CN114132531B - 一种低轨空间目标轨道修正方法、装置及电子设备 - Google Patents

一种低轨空间目标轨道修正方法、装置及电子设备 Download PDF

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CN114132531B CN202210104989.5A CN202210104989A CN114132531B CN 114132531 B CN114132531 B CN 114132531B CN 202210104989 A CN202210104989 A CN 202210104989A CN 114132531 B CN114132531 B CN 114132531B
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Abstract

本发明公开了一种低轨空间目标轨道修正方法、装置及电子设备，方法包括：选取低轨空间中与主目标具有相近轨道的多个参照目标；其中，相近轨道是根据低轨空间中主目标的轨道特征确定的；计算每个参照目标的第一轨道沿迹方向误差；根据每个参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差；根据每个参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差计算该主目标的最终轨道沿迹方向误差；根据主目标的最终轨道沿迹方向误差对主目标进行轨道修正。本发明利用与主目标具有相近轨道的多个参照目标实现对主目标的轨道修正，提高了轨道预报的精度，进而可以应用于航天器高置信碰撞预警、再入目标引导修正等方面。

Description

一种低轨空间目标轨道修正方法、装置及电子设备
技术领域
本发明属于航天测量与控制技术领域，具体涉及一种低轨空间目标轨道修正方法、装置及电子设备。
背景技术
轨道修正是指通过一定的控制方法，采用脉冲推力或连续推力消除航天器轨道偏差的技术。轨道修正是轨道机动技术的一种，在航天器交会对接、编队飞行、在轨组装、协同工作、深空探测等领域具有广泛的应用背景。
由于大气阻力对低轨空间有很大影响，使得低轨空间目标轨道存在较大的预报误差。低轨空间目标轨道预报误差从空间指向上可以分为三个方向：垂迹误差、沿迹误差、法向误差。垂迹误差为地球质心和空间目标的连线方向误差，沿迹误差为运行方向误差，法向误差为运行轨道面误差。对于垂迹和法向误差来说，其主要影响因素为观测设备的测量精度。一般情况下，垂迹和法向误差均不会超过100米。而对于沿迹误差来说，其主要影响因素是空间大气阻力效应的计算误差。大气阻力是典型的非保守力，在计算过程中所使用的空间大气模型，如Jacchia系列、DTM系列和MSIS系列空间大气模型，都是建立在半经验公式的基础上对已有观测数据的拟合模型，通过该拟合模型计算预报误差，实现对目标轨道的修正。
但是，影响大气密度的因素很多，且变化非常复杂，甚至各种因素对大气密度影响的机制也并未完全掌握，这导致了目前的各类空间大气模型都无法准确地反映全球大气的物理特征，带来了大气阻力效应的计算误差，进而带来了轨道预报的沿迹误差。可见，空间大气模型计算误差的不确定性，使轨道沿迹误差成为低轨空间目标轨道计算动力学模型中的主要误差源，其也限制了航天器高置信碰撞预警、再入目标引导的修正效果。
发明内容
为了解决现有技术中所存在的上述问题，本发明提供了一种低轨空间目标轨道修正方法、装置及电子设备。
本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：
第一方面，本发明提供了一种低轨空间目标轨道修正方法，包括：
选取低轨空间中具有相近轨道上的多个参照目标；其中，所述相近轨道是根据低轨空间中主目标的轨道特征确定的；
计算每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差；
根据每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差；
根据每个所述参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差计算所述主目标的最终轨道沿迹方向误差；
根据所述主目标的最终轨道沿迹方向误差对所述主目标进行轨道修正。
在本发明一个实施例中，所述主目标的轨道特征包括所述主目标的轨道倾角和/或所述主目标的升交点赤经。
在本发明一个实施例中，所述根据每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差，包括：
计算每个所述参照目标的第一弹道系数；
计算所述主目标的第二弹道系数；
根据每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的第一半长轴衰减误差；
根据每个所述参照目标的第一半长轴衰减误差和第一弹道系数，以及所述主目标的第二弹道系数计算该参照目标对应的所述主目标的第二半长轴衰减误差；
根据每个所述参照目标对应的所述主目标的第二半长轴衰减误差计算该参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差。
在本发明一个实施例中，所述根据每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的第一半长轴衰减误差公式表示为：
Figure 912191DEST_PATH_IMAGE001
；
其中，
Figure 284267DEST_PATH_IMAGE002
表示所述参照目标
Figure 354991DEST_PATH_IMAGE003
在完成跟踪任务时对应的时刻，1≤i≤N，N表示所述参照目标的数目，
Figure 221447DEST_PATH_IMAGE004
表示所述参照目标
Figure 123544DEST_PATH_IMAGE005
的轨道预报起始时刻，
Figure 604204DEST_PATH_IMAGE006
表示在
Figure 208229DEST_PATH_IMAGE002
时刻所述参照目标
Figure 127644DEST_PATH_IMAGE007
