CN114219187B - 双星与地基联合的再入目标预报方法、装置及电子设备 - Google Patents

双星与地基联合的再入目标预报方法、装置及电子设备 Download PDF

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CN114219187B CN202210159626.1A CN202210159626A CN114219187B CN 114219187 B CN114219187 B CN 114219187B CN 202210159626 A CN202210159626 A CN 202210159626A CN 114219187 B CN114219187 B CN 114219187B
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Abstract

本发明公开了一种双星与地基联合的再入目标预报方法、装置及电子设备，方法包括：计算基于地基的再入目标的初始轨道信息；计算基于双星共视的再入目标的多对观测值；其中，双星通过地基进行监测并调整使双星对再入目标的再入轨迹进行跟踪观测；根据再入目标的多对观测值计算再入目标的位置点迹序列；根据再入目标的位置点迹序列进行轨道积分计算修正后的弹道系数；根据初始轨道信息和修正后的弹道系数进行轨道外推直至预设的轨道高度以确定再入目标的再入时刻和落地位置。本发明提高了再入目标的再入时刻和落点位置的预报精度，实现了大型空间再入事件的准确判别，缩小了残骸散布区域范围。

Description

双星与地基联合的再入目标预报方法、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，具体涉及一种双星与地基联合的再入目标预报方法、装置及电子设备。
背景技术
大质量空间目标在再入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再入目标。对危险再入目标保持连续监测，并迭代预报其再入事件及再入地点，是当前有效规避损害、为相关部门决策提供支撑的重要手段。
目标再入预报的主要难点在于轨道确定和大气阻力建模，受限于当前半经验性大气模型的预报精度。当前短期精密目标再入预报的相对误差一般为15%左右，即提前10天预报，误差一般为1.5天，提前1天预报，误差为3.6小时，即使是陨落临圈，预报误差也将近15分钟，误差范围达6400余公里。因此，在航天探测设备布设受限、无法连续观测的情况下，对目标再入信息进行准确判别成为难题。大型再入目标在再入大气层的过程中，与稠密大气发生剧烈摩擦，温度逐渐上升，最终烧蚀解体，其高温和光亮效应可被相关星载敏感器捕获。目前实现大型再入目标预报的方法主要有两种，分别是基于地基装备的再入目标预报方法和基于天基装备的再入目标预报方法，利用地基或天基装备监测的策略实现再入目标的预报。
但是，仅地基装备进行再入目标预报的方法，跟踪间隔太长，无法持续监测，导致预报误差较大，尤其对最终再入情况无法准确判断，其精度一般为轨道周期量级，落点区域覆盖整个地球；仅天基装备进行再入目标预报的方法，难以合理确定监测策略，无法实现再入目标的有效捕获，且监测数据无法直接用于再入目标预报。
发明内容
为了解决现有技术中所存在的上述问题，本发明提供了一种双星与地基联合的再入目标预报方法、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，本发明提供了一种双星与地基联合的再入目标预报方法，包括：
计算基于地基的再入目标的初始轨道信息；
计算基于双星共视的所述再入目标的多对观测值；其中，所述双星通过地基进行监测并调整使所述双星对所述再入目标的再入轨迹进行跟踪观测；
根据所述再入目标的多对观测值计算所述再入目标的位置点迹序列；
根据所述再入目标的位置点迹序列进行轨道积分计算修正后的弹道系数；
根据所述初始轨道信息和所述修正后的弹道系数进行轨道外推直至预设的轨道高度以确定所述再入目标的再入时刻和落点位置。
在本发明一个实施例中，通过地基进行监测并调整所述双星对所述再入目标的再入轨迹进行跟踪观测的过程，包括：
计算基于地基的所述再入目标的初始弹道系数；
根据所述再入目标的初始轨道信息和初始弹道系数预报所述再入目标的再入轨迹；
根据所述再入目标的再入轨迹调整所述双星对所述再入目标的再入轨迹进行跟踪观测。
在本发明一个实施例中，所述计算基于双星共视的再入目标的多对观测值，包括：
采用插值法计算在双星共视弧段内每个卫星对应所述再入目标的观测值得到所述再入目标的多对观测值；其中，每对观测值对应的观测时刻是一致的。
在本发明一个实施例中，所述根据所述再入目标的多对观测值计算所述再入目标的位置点迹序列，包括：
针对所述再入目标的每对观测值，计算对应空间位置初值；
根据所述空间位置初值计算对应观测残差；
根据所述空间位置初值计算对应过程矩阵；
根据所述观测残差和所述过程矩阵计算对应空间位置的修正值；
根据所述空间位置的修正值计算对应空间位置改进量；
判断所述空间位置改进量是否满足预设的位置修正停止条件，若满足则输出对应空间位置初值，若不满足则根据所述空间位置初值和所述空间位置改进量更新空间位置初值，重复上述位置修正过程直至满足预设的所述位置修正停止条件；
根据所述再入目标的每对观测值对应的空间位置初值得到所述再入目标的位置点迹序列。
