本发明专利技术方法致力于解决基于点匹配的计算机立体视觉算法无法在画面质量较差的情况下获取特征点对进行姿态解算的问题，我们提出一种基于透视投影模型的火箭助推器分离姿态测量方法，通过人工辅助标记助推器外轮廓上的四点得到助推器的轮廓，再利用相机内参矩阵和助推器实际外轮廓数据建立相机坐标方程组，解算方程得到助推器主轴的首尾坐标，最后换算得到助推器的俯仰角和偏航角。助推器的俯仰角和偏航角。助推器的俯仰角和偏航角。
【技术实现步骤摘要】
一种基于透视投影模型的火箭助推器分离姿态测量方法
[0001]本专利技术是一种基于透视投影模型的火箭助推器分离姿态测量方法，在箭载摄像装置拍摄到火箭助推分离画面后，该方法可有效捕捉助推器轮廓，将轮廓几何特征信息带入透视投影模型，解算得到助推器的俯仰角和偏航角，实现复杂干扰下的姿态测量。该方法可用于航天飞行器测控领域。
技术介绍
[0002]助推器分离是运载火箭发射过程中的关键动作之一，精确测量助推器分离阶段的姿态变化是分析助推器动力学特性的依据，是开展助推器分离装置设计的基础，在提升航天发射任务可靠性方面具有重要意义。目前，助推器分离姿态测量研究主要包括三种方式，一是软件仿真试验，二是地面模拟试验，三是真实影像分析。
[0003]软件仿真试验依据火箭主体与助推器的真实尺寸构建物理模型，通过设置边界条件和约束建立动力学系统，利用有限元分析等方法仿真助推器分离过程的力学特性和运动特性。该方法的条件参数更改方便，姿态数据获取准确，仿真成本较低，但边界条件和约束的设置过于理想，与实际问题存在差异，因此其姿态数据只能作为参考。
[0004]地面模拟试验系统一般由助推器模拟件、摆杆、支撑工装，启动控制器和测量设备组成，其中助推器模拟件依据真实助推器的主要物理参数设计而成，摆杆和支撑工装用于模拟助推器分离阶段的失重工况，高速摄像机作为重要的测量设备用于助推器姿态测量。该方法考虑了多项实际因素，但试验系统设备昂贵，且无法排除空气阻力和机构间摩擦的影响，不能完全模拟真实工况，因此测量得到的姿态数据与真实情况存在偏差。<br/>[0005]真实影像分析中，现有的分析方式以专家人工观察为主，缺少客观数据的辅助分析。随着计算机立体视觉的不断发展，利用单目相机进行目标姿态测量已成为可能，常见算法包括传统算法和深度学习算法两大类，传统算法通过建立透视投影模型，利用特征提取与匹配算法获得关键点的2D
‑
3D匹配关系，构建相机透视投影成像方程，再利用直接线性变换法(DLT，direct liner transformation)或高效n点透视法(EPnP，Efficient Perspective
‑
n
‑
Point)求解获得目标的姿态信息；深度学习算法需要大量有标注的3D点云数据，通过计算预测点云和真实点云的搬土距离(Earth Mover's Distance)度量姿态差异，指导网络模型进行姿态预测。由于火箭助推器分离时扰动剧烈，箭载摄像装置拍摄到的画面质量较差，发动机尾焰的湍流导致图像模糊，尾焰的强光导致助推器表面反光严重，因此特征点提取困难，难以利用以上算法进行姿态测量。
[0006]针对以上问题，提出一种基于透视投影模型的火箭助推器分离姿态测量方法，该算法无需进行特征点匹配，对画面质量要求不高，利用人工辅助标注抑制干扰，获取助推器轮廓，利用透视投影模型解算得到助推器的俯仰角和偏航角，具有较高的实用价值。
技术实现思路
[0007]本方法致力于解决基于点匹配的计算机立体视觉算法无法在画面质量较差的情
况下获取特征点对进行姿态解算的问题，我们提出一种基于透视投影模型的火箭助推器分离姿态测量方法，通过人工辅助标记助推器外轮廓上的四点得到助推器的轮廓，再利用相机内参矩阵和助推器实际外轮廓数据建立相机坐标方程组，解算方程得到助推器主轴的首尾坐标，最后换算得到助推器的俯仰角和偏航角。
