一种卫星装置和空间目标的天基光学成像增强方法

技术领域

本发明涉及空间目标光学成像技术领域，尤其涉及一种卫星装置和空间目标的天基光学成像增强方法。

背景技术

天基光学成像技术在航天器故障排查、运行状态复核等领域具有极其重要的价值与意义。

在光学成像方面，空间目标的光度特性是目前天基光学成像系统观测识别的主要特性之一。受空间光照条件的约束，当卫星主动对空间目标进行抵近成像时，目标成像面辐照度过低会导致成像难度大幅增加，即使提前通过任务规划获得顺光观测条件，但由于卫星上的大型结构机构相互遮挡等原因，目标待观测区域可能出现辐照度两极分化的情况(例如，图像部分区域极亮或者极暗等)，亦会导致大量目标细节特征缺失，从而造成成像效果不佳的技术问题。

发明内容

(一)要解决的技术问题

鉴于现有技术的上述缺点、不足，本发明提供一种卫星装置和空间目标的天基光学成像增强方法，其解决了现有技术中存在着的成像效果不佳的技术问题。

(二)技术方案

为了达到上述目的，本发明采用的主要技术方案包括：

第一方面，本发明实施例提供一种卫星装置，包括：舱体；目标太阳翼，目标太阳翼通过对应的展开臂和固定于舱体上的位姿调节机构连接，并且目标太阳翼的背面贴设有镜面反射膜，以及目标太阳翼上还安装有激光雷达成像装置；成像增强引导单元，成像增强引导单元封装于卫星综合电子分系统的系统管理单元内，成像增强引导单元用于根据通过激光雷达成像装置获取的空间目标的角度信息，控制展开臂和位姿调节机构将目标太阳翼的背面的中心轴指向空间目标，以引导镜面反射膜将太阳光反射到空间目标的观测面上，以及控制激光雷达成像装置对空间目标进行观测成像。

在一个可能的实施例中，镜面反射膜包括基底、设置在基底上的过渡层、设置在过渡层上的反射层和设置在反射层上的防护层。

在一个可能的实施例中，基底的厚度为98～102μm，过渡层的厚度为0.02～0.04μm，反射层的厚度为0.1～0.2μm，防护层的厚度为4～6μm。

优选地，基底的厚度为100μm(即100微米)，过渡层的厚度为0.03μm，反射层的厚度为0.15μm，防护层的厚度为5μm。

在一个可能的实施例中，基底的材料为聚酰亚胺或者超薄玻璃，过渡层的材料为Cr或者氧化铝，反射层的材料为Ag，防护层的材料为二氧化硅。

在一个可能的实施例中，展开臂包括基部关节、肘部关节和腕部关节。

第二方面，本发明实施例提供一种空间目标的天基光学成像增强方法，该天基光学成像增强方法应用于如第一方面任一的卫星装置的成像增强引导单元；天基光学成像增强方法包括：获取通过卫星装置的激光雷达成像装置获取的空间目标的角度信息；根据角度信息，控制卫星装置的位姿调节机构和展开臂将卫星装置的目标太阳翼的背面的中心轴指向空间目标，以引导目标太阳翼的背面上贴附的镜面反射膜将太阳光反射到空间目标的观测面上；控制激光雷达成像装置对空间目标进行观测成像。

在一个可能的实施例中，根据角度信息，控制卫星装置的位姿调节机构和展开臂将卫星装置的目标太阳翼的背面的中心轴指向空间目标，包括：在卫星装置未进入精调范围前，根据角度信息，控制位姿调节机构和展开臂将目标太阳翼的背面的中心轴粗指向空间目标；根据展开臂的位置反馈和通过激光雷达成像装置获取的空间目标的角度信息，判断卫星装置是否已经进入精调范围内；若确定卫星装置已经进入精调范围内，则控制位姿调节机构和展开臂将目标太阳翼的背面的中心轴精确指向空间目标。

在一个可能的实施例中，控制位姿调节机构和展开臂将目标太阳翼的背面的中心轴精确指向空间目标，包括：获取通过卫星装置的位移传感器采集的位移数据；根据位移数据和通过激光雷达成像装置获取的空间目标的角度信息，确定是否已经实现精确指向；若未实现精确指向，则继续控制位姿调节机构和展开臂将目标太阳翼的背面的中心轴精确指向空间目标，直至实现精确指向。

在一个可能的实施例中，在根据角度信息，控制卫星装置的位姿调节机构和展开臂将卫星装置的目标太阳翼的背面的中心轴指向空间目标之前，天基光学成像增强方法还包括：获取目标太阳翼的表面的抖动信息；根据抖动信息，控制卫星装置的稳向控制机构对太阳翼表面的指向进行校正。