在本发明一个实施例中，所述根据所述空间位置初值计算对应观测残差公式表示为：
Figure 503460DEST_PATH_IMAGE001
；
其中，
Figure 482917DEST_PATH_IMAGE002
表示所述观测残差，
Figure 262655DEST_PATH_IMAGE003
表示双星中第i个卫星对应的所述再入目标的观测值，
Figure 720181DEST_PATH_IMAGE004
表示基于第i个卫星的所述再入目标对应的赤经，
Figure 98335DEST_PATH_IMAGE005
表示基于第i个卫星的所述再入目标对应的赤纬，
Figure 920797DEST_PATH_IMAGE006
表示所述再入目标的空间位置初值，
Figure 250147DEST_PATH_IMAGE007
表示双星中第i个卫星的空间位置值。
在本发明一个实施例中，所述根据所述空间位置初值计算对应过程矩阵公式表示为：
Figure 449048DEST_PATH_IMAGE009
；
其中，
Figure 117926DEST_PATH_IMAGE010
表示过程矩阵，
Figure 173607DEST_PATH_IMAGE011
表示所述再入目标的空间位置初值，
Figure 927936DEST_PATH_IMAGE012
表示双星中第i个卫星的空间位置值，
Figure 727265DEST_PATH_IMAGE013
。
在本发明一个实施例中，所述根据所述观测残差和所述过程矩阵计算对应空间位置的修正值公式表示为：
Figure 250650DEST_PATH_IMAGE014
；
其中，
Figure 241347DEST_PATH_IMAGE015
表示所述空间位置的修正值，
Figure 482972DEST_PATH_IMAGE010
表示所述过程矩阵，
Figure 820413DEST_PATH_IMAGE016
表示所述观测残差，
Figure 463884DEST_PATH_IMAGE017
表示求逆操作。
在本发明一个实施例中，所述根据所述再入目标的位置点迹序列进行轨道积分计算修正后的弹道系数，包括：
将所述再入目标的位置点迹序列转换为所述再入目标的高度观测值序列；
根据所述再入目标的初始弹道系数对所述再入目标的高度观测值序列进行轨道积分；
判断轨道积分是否满足预设的轨道积分停止条件，若满足则计算弹道系数的修正值，若不满足则对所述再入目标的高度观测值序列继续进行轨道积分，重复轨道积分过程直至满足预设的所述轨道积分停止条件；
判断所述弹道系数的修正值与所述初始弹道系数的比值的绝对值是否满足预设的弹道系数修正停止条件，若满足则输出初始弹道系数，将该初始弹道系数作为所述修正后的弹道系数，若不满足则根据所述初始弹道系数和所述弹道系数的修正值更新所述再入目标的初始弹道系数，根据更新的所述再入目标的初始弹道系数重复上述过程直至满足预设的所述弹道系数修正停止条件。
第二方面，本发明实施例提供了一种双星与地基联合的再入目标预报装置，包括：
第一数据计算模块，用于计算基于地基的再入目标的初始轨道信息；
第二数据计算模块，用于计算基于双星共视的所述再入目标的多对观测值；其中，所述双星通过地基进行监测并调整使所述双星对所述再入目标的再入轨迹进行跟踪观测；
第三数据计算模块，用于根据所述再入目标的多对观测值计算所述再入目标的位置点迹序列；
第四数据计算模块，用于根据所述再入目标的位置点迹序列进行轨道积分计算修正后的弹道系数；
数据确定模块，用于根据所述初始轨道信息和所述修正后的弹道系数进行轨道外推直至预设的轨道高度以确定所述再入目标的再入时刻和落点位置。
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双星与地基联合的再入目标预报方法步骤。
本发明的有益效果：
本发明提供的双星与地基联合的再入目标预报方法，是一种地基与天基(卫星)联合的新思路，通过地基监测并调整双星对再入目标的再入轨迹进行跟踪观测，再基于双星共视的多对观测值确定再入目标的位置点迹序列，根据该位置点迹序列进行轨道积分计算修正后的弹道系数，最后根据初始轨道信息和修正后的弹道系数进行轨道外推确定再入目标对应的再入时刻和落点位置。本发明提供的方法，通过地基监测数据实时引导双星对再入目标的再入轨迹进行跟踪观测，保证双星可以实时跟踪观测到再入目标，再基于双星共视的观测数据确定再入目标的修正后的弹道系数，利用修正后的弹道系数更新再入目标对应的再入时刻和落点位置，由于利用了双星跟踪观测的更多观测数据，提高了用于再入预报的观测数据的可靠性，进而提高了再入目标的再入时刻和落点位置的预报精度，实现了大型空间再入事件的准确判别，缩小了残骸散布区域范围。
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一种双星与地基联合的再入目标预报方法的流程示意图；
图2是本发明实施例提供的双星跟踪观测的几何分布示意图；
图3是本发明实施例提供的计算再入目标的位置点迹序列时对应的流程示意图；
图4是本发明实施例提供的计算修正后的弹道系数时对应的流程示意图；
图5是本发明实施例提供的一种双星与地基联合的再入目标预报装置的结构示意图；
图6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。
