CN114489099B - 空间动态多目标星上自主跟踪方法和系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种空间动态多目标星上自主跟踪方法和系统，包括：卫星接收到关于动态多目标的初始引导信息包，星上完成数据解调、解扰、解码、解密和解格式操作后，提取时戳和目标位置速度；以初始目标位置速度信息为起点外推各空间目标运动轨迹，并根据卫星与目标可见性约束计算出卫星对多目标的可见弧段；根据多目标跟踪时序分配原则，考虑整星姿态机动能力约束，在确保有效分配的前提下，确定多目标测跟踪次序和跟踪起止时间；根据确定的多目标测跟踪次序与跟踪起始时间，通过卫星姿态控制系统实现整星姿态机动与目标稳定跟踪。本发明可解决对空间广域分布多目标的天基自主跟踪问题，具备响应快、时效性高、目标容量大等优势。
Description
技术领域
本发明涉及天基目标跟踪技术领域，具体地，涉及一种空间动态多目标星上自主跟踪方法和系统。
背景技术
卫星具有“站得高、看得远”的优势，尤其针对境外长距离运动目标跟踪，由于境内地基设备无法探测跟踪到，利用卫星实施跟踪的优势更加凸显。
针对高速运动目标尤其是多目标的跟踪，若通过地面介入引导卫星进行跟踪，时间延迟大，跟踪时目标极易飞出卫星相机视场，导致目标丢失，因此必须采用卫星在轨自主跟踪的方式。
当前比较成熟的是针对静止目标或低速运动的在轨自主跟踪方法，现有一种对地面点凝视成像的卫星姿态控制方法(公布号CN105116910A)，根据目标点空间坐标计算期望凝视欧拉角和角速度，根据实际姿态与目标点方向的偏差量进行姿态控制跟踪。由于静止目标或低速运动目标空间位置相对固定，只要有首次目标导引信息，卫星即可通过相对位置解算实现在轨自主跟踪，不需要实时地更新目标导引信息，技术上较易实现。而针对高速运动目标，则需要实时更新目标导引信息，当前针对静止目标或低速运动的在轨自主跟踪方法不再适用。
针对高速运动目标，现有一类通过天基光学序列图像进行空间目标检测跟踪方法(公布号CNI06296726A)，可实现从星图的恒星背景中识别出空间目标，此类方法重点解决探测图像点目标检测与识别问题，但对检测结果如何与跟踪系统耦合未作研究。还有一类合作目标星上自主跟踪方法(基于闭环模式合作目标跟踪的卫星姿态机动跟踪方法，公布号CNI03472849A；一种星上目标轨迹跟踪系统，公布号CN104820440A)，此类方法通过地面上注包含合作目标运动曲线方程多项式系数、跟踪起始和结束时间的数据包，生成跟踪指向俯仰方位角序列，控制相机指向实现跟踪。该方法只适用于对已知弹道的合作目标进行跟踪，不具备在轨自主能力。
专利文献CN106651904B(申请号：CN201611097129.4)公开了一种宽尺寸范围多空间目标捕获跟踪方法，步骤一，从输入视频图像中同步提取点目标和面目标；并通过点目标剔除处理剔除掉对于面目标提取得到的点目标。步骤二，选择利用星图匹配或帧间匹配方法辨识未知星体在图像中所成的像的质心位置，其中星图匹配方法利用恒星表信息剔除恒星进行目标辨识；帧间匹配方法利用运动向量的差异进行目标辨识；步骤三，对辨识出的多个未知星体的像的质心位置同步进行目标跟踪处理。然而该专利不具备在轨自主跟踪能力。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种空间动态多目标星上自主跟踪方法和系统。
根据本发明提供的空间动态多目标星上自主跟踪方法，包括：
步骤1：卫星接收到关于动态多目标的初始引导信息包，星上完成数据解调、解扰、解码、解密和解格式操作后，提取时戳和目标位置速度；