第三方面，本申请实施例提供了一种存储介质，该存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器运行时执行第二方面或第二方面的任一可选的实现方式所述的方法。

第四方面，本申请实施例提供了一种电子设备，包括：处理器、存储器和总线，所述存储器存储有所述处理器可执行的机器可读指令，当所述电子设备运行时，所述处理器与所述存储器之间通过总线通信，所述机器可读指令被所述处理器执行时执行第二方面或第二方面的任一可选的实现方式所述的方法。

第五方面，本申请提供一种计算机程序产品，所述计算机程序产品在计算机上运行时，使得计算机执行第二方面或第二方面的任意可能的实现方式中的方法。

(三)有益效果

本发明的有益效果是：

本发明提供了一种卫星装置和空间目标的天基光学成像增强方法，通过在卫星标准配置的基础上，增加镜面反射膜、激光雷达成像装置和成像增强引导单元，并且镜面反射膜可粘贴在太阳翼的背面上，以及可将激光雷达成像装置安装在太阳翼上，以及还可将成像增强引导单元封装于卫星综合电子分系统的系统管理单元内，从而无需改变卫星形态，不增加额外负担，就可实现成像增强。

为使本申请实施例所要实现的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对本申请实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1示出了本申请实施例提供的一种卫星装置的示意图；

图2示出了本申请实施例提供的一种展开臂的示意图；

图3示出了本申请实施例提供的一种位姿调节机构的示意图；

图4示出了本申请实施例提供的一种镜面反射膜的示意图；

图5示出了本申请实施例提供的一种空间目标的天基光学成像增强方法的流程图。

具体实施方式

为了更好的解释本发明，以便于理解，下面结合附图，通过具体实施方式，对本发明作详细描述。

为了解决现有技术中存在着的成像效果不佳的问题，本申请实施例提供了一种卫星装置和空间目标的天基光学成像增强方法，通过在卫星标准配置(例如，卫星可包括两个太阳翼、两个展开臂和两个位姿调节机构等)的基础上，增加镜面反射膜、激光雷达成像装置和成像增强引导单元，并且镜面反射膜可粘贴在太阳翼的背面上，以及可将激光雷达成像装置安装在太阳翼上，以及还可将成像增强引导单元封装于卫星综合电子分系统的系统管理单元内，从而无需改变卫星形态，不增加额外负担，就可实现成像增强。

为了更好的理解上述技术方案，下面将参照附图更详细地描述本发明的示例性实施例。虽然附图中显示了本发明的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更清楚、透彻地理解本发明，并且能够将本发明的范围完整的传达给本领域的技术人员。

请参见图1，图1示出了本申请实施例提供的一种卫星装置的示意图。如图1所示的卫星装置包括：舱体；目标太阳翼，目标太阳翼通过对应的展开臂和固定于舱体上的位姿调节机构连接，并且目标太阳翼的背面贴设有镜面反射膜，以及目标太阳翼上还安装有激光雷达成像装置；成像增强引导单元，成像增强引导单元封装于卫星综合电子分系统的系统管理单元内，成像增强引导单元用于根据通过激光雷达成像装置获取的空间目标的角度信息，控制展开臂和位姿调节机构将目标太阳翼的背面的中心轴指向空间目标，以引导镜面反射膜将太阳光反射到空间目标的观测面上，以及控制激光雷达成像装置对空间目标进行观测成像。

这里需要说明的是，激光雷达成像装置可以称为雷达装置，并且该雷达装置可以为高精度雷达。以及，目标太阳翼的正面和背面均可安装有激光雷达成像装置。

应理解，目标太阳翼的具体太阳翼、展开臂的具体结构、位姿调节机构的具体结构、镜面反射膜的具体结构、激光雷达成像装置的安装位置及其具体机构和成像增强引导单元的具体单元形式等均可根据实际需求来进行设置，本申请实施例并不局限于此。

可选地，在卫星装置包括多个太阳翼的情况下，目标太阳翼可以为多个太阳翼中至少一个太阳翼，并且可将镜面反射膜粘贴于目标太阳翼的背面。其中，目标太阳翼的正面可设置有多个光电转换装置。

例如，如图1所示，在卫星装置包括两个太阳翼的情况下，可将两个太阳翼中的一个太阳翼作为目标太阳翼。

可选地，该展开臂的末端可与太阳翼的边缘连接，以及展开臂的根部可与固定于舱体上的位姿调节机构连接。

以及，该展开臂共有4个自由度，且该展开臂可包括：基部关节，该基部关节可旋转带动上臂实现目标太阳翼(也可称为反射镜面，也可称为镜面反射膜等)从航天器(也可称为卫星装置)侧边展开；肘部关节，该旋转可带动前臂，以辅助调整展开臂在航天器外姿态；腕部设置两个关节分别实现俯仰和滚转运动，驱动反射镜以完成定向跟踪的任务。以及，该展开臂的具体结构可参见图2所示的展开臂。