采用地基设备或天基设备进行再入目标预报的方法，均存在再入目标预报误差大的问题。因此，本发明提出地基和天基联合的方式实现再入目标预报。在地基和天基联合中，经发明人分析，低轨巨型星座部署后存在两颗甚至多颗卫星对再入目标过程均可见，因此，本发明实施例提出利用双星跟踪观测值实现对再入目标的预报，但是如何利用双星跟踪观测值实现再入目标的预报是难点，针对这样的难点本发明实施例提供了一种双星与地基联合的再入目标预报方法、装置及电子设备。
第一方面，为了提高目标的再入时间和落点的预报精度，请参见图1，本发明实施例提供了一种双星与地基联合的再入目标预报方法，包括以下步骤：
S10、计算基于地基的再入目标的初始轨道信息。
具体而言， 本发明实施例通过地基计算再入目标的初始轨道信息
Figure 799050DEST_PATH_IMAGE018
，其中，
Figure 590288DEST_PATH_IMAGE019
表示再入目标的初始观测时刻，
Figure 669103DEST_PATH_IMAGE006
表示再入目标的空间位置初值，
Figure 229397DEST_PATH_IMAGE020
表示在x、y、z三个方向上再入目标相对大气的运动速度分量，该再入目标的初始轨道信息用于后续再入目标的再入时刻和落点位置的确定。其中，基于地基计算再入目标的初始轨道信息可以采用现有目标轨道信息计算方式实现。
S20、计算基于双星共视的再入目标的多对观测值；其中，双星通过地基进行监测并调整使双星对再入目标的再入轨迹进行跟踪观测。
具体而言，本发明实施例提出基于双星实现对再入目标的跟踪观测，但是由于卫星可能存在无法跟踪观测再入目标的情况，因此，本发明实施例在计算基于双星共视的再入目标的多对观测值之前，对跟踪观测的双星进行监测，并对监测到的无法跟踪观测再入目标的卫星进行调整，比如调整卫星的观测角度，以保证双星是对再入目标的再入轨迹进行跟踪观测，具体调整过程包括：计算基于地基的再入目标的初始弹道系数
Figure 1044DEST_PATH_IMAGE021
；根据再入目标的初始轨道信息
Figure 515464DEST_PATH_IMAGE022
和初始弹道系数
Figure 397970DEST_PATH_IMAGE021
预报再入目标的再入轨迹
Figure 812771DEST_PATH_IMAGE023
；根据再入目标的再入轨迹
Figure 755319DEST_PATH_IMAGE023
调整双星对再入目标的再入轨迹进行跟踪观测，调整后的双星跟踪观测再入目标的几何分布如图2所示。其中，计算弹道系数、预报再入轨迹，以及双星调整均可以采用现有方式实现，目的是保证调整后的双星可以对再入目标的再入轨迹进行跟踪观测即可。
基于调整后的双星，计算基于双星共视的再入目标的多对观测值。本发明实施例基于天基光学设备进行跟踪观测，天基光学设备的观测值为赤经赤纬。在双星共视的情况下，跟踪观测方程公式表示为：
Figure 255570DEST_PATH_IMAGE024
(1)
其中，(x,y,z)表示再入目标的空间位置值，(x 1,y 1,z 1)表示卫星1的空间位置值，(x 2,y 2,z 2)表示卫星2的空间位置值，赤经赤纬
Figure 676187DEST_PATH_IMAGE025
表示基于卫星1的再入目标的观测值，赤经赤纬
Figure 148757DEST_PATH_IMAGE026
表示基于卫星2的再入目标的观测值。
接着，本发明实施例采用插值法计算在双星共视弧段内每个卫星对应所述再入目标的观测值得到所述再入目标的多对观测值；其中，每对观测值对应的观测时刻是一致的。
具体而言，本发明实施例采用双星对再入目标进行跟踪观测，公式(1)要求双星同时对再入目标进行跟踪观测，但是实际跟踪过程中，卫星1和卫星2的观测存在时间差，导致后续利用公式(1)进行再入预报存在误差。因此，本发明采用插值法计算在双星共视弧段内每个卫星对应的再入目标的观测值，每次插值过程中利用双星的位置信息根据公式(1)计算每个卫星对应的再入目标的观测值，即赤经赤纬
Figure 324523DEST_PATH_IMAGE025
、赤经赤纬
Figure 249754DEST_PATH_IMAGE026
，最终得到再入目标的多对观测值，每对观测值对应的观测时刻是一致的，即比如双星共视弧段内插值后共有N对观测值，记录为
Figure 34914DEST_PATH_IMAGE027
与
Figure 96411DEST_PATH_IMAGE028
，可见，双星第i对观测值对应的观测时刻均为
Figure 443079DEST_PATH_IMAGE029
，即
Figure 855605DEST_PATH_IMAGE029
时刻对应一对观测值
Figure 945921DEST_PATH_IMAGE030
与
Figure 127504DEST_PATH_IMAGE031
。其中，可以采用现有插值方法实现插值即可。
S30、根据再入目标的多对观测值计算再入目标的位置点迹序列。
具体而言，本发明根据S20插值得到的再入目标的多对观测值计算再入目标的位置点迹序列，再入目标的每对观测值采用相同的计算方式计算该对观测值对应的再入目标的空间位置值。为了方便起见，本发明在以下步骤实现中，统一用赤经赤纬
Figure 379494DEST_PATH_IMAGE025
