CN108820260A - 低轨航天器的中期轨道预报方法、装置、存储介质 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种低轨航天器的中期轨道预报方法、装置、存储介质。该方法包括：确定目标参数，其中，目标参数至少包括目标航天器所处位置的大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数；通过目标参数对目标航天器中期轨道进行预报。通过本发明，达到了提高对低轨航天器进行中期轨道预报的精度的效果。
Description
技术领域
本发明涉及航天领域，具体而言，涉及一种低轨航天器的中期轨道预报方法、装置、存储介质。
背景技术
目前，对低轨航天器的轨道进行预报的精度，比如，对低轨航天器轨道的中期轨道预报精度，对于航天器飞行控制任务、交会对接任务的策略制定、指标设计等具有重要的意义。中期轨道预报的准确性将直接影响空间站任务能否成功实施，是空间站任务在实施过程时必需注意的关键方面。因而，如何充分利用现有测轨数据和空间环境预报提高航天器的定轨精度，并实时监视空间环境状态，是现阶段航天测控任务面临的重要任务。但是，由于相关影响因素的不确定性，要实现高精度预报仍然面临诸多困难。
在以往的交会对接任务中，如果需要对目标航天器进行调相控制，则需要对其进行长达数十天的中期轨道预报。在目前的空间站任务中，目标航天器不再为追踪航天器发射对接进行调相控制，并且空间站的设计结构比空间实验室更加复杂、等效迎风面积更难以计算。对此，追踪器系统结合其相位的适应能力、计算发射窗口和确定飞行方案的需求，对目标器中期轨道预报精度提出了更高的指标要求，传统的定轨技术已难以有效地保证对航天器的轨道进行中期预报的精度。
针对现有技术中在对低轨航天器进行中期轨道预报的精度低的问题，目前尚未提出等效的解决方案。
发明内容
本发明的主要目的在于提供一种低轨航天器的中期轨道预报方法、装置、存储介质，以至少解决对低轨航天器进行中期轨道预报的精度低的问题。
为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种低轨航天器的中期轨道预报方法。该方法包括：确定目标参数，其中，目标参数至少包括目标航天器所处位置的大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数；通过目标参数对目标航天器中期轨道进行预报。
可选地，确定目标参数中的大气密度参数包括：根据目标航天器在大气密度模式中的空间环境参数，确定大气密度参数，其中，空间环境参数用于指示目标航天器所处空间的环境。
可选地，根据目标航天器在大气密度模式中的空间环境参数，确定大气密度参数包括：对第一目标时间段内的大气密度模式中的空间环境参数，求取加权平均值，其中，第一目标时间段为从当前时刻开始的时间段；根据加权平均值确定第一目标时间段内的大气密度参数。
可选地，根据目标航天器在大气密度模式中的空间环境参数，确定大气密度参数包括：获取预报文件，其中，预报文件用于预报目标航天器在大气密度模式中的空间环境参数；根据预报文件中的每间隔目标时间的空间环境参数，确定大气密度参数。
可选地，确定目标参数中的等效迎风面积包括：确定目标航天器在正飞姿态下的等效迎风面积，和目标航天器在连续偏航飞行姿态下的等效迎风面积。
可选地，确定目标参数中的等效迎风面积包括：获取目标航天器的三维模型；根据目标航天器在当前时刻的目标姿态，对三维模型进行旋转变换；将旋转变换后的三维模型投影到二维屏幕上；对投影到二维屏幕上的三维模型进行消隐处理；对消隐处理后的三维模型进行光照渲染；根据光照渲染后的三维模型的面元参数，确定目标参数中的等效迎风面积。
可选地，确定目标参数中的大气阻力系数包括：在目标航天器的数量为一个的情况下，获取目标航天器在过去的第二目标时间段内的历史阻力系数；根据历史阻力系数确定目标参数中的大气阻力系数。
可选地，确定目标参数中的大气阻力系数包括：在至少两个目标航天器的轨道高度之差在第一目标阈值的情况下，获取至少两个目标航天器的大气阻力系数的均值和方差；根据均值和方差，确定一个目标航天器在进行中期轨道预报时使用的大气阻力系数。
可选地，确定目标参数中的大气阻力系数包括：在目标航天器在过去的第二目标时间段内无历史阻力系数的情况下，将目标航天器的参考航天器的阻力系数，确定为目标参数中的大气阻力系数，其中，参考航天器的轨道高度与目标航天器的轨道高度之差在第二目标阈值内。
可选地，在通过目标参数对目标航天器中期轨道进行预报时，该方法还包括：根据目标航天器的空间环境参数，确定对目标航天器中期轨道进行预报的精度范围，其中，精度范围用于指示在预报终点时刻目标航天器所处位置的误差范围。
为了实现上述目的，根据本发明的另一方面，还提供了一种低轨航天器的中期轨道预报装置。该装置包括：确定单元，用于确定目标参数，其中，目标参数至少包括目标航天器所处位置的大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数；预报单元，用于通过目标参数对目标航天器中期轨道进行预报。
为了实现上述目的，根据本发明的另一方面，还提供了一种存储介质。该存储介质中存储有计算机程序，其中，计算机程序被设置为运行时执行本发明实施例的低轨航天器的中期轨道预报方法。
本发明实施例确定目标参数，其中，目标参数至少包括目标航天器所处位置的大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数；通过目标参数对目标航天器中期轨道进行预报。由于通过确定轨道预报中的三个主要参数：大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数，达到了对中期轨道进行预报的目的，解决了对低轨航天器进行中期轨道预报的精度低的技术问题，进而达到了提高对低轨航天器进行中期轨道预报的精度的技术效果。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是根据本发明实施例的一种低轨航天器的中期轨道预报方法的流程图；
图2是根据本发明实施例的一种低轨航天器的高精度中期轨道预报方法的流程图；
图3是根据本发明实施例的一种计算复杂结构航天器等效迎风面积的方法的流程图；