可选地，请参见图3，图3示出了本申请实施例提供的一种位姿调节机构的示意图。以及，其可通过3个直线电机的一维轴向运动实现位姿调节。

这里需要说明的是，位姿调节机构和展开臂的具体连接方式可以根据实际需求来进行设置，本申请实施例并不局限于此。

例如，位姿调节机构和展开臂的具体连接方式可以通过现有的连接方式来实现。

此外，该位姿调节机构可通过主动方式来实现目标太阳翼的背面的指向的调校，以及在卫星装置执行地面发送的空间目标观测任务时，可通过高频精密测量实时获取目标太阳翼的抖动信息，以及可通过位姿调节机构对目标太阳翼的背面的指向进行校正，从而可提高系统的精度及稳定度。以及，还可通过机械装置调整反射镜面，控制目标太阳翼的倾斜和摆动，从而能够根据反射镜调校能力与空间环境变化的关系，实现位姿调节机构的测量-调整一体化闭环控制。

可选地，请参见图4，图4示出了本申请实施例提供的一种镜面反射膜的示意图。如图4所示，该镜面反射膜可包括基底、设置在基底上的过渡层、设置在过渡层上的反射层和设置在反射层上的防护层。

应理解，基底的具体材料及其设计参数、过渡层的具体材料及其设计参数、反射层的具体材料及其设计参数以及防护层的具体材料及其设计参数等均可根据实际需求来进行设置，本申请实施例并不局限于此。

例如，镜面反射膜可采用聚酰亚胺或超薄玻璃作为基底，以及可利用表面镀制的Ag实现从500nm～6μm的宽波段95％的高反射率，以及Ag膜的表面可镀制SiO

再例如，基底的厚度为98～102μm，过渡层的厚度为0.02～0.04μm，反射层的厚度为0.1～0.2μm，防护层的厚度为4～6μm。优选地，基底的厚度为100μm，过渡层的厚度为0.03μm，反射层的厚度为0.15μm，防护层的厚度为5μm。

可选地，如图1所示，目标太阳翼的背面的中心位置(例如，在目标太阳翼的外形为圆形的情况下，该圆形的圆心为目标太阳翼的中心等)处固定有激光雷达成像装置。

例如，在安装激光雷达成像装置的过程中，可将雷达的激光镜头组件安装在太阳翼上，注意安装过程中不得随意拆下镜头保护盖。安装工作需要在卫星系统安装有效载荷以及其他重大型设备之前完成，避免结构变形和重力对安装精度的影响。

可选地，可将成像增强引导单元封装于综合电子分系统的系统管理单元内，经舱内设备布局分析，安装在舱内指定位置处。

因此，借助于上述技术方案，本申请实施例针对处于恶劣光照环境中的目标暗弱区域成像难度大的问题，通过该目标太阳翼的背面上粘贴的镜面反射膜反射太阳光能量至空间目标的观测面上，从而可提高成像面辐照度，进而达到目标暗弱区域成像增强的效果。

以及，针对卫星抵近详查时“阴阳脸”的问题，本申请实施例通过该装置补光成像，以获取更多目标细节，实现复杂构型空间目标成像增强的效果。

应理解，上述卫星装置的相关描述仅是示例性的，本领域技术人员可根据实际需求对上述装置的相关部分进行各种变形，该变形之后的方案也属于本申请的保护范围。

为了便于理解成像增强引导单元的相关执行流程，下面通过具体地实施例来进行描述。

具体地，请参见图5，图5示出了本申请实施例提供的一种空间目标的天基光学成像增强方法的流程图。如图5所示的天基光学成像增强方法可应用于卫星装置的成像增强引导单元，该卫星装置可以为上文所述的卫星装置，具体可参见上文的相关描述。具体地，该天基光学成像增强方法包括：

步骤S510，在卫星装置距离空间目标较近，准备实施成像增强时，获取通过激光雷达成像装置获取的空间目标的角度信息。其中，角度信息包括空间目标成像面法线与太阳翼中心轴的夹角θ。

步骤S520，根据角度信息，控制位姿调节机构和展开臂将卫星装置的目标太阳翼的背面的中心轴指向空间目标，以引导目标太阳翼的背面上贴附的镜面反射膜将太阳光反射到空间目标的观测面上。