、赤经赤纬
Figure 279316DEST_PATH_IMAGE026
来表示
Figure 409209DEST_PATH_IMAGE032
与
Figure 710877DEST_PATH_IMAGE033
中任意一对观测值，比如当再入目标的一对观测值为
Figure 71451DEST_PATH_IMAGE030
与
Figure 520887DEST_PATH_IMAGE031
时，以下步骤实现中观测值
Figure 890689DEST_PATH_IMAGE025
与
Figure 843601DEST_PATH_IMAGE026
分别对应的是观测值
Figure 640656DEST_PATH_IMAGE034
与
Figure 311809DEST_PATH_IMAGE031
。具体针对再入目标的每对观测值，请参见图3，包括以下步骤：
S301、计算对应空间位置初值。
具体而言，可以任取公式(1)中的三个方程，根据双星的位置信息，及对应的再入目标的一对观测值作为初始观测值计算对应的空间位置初值。比如取N对观测值中的
Figure 485301DEST_PATH_IMAGE035
与
Figure 495982DEST_PATH_IMAGE036
作为初始观测值，根据公式(1)可以计算得到对应空间位置初值
Figure 24790DEST_PATH_IMAGE037
的初始值
Figure 120922DEST_PATH_IMAGE038
。
S302、根据空间位置初值计算对应观测残差。
具体而言，本发明实施例提出了基于空间位置初值计算对应观测残差的思路，并构建了再入目标的每对观测值对应观测残差的计算公式，构建的公式表示为：
Figure 894843DEST_PATH_IMAGE039
(2)
其中，
Figure 760031DEST_PATH_IMAGE040
表示观测残差，
Figure 961205DEST_PATH_IMAGE041
表示双星中第i个卫星对应的再入目标的观测值，
Figure 544633DEST_PATH_IMAGE004
表示基于第i个卫星的再入目标对应的赤经，
Figure 856666DEST_PATH_IMAGE042
表示基于第i个卫星的再入目标对应的赤纬，
Figure 841940DEST_PATH_IMAGE006
表示再入目标的空间位置初值，
Figure 151698DEST_PATH_IMAGE043
表示双星中第i个卫星的空间位置值。
S303、根据空间位置初值计算对应过程矩阵。
具体而言，本发明实施例提出了基于空间位置初值计算对应过程矩阵的思路，并构建了再入目标的每对观测值对应过程矩阵的计算公式，构建的公式表示为：
Figure 786204DEST_PATH_IMAGE044
(3)
其中，
Figure 839611DEST_PATH_IMAGE010
表示过程矩阵，
Figure 741708DEST_PATH_IMAGE011
表示再入目标的空间位置初值，
Figure 222368DEST_PATH_IMAGE012
表示双星中第i个卫星的空间位置值，
Figure 577126DEST_PATH_IMAGE045
。
S304、根据观测残差和过程矩阵计算对应空间位置的修正值。
具体而言，本发明实施例提出了基于观测残差和过程矩阵计算对应空间位置的修正值的思路，并构建了再入目标的每对观测值对应空间位置的修正值的计算公式，构建的公式表示为：
Figure 434223DEST_PATH_IMAGE046
(4)
其中，
Figure 190827DEST_PATH_IMAGE015
表示空间位置的修正值，
Figure 842388DEST_PATH_IMAGE010
表示过程矩阵，
Figure 887704DEST_PATH_IMAGE047
表示观测残差，
Figure 867203DEST_PATH_IMAGE017
表示求逆操作。
S305、根据空间位置的修正值计算对应空间位置改进量。
具体而言，本发明实施例根据空间位置的修正值计算对应空间位置改进量公式表示为：
Figure 415996DEST_PATH_IMAGE048
(5)
接着，判断空间位置改进量是否满足预设的位置修正停止条件，预设的位置修正停止条件可以为要求空间位置改进量小于设定的阈值，比如设定该阈值为0.001，若满足位置修正停止条件，说明收敛，将当前的空间位置初值确定为该对观测值对应的最终空间位置，若不满足位置修正停止条件则执行：
S306、根据空间位置初值和空间位置改进量更新空间位置初值。
具体而言，本发明实施例根据空间位置初值和空间位置改进量更新空间位置初值公式表示为：
Figure 566355DEST_PATH_IMAGE049
(6)
根据公式(6)更新后的空间位置初值
Figure 895705DEST_PATH_IMAGE050
，重复上述S302~S306位置修正过程直至满足预设的位置修正停止条件，输出该对观测值对应的最终空间位置初值。
S307、根据再入目标的每对观测值对应的空间位置初值得到再入目标的位置点迹序列。
具体而言，对S20得到的N对观测值分别进行上述S301~S306过程，得到N个空间位置初值，由这N个空间位置初值组成再入目标的位置点迹序列
Figure 156922DEST_PATH_IMAGE051
。
