CN111547274B - 一种航天器高精度自主目标预报方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天器自主高精度目标预报方法，首先对目标航天器各长期项轨道摄动进行建模和理论分析，并结合星载计算机的处理能力，对摄动力进行简化建模。由初始的平均根数，结合摄动模型，求取目标当前时刻的平根；建立短周期项摄动方法，由当前的平根，结合短周期摄动，求其当前的瞬时根数。不同于常规的轨道根数递推，不能忽略偏心率的影响。该方法有效实现了目标在轨高精度预报，为实现航天器自主控制创造条件。

Description

一种航天器高精度自主目标预报方法

技术领域

本发明涉及一种航天器自主目标预报技术，具体是一种基于地面上注的初始轨道根数，采用星上自主轨道递推算法，对目标航天器轨道进行预报的方法。

背景技术

随着空间交会对接试验和对非合作目标空间机动和接近观测试验的增多，对目标航天器高精度导航的需求增加，如何在无跟瞄单机的情况下实现对目标航天器高精度预报成为一项关键技术。

对于常规的航天器轨道理论，轨道摄动建模比较复杂，星载计算机处理能力满足复杂运算。本发明对对轨道摄动进行分析和简化，即满足导航精度要求又适应计算机处理要求。

发明内容

本发明针对现有技术中存在的上述不足，提供了一种航天器高精度自主目标预报方法。

本发明是通过以下技术方案实现的。一种航天器高精度自主目标预报方法，包括如下步骤：

步骤1，对一阶长期项轨道摄动进行建模，由初始地平均根数，求取目标航天器当前时刻平均轨道根数：

步骤2，由当前时刻平均根数，计算地球非球形摄动一阶短周期摄动项影响下轨道要素的变化，进而计算当前时刻的瞬时轨道根数；

步骤3，由当前时刻的瞬时轨道根数结合根数到位置速度转化关系，计算目标航天器位置和速度。

优选的，所述步骤1具体包括如下步骤：

(1.1)对于低轨航天器，考虑主要误差源及一阶长期项，确定轨道要素在轨道圈内的平均变化率所述的主要误差源为非球形引力摄动；

考虑大气阻力影响，主要改变航天器大小，确定轨道要素在轨道圈内的平均变化率；

(1.2)结合(1.1)中的结果，确定在地球非球形引力摄动及大气阻力共同作用下，航天器轨道根数平均变化率；

(1.3)由航天器初始的平均根数结合(1.2)中的轨道根数平均变化率，得到当前t时刻平均轨道根数。

优选的，考虑主要误差源及一阶长期项，轨道要素在轨道圈内的平均变化率为：

其中，a为航天器半长轴、e为航天器偏心率、i为航天器轨道倾角、Ω为航天器升交点赤经、ω为航天器近地点幅角、M为航天器平近点角、n为航天器轨道角速度、R_e为平均赤道半径；J₂为地球引力场二阶带谐系数。

优选的，考虑大气阻力影响下轨道要素在轨道圈内的平均变化率为：

其中，da为半长轴变化率。

优选的，所述的半长轴变化率da通过统计多轨航天器半长轴变化量计算得到。

优选的，步骤(1.2)中航天器轨道根数平均变化率为：

其中，其中，a为航天器半长轴、e为航天器偏心率、i为航天器轨道倾角、Ω为航天器升交点赤经、ω为航天器近地点幅角、M为航天器平近点角、n为航天器轨道角速度、R_e为平均赤道半径；J₂为地球引力场二阶带谐系数；da为半长轴变化率。

优选的，当前t时刻平均轨道根数为：

e＝e₀

i＝i₀

ξ＝ecosω

η＝-esinω

λ＝M+ω

其中，a₀为t₀时刻飞行器平均半长轴；e₀为t₀时刻飞行器平均偏心率；i₀为t₀时刻飞行器平均轨道倾角；ω₀为t₀时刻飞行器平均近地点幅角；Ω₀为t₀时刻飞行器平均升交点赤经；M₀为t₀时刻飞行器平均平近点角；a为t时刻飞行器平均半长轴；e为t时刻飞行器平均偏心率；i为t时刻飞行器平均轨道倾角；ω为t时刻飞行器平均近地点幅角；Ω为t时刻飞行器平均升交点赤经；M为t时刻飞行器平均平近点角；(ξ，η，λ)为消除奇点解(e＝0时)的中间变量。

