CN104316060B - 空间非合作目标的交会对接方法与装置 - Google Patents
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Abstract
本发明适用于航天领域，提供了一种空间非合作目标的交会对接方法和装置，该方法包括：地面导引至系统捕获范围内；依据能够确定空间非合作目标相对参数的测量部件的最简组合，分别确定测量视线角、相对距离及方位角；根据捕获量测结果，以扩展卡尔曼滤波算法进行相对导航；根据导航结果，分别执行CW参考轨迹制导和直线参考轨迹制导对目标进行跟踪，并给出了理想轨迹相对位置和相对速度方程；接近过程采用PID控制律和伪速率脉冲调制器进行推力控制。通过空间非合作目标的捕获、跟踪与接近，追踪航天器可以在进入捕获非合作目标工作范围后完成对空间非合作目标的自主捕获、连续跟踪与稳定接近，从而实现对空间非合作目标的交会对接。
Description
技术领域
本发明属于航天航空领域，尤其涉及空间非合作目标的交会对接方法和装置。
背景技术
随着航空航天技术的发展，由于航天器的维修、更新、组装的要求，空间在轨服务已经成为空间探索任务的一个重要趋势，对空间目标尤其是空间非合作目标的交会对接的需求也越来越迫切。
目前的交会对接试验大多针对空间合作航天器。其中，合作航天器通常包含以下特征或结构：激光反射器、用于测距和通讯传输的射频发射器、易于区分的可见或可反射的表观特征，抓捕固定装置以及合适的姿态控制系统。而不满足上述要求的其它航天器，则可以称之为空间非合作目标。
由于空间非合作目标没有安装标靶以及反射器等特征结构，无法完成与空间非合作目标的通信，不能准确的与非合作目标完成准确有效的交会对接。
发明内容
本发明实施例的目的在于提供一种空间非合作目标的交会对接方法和装置，以解决现有技术由于空间非合作目标没有安装标靶以及反射器等特征结构，无法完成与空间非合作目标的通信，不能准确的与非合作目标完成准确有效的交会对接的问题。
本发明实施例是这样实现的，一种空间非合作目标的交会对接方法，所述方法包括：
通过地面导引提供的空间非合作目标的位置信息，结合追踪航天器的绝对GPS信息，控制追踪航天器的宽视场测量相机的捕获范围包括所述空间非合作目标；
根据所述宽视场相机捕获的目标，确定空间非合作目标的视线角测量信息；
追踪航天器根据所述视线角测量信息，调整对所述空间非合作目标的姿态指向；
当所述姿态指向满足微波测距仪的波束范围时，测距仪提供空间非合作目标的相对距离与方位角信息；
根据所述空间非合作目标的相对距离与方位角信息，采用扩展卡尔曼滤波算法进行相对导航，持续获得目标测量信息；
根据相对导航获取的空间非合作目标测量信息，依次进行C-W制导和直线制导，确定接近轨迹；
根据所述接近轨迹，实施PID控制，对空间非合作目标进行缓慢稳定接近，以完成空间非合作目标的交会对接。
本发明实施例的另一目的在于提供一种空间非合作目标的交会对接装置，所述装置包括：
相机控制单元，用于通过地面导引提供的空间非合作目标的位置信息，结合追踪航天器的绝对GPS信息，控制追踪航天器的宽视场测量相机的捕获范围包括所述空间非合作目标；
视角线测量单元，用于根据所述宽视场相机捕获的目标，确定空间非合作目标的视线角测量信息；
姿态指向调整单元，用于追踪航天器根据所述视线角测量信息，调整对所述空间非合作目标的姿态指向；
方位角信息获取单元，用于当所述姿态指向满足微波测距仪的波束范围时，测距仪提供空间非合作目标的相对距离与方位角信息；
相对导航单元，用于根据所述空间非合作目标的相对距离与方位角信息，采用扩展卡尔曼滤波算法进行相对导航，持续获得目标测量信息；
接收轨迹确定单元，用于根据相对导航获取的空间非合作目标测量信息，依次进行C-W制导和直线制导，确定接近轨迹；
接近单元，用于根据所述接近轨迹，实施PID控制，对空间非合作目标进行缓慢稳定接近，以完成空间非合作目标的交会对接。