S40、根据再入目标的位置点迹序列进行轨道积分计算修正后的弹道系数。
具体而言，本发明实施例提出利用上述再入目标的位置点迹序列来计算修正后的弹道系数，具体对再入目标的位置点迹序列进行轨道积分计算修正后的弹道系数，请参见图4，包括以下步骤：
S401、将再入目标的位置点迹序列转换为再入目标的高度观测值序列。
具体而言，本发明实施例采用现有空间位置值转换高度值的方式，将再入目标的位置点迹序列
Figure 124003DEST_PATH_IMAGE052
转换为再入目标的高度观测值序列
Figure 445263DEST_PATH_IMAGE053
。
S402、根据再入目标的初始弹道系数对再入目标的高度观测值序列进行轨道积分。
具体而言，本发明采用现有数值法进行轨道积分的方法，给定一初始轨道积分步长，比如10s，根据再入目标的初始弹道系数以初始轨道步长对再入目标的高度观测值序列进行轨道积分。
接着，判断轨道积分是否满足预设的轨道积分停止条件，预设的轨道积分停止条件可以为设定了轨道积分停止时刻，比如设置该轨道积分停止时刻为
Figure 261909DEST_PATH_IMAGE054
，若满足轨道积分停止条件，即当前轨道积分时刻达到了
Figure 61238DEST_PATH_IMAGE054
，说明收敛，则执行：
S403、计算弹道系数的修正值。
具体而言，本发明实施例计算弹道系数的修正值公式表示为：
Figure 145475DEST_PATH_IMAGE055
(7)
其中，
Figure 637637DEST_PATH_IMAGE056
表示轨道积分停止时刻再入目标高度计算值与S401对应的高度观测值之间的差值；轨道积分停止时刻的
Figure 738317DEST_PATH_IMAGE057
公式表示为：
Figure 842801DEST_PATH_IMAGE058
(8)
其中，
Figure 548589DEST_PATH_IMAGE057
表示高度观测值对弹道系数的偏导数，
Figure 946072DEST_PATH_IMAGE059
表示大气密度值，
Figure 2890DEST_PATH_IMAGE060
表示再入目标相对大气的运动速度，
Figure 439294DEST_PATH_IMAGE061
表示真近点角，
Figure 265168DEST_PATH_IMAGE062
表示地球运动速率，
Figure 567973DEST_PATH_IMAGE063
表示地球引力常数，
Figure 613552DEST_PATH_IMAGE064
表示再入目标的半长轴，
Figure 292795DEST_PATH_IMAGE065
表示再入目标的偏心率，
Figure 707596DEST_PATH_IMAGE066
表示再入目标的平近点角，
Figure 978040DEST_PATH_IMAGE067
表示再入目标的初始观测时刻，
Figure 711247DEST_PATH_IMAGE068
表示再入目标的第
Figure 459760DEST_PATH_IMAGE069
对观测值对应的观测时刻。
若不满足轨道积分停止条件则执行S402，对再入目标的高度观测值序列继续进行轨道积分。此时在轨道积分过程中，需要判断上一次轨道积分结束的时刻与高度观测值首点时刻之间的时间差，若该时间差小于S402给定的初始轨道积分步长，则调整初始轨道积分步长为该时间差，对再入目标的高度观测值序列以该时间差为初始轨道积分步长继续进行轨道积分，否则以S402对应给定的初始轨道积分步长对再入目标的高度观测值序列继续进行轨道积分。重复这样的轨道积分过程直至满足预设的轨道积分停止条件，利用公式(7)计算弹道系数的修正值
Figure 994647DEST_PATH_IMAGE070
。
接着，判断弹道系数的修正值与初始弹道系数的比值的绝对值，即
Figure 468616DEST_PATH_IMAGE071
是否满足预设的弹道系数修正停止条件，预设的弹道系数修正停止条件可以为要求
Figure 190584DEST_PATH_IMAGE072
小于设定的阈值，比如设定该阈值为0.00001，若满足弹道系数修正停止条件则输出初始弹道系数，说明收敛，则执行：
S404、输出此时的初始弹道系数，将该初始弹道系数作为修正后的弹道系数
Figure 742788DEST_PATH_IMAGE073
。
若不满足弹道系数修正停止条件则执行：
S405、根据初始弹道系数和弹道系数的修正值更新再入目标的初始弹道系数。
具体而言，本发明实施例根据初始弹道系数和弹道系数的修正值更新再入目标的初始弹道系数公式表示为：
Figure 132181DEST_PATH_IMAGE074
(9)
根据公式(9)更新后的再入目标的初始弹道系数
Figure 711805DEST_PATH_IMAGE021
，重复上述S402~S404过程直至满足预设的弹道系数修正停止条件，执行S405。
S50、根据初始轨道信息和修正后的弹道系数进行轨道外推直至预设的轨道高度以确定再入目标的再入时刻和落点位置。
具体而言，基于初始轨道信息
Figure 452228DEST_PATH_IMAGE075
和修正后的弹道系数
Figure 276964DEST_PATH_IMAGE073