优选的，所述步骤2中在地球非球形摄动一阶短周期摄动项的影响下，轨道要素的变化为：

其中，a为t时刻飞行器平均半长轴；r为t时刻地心距；R_e为平均赤道半径；e为t时刻飞行器平均偏心率；i为t时刻飞行器平均轨道倾角；ω为t时刻飞行器平均近地点幅角；f为t时刻飞行器平均真近点角；u为t时刻飞行器平均纬度幅角；M为t时刻飞行器平均平近点角；a_s为t时刻飞行器半长轴变化量；i_s为t时刻飞行器轨道倾角变化量；ξ_s、η_s、λ_s为t时刻中间变量—ξ、η、λ的变化量。

优选的，通过下述方式计算平均纬度幅角：

u＝f+ω

优选的，t时刻瞬根为：

a'＝a+a_s

Ω'＝Ω+Ω_s

i'＝i+i_s

ξ'＝ξ+ξ_s

η'＝η+η_s

λ'＝λ+λ_s

ω′＝arctg(-η′/ξ′)

M′＝λ′-ω′

其中，a'为t时刻飞行器瞬时半长轴；e′为t时刻飞行器瞬时偏心率；i'为t时刻飞行器瞬时轨道倾角；ω′为t时刻飞行器瞬时近地点幅角；Ω'为t时刻飞行器瞬时升交点赤经；M′为t时刻飞行器瞬时平近点角；ξ'、η'、λ'为t时刻中间变量—ξ、η、λ的瞬时值。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

本发明提供了一种航天器高精度自主目标预报技术，对于小偏心率轨道的航天器，结合星载计算机处理能力，考虑主要摄动项—地球非球形引力摄动及大气阻力影响，对并对非球形引力摄动进行适当简化，提出了一种使用于星上的目标预报方案，对目标航天器的轨道进行实时预报，易于工程应用。

附图说明

图1为本发明实施例目标预报的位置误差曲线；

图2为本发明实施例目标预报的速度误差曲线。

具体实施方式

一种航天器高精度自主目标预报方法，首先对目标各长期项轨道摄动进行建模和理论分析，并结合星载计算机的处理能力，对摄动力进行简化建模。由初始的平均根数，结合摄动模型，求取目标当前时刻的平根；建立短周期项摄动方法，由当前的平根，结合短周期摄动，求其当前的瞬时根数。具体包括如下步骤：

步骤1，一阶长期项轨道摄动建模，求取目标航天器当前时刻平均轨道根数：

-对阶长期项摄动进行建模；

-由初始地平均根数，计算当前时刻的平均根数。

对于低轨航天器，非球形引力摄动是主要误差源，结合星载计算机处理能力，主要考虑一阶长期项，则轨道要素在轨道圈内的平均变化率为：

其中，a为航天器半长轴、e为航天器偏心率、i为航天器轨道倾角、Ω为航天器升交点赤经、ω为航天器近地点幅角、M为航天器平近点角、n为航天器轨道角速度、R_e为平均赤道半径；J₂为地球引力场二阶带谐系数。

对于大气阻力影响，主要改变航天器大小，轨道要素在轨道圈内的平均变化率为：

其中，da为半长轴变化率，通过统计多轨航天器半长轴变化量计算得到。

在地球非球形引力摄动及大气阻力共同作用下，航天器轨道根数平均变化率为：

其中，a为航天器半长轴、e为航天器偏心率、i为航天器轨道倾角、Ω为航天器升交点赤经、ω为航天器近地点幅角、M为航天器平近点角、n为航天器轨道角速度、R_e为平均赤道半径；J₂为地球引力场二阶带谐系数；da为半长轴变化率。