在本发明实施例中，通过空间非合作目标的捕获、跟踪与接近，追踪航天器可以在进入捕获非合作目标工作范围后完成对空间非合作目标的自主捕获、连续跟踪与稳定接近，从而实现对空间非合作目标的交会对接。
附图说明
图1是本发明实施例提供的空间非合作目标的交会对接方法的实现流程图；
图2是本发明实施例提供的空间非合作目标的交会对接的结构示意图；
图3是本发明实施例提供的空间非合作目标的交会对接硬件结构示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
本发明实施例可用于对非合作目标的交会对接，以填补现有技术中不能实现对空间非合作目标的交会对接的问题，具体包括如下步骤：通过地面导引提供的空间非合作目标的位置信息，结合追踪航天器的绝对GPS信息，控制追踪航天器的宽视场测量相机的捕获范围包括所述空间非合作目标；根据所述宽视场相机捕获的目标，确定空间非合作目标的视线角测量信息；追踪航天器根据所述视线角测量信息，调整对所述空间非合作目标的姿态指向；当所述姿态指向满足微波测距仪的波束范围时，测距仪提供空间非合作目标的相对距离与方位角信息；根据所述空间非合作目标的相对距离与方位角信息，采用扩展卡尔曼滤波算法进行相对导航，持续获得目标测量信息；根据相对导航获取的空间非合作目标测量信息，依次进行C-W制导和直线制导，确定接近轨迹；根据所述接近轨迹，实施PID控制，对空间非合作目标进行缓慢稳定接近，以完成空间非合作目标的交会对接。下面详细论述如下：
在本发明实施例中，包括以下几个重要的坐标系，介绍如下：
(a)航天器质心轨道坐标系
航天器质心轨道坐标系(OoXoYoZo)简称为轨道坐标系。其坐标原点Oo为航天器质心，Zo轴从航天器质心指向地心，Xo轴位于轨道平面内垂直于Zo轴，并指向在轨飞行的前进方向；Yo轴使得OoXoYoZo构成右手正交系。
(b)航天器质心本体坐标系
航天器质心本体坐标系是右旋正交坐标系，原点Ob位于飞行基座质心，ObXb轴、ObYb轴和ObZb轴指向航天器特征方向，在标称状态下与轨道坐标系平行。
(c)微波测距仪测量坐标系
微波测距仪的测量坐标系OMXMYMZM，其坐标原点OM为微波测距仪天线的测量中心点；XM轴与微波测距仪的波束中心轴平行，由原点指向探测方向。YM轴和ZM轴在垂直与XM轴的平面内，YM轴指向测距仪发射机方向。OMXMYMZM坐标系为右手直角坐标系，与微波测距仪天线固连。
在标称状态下与追踪器质心本体坐标系平行。
(d)相机测量坐标系
相机测量坐标系OCXCYCZC的原点为相机测量中心；OCXC轴与光轴平行，由原点指向相机探测方向；OCYC和OCZC轴在与OCXC垂直的平面内，OCYC方向指向接插件方向。OCXCYCZC坐标系为右手直角坐标系，与相机固连。在标称状态下与SFR质心坐标系平行。
(e)微波测距仪相对距离：目标与微波测距仪测量坐标系原点间距离。
(f)微波测距仪相对速率：指相对距离对时间的一阶导数。
(g)微波测距仪视线角
微波测距仪视线角包括俯仰角αm和方位角βm。
俯仰角αm：定义为视线与视线在测距仪测量坐标系OMXMYM平面的投影的夹角，偏向-ZM轴为正。
方位角βm：定义为视线在测距仪测量坐标系OMXMYM平面的投影与OMXM轴的夹角，偏向+YM轴为正。
(a)相机相对距离：是指相机测量坐标系原点与目标之间的距离。
(b)相机视线：定义为从相机测量坐标系原点至目标形心的矢量。
(c)相机方位角
俯仰角αc：定义为视线与视线在相机测量坐标系的OCXCYC平面的投影的夹角，偏向-ZC轴为正。
方位角βc：定义为视线在相机测量坐标系的OCXCYC平面的投影与OCXC轴的夹角，偏向+YC轴为正。
在本发明实施例中，对相对运动状态方程介绍如下：
相对运动方程采用C-W方程，选用目标器的质心轨道坐标系为相对运动坐标系，若目标器运行于圆轨道上，则一阶Hill方程如下：
其中，n为目标器的轨道角速度值，[fx,fy,fz]T为除地球二体引力引起的追踪器加速度与目标器加速度之差在相对运动坐标系下的投影。若目标器无轨控，则有
