测和月球基地建设的候选目标,并建议对月面熔岩管洞穴的科学价值和工程价值开展进一步论证和进行探测规划.     

月球雨海地区三个着陆点的地质特征对比研究

雨海盆地是月球正面最显著的地体单元之一,也是月球软着陆探测的重点目标之一,迄今为止已有前苏联月球17号、美国阿波罗15号和我国嫦娥3号在该地区成功实施了软着陆探测.本文基于三次任务获取的月面影像及其他数据,对雨海地区三个着陆点的地质特征进行了对比研究,重点分析了三个着陆点的区域地质背景、撞击坑、月表石块及月壤特征.本文研究发现,月球17号与嫦娥3号均着陆于较为年轻的爱拉托逊纪玄武岩单元,在一些小撞击坑的坑壁和坑缘出露了大量玄武质石块,并且一些石块表现出柱状节理构造.而阿波罗15号着陆于较老的雨海纪熔岩平原,月表石块分布很少,在哈德利月溪内壁上出露的玄武岩表现出明显的层状特征,月溪底部和边缘出露的部分石块也观测到了柱状节理.在一些月面影像数据上观测到了一些可能的"线性"特征,本文通过光照实验证实了这些"线性"特征是由微小起伏月表在较低角度太阳光照射下引起的.三个着陆区对比分析揭示了月球撞击历史、火山活动、空间风化等重要地质过程存在较大的地区和区域不均一性,未来更多的月面就位及采样返回探测将有助于我们更全面地了解月球的地质演化历史.     

一种尺度和旋转自适应的目标跟踪算法

为了解决目标跟踪中的尺度和旋转问题,提出一种基于尺度不变特征变换(SIFT)和均值漂移的目标跟踪算法.该算法首先检测模板区域和目标区域在尺度空间中的极值点,然后通过拟合三维二次函数精确定位特征点的位置和尺度,接着对目标区域和模板区域的特征点进行匹配,并根据相邻帧之间尺度和角度的连续性,去除误匹配,最后利用正确匹配的特征点中的尺度和角度信息,计算被跟踪目标的尺度和旋转角度.研究结果表明:当被跟踪目标的角度和尺度发生变化时,该算法皆具有较好的跟踪效果.     

基于广义乘子法的月球软着陆轨道快速优化设计

从探月器质心运动方程组出发,以探月器环绕月心的旋转角速度为中间变量,通过积分变换,将其对时间变量的积分转化为对状态变量的积分,使得原问题转化为终端积分变量固定型最优控制问题.在此基础上,通过优化变量的直接离散化和四阶Admas预测一校正数值积分方法,将软着陆轨道优化问题转化为有约束非线性规划问题.采用广义乘子法处理约束条件,采用拟牛顿法求解处理后的无约束最优化问题.仿真结果表明,此方法收敛速度快(耗时小于1s),优化精度高(接近理论最优解),对初始控制量不敏感、鲁棒性好.可用于探月器机载计算机实时生成软着陆轨道.     

月面态势感知雷达三维成像方法

为实现月球探测器软着陆前在悬停状态下对局部月面起伏态势的有效感知,提出一种基于高度维宽带高分辨以及平面二维接收数字波束形成的雷达三维成像方法.该方法的突出特点是不需要雷达与目标间的相对运动便能实现三维成像.根据成像原理,对雷达发射波形、天线形式及尺寸进行了研究和设计;探讨了成像高度以及场景栅格扫描时的波位步进量问题;给出完整的成像处理流程并进行仿真验证.仿真结果表明,采用该方法可以获得强散射中心三维坐标,重构出场景区域的三维图像.     

着陆器软着陆垂直冲击试验研究

月球着陆器着陆过程中会产生巨大的冲击作用,影响其内部精密仪器的正常工作,且着陆安全性问题决定着着陆任务的成败,因此,研究着陆器软着陆过程中与月壤的动力响应具有重要意义。文章首先基于对着陆器着陆冲击过程研究,建立了着陆器与模拟月壤相互作用理论模型;之后,利用自主研发的着陆冲击试验系统,采用半球形足垫(简称“足垫”)模拟着陆器缓冲支腿,通过垂直着陆冲击试验,对冲击模拟月壤过程中足垫的着陆质量和冲击速度对着陆冲击过程的影响进行了详细研究。研究结果表明,模拟月壤密实度一定,较大的着陆质量能有效提高着陆器冲击机械能的耗散效率;冲击速度越大,着陆器在单位时间内转移到模拟月壤的动量越多,模拟月壤颗粒对着陆器产生的作用力越大;冲击能表征了着陆质量和冲击速度,对垂直着陆冲击过程有很重要的影响。最后,通过试验结果与理论模型对比,对着陆器与模拟月壤的动力学模型进行了验证。文章的研究结果可为设计安全载人登月月面着陆器提供必要的试验数据与理论参考。。     