图4是本根据发明实施例中的一种以天宫二号与神舟十一号任务中轨道预报为例，组合体和伴星的三维模型的示意图；
图5是根据本发明实施例的一种组合体和伴星的相对距离变化情况的示意图；以及
图6是根据本发明实施例的一种低轨航天器的中期轨道预报装置的示意图。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本申请保护的范围。
需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
实施例1
本发明实施例提供了一种低轨航天器的中期轨道预报方法。
图1是根据本发明实施例的一种低轨航天器的中期轨道预报方法的流程图。如图1所示，该方法包括以下步骤：
步骤S102，确定目标参数，其中，目标参数至少包括目标航天器所处位置的大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数。
在本发明上述步骤S102提供的技术方案中，确定目标参数，其中，目标参数至少包括目标航天器所处位置的大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数。
该实施例的低轨航天器的中期轨道预报方法可以为低轨航天器的高精度中期轨道预报方法。在该实施例中，目标航天器可以为空间实验室以及空间站等低轨航天器，轨道预报是对轨道在当前动力学条件约束下的变化规律进行描述，轨道预报的精度主要取决于轨道初值和动力学模型精度这两个方面。在低轨航天器摄动影响中，大气阻力是除地球非球形摄动力之外，影响低轨航天器轨道确定与预报精度的最主要的摄动力，而影响大气阻力计算精度最主要的因素是中高层大气密度模式、航天器等效迎风面积、大气阻力系数。
可选地，根据自由分子流理论，大气分子与航天器表面撞击后会发生阻留、漫散射、镜反射等运动，大气阻力的模型可以为：其中，FD用于表示大气阻力，ρ用于表示航天器所处位置的大气密度，v用于表示航天器相对大气的速度的大小，Cd用于表示阻力系数，Sa用于表示航天器的等效迎风面积，uv用于表示航天器相对大气的单位速度矢量。其中，大气密度ρ、等效迎风面积Sa和阻力系数Cd这三个不确定性因素是大气阻力精确建模的主要难点。大气密度模式的误差主要是建模误差，而建模误差在预报中的影响难以消除；空间环境参数基本都是通过观测获取，对于实际工程任务中的轨道预报，只能使用其预报值，因此其误差主要是预测误差。对应不同密度模式以及同一密度模式，空间环境参数的使用也存在不同方式，预报精度也不尽相同。
该实施例对轨道定轨与轨道预报模型中的最重要的摄动力影响因素大气阻力摄动进行分解，确定至少包括目标航天器所处位置的大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数等在轨道预报时所必需的目标参数，该目标参数也即对目标航天器在进行预报时的预报模型参数，从而避免由于大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数的不确定性，而导致对航天器的轨道进行预报的精度低的问题。
可选地，该实施例在计算大气密度参数时，利用通用大气密度模型，使用基于空间环境预报的时变模式、基于加权求平均后的等效模式两种模式相结合的方法来计算大气密度参数，其中，大气密度模型可以为MSIS90模型。
该实施例在计算目标航天器的等效迎风面积时，可以使用基于OpenGL和3DS模型的可视化计算方法，计算目标航天器在三轴对地飞行姿态与连续偏航飞行姿态情况下的等效迎风面积。
该实施例在计算大气阻力系数时，对于单目标航天器长期飞行的情况，可以采用其历史数据的大气阻力系数的经验值进行计算；对于多目标航天器共轨飞行的情况，通过多目标航天器的大气阻力系数的计算比对，在轨道预报时，使用相近轨道高度的参考航天器的大气阻力系数来确定目标航天器的阻力系数。
步骤S104，通过目标参数对目标航天器中期轨道进行预报。
在本发明上述步骤S104提供的技术方案中，在确定至少包括目标航天器所处位置的大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数的目标参数之后，通过目标参数对目标航天器中期轨道进行预报。
在确定至少包括目标航天器所处位置的大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数的目标参数之后，可以通过目标参数建立轨道预报模型，通过轨道预报模型对目标航天器中期轨道进行预报，可以进行星历预报。
可选地，该实施例根据目标航天器的当前初始时刻的精密轨道根数进行中期轨道预报，并通过比较和分析，提供轨道预报的精度范围，从而有效地提高了对目标航天器的轨道预报精度，比如，提高了空间实验室以及空间站等低轨航天器的轨道预报精度。
该实施例通过确定至少包括目标航天器所处位置的大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数的目标参数，通过目标参数对目标航天器中期轨道进行预报。由于通过确定轨道预报中的三个主要参数：大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数，达到了对轨道进行预报的目的，解决了对航天器的轨道进行预报的精度低的技术问题，进而达到了提高对航天器的轨道进行预报的精度的技术效果。
作为一种可选的实施方式，步骤S102，确定目标参数中的大气密度参数包括：根据目标航天器在大气密度模式中的空间环境参数，确定大气密度参数，其中，空间环境参数用于指示目标航天器所处空间的环境。
在该实施例中，在确定目标参数中的大气密度参数时，可以确定目标航天器在大气密度模式中的空间环境参数，比如，确定当日地磁指数日均值Ap、前1天10.7厘米太阳辐射流量日均值F107和81天10.7厘米辐射流量平均值F107p等空间环境参数，进而根据目标航天器在大气密度模式中的空间环境参数，来确定大气密度参数。
可选地，该实施例基于预报的多天空间环境参数文件，计算大气密度参数，比如，利用通用大气密度模型，使用基于空间环境预报文件的时变参数模式、基于加权求平均后的等效定值模式这两种模式相结合的方法来确定大气密度参数，其中，多天空间环境参数文件可从空间科学中心或互联网获取。
