CN110489879A - 一种适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法，本发明具体包括以下步骤：T1、统计陨落目标历史上不同空间环境情况下的弹道系数结果，建立弹道系数对应表，T2、确定陨落目标的轨道，得到数据弧段末点空间目标的位置及速度S₀，T3、进行陨落时间和落点预报，本发明涉及航天测量与控制技术领域。该适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法，可实现根据不同预报时刻空间环境的扰动情况选取合理的弹道系数，并计算大气阻力加速度，可大大减小大气阻力建模误差，能够克服空间环境扰动时期大气密度建模误差较大导致陨落预报精度不高的问题，降低空间环境扰动时大气密度模型误差对陨落预报的影响。

Description

一种适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法

技术领域

本发明涉及航天测量与控制技术领域，具体为一种适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法。

背景技术

自1957年人类进行第一次太空活动以来，有超过30,000吨的太空垃圾返回地球，随着人类空间活动的日益频繁、空间目标在轨飞行时间不断积累，陨落的空间目标数量也在不断增长，大质量空间目标在陨落过程中并不会被完全烧毁，仍有10-40％的残骸返回地球表面，对地表的生命群体、建筑设施、生态环境等具有很大威胁，这种目标也被称为危险陨落目标，如已经陨落的美国SkyLab、前苏联COSMOS 1402核动力卫星、我国长征系列大型火箭上面级等，为应对危险目标的陨落事件，IADC(Inter-Agency Space DebrisCoordination Committee，国际空间碎片协调委员会)每年组织成员国进行国际联测，其主要目的就是联合全球的观测力量和技术手段，尽可能准确地预报危险陨落目标的陨落时间和落点，大气阻力是即将陨落空间目标所受的最主要非保守摄动力，也是陨落预报最大的误差来源，精确的空间目标面质比及合理的大气阻力特性建模是准确计算大气阻力加速度、预报陨落时间的关键。

大气阻力是即将陨落空间目标所受的最主要非保守摄动力，也是陨落预报最大的误差来源，通常使用半经验性的大气模型计算空间目标所处空间位置的大气密度，使用这些大气模型时，需要输入空间目标的空间位置(经度、纬度、高度)、地方时和表征大气受热情况(常用的有太阳辐射流量指数F10.7和地磁指数Ap)等参数，大气阻力建模的不确定性主要有两个方面：(1)半经验大气模型的不精确性，由于这些大气模型缺乏严格的物理意义，大气密度的计算值与实际值存在误差，在太阳活动低年模型误差大约为10-30％，在太阳活动高年模型误差大约为7-20％；(2)预报的大气环境指数的不确定性，通常使用太阳10.7cm辐射流量指数F10.7和地磁指数Ap或Kp表征大气的受热情况，在实际应用中，使用的是这些参数的预报值，预报值与实测值之间的误差也是造成预测误差的因素之一。

传统的陨落预报方法一般基于测量数据或伪测量数据进行轨道确定，同时解算空间目标的弹道系数，再基于轨道确定结果和弹道系数解算结果进行轨道外推，直到“钻地”，在空间环境持续扰动的情况下，传统方法存在较大的局限性，一方面空间环境平静时期解算的弹道系数用于扰动时期大气阻力的建模时存在误差；另一方面扰动时期解算的弹道系数用于平静时期大气阻力的建模时同样不够精确，因此，空间环境扰动时期的陨落预报误差往往大于空间环境平静时期的陨落预报误差，通常，空间环境平静时期空间目标的陨落预报误差一般小于15％，而扰动时期的陨落预报误差一般为15％-30％，强扰动时甚至可能超过30％。

目前常用的陨落预报方法基本聚焦于确定陨落预报的精确轨道和弹道系数，对于如何处理大气密度模型对大气密度的刻画误差并未涉及，导致空间环境扰动时期的陨落预报误差远大于平静时期的预报误差。

发明内容

(一)解决的技术问题

针对现有技术的不足，本发明提供了一种适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法，能够克服空间环境扰动时期大气密度建模误差较大导致陨落预报精度不高的问题，可大大提高扰动时期空间目标的陨落预报精度，降低空间环境扰动时大气密度模型误差对陨落预报的影响。

(二)技术方案

为实现以上目的，本发明通过以下技术方案予以实现：一种适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法，具体包括以下步骤：