步骤2：以初始目标位置速度信息为起点外推各空间目标运动轨迹，并根据卫星与目标可见性约束计算出卫星对多目标的可见弧段；
步骤3：根据多目标跟踪时序分配原则，考虑整星姿态机动能力约束，在确保有效分配的前提下，确定多目标测跟踪次序和跟踪起止时间；
步骤4：根据确定的多目标测跟踪次序与跟踪起始时间，通过卫星姿态控制系统实现整星姿态机动与目标稳定跟踪，按照次序实现对多目标的轮流跟踪。
优选的，所述步骤1包括：卫星收到关于动态多目标的初始引导信息包后，先由星间通信机进行解调、解扰和解码，然后送至星间路由器进行链路层解密和解AOS帧操作，最后送往任务管理器进行格式转换，从而提取出时戳和目标位置速度信息。
优选的，所述步骤2包括：
空间目标运动轨迹外推以初始引导给出的目标位置速度为初始值，运动模型采用二体动力学模型和地球重力场J2项摄动，利用数值积分法递推后续各时刻的目标位置速度；
所述卫星与目标的可见性约束包括：卫星与空间目标之间视线无遮挡且探测背景为深空；卫星与空间目标距离不超过卫星最大探测距离。
优选的，所述步骤3包括：
所述多目标跟踪时序分配原则包括：跟踪目标的数量符合预设要求；每个目标跟踪时间符合预设要求；卫星姿态机动次数、姿态机动范围符合预设要求；
所述有效分配的前提为：目标跟踪次序在时间上不冲突；每个目标的跟踪持续时间大于设定的跟踪收敛时间阈值；不同目标之间的跟踪切换需满足整星姿态机动能力约束；
所述整星姿态机动能力约束考虑整星姿态机动范围、姿态机动耗时和姿态机动稳定耗时因素；
所述多目标测跟踪次序与跟踪起止时间确定流程包括无效目标剔除、生成初始排序、跟踪起止时间初步分配、有效分配条件判定和跟踪位次迭代调整。
优选的，所述步骤4包括：
所述卫星姿态控制系统包括姿态敏感器、姿态控制器和姿态执行机构；
所述姿态敏感器测量确定当前相对J2000地心惯性坐标系的卫星姿态信息，并发送至姿态控制器；
所述姿态控制器根据导引姿态角和姿态敏感器发送的卫星当前姿态信息，经过计算产生控制指令，发送至姿态执行机构；
所述姿态执行机构根据控制指令，产生对应的力矩作用于卫星，实现卫星姿态调整；
通过姿态控制方案设计、姿态敏感器和姿态执行机构选型，实现预设要求的姿态稳定度，从而确保机动到位后跟踪过程中相机视场中心与目标偏离程度不超过预设阈值，确保目标稳定跟踪。
根据本发明提供的空间动态多目标星上自主跟踪系统，包括：
模块M1：卫星接收到关于动态多目标的初始引导信息包，星上完成数据解调、解扰、解码、解密和解格式操作后，提取时戳和目标位置速度；
模块M2：以初始目标位置速度信息为起点外推各空间目标运动轨迹，并根据卫星与目标可见性约束计算出卫星对多目标的可见弧段；
模块M3：根据多目标跟踪时序分配原则，考虑整星姿态机动能力约束，在确保有效分配的前提下，确定多目标测跟踪次序和跟踪起止时间；
模块M4：根据确定的多目标测跟踪次序与跟踪起始时间，通过卫星姿态控制系统实现整星姿态机动与目标稳定跟踪，按照次序实现对多目标的轮流跟踪。
优选的，所述模块M1包括：卫星收到关于动态多目标的初始引导信息包后，先由星间通信机进行解调、解扰和解码，然后送至星间路由器进行链路层解密和解AOS帧操作，最后送往任务管理器进行格式转换，从而提取出时戳和目标位置速度信息。
优选的，所述模块M2包括：
空间目标运动轨迹外推以初始引导给出的目标位置速度为初始值，运动模型采用二体动力学模型和地球重力场J2项摄动，利用数值积分法递推后续各时刻的目标位置速度；
所述卫星与目标的可见性约束包括：卫星与空间目标之间视线无遮挡且探测背景为深空；卫星与空间目标距离不超过卫星最大探测距离。
优选的，所述模块M3包括：