可选地，在目标航天器所处的空间环境平静期间，使用基于空间环境预报文件的时变参数、基于加权求平均后的等效定值参数的方法的预报精度基本一致；在空间环境活跃期间，使用基于空间环境预报文件的时变参数、基于加权求平均后的等效定值参数的方法的预报精度的预报精度存在一定偏差。
在航天任务操作过程中，由于无法实时获取空间环境参数的实测值，可以采用预报值作为密度模式的输入。在大气密度模式中，可以使用太阳辐射指数和地磁指数来表现太阳活动对轨道预报的精度的影响。
该实施例的通用大气密度模式应用于轨道中长期预报，选取不同的大气密度模式与空间环境参数应用方式，对轨道的预报的精度会存在一定差异。
作为一种可选的实施方式，根据目标航天器在大气密度模式中的空间环境参数，确定大气密度参数包括：对第一目标时间段内的大气密度模式中的空间环境参数，求取加权平均值，其中，第一目标时间段为从当前时刻开始的时间段；根据加权平均值确定第一目标时间段内的大气密度参数。
在该实施例中，在根据目标航天器在大气密度模式中的空间环境参数，确定大气密度参数时，可以对第一目标时间段内的大气密度模式中的空间环境参数，求取加权平均值。该实施例的第一目标时间段为预报时长，为从当前时刻开始的时间段，也即，第一目标时间段为从当前时刻到未来目标时刻的一段时间。可以根据预报文件，对第一目标时间段的空间环境参数求取加权平均值，作为固定的空间环境参数输入，进而根据加权平均值确定第一目标时间段内的大气密度参数。该方法比较简便，计算快捷，计算精度可以保证，进而达到了提高对航天器的轨道进行预报的精度的技术效果。
可选地，该实施例的第一目标时间段为N天，每天的参数为当日地磁指数日均值Api、前1天10.7厘米太阳辐射流量日均值F107i、81天10.7厘米辐射流量平均值F107pi，相对应的权重值分别为αi、βi、γi，则使用的空间环境参数值为：
上述各参数的权重值之和分别等于1，也即，
作为一种可选的实施方式，根据目标航天器在大气密度模式中的空间环境参数，确定大气密度参数包括：获取预报文件，其中，预报文件用于预报目标航天器在大气密度模式中的空间环境参数；根据预报文件中的每间隔目标时间的空间环境参数，确定大气密度参数。
在该实施例中，可以获取预报文件，该预报文件可以为多天空间环境参数预报文件，比如，为30天空间环境参数预报文件，为由空间气象预报中心发布(SWPC)的空间环境参数预报文件，用于预报目标航天器在大气密度模式中的空间环境参数。在获取预报文件之后，根据预报文件中的每间隔目标时间的空间环境参数，确定大气密度参数，这样在轨道预报的时间内不再采用固定值，而是每间隔目标时间的空间环境参数，确定大气密度参数，比如，使用每天或每3个小时的空间环境参数预报值。这种采用时变值的方法的精度较高，但计算量较大。
作为一种可选的实施方式，步骤S102，确定目标参数中的等效迎风面积包括：确定目标航天器在正飞姿态下的等效迎风面积，和目标航天器在连续偏航飞行姿态下的等效迎风面积。
在该实施例中，目标飞行器可以为复杂结构的航天器。在确定目标参数中的等效迎风面积时，计算复杂结构航天器的等效迎风面积，可以确定目标航天器在正飞姿态下的等效迎风面积，其中，正飞姿态可以为三轴对地飞行姿态。该实施例还可以确定目标航天器在连续偏航飞行姿态下的等效迎风面积。
可选地，该实施例基于航天器3DS格式三维模型文件，以及预报期间的航天器姿态角参数文件，使用可视化快速计算方法计算目标航天器在三轴对地飞行姿态与连续偏航飞行姿态情况下的等效迎风面积，其中，3DS文件格式是一个由块组成的层级结构。
可选地，在目标航天器在正飞姿态下时，保持航天器三维模型本体不动，太阳翼绕旋转轴等间隔转动0.05度或更小，累计转动7200次，将各次计算的迎风面积求平均值，即可认为是正飞状态下的目标航天器的等效迎风面积。
可选地，在目标航天器在连续偏航飞行姿态下，需要读取定轨所使用的测量弧段内航天器偏航角和太阳翼转动角度等姿态参数文件，计算各个时刻对应的迎风面积，然后取平均值作为该偏航弧段内的目标航天器的等效迎风面积。
作为一种可选的实施方式，步骤S102，确定目标参数中的等效迎风面积包括：获取目标航天器的三维模型；根据目标航天器在当前时刻的目标姿态，对三维模型进行旋转变换；将旋转变换后的三维模型投影到二维屏幕上；对投影到二维屏幕上的三维模型进行消隐处理；对消隐处理后的三维模型进行光照渲染；根据光照渲染后的三维模型的面元参数，确定目标参数中的等效迎风面积。
在该实施例中，在确定目标参数中的等效迎风面积时，获取目标航天器的三维模型。可以根据工业部门提供的航天器三维模型文件，使用三维建模软件3DS MAX进行模型格式转换、编辑、加工和处理，用不同的材质来表示和区别航天器不同部件和载荷(舱体、太阳能电池帆板和天线等)，设定材质对光源的散射特性是漫反射。
可选地，该实施例使用专门软件通过编程的方式读取3DS文件格式的目标模型数据文件。为了计算复杂目标航天器的等效迎风面积，需要用到目标表面各点位置、外法线方向、面元面积、面元所在的部件种类等数据。3DS文件格式是一个由块组成的层级结构，基本块即主块包括：版本、编辑信息和关键帧信息三个，每个基本块中的一级块又包含了多种信息。在计算时并不需要光源信息和相机信息等数据，因此所读取的3DS卫星模型文件中的数据包括目标对象的材质信息、顶点信息和面元信息等。将所需信息读入到自定义数据结构之中，然后利用OpenGL绘制目标模型，主要的读入操作包括：首先定义一系列的数据结构，比如，对象的材质、材质库、位置矢量等；然后读取3DS文件并存储到对象中；最后定义用于处理各种对象的类，用于绘制目标。
在获取目标航天器的三维模型之后，根据目标航天器在当前时刻的目标姿态，对三维模型进行旋转变换，比如，根据当前时刻的目标航天器的目标姿态(包括舱体的转动角度、太阳翼和天线的转动的角度等)对三维模型进行旋转变换。
在对三维模型进行旋转变换之后，将旋转变换后的三维模型投影到二维屏幕上，对投影到二维屏幕上的三维模型进行消隐处理，可以应用OpenGL的可视化与消隐功能，采用正交投影模式将三维目标投影到二维屏幕上，并启用深度缓冲区进行深度测试，同时完成对目标航天器的消隐和可见部位的显示，提高了计算的准确度和速度，从而避免了对面元遮挡关系进行程序逻辑判断的失误。