的第一半长轴衰减误差，
Figure 821930DEST_PATH_IMAGE008
表示在
Figure 286541DEST_PATH_IMAGE002
时刻所述参照目标
Figure 331857DEST_PATH_IMAGE003
的平运动速度，
Figure 789383DEST_PATH_IMAGE009
表示在
Figure 479839DEST_PATH_IMAGE002
时刻所述参照目标
Figure 630197DEST_PATH_IMAGE003
的半长轴，
Figure 710280DEST_PATH_IMAGE010
表示在
Figure 909180DEST_PATH_IMAGE004
时刻所述参照目标
Figure 374797DEST_PATH_IMAGE005
的半长轴，
Figure 633740DEST_PATH_IMAGE011
表示在
Figure 699653DEST_PATH_IMAGE002
时刻所述参照目标
Figure 498982DEST_PATH_IMAGE003
的第一轨道沿迹方向误差。
在本发明一个实施例中，所述根据每个所述参照目标的第一半长轴衰减误差和第一弹道系数，以及所述主目标的第二弹道系数计算该参照目标对应的所述主目标的第二半长轴衰减误差公式表示为：
Figure 22367DEST_PATH_IMAGE012
；
其中，
Figure 265261DEST_PATH_IMAGE013
表示在
Figure 303624DEST_PATH_IMAGE002
时刻所述参照目标
Figure 844327DEST_PATH_IMAGE003
对应的所述主目标的第二半长轴衰减误差，
Figure 799382DEST_PATH_IMAGE006
表示在
Figure 134549DEST_PATH_IMAGE002
时刻所述参照目标
Figure 925787DEST_PATH_IMAGE005
的第一半长轴衰减误差，
Figure 817651DEST_PATH_IMAGE014
表示所述参照目标
Figure 315628DEST_PATH_IMAGE003
的第一弹道系数，
Figure 884013DEST_PATH_IMAGE015
表示所述主目标的第二弹道系数，
Figure 100231DEST_PATH_IMAGE016
表示在
Figure 294321DEST_PATH_IMAGE002
时刻所述参照目标
Figure 709121DEST_PATH_IMAGE003
的高度，
Figure 651670DEST_PATH_IMAGE017
表示所述主目标的高度，
Figure 902654DEST_PATH_IMAGE018
表示在
Figure 385587DEST_PATH_IMAGE002
时刻大气密度标高，
Figure 858157DEST_PATH_IMAGE019
表示所述主目标的轨道预报起始时刻。
在本发明一个实施例中，所述根据每个所述参照目标对应的所述主目标的第二半长轴衰减误差计算该参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差公式表示为：
Figure 23471DEST_PATH_IMAGE020
；
其中，
Figure 11019DEST_PATH_IMAGE021
表示在t时刻所述参照目标
Figure 235327DEST_PATH_IMAGE003
对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差，
Figure 375452DEST_PATH_IMAGE022
表示在t时刻所述主目标的平运动速度，
Figure 659803DEST_PATH_IMAGE023
表示在t时刻所述主目标的半长轴，
Figure 134647DEST_PATH_IMAGE024
表示在
Figure 208651DEST_PATH_IMAGE019
时刻所述主目标的半长轴，
Figure 390233DEST_PATH_IMAGE013
表示在
Figure 907802DEST_PATH_IMAGE002
时刻所述参照目标
Figure 807625DEST_PATH_IMAGE003
对应的所述主目标的第二半长轴衰减误差。
在本发明一个实施例中，所述根据每个所述参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差计算该主目标的最终轨道沿迹方向误差，包括：
统计低轨空间中完成跟踪任务的参照目标；
利用加权系数对所有完成跟踪任务的所述参照目标的第二轨道沿迹方向误差进行加权处理得到所述主目标的最终轨道沿迹方向误差；其中，所述加权系数为预先根据每个所述参照目标的跟踪任务结束时刻和所述主目标的轨道预报起始时刻来计算得到的；
在本发明一个实施例中，所述利用所述加权系数对所有完成跟踪任务的所述参照目标的第二轨道沿迹方向误差进行加权处理得到所述主目标的最终轨道沿迹方向误差公式表示为：
Figure 186785DEST_PATH_IMAGE025
；
其中，
Figure 285191DEST_PATH_IMAGE026
表示在t时刻所述主目标的最终第二轨道沿迹方向误差，t m 表示完成跟踪任务的参照目标
Figure 911345DEST_PATH_IMAGE027
的跟踪任务结束时刻，1≤m≤M且M≤N，M表示完成跟踪任务的参照目标的数目，
Figure 610048DEST_PATH_IMAGE028
表示在t时刻所述参照目标
Figure 714270DEST_PATH_IMAGE027
对应计算得到的加权系数，
Figure 932762DEST_PATH_IMAGE029
表示在t时刻所述参照目标
Figure 542866DEST_PATH_IMAGE027
对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差，
Figure 214019DEST_PATH_IMAGE030
表示在t时刻所述参照目标
Figure 699096DEST_PATH_IMAGE027
的高度。
第二方面，本发明实施例提供了一种低轨空间目标轨道修正装置，包括：