T1、统计陨落目标历史上不同空间环境情况下的弹道系数结果，建立弹道系数对应表，对应表如表1所示；

T2、确定陨落目标的轨道，得到数据弧段末点空间目标的位置及速度S₀；

T3、进行陨落时间和落点预报，具体包括以下步骤：

b1、从初始状态量(S₀,t₀)开始，使用数值法进行轨道积分，考虑的摄动力及模型与轨道确定过程相同，见表2；

b2、积分至时刻t时，根据t时刻大气环境情况，查找步骤T1中弹道系数表1检索对应的弹道系数，假设太阳辐射情况对应F107_i，地磁活动情况对应Ap_j，根据步骤T1中弹道系数表1得到弹道系数结果为B_i,j，计算大气阻力加速度时使用B_i,j作为空间目标的弹道系数；

b3、计算时刻t空间目标的近地点高度H_p。

优选的，所述步骤T1中建立的对应表为弹道系数-F10.7/Ap关系表。

表1弹道系数对应表

0≤Ap<5

5≤Ap<10

10≤Ap<15

15≤Ap<20

20≤Ap<25

Ap≥25

F107≤75

B<sub>1,1</sub>

B<sub>1,2</sub>

B<sub>1,3</sub>

B<sub>1,4</sub>

B<sub>1,5</sub>

B<sub>1,6</sub>

75<F107≤100

B<sub>2,1</sub>

B<sub>2,2</sub>

B<sub>2,3</sub>

B<sub>2,4</sub>

B<sub>2,5</sub>

B<sub>2,6</sub>

100<F107≤125

B<sub>3,1</sub>

B<sub>3,2</sub>

B<sub>3,3</sub>

B<sub>3,4</sub>

B<sub>3,5</sub>

B<sub>3,6</sub>

125<F107≤150

B<sub>4,1</sub>

B<sub>4,2</sub>

B<sub>4,3</sub>

B<sub>4,4</sub>

B<sub>4,5</sub>

B<sub>4,6</sub>

150<F107≤175

B<sub>5,1</sub>

B<sub>5,2</sub>

B<sub>5,3</sub>

B<sub>5,4</sub>

B<sub>5,5</sub>

B<sub>5,6</sub>

175<F107≤200

B<sub>6,1</sub>

B<sub>6,2</sub>

B<sub>6,3</sub>

B<sub>6,4</sub>

B<sub>6,5</sub>

B<sub>6,6</sub>

F107>200

B<sub>7,1</sub>

B<sub>7,2</sub>

B<sub>7,3</sub>

B<sub>7,4</sub>

B<sub>7,5</sub>

B<sub>7,6</sub>

优选的，所述步骤T2中轨道确定过程使用数值法，且数值积分使用10阶定步长KGS积分器，用到的摄动力及其模型如表2所示。

表2涉及的摄动力及模型

优选的，所述步骤b2中计算大气阻力加速度的计算公式为：

优选的，所述步骤b3中若H_p小于80公里，则积分结束，t即为空间目标的陨落时间，对应的大地经度、纬度即为空间目标的落点位置。

优选的，所述步骤b3中若H_p大于80公里，则返回步骤b2继续积分。

(三)有益效果

本发明提供了一种适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法。与现有技术相比具备以下有益效果：该适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法，具体包括以下步骤：T1、统计陨落目标历史上不同空间环境情况下的弹道系数结果，建立弹道系数对应表，T2、确定陨落目标的轨道，得到数据弧段末点空间目标的位置及速度S₀，T3、进行陨落时间和落点预报，具体包括以下步骤：b1、从初始状态量(S₀,t₀)开始，使用数值法进行轨道积分，考虑的摄动力及模型与轨道确定过程相同，b2、积分至时刻t时，根据t时刻大气环境情况，查找步骤T1中弹道系数表检索对应的弹道系数，假设太阳辐射情况对应F107_i，地磁活动情况对应Ap_j，根据步骤T1中弹道系数表得到弹道系数结果为B_i,j，计算大气阻力加速度时使用B_i,j作为空间目标的弹道系数，b3、计算时刻t空间目标的近地点高度H_p，可实现根据不同预报时刻空间环境的扰动情况选取合理的弹道系数，并计算大气阻力加速度，可大大减小大气阻力建模误差，提高陨落预报的精度，能够克服空间环境扰动时期大气密度建模误差较大导致陨落预报精度不高的问题，可大大提高扰动时期空间目标的陨落预报精度，降低空间环境扰动时大气密度模型误差对陨落预报的影响。

附图说明

图1为本发明的工作流程图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

请参阅图1，本发明实施例提供一种技术方案：一种适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法。

以美国ELECTRON火箭箭体为算例进行实施方式说明。ELECTRON火箭箭体是IADC(Inter-Agency Space Debris Coordination Committee，机构间空间碎片协调委员会)2019年度的国际陨落联测目标，根据最终确认结果，该目标的实际陨落时间为UTC时2019年3月3日11时59分。