在对投影到二维屏幕上的三维模型进行消隐处理之后，对消隐处理后的三维模型进行光照渲染，根据光照渲染后的三维模型的面元参数，确定目标参数中的等效迎风面积。该实施例可以采用光照模型(Phong)，通过设置合适的参数，读取光照渲染处理后的帧缓存中的像素面元颜色值，得到各个面元的法向矢量、各面元与速度方向的夹角以及面元所代表的部件种类等参数信息，从而计算出各面元的迎风面积si，最后通过累加计算出整个目标航天器的迎风面积
作为一种可选的实施方式，步骤S102，确定目标参数中的大气阻力系数包括：在目标航天器的数量为一个的情况下，获取目标航天器在过去的第二目标时间段内的历史阻力系数；根据历史阻力系数确定目标参数中的大气阻力系数。
在该实施例中，在确定目标参数中的大气阻力系数时，根据历史数据定轨结果，统计确定航天器大气阻力系数。在目标航天器的数量为一个的情况下，也即，在单个航天器长期飞行的情况下，获取目标航天器在过去的第二目标时间段内的历史阻力系数，也即，获取目标航天器的历史数据中的大气阻力系数，进而根据历史阻力系数确定目标参数中的大气阻力系数。
可选地，该实施例根据该航天器在过期N天飞行时长的历史数据，第i天的长弧段定轨解阻力系数得到Cdi，则在对目标航天器进行中期轨道预报时使用的大气阻力系数可以为：
在该实施例中，大气阻力系数与卫星的表面材料、形状、大气成分等因素有关，其准确数值是难以确定的。由于大气密度模型存在一定的误差，因此在精密定轨中通过把大气阻力系数作为未知量与卫星的运动状态矢量(位置、速度)一起进行解算，解算得到的大气阻力系数吸收了大气阻力摄动计算误差，包括大气密度模型误差和迎风面积误差，这样可以在一定程度上有效地补偿由于大气密度的模型误差所导致的大气阻力的误差，从而能够使动力学模型和观测数据更好的拟合，从而得到更高的内符合精度，提高了对低轨航天器进行中期轨道预报的精度的技术效果。
作为一种可选的实施方式，步骤S102，确定目标参数中的大气阻力系数包括：在至少两个目标航天器的轨道高度之差在第一目标阈值的情况下，获取至少两个目标航天器的大气阻力系数的均值和方差；根据均值和方差，确定一个目标航天器在进行中期轨道预报时使用的大气阻力系数。
在该实施例中，在确定目标参数中的大气阻力系数时，在至少两个目标航天器的轨道高度之差在第一目标阈值的情况下，获取至少两个目标航天器的大气阻力系数的均值和方差，其中，轨道高度之差在第一目标阈值内的至少两个目标航天器的轨道相同或者相近。可选地，在两个或两个以上的目标航天器在相同或者相近轨道高度飞行时，每个目标航天器在轨道确定时，可以分别求解对应的大气阻力系数，对应的大气阻力系数为Cdi，其中，i＝1，2，3…。比对相同弧段时各目标航天器的大气阻力系数之间的差异ΔCdmn＝Cdm-Cdn，其中，Cdm为第m个航天器的大气阻力系数，Cdn为第n个航天器的大气阻力系数。每天计算每个目标航天器的大气阻力系数Cdi、各目标航天器的大气阻力系数之间的差异ΔCdmn，分析其变化情况以及均值、方差。在获取至少两个目标航天器的大气阻力系数的均值和方差之后，根据均值和方差，确定一个目标航天器在进行中期轨道预报时使用的大气阻力系数，也即，由均值和方差确定对第i个目标航天器进行中期轨道预报时使用的大气阻力系数。
作为一种可选的实施方式，确定目标参数中的大气阻力系数包括：在目标航天器在过去的第二目标时间段内无历史阻力系数的情况下，将目标航天器的参考航天器的阻力系数，确定为目标参数中的大气阻力系数，其中，参考航天器的轨道高度与目标航天器的轨道高度之差在第二目标阈值内。
在该实施例中，在确定目标参数中的大气阻力系数时，在目标航天器在过去的第二目标时间段内无历史阻力系数的情况下，或者在无法确定目标航天器的阻力系数的情况下，可以将目标航天器的参考航天器的阻力系数，确定为目标参数中的大气阻力系数，其中，参考航天器的轨道高度与目标航天器的轨道高度之差在第二目标阈值内，参考航天器的轨道高度与目标航天器的轨道高度相近。可选地，在第i个目标航天器无历史阻力系数，或者在测量数据较少的情况下无法求解大气阻力系数，则在轨道预报时，可以使用结构类似的其它参考航天器的大气阻力系数。
作为一种可选的实施方式，在通过目标参数对目标航天器中期轨道进行预报时，该方法还包括：根据目标航天器的空间环境参数，确定对目标航天器中期轨道进行预报的精度范围，其中，精度范围用于指示在预报终点时刻目标航天器所处位置的误差范围。
在该实施例中，在通过目标参数对目标航天器中期轨道进行预报时，进行中期轨道预报，并给出轨道预报的精度范围。根据目标航天器的空间环境参数，确定对目标航天器中期轨道进行预报的精度范围，该精度范围用于指示在预报终点时刻目标航天器所处位置的误差范围。
可选地，该实施例在计算出航天器的初始时刻精密轨道根数之后，使用空间环境参数、等效迎风面积、大气阻力系数进行中期轨道预报，可以主要是进行星历预报。
该实施例可以在中期轨道预报时，就能够提供出轨道预报的精度范围，也即，提供预报终点时刻目标航天器位置的误差范围δ＝max(|δ1|,|δ2|)，其中，δ1用于表示空间环境参数在直接使用等效值的方法来确定(即取N天的加权平均值)时的预报的偏差范围，δ2用于表示使用空间环境参数等效值的方法，并调整Api、F107i、F107pi三个参数的值，采用等效值的方法进行中期轨道预报时的偏差范围，从而实现了确定对目标航天器进行中期轨道预报的精度范围的目的。
该实施例由于采用上述技术方案，低轨航天器轨道预报方法适应性强、灵活性高、预报精度高，能够快速、方便地对航天试验任务中的单目标或多目标航天器进行高精度中期轨道预报，能分析不同模型参数所造成的轨道预报误差影响，提高了对航天器进行中期轨道预报的精度的技术效果。
实施例2
下面结合优选的实施例对本发明的技术方案进行举例说明。
图2是根据本发明实施例的一种低轨航天器的高精度中期轨道预报方法的流程图。如图2所示，该方法包括以下步骤：
步骤S201，确定航天器初始时刻精密轨道根数。
在对航天器精密轨道确定时，获得初始时刻精密轨道根数。
步骤S202，确定预报期间的空间环境参数，计算大气密度参数。
在获得初始时刻精密轨道根数的基础上，基于预报的多天空间环境参数文件(可从空间科学中心或互联网获取)，计算大气密度参数，利用通用大气密度模型(比如，MSIS90模型)，使用基于空间环境预报文件的时变参数模式、基于加权求平均后的等效定值模式这两种模式相结合的方法来确定大气密度参数。
步骤S203，计算预报期间的航天器等效迎风面积S。