数据选取模块，用于选取低轨空间中与主目标具有相近轨道的多个参照目标；其中，所述相近轨道是根据低轨空间中所述主目标的轨道特征确定的；
第一数据计算模块，用于计算每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差；
第二数据计算模块，用于根据每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差；
第三数据计算模块，用于根据每个所述参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差计算所述主目标的最终轨道沿迹方向误差；
数据修正模块，用于根据所述主目标的最终轨道沿迹方向误差对所述主目标进行轨道修正。
第三方面，本发明实施例提供了一种电子设备，包括处理器、通信接口、存储器和通信总线，其中，所述处理器、所述通信接口、所述存储器通过所述通信总线完成相互相的通信；
所述存储器，用于存放计算机程序；
所述处理器，用于执行所述存储器上所存放的程序时，实现上述任一所述的低轨空间目标轨道修正方法步骤。
本发明的有益效果：
本发明提供的低轨空间目标轨道修正方法，选取与主目标具有相近轨道的多个参照目标，基于每个参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算对应主目标的第二轨道沿迹方向误差，通过计算得到的多个对应主目标的第二轨道沿迹方向误差计算该主目标的最终轨道沿迹方向误差，根据主目标的最终轨道沿迹方向误差实现对主目标的轨道修正。由于主目标与参照目标的预报轨道沿迹方向误差具有一致性，同时主目标与参照目标的预报轨道沿迹方向误差在时间和空间上具有连续性，再结合预报轨道沿迹方向误差的发散性，本发明利用与主目标具有相近轨道的多个参照目标实现对主目标的轨道修正，提高了轨道预报的精度，进而可以应用于航天器高置信碰撞预警、再入目标引导修正等方面。
以下将结合附图及对本发明做进一步详细说明。
附图说明
图1是本发明实施例提供的多个空间目标在相同时段内的预报轨道沿迹方向误差具有一致性的示意图；
图2是本发明实施例提供的多个空间目标的预报轨道沿迹方向误差具有时间连续性的示意图；
图3是本发明实施例提供的多个空间目标的预报轨道沿迹方向误差具有空间连续性的示意图；
图4是本发明实施例提供的一种低轨空间目标轨道修正方法的流程示意图；
图5是本发明实施例提供的计算参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差的流程示意图；
图6是本发明实施例提供的未进行低轨空间目标轨道修正的参照目标48小时沿迹方向预报误差的示意图；
图7是本发明实施例提供的采用本发明低轨空间目标轨道修正方法进行目标轨道修正后的主目标48小时沿迹方向预报误差的示意图；
图8是本发明实施例提供的一种低轨空间目标轨道修正装置的结构示意图；
图9是本发明实施例提供的一种电子设备的结构示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明做进一步详细的描述，但本发明的实施方式不限于此。
对于低轨空间目标而言，大气阻力是最主要的非保守摄动力，同时也是目标轨道最大的误差来源。由于空间大气模型计算误差的不确定性，想要通过空间大气模型精确刻画大气密度值、准确预报未来数天甚至数小时内不同空域大气环境的扰动情况等，均是短时间内无法解决的科学问题，因此需要运用其他方法抑制空间大气模型误差对轨道预报精度的影响。
对于多个空间目标来说，如果轨道特征相近，则这些空间目标在相同时段内的位置预报误差之间应该具有很大关联性。基于这样的猜想，发明人进行了实验验证，如图1所示，图1展示了4个相同类型的低轨空间目标连续44天的预报24h轨道沿迹方向误差，可见，4个低轨空间目标的预报轨道沿迹方向误差具有一致性。同时，如图2、图3所示，具有相近轨道的4个空间目标的预报轨道沿迹方向误差还具有时间与空间的连续性。
基于上述相近轨道的多个空间目标预报沿迹方向误差具有一致性，以及时间和空间上具有连续性的规律分析，本发明提出了基于时空耦合的多个参照目标来修正主目标轨道的新思路，以提高低轨空间目标轨道预报的精度。本发明实施例提供了一种低轨空间目标轨道修正方法、装置、电子设备及存储介质。
第一方面，请参见图4，本发明实施例提出一种低轨空间目标轨道修正的方法，具体包括以下步骤：
S10、选取低轨空间中与主目标具有相近轨道的多个参照目标；其中，相近轨道是根据低轨空间中主目标的轨道特征确定的。
具体而言，本发明实施例利用与主目标具有相近轨道的多个参照目标对主目标的轨道进行修正，其中，主目标为待进行轨道修正的空间目标。对于相近轨道的选取，本发明实施例提供了一种可选方案：相近轨道是根据低轨空间中主目标的轨道特征确定的，该主目标的轨道特征可以为主目标的轨道倾角和/或主目标的升交点赤经，但主目标的轨道特征不局限于轨道倾角、升交点赤经。比如，选取与主目标的轨道倾角大概一致的参照目标的轨道作为相近轨道；选取与主目标的升交点赤经大概一致的参照目标的轨道作为相近轨道；选取与主目标的轨道倾角和升交点赤经均大概一致的参照目标的轨道作为相近轨道；以及其他选取方式。
S20、计算每个参照目标的第一轨道沿迹方向误差。
具体而言，每个参照目标执行完成跟踪任务，并记录当前跟踪任务的测量值，根据记录的测量值分析该参照目标的第一轨道沿迹方向误差，记为
Figure 772094DEST_PATH_IMAGE031
，其中，
Figure 553099DEST_PATH_IMAGE002
表示参照目标
Figure 711548DEST_PATH_IMAGE007
在完成跟踪任务时对应的时刻，1≤i≤N，N表示参照目标的数目，
Figure 463298DEST_PATH_IMAGE032
表示参照目标
Figure 656382DEST_PATH_IMAGE003
的轨道预报起始时刻。本发明实施例第一轨道沿迹方向误差
Figure 670606DEST_PATH_IMAGE031
可以采用现有空间目标的轨道沿迹方向误差的计算方式实现。对于低轨空间中目标的不同，采用的计算方式可能不同。本发明实施例对于第一轨道沿迹方向误差
Figure 254034DEST_PATH_IMAGE031