使用数值法进行轨道外推，考虑的摄动力包括地球非球形引力、大气阻力，直到轨道高度低于预设的轨道高度，该预设的轨道高度可以基于地基对再入目标进行再入轨道预报来确定。轨道外推结束时刻即为目标再入时刻，对应的大地经度、纬度即为空间目标的落点位置。
需要说明的是，上述步骤S10~S50可以在地基上执行，地基从再入目标和双星上获取对应数据，在地基上进行一系列的计算，地基根据计算结果确定再入目标最后的再入时刻和落点位置。
为了验证本发明实施例提出的双星与地基联合的再入目标预报方法的有效性，通过以下实验进行验证。
本发明以NORAD编号为42821的空间目标作为再入目标为例，该再入目标为一个1U立方体卫星，根据Space-track网站的发布结果，预先知晓该再入目标的再入时间为2019年5月21日。
实验过程中，首先地基设备跟踪再入目标结束后，基于该再入目标的最后一组TLE仿真生成地面跟踪的观测数据，确定再入目标的初始轨道信息
Figure 520864DEST_PATH_IMAGE076
和初始弹道系数
Figure 539898DEST_PATH_IMAGE021
如表1所示。
Figure 236458DEST_PATH_IMAGE077
接着，实验过程中，利用IRIDIUM 16与IRIDIUM 921两个卫星来计算再入目标的多对观测值。在双星进行跟踪观测之前，基于初始轨道信息
Figure 192782DEST_PATH_IMAGE075
和初始弹道系数
Figure 789723DEST_PATH_IMAGE021
，预报了再入目标的再入轨迹
Figure 478193DEST_PATH_IMAGE023
，以及预报的截止轨道高度为10km。对于42821再入目标，预报再入目标至轨道高度为10km的时刻为2019年05月21日18时41分，再入窗口约为4小时。基于预报再入轨迹
Figure 927629DEST_PATH_IMAGE023
预报卫星的可见性，调整IRIDIUM 16与IRIDIUM 921两个卫星，使其可以跟踪观测经过再入轨迹空域时的再入目标，具体调整策略为：仿真铱星系列卫星对42821目标再入轨迹的可见情况，结果如表2所示。根据铱星对再入轨迹的可见时段及相对位置关系，调整铱星光学载荷的侦照角度，使其可监视42821再入目标的再入轨迹。
Figure 94168DEST_PATH_IMAGE078
仿真发现IRIDIUM 16卫星与IRIDIUM 921卫星于18时22分发现再入目标，双星共视弧段共5分钟，双星共视弧段内再入目标的位置点迹序列及对应的高度观测值序列如表3所示，利用观测到的高度观测值序列计算修正后的弹道系数
Figure 814125DEST_PATH_IMAGE073
为0.02011m2/kg。
Figure 673497DEST_PATH_IMAGE079
最后，基于初始轨道信息
Figure 406966DEST_PATH_IMAGE075
和修正后的弹道系数
Figure 141311DEST_PATH_IMAGE073
使用数值法进行轨道外推，考虑的摄动力包括地球非球形引力、大气阻力，直到轨道高度低于10km。轨道外推结束时刻即为再入时刻，对应的大地经度、纬度即为落点位置。对于42821目标，最终再入预报结果如表4所示，实现了最终再入时间和落点位置的确定，且再入窗口大大缩小。
Figure 214309DEST_PATH_IMAGE080
综上所述，本发明实施例提供的双星与地基联合的再入目标预报方法，是一种地基与天基(卫星)联合的新思路，通过地基监测并调整双星对再入目标的再入轨迹进行跟踪观测，再基于双星共视的多对观测值确定再入目标的位置点迹序列，根据该位置点迹序列进行轨道积分计算修正后的弹道系数，最后根据初始轨道信息和修正后的弹道系数进行轨道外推确定再入目标对应的再入时刻和落点位置。本发明实施例提供的方法，通过地基监测数据实时引导双星对再入目标的再入轨迹进行跟踪观测，保证双星可以实时跟踪观测到再入目标，再基于双星共视的观测数据确定再入目标的修正后的弹道系数，利用修正后的弹道系数更新再入目标对应的再入时刻和落点位置，由于利用了双星跟踪观测的更多观测数据，提高了用于再入预报的观测数据的可靠性，进而提高了再入目标的再入时刻和落点位置的预报精度，实现了大型空间再入事件的准确判别，缩小了残骸散布区域范围。
第二方面，请参见图5，本发明实施例提供了一种双星与地基联合的再入目标预报装置，包括：
第一数据计算模501，用于计算基于地基的再入目标的初始轨道信息；其中，双星通过地基进行监测并调整使双星对再入目标的再入轨迹进行跟踪观测；
第二数据计算模块502，用于计算基于双星共视的再入目标的多对观测值；
第三数据计算模块503，用于根据再入目标的多对观测值计算再入目标的位置点迹序列；
第四数据计算模块504，用于根据再入目标的位置点迹序列进行轨道积分计算修正后的弹道系数；
数据确定模块505，用于根据初始轨道信息和修正后的弹道系数进行轨道外推直至预设的轨道高度以确定再入目标的再入时刻和落点位置。
进一步地，本发明实施例第二数据计算模块502中通过地基进行监测并调整双星对再入目标的再入轨迹进行跟踪观测的过程，包括：
计算基于地基的再入目标的初始弹道系数；
根据再入目标的初始轨道信息和初始弹道系数预报再入目标的再入轨迹；
根据再入目标的再入轨迹调整双星对再入目标的再入轨迹进行跟踪观测。
进一步地，本发明实施例第二数据计算模块502中计算基于双星共视的再入目标的多对观测值，包括：