该实施例基于航天器OpenGL和3DS格式三维模型文件的可视化计算方法，以及预报期间的航天器姿态角参数文件，快速计算方法计算该航天器在三轴对地飞行姿态与连续偏航飞行姿态情况下的等效迎风面积S。
步骤S204，根据历史数据定轨结果，确定航天器的大气阻力系数Cd。
该实施例在计算大气阻力系数Cd时，对于单个航天器长期飞行的情况，采用其历史数据的Cd经验值；对于多个航天器共轨飞行的情况，通过多航天器Cd值的比对确认，在轨道预报时使用相近轨道高度的参考航天器的Cd值。
步骤S205，进行中期轨道预报，给出航天器预报轨道的精度范围。
在确定了上述大气密度参数、迎风面积S、大气阻力系数Cd之后，进行中期轨道预报，并给出轨道预报的精度范围根据航天器的当前初始时刻的精密轨道根数进行中期轨道预报，并通过比较和分析，提供轨道预报的精度范围进行中期轨道预报，并给出轨道预报的精度范围。
下面以低轨交会对接航天器为例，详细说明本方法实施例的技术方案。
步骤一，确定预报期间的空间环境参数，计算大气密度参数。
该实施例可以使用基于空间环境预报文件的时变参数、基于加权求平均后的等效定值参数两种模式相结合的方法来确定。在空间环境平静期间，使用基于空间环境预报文件的时变参数、基于加权求平均后的等效定值参数两者的预报精度基本一致；在空间环境活跃期，使用基于空间环境预报文件的时变参数、基于加权求平均后的等效定值参数两者的预报精度存在一定偏差。
在航天任务操作过程中，由于无法实时获取空间环境参数的实测值，因此可以采用预报值作为密度模式的输入。在大气密度模式中，通常用太阳辐射指数和地磁指数来表现太阳活动的影响。
可选地，该实施例将通用大气密度模式应用于轨道中长期预报，选取不同的大气密度模式与空间环境参数应用方式，预报效果存在一定差异。可选地，该实施例在定轨中使用的大气密度模式的空间环境参数为：当日地磁指数日均值Ap、前1天10.7厘米太阳辐射流量日均值F107和81天10.7厘米辐射流量平均值F107p。
可选地，在当前时刻到未来目标时刻一段时间内，可以根据预报文件，对未来的预报时间长度的空间环境参数求取加权平均值，作为固定的空间环境参数输入，计算该段时间的大气密度。该方法比较简便，计算快捷，计算精度可以保证。
可选地，设预报时间长度为N天，每天的参数为当日地磁指数日均值Api、前1天10.7厘米太阳辐射流量日均值F107i、81天10.7厘米辐射流量平均值F107pi，相对应的权重值分别为αi、βi、γi，则使用的空间环境参数值为：
上述各参数的权重值之和分别等于1，也即，
可选地，该实施例通过读取30天空间环境参数预报文件(比如，SWPC空间气象预报中心发布的空间环境参数预报文件)，在轨道预报的时间内不再采用固定值，而是使用每天或每3个小时的空间环境参数预报值。该种采用时变值的方法的精度较高，但计算量较大。
步骤二，计算预报期间的航天器等效迎风面积S。
图3是根据本发明实施例的一种计算复杂结构航天器等效迎风面积的方法的流程图。如图3所示，该方法包括以下步骤：
该实施例根据工业部门提供的航天器三维模型文件，使用三维建模软件3DS MAX进行模型格式转换、编辑、加工和处理，用不同的材质来表示和区别航天器不同部件和载荷(舱体、太阳能电池帆板和天线等)，设定材质对光源的散射特性是漫反射。
使用专门软件通过编程的方式读取3DS格式的目标模型数据文件，该3DS格式的目标模型数据文件包括航天器的姿态参数。为了计算复杂目标的面积，需要用到目标表面各点位置、外法线方向、面元面积、面元所在的部件种类等数据。3DS文件格式是一个由块组成的层级结构，基本块即主块包括：版本、编辑信息和关键帧信息三个。每个基本块中的一级块又包含了多种信息。在计算时并不需要光源信息和相机信息等数据，因此所读取的3DS卫星模型文件中的数据包括目标对象的材质信息、顶点信息和面元信息等。将所需信息读入到自定义数据结构之中，然后利用OpenGL进行处理显示以绘制目标模型，主要的读入操作包括：首先初始化，定义一系列的数据结构，比如，对象的材质、材质库、位置矢量等；然后读取3DS文件并存储到对象中，显示模型；进行投影和消隐处理；进行光照渲染；读取像素信息。在进行OpenGL处理显示之后，定义用于处理各种对象的类，计算面元材质种类、面元法向矢量与速度方向矢量的夹角、面元有效面积的参数，以用于绘制目标模型。
可选地，该实施例根据当前时刻的目标姿态(包括舱体的转动角度、太阳翼和天线的转动的角度等)对三维模型进行旋转变换，应用OpenGL的可视化与消隐功能，采用正交投影模式将三维目标投影到二维屏幕上，并启用深度缓冲区进行深度测试，同时完成复杂目标的消隐和可见部位的显示，提高计算的准确度和速度，避免了对面元遮挡关系进行程序逻辑判断的失误。
该实施例可以采用Phong光照模型，通过设置合适的参数，读取光照渲染处理后的帧缓存中的像素面元颜色值，得到各个面元的法向矢量、面元法向矢量与速度方向的夹角以及面元所代表的部件种类等参数信息，从而计算出各面元的有效迎风面积si，最后通过累加计算出整个目标的迎风面积进而确定迎风面积变化曲线(单位：m2)，其中，横坐标为确定迎风面积的计算次数。
需要说明的是，该实施例在采用上述计算方法时，需要根据不同的飞行姿态采取不同的计算方式。比如，在航天器正飞状态时，保持航天器三维模型本体不动，太阳翼绕旋转轴等间隔转动0.05度或更小，累计转动7200次，将各次计算的迎风面积求平均值，即可认为是正飞状态下的迎风面积；在航天器连续偏航飞行时，需要读取定轨所使用的测量弧段内航天器偏航角和太阳翼转动角度等姿态参数文件，计算各个时刻对应的迎风面积，然后取平均值作为该偏航弧段内的等效迎风面积。
步骤三，根据历史数据定轨结果，统计确定航天器大气阻力系数Cd。
在航天器单体长期飞行时，使用Cd的历史经验值进行预报。
可选地，根据该航天器N天飞行时长的历史数据，第i天长弧段定轨解Cd得到的结果为Cdi，则在预报时使用的Cd经验值为：
该实施例中的大气阻力系数Cd与卫星的表面材料、形状、大气成分等因素有关，其准确数值难以确定。由于大气密度模型存在一定的误差，因此在精密定轨中通过把大气阻力系数Cd作为未知量与卫星的运动状态矢量(位置、速度)一起进行解算，解算得到的Cd吸收了大气阻力摄动计算误差(大气密度模型误差和迎风面积误差)，在一定程度上有效地补偿了由于大气密度的模型误差所导致的大气阻力的误差，能够使动力学模型和观测数据更好的拟合，从而得到更高的内符合精度。