其中u(t)＝[ux,uy,uz]T为追踪器喷气推力加速度在相对运动坐标系下的投影，w(t)＝[wx,wy,wz]T追踪器与目标器摄动加速度差在相对运动坐标系下的投影，视为噪声。
选取系统状态为得到状态方程
其中，
图1示出了本发明实施例提供的空间非合作目标的交会对接方法的实现流程，详述如下：
在步骤S101中，通过地面导引提供的空间非合作目标的位置信息，结合追踪航天器的绝对GPS信息，控制追踪航天器的宽视场测量相机的捕获范围包括所述空间非合作目标。
可选的，所述宽视场相机为用于测量部件最简组合的宽视场相机。
宽视场测量相机的主要功能是在光照区对目标进行捕获和跟踪测量，并提供目标图像。性能如下：
(a)对空间大目标的捕获和跟踪测量范围为相对距离200m～15km；
(b)视场20°×20°；
(c)CCD像素数目1024×1024；
(d)提供目标的方位角测量信息，空间目标的视线角速度变化范围为±0.2°/s以内时，测量精度0.1°(3σ，系统误差与三倍的随机误差均方差之和)；
(e)捕获时间小于10s。
在步骤S102中，根据所述宽视场相机捕获的目标，确定空间非合作目标的视线角测量信息。
具体的，所述根据所述宽视场相机捕获的目标，确定空间非合作目标的视线角测量信息步骤包括：
所述非合作目标的视线角测量信息包括俯仰角αc以及方位角βc，根据公式获取非合作目标的视线角测量信息，其中，为空间非合作目标的等效半径，xc,yc,zc为空间非合作目标器的质心在宽视场测量相机的测量系中相对位置坐标。
在步骤S103中，追踪航天器根据所述视线角测量信息，调整对所述空间非合作目标的姿态指向。
在步骤S104中，当所述姿态指向满足微波测距仪的波束范围时，测距仪提供空间非合作目标的相对距离与方位角信息。
所述微波测距仪对大目标的测量范围为相对距离为200m～15km，在±1°范围内可对目标连续测量。微波测距仪输出相对距离、相对速率、视线角信息。测量数据需包括测量数据采样时刻对应的时间信息。微波测距仪的测量精度为：
(a)相对距离测量精度优于：5+0.001R(m)(3σ，R为相对距离)；
(b)相对速度测量精度：优于0.1m/s(3σ)；
(c)当目标视线角速度变化范围为±0.1°/s以内时，视线角测量精度≤0.1°(3σ，R≤10km)或≤0.15°(3σ，10km≤R≤15km)；
(d)检测概率大于95％；
(e)虚警概率小于10-6；
(f)捕获时间优于10s。
可选的，所述当所述姿态指向满足微波测距仪的波束范围时，测距仪提供空间非合作目标的相对距离与方位角信息步骤包括：
采用公式计算得到空间非合作目标相对于追踪器微波测距仪测量坐标系的视线距离ρm以及空间非合作目标相对于追踪器微波测距仪测量坐标系的视线距离变化率其中，Ras0为空间非合作目标的等效半径，xm,ym,zm为空间非合作目标的质心在微波测距仪的测量系中相对位置坐标，为空间非合作目标的质心在微波测距仪的测量系中相对位置坐标的变化率。
对于测距仪提供的方位角信息，是相对于相机视场来说的，也就是相机和微波测距配合得到的，可以根据步骤S101中计算视线角的公式，相应的采用测距仪坐标系对应的数据。
测距仪与相机测量的原理在于：相机确定目标在图像中的2D坐标，测距仪确定目标的距离，在已知相机焦距f、相机和测距仪的安装位置关系的情况下，是可以通过相似性来得到(xc,yc,zc)和(xm,ym,zm)。
在步骤S105中，根据所述空间非合作目标的相对距离与方位角信息，采用扩展卡尔曼滤波算法进行相对导航，持续获得目标测量信息。
相对运动方程采用C-W方程，选用目标器的质心轨道坐标系为相对运动坐标系，若目标器运行于圆轨道上，则一阶Hill方程如下：
其中，n为目标器的轨道角速度值，[fx,fy,fz]T为除地球二体引力引起的追踪器加速度与目标器加速度之差在相对运动坐标系下的投影。若目标器无轨控，则有
其中u(t)＝[ux,uy,uz]T为追踪器喷气推力加速度在相对运动坐标系下的投影，w(t)＝[wx,wy,wz]T追踪器与目标器摄动加速度差在相对运动坐标系下的投影，视为噪声。
选取系统状态为得到状态方程