计算方式不限，可以计算得到每个参照目标的第一轨道沿迹方向误差即可。
S30、根据每个参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差。
具体而言，本发明实施例根据每个参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差，请参见图5，包括以下步骤：
S301、计算每个参照目标的第一弹道系数；
S302、计算主目标的第二弹道系数。
具体而言，S301计算每个参照目标的第一弹道系数、S302计算主目标的第二弹道系数可以采用现有弹道系数计算方式实现。
S303、根据每个参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的第一半长轴衰减误差。
具体而言，本发明实施例提出了基于参照目标的第一轨道沿迹方向误差来计算该参照目标的第一半长轴衰减误差的思路，并构建了每个参照目标的第一半长轴衰减误差的计算公式，构建的公式表示为：
Figure 877651DEST_PATH_IMAGE001
(1)
其中，
Figure 675974DEST_PATH_IMAGE002
表示参照目标
Figure 985732DEST_PATH_IMAGE003
在完成跟踪任务时对应的时刻，1≤i≤N，N表示参照目标的数目，
Figure 118773DEST_PATH_IMAGE004
表示参照目标
Figure 483764DEST_PATH_IMAGE005
的轨道预报起始时刻，
Figure 385861DEST_PATH_IMAGE006
表示在
Figure 679571DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 34329DEST_PATH_IMAGE003
的第一半长轴衰减误差，
Figure 203011DEST_PATH_IMAGE008
表示在
Figure 772663DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 424224DEST_PATH_IMAGE005
的平运动速度，
Figure 849302DEST_PATH_IMAGE009
表示在
Figure 306828DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 668670DEST_PATH_IMAGE003
的半长轴，
Figure 819029DEST_PATH_IMAGE010
表示在
Figure 397646DEST_PATH_IMAGE004
时刻参照目标
Figure 393284DEST_PATH_IMAGE007
的半长轴，
Figure 875212DEST_PATH_IMAGE011
表示在
Figure 196472DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 996807DEST_PATH_IMAGE003
的第一轨道沿迹方向误差。
S304、根据每个参照目标的第一半长轴衰减误差和第一弹道系数，以及主目标的第二弹道系数计算该参照目标对应的主目标的第二半长轴衰减误差。
具体而言，本发明实施例提出了基于参照目标的第一半长轴衰减误差和第一弹道系数，以及主目标的第二弹道系数来计算该参照目标对应的主目标的第二半长轴衰减误差的思路，基于公式(1)构建了每个参照目标对应的主目标的第二半长轴衰减误差的计算公式，构建的公式表示为：
Figure 61715DEST_PATH_IMAGE033
(2)
其中，
Figure 398149DEST_PATH_IMAGE013
表示在
Figure 624731DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 177941DEST_PATH_IMAGE003
对应的主目标的第二半长轴衰减误差，
Figure 780961DEST_PATH_IMAGE006
表示在
Figure 971902DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 634965DEST_PATH_IMAGE007
的第一半长轴衰减误差，
Figure 489786DEST_PATH_IMAGE014
表示参照目标
Figure 834180DEST_PATH_IMAGE003
的第一弹道系数，
Figure 145207DEST_PATH_IMAGE034
表示主目标的第二弹道系数，
Figure 713591DEST_PATH_IMAGE035
表示在
Figure 241394DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 186216DEST_PATH_IMAGE005
的高度，
Figure 351749DEST_PATH_IMAGE017
表示主目标的高度，
Figure 91035DEST_PATH_IMAGE018
表示在
Figure 840554DEST_PATH_IMAGE002
时刻大气密度标高，
Figure 589067DEST_PATH_IMAGE019
表示主目标的轨道预报起始时刻。
S305、根据每个参照目标对应的主目标的第二半长轴衰减误差计算该参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差。
具体而言，本发明实施例提出了基于参照目标对应的主目标的第二半长轴衰减误差来计算该参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差的思路，基于公式(2)构建了每个参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差的计算公式，构建的公式表示为：
Figure 609107DEST_PATH_IMAGE036
(3)
其中，
Figure 784873DEST_PATH_IMAGE037
表示在t时刻参照目标
Figure 21689DEST_PATH_IMAGE003