1、传统方法的预报结果

传统的陨落预报方法根据测量数据或伪测量数据对陨落目标进行轨道确定，同时解算弹道系数，再基于轨道确定结果和弹道系数解算结果使用数值法进行轨道外推，直到“钻地”。

使用2019年2月27日ELECTRON火箭箭体的伪测量数据进行轨道确定，并结算弹道系数，结果如表3所示。

表3 ELECTRON火箭箭体的轨道确定结果

历元(UTC时)	2019-02-27 00:00:00
		位置x(m)	782288.399
位置y(m)	1329717.423
		位置z(m)	-6441108.113
速度v<sub>x</sub>(m/s)	-248.225990
		速度v<sub>y</sub>(m/s)	7582.660389
速度v<sub>z</sub>(m/s)	1525.031722
		弹道系数(m<sup>2</sup>/kg)	0.0193

以表3结果作为初始轨道，使用数值方法进行轨道积分，考虑的摄动力及模型如表2所示，预报得到ELECTRON火箭箭体轨道高度低于10公里的时间为2019年3月4日13时52分。

使用陨落时间误差百分比δ进行误差评估，δ用下式计算：其中，t_real为目标的真实陨落时间，取2019年3月3日11时59分，t_pred为预报的陨落时间，即2019年3月4日13时52分，t₀为进行陨落预报时使用轨道的历元，即2019年2月27日0时0分。

计算得到对于ELECTRON火箭箭体，2月27日的预报误差为16.6％。

2、本发明所采用技术方案的预报结果

使用本发明所采用的技术方案进行陨落时间预报。步骤如下：

T1、统计ELECTRON火箭箭体陨落前3个月内的弹道系数结果，建立“弹道系数-F10.7/Ap”对应表，结果如表4所示。

表4 ELECTRON火箭箭体的弹道系数便查表(m²/kg)

0≤Ap<5

5≤Ap<10

10≤Ap<15

15≤Ap<20

20≤Ap<25

Ap≥25

F107≤75

0.0193

0.0198

0.0200

0.0210

0.0242

0.0276

75<F107≤100

0.0193

0.0199

/

/

/

/

100<F107≤125

/

/

/

/

/

/

125<F107≤150

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/

/

/

/

/

150<F107≤175

/

/

/

/

/

/

175<F107≤200

/

/

/

/

/

/

F107>200

/

/

/

/

/

/

其中，“/”表示因统计的时段内无此类空间环境情况出现，对应结果缺失。

T2、确定ELECTRON火箭箭体的轨道，得到数据弧段末点空间目标的位置及速度S₀，轨道确定过程中涉及的模型及方法与传统方法相同，轨道确定结果同表3，t₀为2019-02-2700:00:00(UTC)。

T3、进行陨落时间和落点预报，具体包括以下步骤：

b1、从初始状态量(S₀,t₀)开始，使用数值法进行轨道积分；

b2、积分至时刻t时，根据t时刻大气环境情况，查找表4检索对应的弹道系数，假设太阳辐射情况对应F107_i，地磁活动情况对应Ap_j，根据表4得到弹道系数结果为B_i,j，计算大气阻力加速度时使用B_i,j作为空间目标的弹道系数，如下式所示：

b3、计算时刻t空间目标的近地点高度H_p，若H_p小于80公里，则积分结束，t即为空间目标的陨落时间，对应的大地经度、纬度即为空间目标的落点位置，若H_p大于80公里，则返回(2)继续积分。

i)2019年2月27日太阳F107指数为70.8，地磁Ap指数为10.8，空间环境处于小扰动状态，查表4，弹道系数B₀取值为0.0200m²/kg，以(S₀,B₀,t₀)为初始轨道进行轨道积分，2月28日0时前轨道未“钻地”，得到2月28日的轨道初值(S₁,t₁)，结果如表5所示。

表5 2月28日的轨道初值

历元(UTC时)	2019-02-28 00:00:00
		位置x(m)	269898.753
位置y(m)	6407201.257
		位置z(m)	-1617559.663
速度v<sub>x</sub>(m/s)	-896.848511
		速度v<sub>y</sub>(m/s)	1905.834025
速度v<sub>z</sub>(m/s)	7465.366101

ii)2019年2月28日太阳F107指数为70.1，地磁Ap指数为22.9，空间环境处于中等扰动状态，查表4，弹道系数B₁取值为0.0242m²/kg，以(S₁,B₁,t₁)为初始轨道进行轨道积分，3月1日0时前轨道未“钻地”，得到3月1日的轨道初值(S₂,t₂)，结果如表6所示。