其中，
状态方程选取(3)式，系统状态为相对位置，相对速度：
假设目标器和追踪器运行在共面圆轨道上，目标器与追踪器轨道角速度相同均为n，同时假设微波测距仪的测量坐标系OmXmYmZm相对于追踪器质心本体系是固定的(上述假设仅针对式(10))。令追踪器质心本体系转到微波测距仪的测量坐标系的方向余弦阵为令微波测距仪的测量坐标系原点在追踪器质心本体系下的坐标为[xm0,ym0,zm0]T，令追踪器惯性姿态角速度在追踪器质心本体系下的投影为[ωx,ωy,ωz]T，则通过推导可以得到：
其中为追踪器的轨道坐标系转到目标器的轨道坐标系的方向余弦阵，可以认为是单位阵，也可以由目标器与追踪器的相对位置估算得到。
由式(9)与式(10)可得
其中[]*表示反对称矩阵。
同理，假设宽视场测量相机的测量坐标系OcXcYcZc相对于追踪器质心本体系是固定的(上述假设仅针对式(14))。令追踪器质心本体系转到宽视场测量相机的测量坐标系的方向余弦阵为令宽视场测量相机的测量坐标系原点在追踪器质心本体系下的坐标为[xc0,yc0,zc0]T，令追踪器惯性姿态角速度在追踪器质心本体系下的投影为[ωx,ωy,ωz]T，则通过推导可以得到：
其中为追踪器的轨道坐标系转到目标器的轨道坐标系的方向余弦阵，可以认为是单位阵，也可以由目标器与追踪器的相对位置估算得到。
由式(9)与式(10)可得
记测量值为z(t)＝[z1,z2,z3,z4,z5,z6]T，且
其中
令
代入式(11)和(12)，得
令
代入式(15)和(16)，得
建立量测方程z(t)＝h(x(t))+v：
其中
h1[x(t)]＝ρm0-Ras0 (21)
h2[x(t)]＝asin(zc/ρc) (22)
h3[x(t)]＝atan(yc/xc) (23)
式(21)～(24)中，xm,ym,zm,由式(18)确定，xc,yc,zc,由式(19)确定。
量测方程中的h对x求偏导数，得到偏导数公式
上式中各项偏导数计算公式如下：
相对导航采用扩展卡尔曼滤波算法，非线性系统的系统方程为
z(t)＝h[x(t),t]+v(t) (34)
围绕最优状态估计线性化有
其中
将式(35)离散化有
对上式使用卡尔曼滤波基本方程，并通过推导可得扩展卡尔曼滤波的方程为：
其中
上式中，K为滤波增益矩阵，v(t)是均值为0协方差阵为Q的观测噪声，I为单位矩阵，是x的二阶导数。
在步骤S106中，根据相对导航获取的空间非合作目标测量信息，依次进行C-W制导和直线制导，确定接近轨迹。
远距离段(15km～1km)，设目标器在轨道半径为r的圆轨道上，追踪器与目标器共轨并在目标器后方15km处，在以目标器的质心轨道坐标系为相对运动坐标系时，相对位置和相对速度为：
追踪器采用C-W制导在V-bar方向施加速度增量，从-15km处接近到2km处先后所需的速度增量为：
式中Δx＝14000m。
在接近过程中采用C-W制导理想轨迹为参考轨迹进行修正，理想轨迹相对位置见公式(42)，相对速度见公式(43)。
中近距离段(1000m～300m)采用直线参考轨道迹接近，设接近的速度为Δvx，则理想轨迹相对位置见公式(42)，相对速度见公式(43)。
在步骤S107中，根据所述接近轨迹，实施PID控制，对空间非合作目标进行缓慢稳定接近，以完成空间非合作目标的交会对接。
跟踪接近控制采用PID控制律，见公式(44)。
推力器采用伪速率调制器(PSF)输出。其中，为期望的相对位置，为相对位置估计值，为相对位置，KP为控制律比例系数Kd为控制律阻尼系数，KI为控制律积分系数，s为积分时间常数。伪速率调制器主要由非线性继电器环节和惯性环节反馈连接组成。
如图2所示，本发明还提供了作为与本发明空间非合作目标的交会对接方法实施例相对应的空间非合作目标的交会对接装置，包括：
相机控制单元201，用于通过地面导引提供的空间非合作目标的位置信息，结合追踪航天器的绝对GPS信息，控制追踪航天器的宽视场测量相机的捕获范围包括所述空间非合作目标；
视角线测量单元202，用于根据所述宽视场相机捕获的目标，确定空间非合作目标的视线角测量信息；