采用插值法计算在双星共视弧段内每个卫星对应所述再入目标的观测值得到再入目标的多对观测值；其中，每对观测值对应的观测时刻是一致的。
进一步地，本发明实施例第三数据计算模块503中根据再入目标的多对观测值计算再入目标的位置点迹序列，包括：
针对再入目标的每对观测值，计算对应空间位置初值；
根据空间位置初值计算对应观测残差；
根据空间位置初值计算对应过程矩阵；
根据观测残差和过程矩阵计算对应空间位置的修正值；
根据空间位置的修正值计算对应空间位置改进量；
判断空间位置改进量是否满足预设的位置修正停止条件，若满足则输出对应空间位置初值，若不满足则根据空间位置初值和空间位置改进量更新空间位置初值，重复上述位置修正过程直至满足预设的位置修正停止条件；
根据再入目标的每对观测值对应的空间位置初值得到再入目标的位置点迹序列。
进一步地，本发明实施例第三数据计算模块503中根据空间位置初值计算对应观测残差公式表示为：
Figure 244582DEST_PATH_IMAGE081
；
其中，
Figure 966812DEST_PATH_IMAGE082
表示观测残差，
Figure 475154DEST_PATH_IMAGE041
表示双星中第i个卫星对应的再入目标的观测值，
Figure 668238DEST_PATH_IMAGE004
表示基于第i个卫星的再入目标对应的赤经，
Figure 869412DEST_PATH_IMAGE042
表示基于第i个卫星的再入目标对应的赤纬，
Figure 13692DEST_PATH_IMAGE006
表示再入目标的空间位置初值，
Figure 325725DEST_PATH_IMAGE043
表示双星中第i个卫星的空间位置值。
进一步地，本发明实施例第三数据计算模块503中根据空间位置初值计算对应过程矩阵公式表示为：
Figure 435632DEST_PATH_IMAGE083
；
其中，
Figure 309173DEST_PATH_IMAGE010
表示过程矩阵，
Figure 442214DEST_PATH_IMAGE084
表示再入目标的空间位置初值，
Figure 620254DEST_PATH_IMAGE012
表示双星中第i个卫星的空间位置值，
Figure 44324DEST_PATH_IMAGE013
。
进一步地，本发明实施例第三数据计算模块503中根据观测残差和过程矩阵计算对应空间位置的修正值公式表示为：
Figure 587301DEST_PATH_IMAGE014
；
其中，
Figure 942059DEST_PATH_IMAGE015
表示空间位置的修正值，
Figure 861473DEST_PATH_IMAGE010
表示过程矩阵，
Figure 181858DEST_PATH_IMAGE085
表示观测残差，
Figure 895736DEST_PATH_IMAGE017
表示求逆操作。
进一步地，本发明实施例第四数据计算模块504中对再入目标的位置点迹序列进行轨道积分计算修正后的弹道系数，包括：
将再入目标的位置点迹序列转换为再入目标的高度观测值序列；
根据再入目标的初始弹道系数对再入目标的高度观测值序列进行轨道积分；
判断轨道积分是否满足预设的轨道积分停止条件，若满足则计算弹道系数的修正值，若不满足则对再入目标的高度观测值序列继续进行轨道积分，重复轨道积分过程直至满足预设的轨道积分停止条件；
判断弹道系数的修正值与初始弹道系数的比值的绝对值是否满足预设的弹道系数修正停止条件，若满足则输出初始弹道系数，将该初始弹道系数作为修正后的弹道系数，若不满足则根据初始弹道系数和弹道系数的修正值更新再入目标的初始弹道系数，根据更新的再入目标的初始弹道系数重复上述过程直至满足预设的弹道系数修正停止条件。
第三方面，请参见图6，本发明实施例提供了一种电子设备，包括处理器601、通信接口602、存储器603和通信总线604，其中，处理器601、通信接口602、存储器603通过通信总线604完成相互通信；
存储器603，用于存放计算机程序；
处理器601，用于执行存储器603上所存放的程序时，实现上述双星与地基联合的再入目标预报方法的步骤。
第四方面，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，所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双星与地基联合的再入目标预报方法的步骤。
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)

1.一种双星与地基联合的再入目标预报方法，其特征在于，包括：
计算基于地基的再入目标的初始轨道信息；
计算基于双星共视的所述再入目标的多对观测值；其中，所述双星通过地基进行监测并调整使所述双星对所述再入目标的再入轨迹进行跟踪观测；
根据所述再入目标的多对观测值计算所述再入目标的位置点迹序列；
根据所述再入目标的位置点迹序列进行轨道积分计算修正后的弹道系数；
根据所述初始轨道信息和所述修正后的弹道系数进行轨道外推直至预设的轨道高度以确定所述再入目标的再入时刻和落点位置；
其中，所述根据所述再入目标的位置点迹序列进行轨道积分计算修正后的弹道系数，包括：
将所述再入目标的位置点迹序列转换为所述再入目标的高度观测值序列；
计算基于地基的所述再入目标的初始弹道系数；