对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差，
Figure 308313DEST_PATH_IMAGE022
表示在t时刻主目标的平运动速度，
Figure 448439DEST_PATH_IMAGE023
表示在t时刻主目标的半长轴，
Figure 795107DEST_PATH_IMAGE024
表示在
Figure 259498DEST_PATH_IMAGE019
时刻主目标的半长轴，
Figure 349814DEST_PATH_IMAGE038
表示在
Figure 610025DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 862015DEST_PATH_IMAGE005
对应的主目标的第二半长轴衰减误差。
S40、根据每个参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差计算 主目标的最终轨道沿迹方向误差。
具体而言，在N个参照目标同时进行跟踪任务时，未必所有参照目标都可以在规定时间内完成跟踪任务，因此本发明实施例提出基于完成跟踪任务的参照目标计算主目标的最终轨道沿迹方向误差，则根据每个参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差计算该主目标的最终轨道沿迹方向误差，具体包括：统计低轨空间中完成跟踪任务的参照目标；利用加权系数对所有完成跟踪任务的参照目标的第二轨道沿迹方向误差进行加权处理得到主目标的最终轨道沿迹方向误差；其中，加权系数为预先根据每个参照目标的跟踪任务结束时刻和主目标的轨道预报起始时刻来计算得到的。
本发明实施例利用加权系数对所有完成跟踪任务的参照目标的第二轨道沿迹方向误差进行加权处理得到主目标的最终轨道沿迹方向误差，公式表示为：
Figure 135739DEST_PATH_IMAGE025
(4)
其中，
Figure 514899DEST_PATH_IMAGE026
表示在t时刻主目标的最终第二轨道沿迹方向误差，t m 表示完成跟踪任务的参照目标
Figure 878884DEST_PATH_IMAGE027
的跟踪任务结束时刻，1≤m≤M且M≤N，M表示完成跟踪任务的参照目标的数目，
Figure 551043DEST_PATH_IMAGE028
表示在t时刻参照目标
Figure 734899DEST_PATH_IMAGE027
对应计算得到的加权系数，
Figure 183329DEST_PATH_IMAGE039
表示在t时刻参照目标
Figure 136242DEST_PATH_IMAGE027
对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差，
Figure 510460DEST_PATH_IMAGE030
表示在t时刻参照目标
Figure 916034DEST_PATH_IMAGE027
的高度。
S50、根据主目标的最终轨道沿迹方向误差对主目标进行轨道修正。
具体而言，可以采用现有利用主目标的轨道沿迹方向误差对主目标进行轨道修正的方式，实现主目标轨道的修正。
需要说明的是，上述步骤S10~S50可以在地基上执行，地基从主目标和参照目标获取对应数据，在地基上进行一系列的计算，地基根据计算结果实现对主目标轨道的修正调整。
为了验证本发明实施例提供的种低轨空间目标轨道修正方法的有效性，通过以下实验进行验证。
本发明实验过程中，主目标选用卫星1，与主目标具有相近轨的参照目标只有1个，选用卫星2。其中，卫星1和卫星2的轨道特征如表1所示。
表1 卫星1和卫星2的轨道特征
Figure 636996DEST_PATH_IMAGE040
其中，NORAD ID表示卫星的编号。
本发明实验过程中选用的主目标和参照目标为同一型号的卫星，弹道系数取值均为
Figure 975574DEST_PATH_IMAGE041
，即第一弹道系数
Figure 983676DEST_PATH_IMAGE042
和第二弹道系数
Figure 407704DEST_PATH_IMAGE034
取值均为
Figure 932357DEST_PATH_IMAGE043
。
请参见图6，参照目标的跟踪任务结束后，参照目标预报的第一轨道沿迹方向误差如图6所示。经分析，第一轨道沿迹方向误差
Figure 859862DEST_PATH_IMAGE044
约为500米，此时还未对主目标进行轨道修正。由于主目标和参照目标的轨道高度一致、弹道系数一致，主目标的轨道预报起始时刻
Figure 575883DEST_PATH_IMAGE019
与参照目标
Figure 690469DEST_PATH_IMAGE007
的轨道预报起始时刻
Figure 284393DEST_PATH_IMAGE045
相比相差约30分钟。经计算，该参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差
Figure 331983DEST_PATH_IMAGE046
约为489米，由于仅选取一个参照目标，所以主目标的最终第二轨道沿迹方向误差
Figure 687747DEST_PATH_IMAGE047
即为489米。请参见图7，基于第二轨道沿迹方向误差
Figure 820788DEST_PATH_IMAGE048
对主目标进行轨道修正后，再进行48小时轨道预报，如图7可以看到，此时主目标的最大预报的轨道沿迹方向误差仅为105米。可见，本发明方法实现了对主目标的轨道沿迹方向有效性地修正。
综上所述，本发明实施例提供了一种低轨空间目标轨道修正方法，选取了与主目标具有相近轨道的多个参照目标，基于每个参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算对应主目标的第二轨道沿迹方向误差，通过计算得到的多个对应主目标的第二轨道沿迹方向误差计算该主目标的最终轨道沿迹方向误差，根据主目标的最终轨道沿迹方向误差实现对主目标的轨道修正。由于主目标与参照目标的预报轨道沿迹方向误差具有一致性，同时主目标与参照目标的预报轨道沿迹方向误差在时间和空间上具有连续性，再结合预报轨道沿迹方向误差的发散性，本发明利用与主目标具有相近轨道的多个参照目标实现对主目标的轨道修正，提高了轨道预报的精度，进而可以应用于航天器高置信碰撞预警、再入目标引导修正等方面。