姿态指向调整单元203，用于追踪航天器根据所述视线角测量信息，调整对所述空间非合作目标的姿态指向；
方位角信息获取单元204，用于当所述姿态指向满足微波测距仪的波束范围时，测距仪提供空间非合作目标的相对距离与方位角信息；
相对导航单元205，用于根据所述空间非合作目标的相对距离与方位角信息，采用扩展卡尔曼滤波算法进行相对导航，持续获得目标测量信息；
接收轨迹确定单元206，用于根据相对导航获取的空间非合作目标测量信息，依次进行C-W制导和直线制导，确定接近轨迹；
接近单元207，用于根据所述接近轨迹，实施PID控制，对空间非合作目标进行缓慢稳定接近，以完成空间非合作目标的交会对接。
优选的，所述宽视场相机为用于测量部件最简组合的宽视场相机。
本发明实施例所述空间非合作目标的交会对接装置与空间非合作目标的交会对接方法对应，在此不作重复赘述。
另外，如图3所示为本发明实施所述的空间非合作目标的交会对接硬件结构示意图，由宽视场相机以及微波测距仪获取空间非合作目标的视线角测量信息、空间非合作目标的相对距离与方位角信息，由信息处理单元压缩处理后发送至GNC分系统，从而控制追踪航天器完成捕获、跟踪、接近的交付对接。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种空间非合作目标的交会对接方法，其特征在于，所述方法包括：
通过地面导引提供的空间非合作目标的位置信息，结合追踪航天器的绝对GPS信息，控制追踪航天器的宽视场测量相机的捕获范围包括所述空间非合作目标；
根据所述宽视场相机捕获的目标，确定空间非合作目标的视线角测量信息；
追踪航天器根据所述视线角测量信息，调整对所述空间非合作目标的姿态指向；
当所述姿态指向满足微波测距仪的波束范围时，测距仪提供空间非合作目标的相对距离与方位角信息；
根据所述空间非合作目标的相对距离与方位角信息，采用扩展卡尔曼滤波算法进行相对导航，持续获得目标测量信息；
根据相对导航获取的空间非合作目标测量信息，依次进行C-W制导和直线制导，确定接近轨迹；
根据所述接近轨迹，实施PID控制，对空间非合作目标进行缓慢稳定接近，以完成空间非合作目标的交会对接；
当所述姿态指向满足微波测距仪的波束范围时，测距仪提供空间非合作目标的相对距离与方位角信息步骤包括：
采用公式计算得到空间非合作目标相对于追踪器微波测距仪测量坐标系的视线距离ρm以及空间非合作目标相对于追踪器微波测距仪测量坐标系的视线距离变化率其中，Ras0为空间非合作目标的等效半径，xm,ym,zm为空间非合作目标的质心在微波测距仪的测量系中相对位置坐标，为空间非合作目标的质心在微波测距仪的测量系中相对位置坐标的变化率；
所述根据所述空间非合作目标的相对距离与方位角信息，采用扩展卡尔曼滤波算法进行相对导航，持续获得目标测量信息包括：
根据扩展卡尔曼滤波的方程
进行相对导航，其中，Φ(k+1,k)≈I+F(tk)T，为系非线性函数线性化后的系统矩阵，为线性化后的观测矩阵，为系统状态方程，z(t)＝h[x(t),t]+v(t)为系统观测方程，为线性化后的状态方程与观测方程，为C-W方程，n为目标器的轨道角速度值，fx,fy,fz为除地球的二体引力引起的追踪器加速度与目标器加速度之差在相对运动坐标系下的投影，u(t)＝[ux,uy,uz]T为控制器向量，为系统状态向量，为线性化后的系统状态矩阵、输入-控制模型以及系统观测矩阵，w(t)＝[wx,wy,wz]T追踪器与目标器摄动加速度差在相对运动坐标系下的投影，K为滤波增益矩阵，v(t)是均值为0协方差阵为Q的观测噪声，I为单位矩阵，是x的二阶导数；
所述根据相对导航获取的空间非合作目标测量信息，依次进行C-W制导和直线制导，确定接近轨迹步骤包括：
根据确定理想轨迹相对位置，根据确定理想轨迹相对速度，其中，Δvx1、Δvx2为速度增量且xc,yc,zc为空间非合作目标器的质心在宽视场测量相机的测量系中相对位置坐标，为空间非合作目标器的质心在宽视场测量相机的测量系中相对位置坐标的时间变化率，w(t)＝[wx,wy,wz]T追踪器与目标器摄动加速度差在相对运动坐标系下的投影。