应理解，根据角度信息，控制位姿调节机构和展开臂将卫星装置的目标太阳翼的背面的中心轴指向空间目标的具体过程可根据实际需求来进行设置，本申请实施例并不局限于此。

具体地，成像增量引导单元控制激光雷达成像装置获取空间目标的角度信息，并在卫星装置未进入精调范围前，根据角度信息，控制位姿调节机构和展开臂将目标太阳翼的背面的中心轴粗指向空间目标。以及，根据展开臂的位置反馈和通过激光雷达成像装置获取的空间目标的角度信息，判断卫星装置是否已经进入精调范围内。若确定卫星装置未进入精调范围内，则返回根据角度信息，控制位姿调节机构和展开臂将目标太阳翼的背面的中心轴粗指向空间目标；若确定卫星装置进入精调范围内，则控制位姿调节机构和展开臂将目标太阳翼的背面的中心轴精确指向空间目标。

这里需要说明的是，粗指向是指空间目标成像面法线与太阳翼中心轴的夹角θ大于等于15°且小于等于40°。

以及，根据展开臂的位置反馈和通过激光雷达成像装置获取的空间目标的角度信息，判断卫星装置是否已经进入精调范围内的具体过程可根据实际需求来进行设置，本申请实施例并不局限于此。

例如，在空间目标成像面法线与太阳翼中心轴的夹角θ小于等于15°后，开始精准指向调整，并且精准指向的调整范围为夹角θ大于等于0°且小于等于15°，以及在卫星和空间目标的距离小于等于25km时，开始实施成像增强。

应理解，控制位姿调节机构和展开臂将目标

太阳翼的背面的中心轴精确指向空间目标的具体过程可根据实际需求来进行设置，本申请实施例并不局限于此。

例如，成像增量引导单元控制位姿调节机构和展开臂将目标太阳翼的背面的中心轴精确指向空间目标，以及获取通过卫星装置的位移传感器采集的位移数据(或者说位置检测装置通过位移传感器进行位置反馈，并且该反馈的位置可以是卫星和待测目标的空间距离)，并根据位移数据和通过激光雷达成像装置获取的空间目标的角度信息，确定是否已经实现精确指向。若未实现精确指向，则返回控制位姿调节机构和展开臂将目标太阳翼的背面的中心轴精确指向空间目标的步骤；若实现精确指向，则控制激光雷达成像装置对空间目标进行观测成像。

这里需要说明的是，卫星抵近空间目标25km以内开始实施成像增强，15°≤θ≤40°为粗指向调整范围，0°≤θ≤15°为精准指向调整范围，并且理想情况下空间目标成像面法线与太阳翼中心轴的夹角θ为0°，此时成像增强效果最佳。

步骤S530，在精确指向空间目标之后，控制激光雷达成像装置对空间目标进行观测成像。

步骤S540，卫星装置根据地面上注信息或者设定时长，确定成像增强任务是否结束。例如，卫星装置在确定到达设定时长时，则可确定成像增强任务结束。

若确定成像增强任务结束，则执行步骤S550；若确定成像增强任务未结束，则执行步骤S560。

步骤S550，成像增强引导单元可控制展开臂将目标太阳翼恢复到正常位置。

步骤S560，等待地面任务指令。

因此，本申请实施例利用成像增强引导单元控制激光雷达成像装置获取空间目标的精确角度信息，并根据测量结果控制展开臂和位姿调节机构将太阳翼反射面的中心轴指向目标几何中心，引导镜面反射膜将阳光反射到空间目标本体，增加一维光照方向，从而形成更好的成像光照条件，以达到成像增强的效果。

应理解，上述空间目标的天基光学成像增强方法仅是示例性的，本领域技术人员根据上述的方法可以进行各种变形，该变形之后的方案也属于本申请的保护范围。

本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、系统或计算机程序产品。因此，本发明可采用完全硬件实施例、完全软件实施例，或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。

本发明是参照根据本发明实施例的方法、设备(系统)和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。

应当注意的是，在权利要求中，不应将位于括号之间的任何附图标记理解成对权利要求的限制。词语“包含”不排除存在未列在权利要求中的部件或步骤。位于部件之前的词语“一”或“一个”不排除存在多个这样的部件。本发明可以借助于包括有若干不同部件的硬件以及借助于适当编程的计算机来实现。在列举了若干装置的权利要求中，这些装置中的若干个可以是通过同一个硬件来具体体现。词语第一、第二、第三等的使用，仅是为了表述方便，而不表示任何顺序。可将这些词语理解为部件名称的一部分。

此外，需要说明的是，在本说明书的描述中，术语“一个实施例”、“一些实施例”、“实施例”、“示例”、“具体示例”或“一些示例”等的描述，是指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域的技术人员在得知了基本创造性概念后，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，权利要求应该解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种修改和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也应该包含这些修改和变型在内。