根据所述再入目标的初始弹道系数对所述再入目标的高度观测值序列进行轨道积分；
判断轨道积分是否满足预设的轨道积分停止条件，若满足则计算弹道系数的修正值，若不满足则对所述再入目标的高度观测值序列继续进行轨道积分，重复轨道积分过程直至满足预设的所述轨道积分停止条件；
判断所述弹道系数的修正值与所述初始弹道系数的比值的绝对值是否满足预设的弹道系数修正停止条件，若满足则输出初始弹道系数，将该初始弹道系数作为所述修正后的弹道系数，若不满足则根据所述初始弹道系数和所述弹道系数的修正值更新所述再入目标的初始弹道系数，根据更新的所述再入目标的初始弹道系数重复上述过程直至满足预设的所述弹道系数修正停止条件。
2.根据权利要求1所述的双星与地基联合的再入目标预报方法，其特征在于，通过地基进行监测并调整所述双星对所述再入目标的再入轨迹进行跟踪观测的过程，包括：
根据所述再入目标的初始轨道信息和初始弹道系数预报所述再入目标的再入轨迹；
根据所述再入目标的再入轨迹调整所述双星对所述再入目标的再入轨迹进行跟踪观测。
3.根据权利要求1所述的双星与地基联合的再入目标预报方法，其特征在于，所述计算基于双星共视的再入目标的多对观测值，包括：
采用插值法计算在双星共视弧段内每个卫星对应所述再入目标的观测值得到所述再入目标的多对观测值；其中，每对观测值对应的观测时刻是一致的。
4.根据权利要求1所述的双星与地基联合的再入目标预报方法，其特征在于，所述根据所述再入目标的多对观测值计算所述再入目标的位置点迹序列，包括：
针对所述再入目标的每对观测值，计算对应空间位置初值；
根据所述空间位置初值计算对应观测残差；
根据所述空间位置初值计算对应过程矩阵；
根据所述观测残差和所述过程矩阵计算对应空间位置的修正值；
根据所述空间位置的修正值计算对应空间位置改进量；
判断所述空间位置改进量是否满足预设的位置修正停止条件，若满足则输出对应空间位置初值，若不满足则根据所述空间位置初值和所述空间位置改进量更新空间位置初值，重复上述位置修正过程直至满足预设的所述位置修正停止条件；
根据所述再入目标的每对观测值对应的空间位置初值得到所述再入目标的位置点迹序列。
5.根据权利要求4所述的双星与地基联合的再入目标预报方法，其特征在于，所述根据所述空间位置初值计算对应观测残差公式表示为：
Figure FDA0003585657220000021
其中，ε表示所述观测残差，(αi,δi)表示双星中第i个卫星对应的所述再入目标的观测值，αi表示基于第i个卫星的所述再入目标对应的赤经，δi表示基于第i个卫星的所述再入目标对应的赤纬，(x0,y0,z0)表示所述再入目标的空间位置初值，(xi,yi,zi)表示双星中第i个卫星的空间位置值。
6.根据权利要求5所述的双星与地基联合的再入目标预报方法，其特征在于，所述根据所述空间位置初值计算对应过程矩阵公式表示为：
Figure FDA0003585657220000031
其中，A表示过程矩阵，(x0,y0,z0)表示所述再入目标的空间位置初值，(xi,yi,zi)表示双星中第i个卫星的空间位置值，
Figure FDA0003585657220000032
7.根据权利要求6所述的双星与地基联合的再入目标预报方法，其特征在于，所述根据所述观测残差和所述过程矩阵计算对应空间位置的修正值公式表示为：
ΔP＝A-1ε；
其中，ΔP表示所述空间位置的修正值，A表示所述过程矩阵，ε表示所述观测残差，(·)-1表示求逆操作。
8.一种双星与地基联合的再入目标预报装置，其特征在于，包括：
第一数据计算模块，用于计算基于地基的再入目标的初始轨道信息；
第二数据计算模块，用于计算基于双星共视的所述再入目标的多对观测值；其中，所述双星通过地基进行监测并调整使所述双星对所述再入目标的再入轨迹进行跟踪观测；
第三数据计算模块，用于根据所述再入目标的多对观测值计算所述再入目标的位置点迹序列；
第四数据计算模块，用于根据所述再入目标的位置点迹序列进行轨道积分计算修正后的弹道系数；其中，所述根据所述再入目标的位置点迹序列进行轨道积分计算修正后的弹道系数，包括：
将所述再入目标的位置点迹序列转换为所述再入目标的高度观测值序列；
计算基于地基的所述再入目标的初始弹道系数；
根据所述再入目标的初始弹道系数对所述再入目标的高度观测值序列进行轨道积分；
判断轨道积分是否满足预设的轨道积分停止条件，若满足则计算弹道系数的修正值，若不满足则对所述再入目标的高度观测值序列继续进行轨道积分，重复轨道积分过程直至满足预设的所述轨道积分停止条件；
判断所述弹道系数的修正值与所述初始弹道系数的比值的绝对值是否满足预设的弹道系数修正停止条件，若满足则输出初始弹道系数，将该初始弹道系数作为所述修正后的弹道系数，若不满足则根据所述初始弹道系数和所述弹道系数的修正值更新所述再入目标的初始弹道系数，根据更新的所述再入目标的初始弹道系数重复上述过程直至满足预设的所述弹道系数修正停止条件；
数据确定模块，用于根据所述初始轨道信息和所述修正后的弹道系数进行轨道外推直至预设的轨道高度以确定所述再入目标的再入时刻和落点位置。
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任一所述的双星与地基联合的再入目标预报方法步骤。
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