2.根据权利要求1所述方法，其特征在于，所述根据所述宽视场相机捕获的目标，确定空间非合作目标的视线角测量信息步骤包括：
所述非合作目标的视线角测量信息包括俯仰角αc以及方位角βc，根据公式获取非合作目标的视线角测量信息，其中，为空间非合作目标的等效半径，xc,yc,zc为空间非合作目标器的质心在宽视场测量相机的测量系中相对位置坐标。
3.根据权利要求1所述方法，其特征在于，所述根据所述接近轨迹，实施PID控制，对空间非合作目标进行缓慢稳定接近步骤包括：
根据PID控制律公式对空间非合作目标进行缓慢稳定接近，其中，为期望的相对位置，为相对位置估计值，为相对位置，KP为控制律比例系数Kd为控制律阻尼系数，KI为控制律积分系数，s为积分时间常数。
4.根据权利要求1所述方法，其特征在于，所述宽视场相机为用于测量部件最简组合的宽视场相机。
5.根据权利要求1所述方法，其特征在于，所述微波测距仪的测量范围为相对距离200m至15km。
6.一种空间非合作目标的交会对接装置，其特征在于，所述装置包括：
相机控制单元，用于通过地面导引提供的空间非合作目标的位置信息，结合追踪航天器的绝对GPS信息，控制追踪航天器的宽视场测量相机的捕获范围包括所述空间非合作目标；
视角线测量单元，用于根据所述宽视场相机捕获的目标，确定空间非合作目标的视线角测量信息；
姿态指向调整单元，用于追踪航天器根据所述视线角测量信息，调整对所述空间非合作目标的姿态指向；
方位角信息获取单元，用于当所述姿态指向满足微波测距仪的波束范围时，测距仪提供空间非合作目标的相对距离与方位角信息；
相对导航单元，用于根据所述空间非合作目标的相对距离与方位角信息，采用扩展卡尔曼滤波算法进行相对导航，持续获得目标测量信息；
接收轨迹确定单元，用于根据相对导航获取的空间非合作目标测量信息，依次进行C-W制导和直线制导，确定接近轨迹；
接近单元，用于根据所述接近轨迹，实施PID控制，对空间非合作目标进行缓慢稳定接近，以完成空间非合作目标的交会对接；
所述方位角信息获取单元用于：
采用公式计算得到空间非合作目标相对于追踪器微波测距仪测量坐标系的视线距离ρm以及空间非合作目标相对于追踪器微波测距仪测量坐标系的视线距离变化率其中，Ras0为空间非合作目标的等效半径，xm,ym,zm为空间非合作目标的质心在微波测距仪的测量系中相对位置坐标，为空间非合作目标的质心在微波测距仪的测量系中相对位置坐标的变化率；
所述相对导航单元用于：
根据扩展卡尔曼滤波的方程
进行相对导航，其中，Φ(k+1,k)≈I+F(tk)T，为系非线性函数线性化后的系统矩阵，为线性化后的观测矩阵，为系统状态方程，z(t)＝h[x(t),t]+v(t)为系统观测方程，为线性化后的状态方程与观测方程，为C-W方程，n为目标器的轨道角速度值，fx,fy,fz为除地球的二体引力引起的追踪器加速度与目标器加速度之差在相对运动坐标系下的投影，u(t)＝[ux,uy,uz]T为控制器向量，为系统状态向量，为线性化后的系统状态矩阵、输入-控制模型以及系统观测矩阵，w(t)＝[wx,wy,wz]T追踪器与目标器摄动加速度差在相对运动坐标系下的投影，K为滤波增益矩阵，v(t)是均值为0协方差阵为Q的观测噪声，I为单位矩阵，是x的二阶导数；
所述接近轨迹确定单元用于：
根据确定理想轨迹相对位置，根据确定理想轨迹相对速度，其中，Δvx1、Δvx2为速度增量且xc,yc,zc为空间非合作目标器的质心在宽视场测量相机的测量系中相对位置坐标，为空间非合作目标器的质心在宽视场测量相机的测量系中相对位置坐标的时间变化率，w(t)＝[wx,wy,wz]T追踪器与目标器摄动加速度差在相对运动坐标系下的投影。
7.根据权利要求6所述装置，其特征在于，所述宽视场相机为用于测量部件最简组合的宽视场相机。
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