第二方面，请参见图8，本发明实施例提供了一种低轨空间目标轨道修正装置，包括：
数据选取模块801，用于选取低轨空间中与主目标具有相近轨道的多个参照目标；其中，相近轨道是根据低轨空间中主目标的轨道特征确定的；
第一数据计算模块802，用于计算每个参照目标的第一轨道沿迹方向误差；
第二数据计算模块803，用于根据每个参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差；
第三数据计算模块804，用于根据每个参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差计算主目标的最终轨道沿迹方向误差；
数据修正模块805，用于根据主目标的最终轨道沿迹方向误差对主目标进行轨道修正。
进一步地，本发明实施例数据选取模块801中主目标的轨道特征包括主目标的轨道倾角和/或主目标的升交点赤经。
进一步地，本发明实施例第二数据计算模块803中根据每个参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差，具体包括：
计算每个参照目标的第一弹道系数；
计算主目标的第二弹道系数；
根据每个参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的第一半长轴衰减误差；
根据每个参照目标的第一半长轴衰减误差和第一弹道系数，以及主目标的第二弹道系数计算该参照目标对应的主目标的第二半长轴衰减误差；
根据每个参照目标对应的主目标的第二半长轴衰减误差计算该参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差。
进一步地，本发明实施例第二数据计算模块803中根据每个参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的第一半长轴衰减误差公式表示为：
Figure 687244DEST_PATH_IMAGE001
；
其中，
Figure 589341DEST_PATH_IMAGE002
表示参照目标
Figure 381585DEST_PATH_IMAGE003
在完成跟踪任务时对应的时刻，1≤i≤N，N表示参照目标的数目，
Figure 736343DEST_PATH_IMAGE004
表示参照目标
Figure 406490DEST_PATH_IMAGE005
的轨道预报起始时刻，
Figure 428673DEST_PATH_IMAGE006
表示在
Figure 397678DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 239732DEST_PATH_IMAGE003
的第一半长轴衰减误差，
Figure 447991DEST_PATH_IMAGE008
表示在
Figure 324680DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 458727DEST_PATH_IMAGE005
的平运动速度，
Figure 788077DEST_PATH_IMAGE009
表示在
Figure 800026DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 531222DEST_PATH_IMAGE003
的半长轴，
Figure 836170DEST_PATH_IMAGE010
表示在
Figure 652817DEST_PATH_IMAGE004
时刻参照目标
Figure 468457DEST_PATH_IMAGE007
的半长轴，
Figure 54159DEST_PATH_IMAGE011
表示在
Figure 530009DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 833951DEST_PATH_IMAGE003
的第一轨道沿迹方向误差。
进一步地，本发明实施例第二数据计算模块803中根据每个参照目标的第一半长轴衰减误差和第一弹道系数，以及主目标的第二弹道系数计算该参照目标对应的主目标的第二半长轴衰减误差公式表示为：
Figure 187703DEST_PATH_IMAGE012
；
其中，
Figure 627912DEST_PATH_IMAGE013
表示在
Figure 557820DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 83479DEST_PATH_IMAGE003
对应的主目标的第二半长轴衰减误差，
Figure 240922DEST_PATH_IMAGE006
表示在
Figure 535637DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 618869DEST_PATH_IMAGE007
的第一半长轴衰减误差，
Figure 631824DEST_PATH_IMAGE014
表示参照目标
Figure 327379DEST_PATH_IMAGE003
的第一弹道系数，
Figure 742180DEST_PATH_IMAGE034
表示主目标的第二弹道系数，
Figure 996312DEST_PATH_IMAGE035
表示在
Figure 496564DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 995809DEST_PATH_IMAGE005
的高度，
Figure 265117DEST_PATH_IMAGE017
表示主目标的高度，
Figure 690151DEST_PATH_IMAGE018
表示在
Figure 677698DEST_PATH_IMAGE002
时刻大气密度标高，
Figure 715055DEST_PATH_IMAGE019
表示主目标的轨道预报起始时刻。