由航天器初始的平均根数，通过计算轨道根数平均变化率，可得当前t时刻平均轨道根数为：

e＝e₀

i＝i₀

ξ＝ecosω

η＝-esinω

λ＝M+ω

其中，a₀为t₀时刻飞行器平均半长轴；e₀为t₀时刻飞行器平均偏心率；i₀为t₀时刻飞行器平均轨道倾角；ω₀为t₀时刻飞行器平均近地点幅角；Ω₀为t₀时刻飞行器平均升交点赤经；M₀为t₀时刻飞行器平均平近点角；a为t时刻飞行器平均半长轴；e为t时刻飞行器平均偏心率；i为t时刻飞行器平均轨道倾角；ω为t时刻飞行器平均近地点幅角；Ω为t时刻飞行器平均升交点赤经；M为t时刻飞行器平均平近点角；(ξ，η，λ)为消除奇点解(e＝0时)的中间变量，无具体含义。

计算平均纬度幅角：

u＝f+ω

其中，e为t时刻飞行器平均偏心率；M为t时刻飞行器平均平近点角；f为t时刻飞行器平均真近点角，u为t时刻飞行器平均纬度幅角。

步骤2，由当前时刻平均根数，计算短期项轨道摄动项，进而计算当前时刻的瞬时轨道根数。

-由当前时刻平均根数，计算短期项轨道摄动项；

-计算瞬时轨道根数。

在地球非球形摄动一阶短周期摄动项的影响下，轨道要素的变化为：

其中，a为t时刻飞行器平均半长轴；r为t时刻地心距；R_e为平均赤道半径；e为t时刻飞行器平均偏心率；i为t时刻飞行器平均轨道倾角；ω为t时刻飞行器平均近地点幅角；f为t时刻飞行器平均真近点角；u为t时刻飞行器平均纬度幅角；M为t时刻飞行器平均平近点角；a_s为t时刻飞行器半长轴变化量；i_s为t时刻飞行器轨道倾角变化量；ξ_s、η_s、λ_s为t时刻中间变量—ξ、η、λ的变化量。

则t时刻瞬根为：

a'＝a+a_s

Ω'＝Ω+Ω_s

i'＝i+i_s

ξ'＝ξ+ξ_s

η'＝η+η_s

λ'＝λ+λ_s

ω′＝arctg(-η′/ξ′)

M′＝λ′-ω′

其中，a'为t时刻飞行器瞬时半长轴；e′为t时刻飞行器瞬时偏心率；i'为t时刻飞行器瞬时轨道倾角；ω′为t时刻飞行器瞬时近地点幅角；Ω'为t时刻飞行器瞬时升交点赤经；M′为t时刻飞行器瞬时平近点角；ξ'、η'、λ'为t时刻中间变量—ξ、η、λ的瞬时值。

步骤3，由瞬时轨道根数和根数到位置速度转化关系，计算目标航天器位置和速度。

实施例

考虑初始时刻t₀时a₀误差为3m、e₀误差为2×10^-6、i₀误差为0.0006°；Ω₀误差为-0.00057°、ω₀误差为-0.467 6°、f₀误差为0.4697°。图1为目标预报的位置误差，图2为目标预报的速度误差，从图中可以看出，采用本发明的高精度目标预报方案，86400s内位置误差优于1500m、速度误差优于1.5m/s。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员的公知常识。

Claims (7)

1.一种航天器高精度自主目标预报方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，对一阶长期项轨道摄动进行建模，由初始的平均根数，求取目标航天器当前时刻平均轨道根数：

步骤2，由当前时刻平均根数，计算地球非球形摄动一阶短周期摄动项影响下轨道要素的变化，进而计算当前时刻的瞬时轨道根数；

步骤3，由当前时刻的瞬时轨道根数结合根数到位置速度转化关系，计算目标航天器位置和速度；

所述步骤1具体包括如下步骤：

(1.1)对于低轨航天器，考虑主要误差源及一阶长期项，确定轨道要素在轨道圈内的平均变化率所述的主要误差源为非球形引力摄动；考虑主要误差源及一阶长期项，轨道要素在轨道圈内的平均变化率/>为：