可选地，在两个或两个以上航天器在相同或者相近轨道高度飞行时，每个航天器在轨道确定时，分别求解大气阻力系数，对应的Cd值为Cdi，i＝1，2，3…。比对相同弧段时各航天器的Cd值之间的差异ΔCdmn＝Cdm-Cdn，其中，Cdm为第m个航天器的Cd值，其中，Cdn为第n个航天器的Cd值。每天计算Cdi、ΔCdmn，分析其变化情况及均值、方差，由此确定对第i个航天器进行中期轨道预报时使用的Cd值。
若第i个航天器无历史经验数据，或者测量数据较少无法求解Cd，则在轨道预报时，使用结构类似的其它航天器的Cd值。
步骤四，进行中期轨道预报，给出航天器预报轨道的精度范围。
该实施例在计算出航天器的初始时刻精密轨道根数之后，使用空间环境参数、等效迎风面积、大气阻力系数，进行中期轨道预报，可以主要是进行星历预报。轨道预报考虑的摄动模型，也即，考虑的是除了地球质点引力加速度之外的总摄动加速度 其中，其中是由n个质点产生的引力加速度，是由地球引力位的非球形部分产生的引力加速度，是由大气阻尼力产生的加速度，是由太阳辐射压产生的加速度，是由地球固体潮和海潮产生的加速度，由姿态控制系统调整过程引起的加速度。
在航天器交会对接任务中，对于目标航天器，预报时间范围为从当前初始时刻到标称或者理论交会对接时刻，由于目标器不进行轨道控制，因此
对于追踪航天器，预报时间范围也为从当前初始时刻到标称交会对接时刻，但是期间需要考虑该航天器进行轨道控制的影响，计算姿态控制喷气的加速度
该实施例可以在轨道预报时，就能够提供出轨道预报的精度范围，也即，提供预报终点时刻目标航天器位置的误差范围δ＝max(|δ1|,|δ2|)，其中，δ1和δ2的计算方法的计算分别如下：
该实施例的空间环境参数在直接使用等效值的方法进行确定(比如，取N天的加权平均值)时，在预报弧段终点时刻t0预报出的该航天器位置为P1；空间环境参数在使用时变值方法时，在预报弧段终点时刻t0预报出的该航天器位置为P2，则预报的偏差范围为±δ1，其中，δ1＝|P1-P2|。
可选地，该实施例首先使用空间环境参数等效值的方法，并调整Api、F107i、F107pi三个参数的值，使得|P1-P2|≤ΔR时(其中偏差指标值ΔR可根据实际情况确定)，此时空间环境参数的值为Ap*、F107*、F107p*。
其次，设轨道预报初始时刻t0、预报时间长度为N天，根据t0前M天的每天的空间环境参数预报文件，其中，M＝(a+1)*N，a为整数且大于等于6；计算每N天的预报值与实际值的偏差并进行统计分析，得到预报N天时空间环境参数预报偏差的均值为dAp、dF107、dF107p，其计算过程为：
设S＝a*N，t0前第M天为T0，则t0前N天为Ts，从T0到Ts期间的第j天(1≤j≤S)的预报空间环境参数值为Apj、F107j、F107pj，实测空间环境参数值Ap* j、F107* j、F107p* j，则预报偏差均值分别为：
最后，采用等效值的方法进行中期轨道预报，设定两组空间环境参数分别为(Ap*-dAp、F107*-dF107、F107p*-d107p)、(Ap*+dAp、F107*+dF107、F107p*+dF107p)，得到预报弧段终点时刻t0的航天器位置分别为P3、P4，然后计算轨道预报的另一个偏差范围为±δ2，其中，δ2＝max{|P3-P2|,|P4-P2|}，从而实现了确定对目标航天器中期轨道进行预报的精度范围的目的。
下面以2016年实施的天宫二号与神舟十一号载人航天交会对接任务为例，分析定轨预报情况。
图4是本根据发明实施例中的一种以天宫二号与神舟十一号任务中轨道预报为例，组合体和伴星的三维模型的示意图。如图4所示，oxyz为各自的本体坐标系，正飞时oz轴指向地心。
从图4可得，伴星结构较为简单，而天宫二号与神舟十一号结构复杂、外部零部件和载荷较多，在迎风方向上各个部件之间存在一定的相互遮挡关系。使用该实施例的方法计算出的组合体等效面积为S1，伴星等效面积为S2。
图5是根据本发明实施例的一种组合体和伴星的相对距离变化情况的示意图。如图5所示，从2016年10月23日07:31至11月15日12:00约24天的时间里，伴星与组合体均以正飞的方式运行在高度约为388km的轨道上，期间两目标每天早8点时的相对距离变化情况如图5所示，相对距离范围为0到280km，但平均轨道高度相差在2km以内。
伴星和组合体定轨时基本使用了相同的数据弧段，其空间环境参数一致。在10月23日至11月15日期间，每天1至2次的两目标相同弧段精密定轨中，分别使用S1、S2求解得到的大气阻力系数Cd1、Cd2及二者之差，具体如表1所示，其中，表1是根据本发明实施例的大气阻力系数Cd1、Cd2及二者之差表，表中序号表示不同的定轨历元。伴星求解Cd均值为2.00，组合体解Cd均值为2.01，两目标Cd之差小于0.01。
表1大气阻力系数Cd1、Cd2及二者之差表
| 序号 | Cd1 | Cd22 | 差值 | 序号 | Cd1 | Cd2 | 差值 |
| 1 | 1.3 | 1.35 | -0.05 | 19 | 2.48 | 2.476 | -0.004 |
| 2 | 1.81 | 1.74 | 0.07 | 20 | 2.54 | 2.56 | 0.02 |
| 3 | 1.72 | 1.73 | -0.01 | 21 | 2.14 | 2.17 | 0.03 |
| 4 | 2.17 | 2.22 | -0.05 | 22 | 1.99 | 1.96 | -0.03 |
| 序号 | Cd1 | Cd22 | 差值 | 序号 | Cd1 | Cd2 | 差值 |
| 5 | 1.89 | 1.92 | -0.03 | 23 | 1.82 | 1.87 | 0.05 |
| 6 | 2.02 | 2.09 | -0.07 | 24 | 1.698 | 1.694 | -0.004 |
| 7 | 2.1 | 2.12 | -0.02 | 25 | 1.71 | 1.77 | 0.06 |
| 8 | 2.32 | 2.32 | 0.008 | 26 | 1.9 | 1.87 | -0.02 |
| 9 | 2.29 | 2.3 | -0.01 | 27 | 1.83 | 1.81 | -0.02 |
| 10 | 1.98 | 2.05 | -0.07 | 28 | 1.46 | 1.43 | -0.03 |