进一步地，本发明实施例第二数据计算模块803中根据每个参照目标对应的主目标的第二半长轴衰减误差计算该参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差公式表示为：
Figure 104448DEST_PATH_IMAGE020
；
其中，
Figure 440664DEST_PATH_IMAGE021
表示在t时刻参照目标
Figure 915508DEST_PATH_IMAGE003
对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差，
Figure 756556DEST_PATH_IMAGE022
表示在t时刻主目标的平运动速度，
Figure 455DEST_PATH_IMAGE023
表示在t时刻主目标的半长轴，
Figure 767292DEST_PATH_IMAGE024
表示在
Figure 463852DEST_PATH_IMAGE019
时刻主目标的半长轴，
Figure 843012DEST_PATH_IMAGE038
表示在
Figure 206998DEST_PATH_IMAGE002
时刻参照目标
Figure 144735DEST_PATH_IMAGE005
对应的主目标的第二半长轴衰减误差。
进一步地，本发明实施例第三数据计算模块804中根据每个参照目标对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差计算该主目标的最终轨道沿迹方向误差，具体用于：
统计低轨空间中完成跟踪任务的参照目标；
利用加权系数对所有完成跟踪任务的参照目标的第二轨道沿迹方向误差进行加权处理得到主目标的最终轨道沿迹方向误差；其中，加权系数为预先根据每个参照目标的完成跟踪任务的结束时刻和所述主目标的轨道预报起始时刻来计算得到的。
进一步地，本发明实施例第三数据计算模块804中利用加权系数对所有完成跟踪任务的参照目标的第二轨道沿迹方向误差进行加权处理得到主目标的最终轨道沿迹方向误差公式表示为：
Figure 328592DEST_PATH_IMAGE025
；
其中，
Figure 511443DEST_PATH_IMAGE026
表示在t时刻主目标的最终第二轨道沿迹方向误差，t m 表示完成跟踪任务的参照目标
Figure 729935DEST_PATH_IMAGE027
的跟踪任务结束时刻，1≤m≤M且M≤N，M表示完成跟踪任务的参照目标的数目，
Figure 838574DEST_PATH_IMAGE028
表示在t时刻参照目标
Figure 509727DEST_PATH_IMAGE027
对应计算得到的加权系数，
Figure 230689DEST_PATH_IMAGE049
表示在t时刻参照目标
Figure 303687DEST_PATH_IMAGE027
对应的主目标的第二轨道沿迹方向误差，
Figure 577368DEST_PATH_IMAGE030
表示在t时刻参照目标
Figure 735817DEST_PATH_IMAGE027
的高度。
第三方面，请参见图9，本发明实施例提供了一种电子设备，包括处理器901、通信接口902、存储器903和通信总线904，其中，所述处理器901、所述通信接口902、所述存储器903通过所述通信总线904完成相互相的通信；
所述存储器903，用于存放计算机程序；
所述处理器901，用于执行所述存储器903上所存放的程序时，实现上述低轨空间目标轨道修正方法的步骤。
第四方面，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，述计算机可读存储介质内存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述低轨空间目标轨道修正方法的步骤。
对于装置/电子设备/存储介质实施例而言，由于其基本相近于方法实施例，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
在本发明实施例的描述中，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征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，描述的具体特征或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，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进行接合和组合。
尽管在此结合各实施例对本申请进行了描述，然而，在实施所要求保护的本申请过程中，本领域技术人员通过查看所述附图、公开内容、以及所附权利要求书，可理解并实现所述公开实施例的其他变化。
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种低轨空间目标轨道修正方法，其特征在于，包括：
选取低轨空间中与主目标具有相近轨道的多个参照目标；其中，所述相近轨道是根据低轨空间中所述主目标的轨道特征确定的；
计算每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差；
根据每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差；
根据每个所述参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差计算所述主目标的最终轨道沿迹方向误差；
根据所述主目标的最终轨道沿迹方向误差对所述主目标进行轨道修正；
其中，所述根据每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差，包括：
计算每个所述参照目标的第一弹道系数；
计算所述主目标的第二弹道系数；
根据每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的第一半长轴衰减误差；
根据每个所述参照目标的第一半长轴衰减误差和第一弹道系数，以及所述主目标的第二弹道系数计算该参照目标对应的所述主目标的第二半长轴衰减误差；