[0008]本专利技术提出的基于透视投影模型的火箭助推器分离姿态测量方法具备以下三个优势：
[0009](1)操作简单，无需对助推器模型进行大量特征点的标注；
[0010](2)通用性好，依据助推器型号设置相应参数后，该方法可对各种型号的助推器进行姿态测量；
[0011](3)鲁棒性高，抗干扰能力强，能在画面质量较差的情况下使用。
附图说明
[0012]图1为火箭助推器分离姿态测量原理图
[0013]图2为火箭助推器分离姿态测量算法流程图
[0014]图3为火箭助推器分离姿态测量结果图
具体实施方式
[0015]如附图1所示，本专利技术提出的火箭助推器分离姿态测量方法源自透视投影模型，其中直角坐标系C
‑
xyz为相机坐标，u
‑
v为成像平面坐标，M,N分别为真实助推器的头部和尾部，A,B分别为助推器在像平面上的头部和尾部，f为相机坐标原点至成像平面的距离，即相机焦距。
[0016]不考虑畸变参数与中心偏移参数，认为感光元件各向同性，则相机内参矩阵M
c
可表示为：
[0017][0018]其中，f为焦距。依据透视投影模型可得成像方程如下所示：
[0019][0020]其中，M
c
为相机内参矩阵；
[0021](x
c
,y
c
,z
c
)为物点在相机坐标系下的坐标；
[0022](u,v)为像点在成像平面坐标系下的坐标。
[0023]求解(2)式可得，像点坐标与物点坐标的关系如下所示：
[0024][0025][0026]将助推器近似为圆柱体，则助推器姿态测量问题简化为圆柱体的投影姿态估计问题，在透视投影模型中，圆柱体的成像为等腰梯形，如附图1所示，d为等腰梯形的中位线长
度，设助推器的实际直径为D，则根据(3)式与(4)式可知，助推器体心深度z可表示为：
[0027][0028]设像点A的成像平面坐标为(u
a
,v
a
)，像点B的成像平面坐标为(u
b
,v
b
)，A点对应物点M的相机坐标为(x
m
,y
m
,z
m
)，B点对应物点N的相机坐标为(x
n
,y
n
,z
n
)，则由成像方程可知：
[0029][0030][0031][0032][0033]设助推器的实际长度为L，则
[0034]L2＝(x
m
‑
x
n
)2+(y
m
‑
y
n
)2+(z
m
‑
z
n
)2ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(10)
[0035]由助推器体心的性质可知：
[0036][0037]解(6)
‑
(11)即可得到助推器头部和尾部的坐标，最后根据换算公式可得助推器的偏航角α和俯仰角β如下：
[0038][0039][0040]由上述原理，设计的助推器姿态测量算法流程图如附图2所示，具体操作步骤如下：
[0041]步骤一：读取助推器分离图像
[0042]从原视频流中截取助推分离段，对每帧图像进行标定和分析。
[0043]步骤二：轮廓提取与首尾标定
[0044]在助推器图像边缘用四点标定本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.基于透视投影模型的火箭助推器分离姿态测量方法由助推分离段视频截取、助推器外轮廓信息提取和姿态解算三部分组成，其特征在于，助推器外轮廓信息提取采用人工辅助标记的方式，利用四点标记法得到助推器的外轮廓，具体步骤如下：步骤一：在助推器主轴两侧的轮廓边界上各标记两点，系统自动生成轮廓线；步骤二：依据轮廓线生成中轴线，人工在中轴线上选取头尾两点；步骤三：根据上述信息计算助推器的直径和头尾坐标。2....
【专利技术属性】
技术研发人员：尹继豪，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。