| 11 | 1.99 | 2.06 | -0.07 | 29 | 1.57 | 1.54 | -0.03 |
| 12 | 1.89 | 1.93 | -0.04 | 30 | 1.58 | 1.54 | -0.03 |
| 13 | 1.88 | 1.89 | -0.01 | 31 | 2.01 | 2.01 | 0.002 |
| 14 | 2.02 | 1.95 | 0.07 | 32 | 2.07 | 2.04 | -0.03 |
| 15 | 2.11 | 2.08 | 0.03 | 33 | 2.6 | 2.62 | 0.02 |
| 16 | 2.11 | 2.12 | 0.01 | 34 | 2.25 | 2.22 | -0.03 |
| 17 | 2.21 | 2.24 | 0.03 | 35 | 2.36 | 2.3 | -0.06 |
| 18 | 2.257 | 2.26 | 0.003 | 36 | 2.11 | 2.06 | -0.05 |
| 均值 | 2.003 | 2.020 | 0.01 | 均值 | 2.006 | 1.996 | 0.01 |
根据表1可以看出，在使用该实施例的方法计算出的迎风面积参数后，相同轨道高度的两目标精密定轨求解大气阻力系数结果一致，与实际情况相符合，这也证明了本发明方法的有效性和正确性。
该实施例可以针对现有轨道预报技术不能满足航天飞行控制任务高精度中期轨道预报需求的问题，提供了一种低轨航天器的中期轨道预报方法。利用本发明实施例的方法，可以方便、快捷地计算和确定大气密度模型参数、航天器等效迎风面积、大气阻力系数等轨道预报所必需的参数，并提供轨道预报的精度范围，提供一种高精度的轨道预报手段。
本发明对轨道定轨与轨道预报模型中的最重要的摄动力影响因素大气阻力摄动进行分解，分别确定大气密度参数、航天器等效迎风面积参数、大气阻力系数。在计算大气密度参数时，利用通用大气密度模型(如MSIS90模型)，使用基于空间环境预报的时变模式、基于加权求平均后的等效模式两种模式相结合的方法；在计算复杂结构航天器的等效迎风面积时，使用基于OpenGL和3DS模型的可视化计算方法，计算该航天器在三轴对地飞行姿态与连续偏航飞行姿态情况下的等效迎风面积；在计算大气阻力系数Cd时，对于单目标航天器长期飞行的情况，采用其历史数据的Cd经验值；对于多目标航天器共轨飞行的情况，通过多航天器Cd值的计算比对，在轨道预报时使用相近轨道高度的参考航天器的Cd值，在确定了预报模型参数之后，进行中期轨道预报，并给出轨道预报的精度范围。
由于采用上述技术方案，本发明实施例的低轨航天器轨道预报方法适应性强、灵活性高、预报精度高，能快速方便地对航天试验任务中的单目标或多目标航天器进行高精度中期轨道预报，能分析不同模型参数所造成的轨道预报误差影响。
本发明实施例的航天器的轨道预报方法的优点主要体现在以下几方面：
(1)中期轨道预报精度高。相比之前的轨道预报方法，本方法对轨道预报模型中最主要的大气阻力摄动影响因素进行了更为细致和准确的建模，分别确定大气密度参数、航天器等效面积参数和大气阻力系数，精度得到进一步提高。
(2)适应性强，可靠性高。能够基于历史数据进行检验、验证，通过对历史数据的定轨结果与轨道预报结果之间的偏差进行分析，来验证本方法的正确性与适应性。对于在轨飞行时间较短、缺少历史经验数据的航天器，使用该方法也能够确定其大气阻力系数和等效迎风面积参数，预报其运行轨道和星历。
需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
实施例3
本发明实施例还提供了一种低轨航天器的中期轨道预报装置。需要说明的是，该实施例的低轨航天器的中期轨道预报装置可以用于执行本发明实施例的航天器的轨道预报方法。
图6是根据本发明实施例的一种低轨航天器的中期轨道预报装置的示意图。如图6所示，该装置可以包括：确定单元10和预报单元20。
确定单元10，用于确定目标参数，其中，目标参数至少包括目标航天器所处位置的大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数。
预报单元20，用于通过目标参数对目标航天器中期轨道进行预报。
可选地，确定单元10包括：第一确定模块，用于根据目标航天器在大气密度模式中的空间环境参数，确定大气密度参数，其中，空间环境参数用于指示目标航天器所处空间的环境。
可选地，第一确定模块包括：求取子模块，用于对第一目标时间段内的大气密度模式中的空间环境参数，求取加权平均值，其中，第一目标时间段为从当前时刻开始的时间段；第一确定子模块，用于根据加权平均值确定第一目标时间段内的大气密度参数。
可选地，第一确定模块还包括：第一获取子模块，用于获取预报文件，其中，预报文件用于预报目标航天器在大气密度模式中的空间环境参数；第二确定子模块，用于根据预报文件中的每间隔目标时间的空间环境参数，确定大气密度参数。
可选地，确定单元10还包括：第二确定模块，用于确定目标航天器在正飞姿态下的等效迎风面积，和目标航天器在连续偏航飞行姿态下的等效迎风面积。
可选地，确定单元10还包括：第三确定模块，确定目标参数中的等效迎风面积包括：获取目标航天器的三维模型；变换模块，用于根据目标航天器在当前时刻的目标姿态，对三维模型进行旋转变换；投影模块，用于将旋转变换后的三维模型投影到二维屏幕上；消隐模块，用于对投影到二维屏幕上的三维模型进行消隐处理；渲染模块，用于对消隐处理后的三维模型进行光照渲染；第四确定模块，用于根据光照渲染后的三维模型的面元参数，确定目标参数中的等效迎风面积。
可选地，确定单元10还包括：第二获取子模块，用于在目标航天器的数量为一个的情况下，获取目标航天器在过去的第二目标时间段内的历史阻力系数；第三确定子模块，用于根据历史阻力系数确定目标参数中的大气阻力系数。
可选地，确定单元10还包括：第三获取子模块，用于在至少两个目标航天器的轨道高度之差在第一目标阈值的情况下，获取至少两个目标航天器的大气阻力系数的均值和方差；第四确定子模块，用于根据均值和方差，确定一个目标航天器在进行中期轨道预报时使用的大气阻力系数。
可选地，确定单元10还包括：第五确定子模块，用于在目标航天器在过去的第二目标时间段内无历史阻力系数的情况下，将目标航天器的参考航天器的阻力系数，确定为目标参数中的大气阻力系数，其中，参考航天器的轨道高度与目标航天器的轨道高度之差在第二目标阈值内。