月球探测器软着陆的最优控制

为研究月球探测器从月球泊轨道向月面软着陆的最优控制问题 ,提出了一种两次制动变轨的软着陆方案 :探月器从月球停泊轨道出发 ,启动变轨发动机进行第一次制动后飞向月球 ,在月面附近第二次制动以实现软着陆。在两次制动变轨时 ,对固定推力发动机的情况 ,采用 Pontryagin极大值原理对燃料最省变轨控制问题进行了分析 ,并引入遗传算法数值求解两点边值问题 ,得到了制动变轨的初始、终端位置和发动机推力方向角的最优控制规律     

基于3维模型的月球表面软着陆燃耗最优制导方法

为了解决月球探测器软着陆燃耗最优制导问题,基于变分法设计了最优制导律.首先,基于变分法,将问题转换为终端时间自由且带有条件约束的两点边值问题;其次,引入了时间尺度变换方法,将终端时间自由的两点边值转换成终点时间固定的两点边值问题;最后,为了确保两点边值的求解迭代算法收敛,提出了一种终端时间和共轭变量初始值猜测方法,并通过数值方法取得终端时间和共轭变量精确的初始值以及着陆过程中最优制导律和3维最优轨迹.仿真实验结果表明,所提方法有效,算法可收敛,并且实现了燃耗最优制导.     

沙质环境中基于视觉的月球车定位方法

视觉里程计是月球车上重要的传感器之一,能够实现月球车在松软月面的定位,并对滑转率进行估计．针对沙质的月面模拟环境,为月球车开发了适应能力强的视觉里程算法．首先,研究基于形态学的图像增强算法以保证提取到足够多的特征点;其次,在对极线约束下实现角点的匹配,并且通过优化搜索窗口尺寸和预估搜索方向等方法提高匹配和跟踪的效率;再其次,采用随机抽样一致（RANSAC）算法进行运动估计,计算巡视器在6个自由度上的姿态变化;最后,在月面模拟场地对视觉里程算法进行试验,证明所提算法在特征稀少的环境中仍能保持较高的稳定性和定位精度．     

基于双二体模型的载人登月着陆点选取分析与仿真

载人登月的着陆点选取研究,对于今后实施载人登月以及全月面到达的研究很有意义。而载人登月着陆点的选取又涉及到多种约束,只是选取燃料和驻留时间两个约束对相关着陆点进行建模分析和仿真。本文首先对月球相关几何关系进行研究,基于双二体模型对月面着陆点选取与停留时间关系进行研究;其次根据能量消耗和地月转移轨道倾角约束考虑了三种不同的着月和上升策略,对三种不同策略的着月点和停留时间进行数学建模;最后,通过仿真,总结得出载人登月月面着陆点选取与燃料和驻留时间的关系。     

Determination of the controlled landing trajectory of Chang’E-1 satellite and the coordinate analysis of the landing point on the Moon

Based on the tracking observations of radio ranges and VLBI delays of Chang’E-1 (CE-1) satellite during the controlled landing on the Moon on March 1, 2009, the landing trajectory and the coordinates of the landing point are determined by positioning analysis. It is shown that the landing epoch (the emission epoch of the last signal) of CE-1 satellite on the Moon was at UTC8h13m6.51s. The lunar longitude, latitude and surface height of the landing point in the lunar primary axes frame are respectively 52.27...     

月球探测的进展与我国月球探测的科学目标

在简述月球探测的历程与趋势的基础上,强调当代月球探测的总体目标为：(1)研究月球与地月系的起源和演化,特别是月球大气层与磁场的消失,矿物与岩石的分布和形成环境、月壤和内部层圈结构的形成以及月球演化的历程;(2)探测月球的资源、能源和特殊环境的开发利用及对人类社会长期可持续发展的支撑。我国不载人月球探测划分为绕、落及回三个阶段。为了全球性、整体性重新认识月球,绕月卫星探测的科学目标为获取全月面三维影像,探测14种有用元素的全球分布与丰度,探测月壤厚度并估算^3He资源量以及太阳活动对空间环境的影响。“落”为月球探测器软着陆就位探测和月球车巡视探测,建立月基光学、低频射电和极紫外天文观测平台。“回”为月球探测器软着陆就位探测和取样返回地面。     

Orbit determination of Chang’E-3 and positioning of the lander and the rover

Chang’E-3 landed on the east of Sinus Iridum area on December 14, 2013, performing China’s first successful soft landing on the lunar surface. We present the results on precision orbit determination and positioning of the lander and the rover. We describe the data, modeling, and methods used to achieve position knowledge over the period December 2–21, 2014. In addition to the radiometric X-band range and Doppler tracking data, delta differential one-way ranging data are also used in the calculation, which show that they strongly improve the accuracy of the orbit reconstruction. Total position overlap differences are about 20 and 30 m for the 100 km × 100 km and 100 km× 15 km lunar orbit, respectively, increased by ~50 % with respect to CE-2 and at the same level as other lunar spacecrafts of recent era such as SELENE and lunar reconnaissance orbiter (LRO). The position error of the soft landing trajectory is less than 100 m. A kinematic statistical method is applied to determine the position of the lander and relative position of the rover with respect to the lander. The position difference of the lander is better than 50 m compared to LRO photograph result. Compared with the delta very long baseline interferometry (VLBI) group delay between the lander and the rover, the delta VLBI phase delay can improve the relative position of the rover from ~1,000 to ~1 m.