根据每个所述参照目标对应的所述主目标的第二半长轴衰减误差计算该参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差。
2.根据权利要求1所述的低轨空间目标轨道修正方法，其特征在于，所述主目标的轨道特征包括所述主目标的轨道倾角和/或所述主目标的升交点赤经。
3.根据权利要求1所述的低轨空间目标轨道修正方法，其特征在于，所述根据每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的第一半长轴衰减误差公式表示为：
Figure FDA0003551026140000021
其中，ti表示所述参照目标Ci在完成跟踪任务时对应的时刻，1≤i≤N，N表示所述参照目标的数目，t0i表示所述参照目标Ci的轨道预报起始时刻，Δai表示在ti时刻所述参照目标Ci的第一半长轴衰减误差，ni表示在ti时刻所述参照目标Ci的平运动速度，ai表示在ti时刻所述参照目标Ci的半长轴，a0i表示在t0i时刻所述参照目标Ci的半长轴，ΔUi表示在ti时刻所述参照目标Ci的第一轨道沿迹方向误差。
4.根据权利要求3所述的低轨空间目标轨道修正方法，其特征在于，所述根据每个所述参照目标的第一半长轴衰减误差和第一弹道系数，以及所述主目标的第二弹道系数计算该参照目标对应的所述主目标的第二半长轴衰减误差公式表示为：
Figure FDA0003551026140000022
其中，ΔaTi表示在ti时刻所述参照目标Ci对应的所述主目标的第二半长轴衰减误差，Δai表示在ti时刻所述参照目标Ci的第一半长轴衰减误差，BCi表示所述参照目标Ci的第一弹道系数，BCT表示所述主目标的第二弹道系数，hi表示在ti时刻所述参照目标Ci的高度，hT表示所述主目标的高度，z表示在ti时刻大气密度标高，t0T表示所述主目标的轨道预报起始时刻。
5.根据权利要求4所述的低轨空间目标轨道修正方法，其特征在于，所述根据每个所述参照目标对应的所述主目标的第二半长轴衰减误差计算该参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差公式表示为：
Figure FDA0003551026140000023
其中，ΔUTi(t,hT,hi)表示在t时刻所述参照目标Ci对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差，nT表示在t时刻所述主目标的平运动速度，aT表示在t时刻所述主目标的半长轴，a0T表示在t0T时刻所述主目标的半长轴，ΔaTi表示在ti时刻所述参照目标Ci对应的所述主目标的第二半长轴衰减误差。
6.根据权利要求5所述的低轨空间目标轨道修正方法，其特征在于，所述根据每个所述参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差计算该主目标的最终轨道沿迹方向误差，包括：
统计低轨空间中完成跟踪任务的参照目标；
利用加权系数对所有完成跟踪任务的所述参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差进行加权处理得到所述主目标的最终轨道沿迹方向误差；其中，所述加权系数为预先根据每个所述参照目标的跟踪任务结束时刻和所述主目标的轨道预报起始时刻来计算得到的。
7.根据权利要求6所述的低轨空间目标轨道修正方法，其特征在于，所述利用所述加权系数对所有完成跟踪任务的所述参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差进行加权处理得到所述主目标的最终轨道沿迹方向误差公式表示为：
Figure FDA0003551026140000031
其中，ΔUT表示在t时刻所述主目标的最终第二轨道沿迹方向误差，tm表示完成跟踪任务的参照目标Cm的跟踪任务结束时刻，1≤m≤M且M≤N，M表示完成跟踪任务的参照目标的数目，
Figure FDA0003551026140000032
表示在t时刻所述参照目标Cm对应计算得到的加权系数，ΔUTm(t,hT,hm)表示在t时刻所述参照目标Cm对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差，hm表示在t时刻所述参照目标Cm的高度。
8.一种低轨空间目标轨道修正装置，其特征在于，包括：
数据选取模块，用于选取低轨空间中与主目标具有相近轨道的多个参照目标；其中，所述相近轨道是根据低轨空间中所述主目标的轨道特征确定的；
第一数据计算模块，用于计算每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差；
第二数据计算模块，用于根据每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差；
第三数据计算模块，用于根据每个所述参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差计算所述主目标的最终轨道沿迹方向误差；
数据修正模块，用于根据所述主目标的最终轨道沿迹方向误差对所述主目标进行轨道修正；
其中，所述第二数据计算模块中，根据每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差，包括：
计算每个所述参照目标的第一弹道系数；
计算所述主目标的第二弹道系数；
根据每个所述参照目标的第一轨道沿迹方向误差计算该参照目标对应的第一半长轴衰减误差；
根据每个所述参照目标的第一半长轴衰减误差和第一弹道系数，以及所述主目标的第二弹道系数计算该参照目标对应的所述主目标的第二半长轴衰减误差；
根据每个所述参照目标对应的所述主目标的第二半长轴衰减误差计算该参照目标对应的所述主目标的第二轨道沿迹方向误差。
9.一种电子设备，其特征在于，包括处理器、通信接口、存储器和通信总线，其中，所述处理器、所述通信接口、所述存储器通过所述通信总线完成相互相的通信；
所述存储器，用于存放计算机程序；
所述处理器，用于执行所述存储器上所存放的程序时，实现权利要求1～7任一所述的低轨空间目标轨道修正方法步骤。
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