表6 3月1日的轨道初值

历元(UTC时)	2019-03-01 00:00:00
		位置x(m)	-601541.820
位置y(m)	3259645.548
		位置z(m)	5680789.050
速度v<sub>x</sub>(m/s)	-670.623732
		速度v<sub>y</sub>(m/s)	-6768.619781
速度v<sub>z</sub>(m/s)	3789.196533

iii)2019年3月1日太阳F107指数为70.0，地磁Ap指数为23.0，空间环境处于中等扰动状态，查表4，弹道系数B₂取值为0.0242m²/kg，以(S₂,B₂,t₂)为初始轨道进行轨道积分，3月2日0时前轨道未“钻地”，得到3月2日的轨道初值(S₃,t₃)，结果如表7所示。

表7 3月2日的轨道初值

历元(UTC时)	2019-03-02 00:00:00
		位置x(m)	-664482.186
位置y(m)	-5672170.344
		位置z(m)	3072398.223
速度v<sub>x</sub>(m/s)	655.209574
		速度v<sub>y</sub>(m/s)	-3728.599922
速度v<sub>z</sub>(m/s)	-6818.580157

iv)2019年3月2日太阳F107指数为69.4，地磁Ap指数为12.8，空间环境处于小扰动状态，查表4，弹道系数B₃取值为0.0200m²/kg，以(S₃,B₃,t₃)为初始轨道进行轨道积分，3月3日0时前轨道未“钻地”，得到3月3日的轨道初值(S₄,t₄)，结果如表8所示。

表8 3月3日的轨道初值

历元(UTC时)	2019-03-03 00:00:00
		位置x(m)	778255.836
位置y(m)	-369666.952
		位置z(m)	-6502572.839
速度v<sub>x</sub>(m/s)	581.580020
		速度v<sub>y</sub>(m/s)	7750.480160
速度v<sub>z</sub>(m/s)	-373.644580

v)2019年3月3日太阳F107指数为69.5，地磁Ap指数为5.6，空间环境处于平静状态，查表4，弹道系数B₄取值为0.0198m²/kg，以(S₄,B₄,t₄)为初始轨道进行轨道积分，积分过程轨道“钻地”，积分结束。

最终得到ELECTRON火箭箭体的陨落时间为UTC时2019年3月3日14时11分，落点位置为(11.75°E，33.48°N)，使用公式评估陨落预报精度，可以得到2月27日的预报误差为2.0％，相较于传统方法的16.6％误差，预报误差大大降低，可见，本发明方法可有效提高空间环境扰动时期空间目标的陨落预报精度。

综上所述

本发明可实现根据不同预报时刻空间环境的扰动情况选取合理的弹道系数，并计算大气阻力加速度，可大大减小大气阻力建模误差，提高陨落预报的精度，能够克服空间环境扰动时期大气密度建模误差较大导致陨落预报精度不高的问题，可大大提高扰动时期空间目标的陨落预报精度，降低空间环境扰动时大气密度模型误差对陨落预报的影响。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (6)

1.一种适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法，其特征在于：具体包括以下步骤：

T1、统计陨落目标历史上不同空间环境情况下的弹道系数结果，建立弹道系数对应表；

T2、确定陨落目标的轨道，得到数据弧段末点空间目标的位置及速度S₀；

T3、进行陨落时间和落点预报，具体包括以下步骤：

b1、从初始状态量(S₀,t₀)开始，使用数值法进行轨道积分，考虑的摄动力及模型与轨道确定过程相同；

b2、积分至时刻t时，根据t时刻大气环境情况，查找步骤T1中弹道系数表检索对应的弹道系数，假设太阳辐射情况对应F107_i，地磁活动情况对应Ap_j，根据步骤T1中弹道系数表得到弹道系数结果为B_i,j，计算大气阻力加速度时使用B_i,j作为空间目标的弹道系数；

b3、计算时刻t空间目标的近地点高度H_p。

2.根据权利要求1所述的一种适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法，其特征在于：所述步骤T1中建立的对应表为弹道系数-F10.7/Ap关系表。

3.根据权利要求1所述的一种适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法，其特征在于：所述步骤T2中轨道确定过程使用数值法，且数值积分使用10阶定步长KGS积分器。

4.根据权利要求1所述的一种适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法，其特征在于：所述步骤b2中计算大气阻力加速度的计算公式为：

5.根据权利要求1所述的一种适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法，其特征在于：所述步骤b3中若H_p小于80公里，则积分结束，t即为空间目标的陨落时间，对应的大地经度、纬度即为空间目标的落点位置。

6.根据权利要求1所述的一种适用于空间环境扰动情况下的空间目标陨落预报方法，其特征在于：所述步骤b3中若H_p大于80公里，则返回步骤b2继续积分。