其中，a为航天器半长轴、e为航天器偏心率、i为航天器轨道倾角、Ω为航天器升交点赤经、ω为航天器近地点幅角、M为航天器平近点角、n为航天器轨道角速度、R_e为平均赤道半径；J₂为地球引力场二阶带谐系数；

考虑大气阻力影响，主要改变航天器大小，确定轨道要素在轨道圈内的平均变化率；考虑大气阻力影响下轨道要素在轨道圈内的平均变化率为：

其中，da为半长轴变化率；

(1.2)结合(1.1)中的结果，确定在地球非球形引力摄动及大气阻力共同作用下，航天器轨道根数平均变化率；

(1.3)由航天器初始的平均根数结合(1.2)中的轨道根数平均变化率，得到当前t时刻平均轨道根数。

2.根据权利要求1航天器高精度自主目标预报方法，其特征在于，所述的半长轴变化率da通过统计多轨航天器半长轴变化量计算得到。

3.根据权利要求1航天器高精度自主目标预报方法，其特征在于，步骤(1.2)中航天器轨道根数平均变化率为：

其中，da为半长轴变化率。

4.根据权利要求1航天器高精度自主目标预报方法，其特征在于，当前t时刻平均轨道根数为：

e_t＝e₀

i_t＝i₀

ξ＝e_tcosω_t

η＝-e_tsinω_t

λ＝M_t+ω_t

其中，a₀为t₀时刻飞行器平均半长轴；e₀为t₀时刻飞行器平均偏心率；i₀为t₀时刻飞行器平均轨道倾角；ω₀为t₀时刻飞行器平均近地点幅角；Ω₀为t₀时刻飞行器平均升交点赤经；M₀为t₀时刻飞行器平均平近点角；a_t为t时刻飞行器平均半长轴；e_t为t时刻飞行器平均偏心率；i_t为t时刻飞行器平均轨道倾角；ω_t为t时刻飞行器平均近地点幅角；Ω_t为t时刻飞行器平均升交点赤经；M_t为t时刻飞行器平均平近点角；(ξ，η，λ)为消除奇点解(e_t＝0时)的中间变量。

5.根据权利要求1所述的航天器高精度自主目标预报方法，其特征在于，所述步骤2中在地球非球形摄动一阶短周期摄动项的影响下，轨道要素的变化为：

其中，a_t为t时刻飞行器平均半长轴；r为t时刻地心距；R_e为平均赤道半径；e_t为t时刻飞行器平均偏心率；i_t为t时刻飞行器平均轨道倾角；ω_t为t时刻飞行器平均近地点幅角；f为t时刻飞行器平均真近点角；u为t时刻飞行器平均纬度幅角；M_t为t时刻飞行器平均平近点角；a_s为t时刻飞行器半长轴变化量；i_s为t时刻飞行器轨道倾角变化量；ξ_s、η_s、λ_s为t时刻中间变量—ξ、η、λ的变化量。

6.根据权利要求5所述的航天器高精度自主目标预报方法，其特征在于，通过下述方式计算平均纬度幅角：

u＝f+ω_t。

7.根据权利要求5所述的航天器高精度自主目标预报方法，其特征在于，t时刻瞬时轨道根数为：

a'＝a+a_s

Ω'＝Ω+Ω_s

i'＝i+i_s

ξ'＝ξ+ξ_s

η'＝η+η_s

λ'＝λ+λ_s

ω′＝arctg(-η′/ξ′)

M′＝λ′-ω′

其中，a'为t时刻飞行器瞬时半长轴；e′为t时刻飞行器瞬时偏心率；i'为t时刻飞行器瞬时轨道倾角；ω′为t时刻飞行器瞬时近地点幅角；Ω'为t时刻飞行器瞬时升交点赤经；M′为t时刻飞行器瞬时平近点角；ξ'、η'、λ'为t时刻中间变量—ξ、η、λ的瞬时值。