可选地，该装置还包括：第一确定单元，用于在通过目标参数对目标航天器中期轨道进行预报时，根据目标航天器的空间环境参数，确定对目标航天器中期轨道进行预报的精度范围，其中，精度范围用于指示在预报终点时刻目标航天器所处位置的误差范围。
该实施例通过确定单元10确定目标参数，其中，目标参数至少包括目标航天器所处位置的大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数，通过预报单元20通过目标参数对目标航天器中期轨道进行预报。由于通过确定轨道预报中的三个主要参数：大气密度参数、目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数，达到了对中期轨道进行预报的目的，解决了对低轨航天器的中期轨道进行预报的精度低的技术问题，进而达到了提高对航天器的进行中期轨道预报的精度的技术效果。
实施例4
本发明实施例还提供了一种存储介质。该存储介质中存储有计算机程序，其中，计算机程序被设置为运行时执行本发明实施例的低轨航天器的中期轨道预报方法。
显然，本领域的技术人员应该明白，上述的本发明的各模块或各步骤可以用通用的计算装置来实现，它们可以集中在单个的计算装置上，或者分布在多个计算装置所组成的网络上，可选地，它们可以用计算装置可执行的程序代码来实现，从而，可以将它们存储在存储装置中由计算装置来执行，或者将它们分别制作成各个集成电路模块，或者将它们中的多个模块或步骤制作成单个集成电路模块来实现。这样，本发明不限制于任何特定的硬件和软件结合。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (12)
1.一种低轨航天器的中期轨道预报方法，其特征在于，包括：
确定目标参数，其中，所述目标参数至少包括目标航天器所处位置的大气密度参数、所述目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数；
通过所述目标参数对所述目标航天器中期轨道进行预报。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定所述目标参数中的所述大气密度参数包括：
根据所述目标航天器在大气密度模式中的空间环境参数，确定所述大气密度参数，其中，所述空间环境参数用于指示所述目标航天器所处空间的环境。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，根据所述目标航天器在所述大气密度模式中的所述空间环境参数，确定所述大气密度参数包括：
对第一目标时间段内的所述大气密度模式中的所述空间环境参数，求取加权平均值，其中，所述第一目标时间段为从当前时刻开始的时间段；
根据所述加权平均值确定所述第一目标时间段内的所述大气密度参数。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，根据所述目标航天器在所述大气密度模式中的所述空间环境参数，确定所述大气密度参数包括：
获取预报文件，其中，所述预报文件用于预报所述目标航天器在所述大气密度模式中的所述空间环境参数；
根据所述预报文件中的每间隔目标时间的所述空间环境参数，确定所述大气密度参数。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定所述目标参数中的所述等效迎风面积包括：
确定所述目标航天器在正飞姿态下的所述等效迎风面积，和所述目标航天器在连续偏航飞行姿态下的所述等效迎风面积。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定所述目标参数中的所述等效迎风面积包括：
获取所述目标航天器的三维模型；
根据所述目标航天器在当前时刻的目标姿态，对所述三维模型进行旋转变换；
将旋转变换后的所述三维模型投影到二维屏幕上；
对投影到所述二维屏幕上的所述三维模型进行消隐处理；
对消隐处理后的所述三维模型进行光照渲染；
根据光照渲染后的所述三维模型的面元参数，确定所述目标参数中的所述等效迎风面积。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定所述目标参数中的所述大气阻力系数包括：
在所述目标航天器的数量为一个的情况下，获取所述目标航天器在过去的第二目标时间段内的历史阻力系数；
根据所述历史阻力系数确定所述目标参数中的所述大气阻力系数。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定所述目标参数中的所述大气阻力系数包括：
在至少两个所述目标航天器的轨道高度之差在第一目标阈值的情况下，获取至少两个所述目标航天器的所述大气阻力系数的均值和方差；
根据所述均值和所述方差，确定一个所述目标航天器在进行中期轨道预报时使用的所述大气阻力系数。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，确定所述目标参数中的所述大气阻力系数包括：
在所述目标航天器在过去的第二目标时间段内无历史阻力系数的情况下，将所述目标航天器的参考航天器的阻力系数，确定为所述目标参数中的所述大气阻力系数，其中，所述参考航天器的轨道高度与所述目标航天器的轨道高度之差在第二目标阈值内。
10.根据权利要求1至9中任意一项所述的方法，其特征在于，在通过所述目标参数对所述目标航天器中期轨道进行预报时，所述方法还包括：
根据所述目标航天器的空间环境参数，确定对所述目标航天器中期轨道进行预报的精度范围，其中，所述精度范围用于指示在预报终点时刻所述目标航天器所处位置的误差范围。
11.一种低轨航天器的中期轨道预报装置，其特征在于，
确定单元，用于确定目标参数，其中，所述目标参数至少包括目标航天器所处位置的大气密度参数、所述目标航天器的等效迎风面积和大气阻力系数；
预报单元，用于通过所述目标参数对所述目标航天器中期轨道进行预报。
12.一种存储介质，其特征在于，所述存储介质中存储有计算机程序，其中，所述计算机程序被设置为运行时执行所述权利要求1至10任一项中所述的方法。
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