所述多目标跟踪时序分配原则包括：跟踪目标的数量符合预设要求；每个目标跟踪时间符合预设要求；卫星姿态机动次数、姿态机动范围符合预设要求；
所述有效分配的前提为：目标跟踪次序在时间上不冲突；每个目标的跟踪持续时间大于设定的跟踪收敛时间阈值；不同目标之间的跟踪切换需满足整星姿态机动能力约束；
所述整星姿态机动能力约束考虑整星姿态机动范围、姿态机动耗时和姿态机动稳定耗时因素；
所述多目标测跟踪次序与跟踪起止时间确定流程包括无效目标剔除、生成初始排序、跟踪起止时间初步分配、有效分配条件判定和跟踪位次迭代调整。
优选的，所述模块M4包括：
所述卫星姿态控制系统包括姿态敏感器、姿态控制器和姿态执行机构；
所述姿态敏感器测量确定当前相对J2000地心惯性坐标系的卫星姿态信息，并发送至姿态控制器；
所述姿态控制器根据导引姿态角和姿态敏感器发送的卫星当前姿态信息，经过计算产生控制指令，发送至姿态执行机构；
所述姿态执行机构根据控制指令，产生对应的力矩作用于卫星，实现卫星姿态调整；
通过姿态控制方案设计、姿态敏感器和姿态执行机构选型，实现预设要求的姿态稳定度，从而确保机动到位后跟踪过程中相机视场中心与目标偏离程度不超过预设阈值，确保目标稳定跟踪。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明提出的空间动态多目标星上自主跟踪方法，打通从引导信息接收处理、多目标跟踪策略规划再到姿态机动跟踪等链路环节，卫星能够自主完成空间动态多目标的长时间轮流跟踪，巧妙解决对空间广域分布多目标的天基自主跟踪问题，具备响应快、时效性高、目标容量大等优势。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是本发明实施例提供的空间动态多目标星上自主跟踪方法所对应的示意图；
图2是本发明实施例提供的初始引导数据包星上预处理过程示意图；
图3是本发明实施例提供的卫星系统与空间目标的几何关系示意图；
图4是本发明实施例提供的多目标测跟踪次序与跟踪起始时间确定流程示意图；
图5是本发明实施例提供的多目标轮流跟踪过程示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例：
结合图1所示，根据本发明提供的一种空间动态多目标星上自主跟踪方法，该方法包括以下步骤：
步骤1，卫星接收到关于动态多目标的初始引导信息包，星上完成数据解调、解扰、解码、解密和解格式等操作后，提取时戳、目标位置速度；
地面站、地基雷达或其他卫星向卫星发送初始引导信息包数据包。卫星收到关于动态多目标的初始引导数据包后，先由星间通信机进行解调、解扰和解码后，然后送至星间路由器进行链路层解密和解AOS帧等操作，最后送往任务管理器进行格式转换，提取出时戳、目标位置速度等信息；初始引导数据包星上预处理过程示意图如图2所示。提取的时戳为引导信息生成时刻，用北京时或世界时表述，提取的目标位置速度在J2000地心惯性坐标系或WGS84地心固联坐标系下表述；
步骤2，以初始目标位置速度信息为起点外推各空间目标运动轨迹，并根据卫星与目标可见性约束计算出卫星对多目标的可见弧段；
首先，根据引导信息外推空间目标运动轨迹：以引导信息给出的目标位置与速度为初始值X0＝(r0；v0)，目标运动模型考虑二体动力学模型和地球重力场J2项摄动，利用RK8(7)-13M数值积分递推出后续任意时刻t对应的J2000坐标系下三维位置信息rt，根据各时刻所对应目标位置，绘制出空间目标飞行轨迹。
在J2000坐标系下，假设空间目标运动微分方程为：
用状态方程表示为：
式中，r为J2000坐标系下空间目标相对地球质心的位置矢量；v为J2000坐标系下空间目标相对地球质心的运动速度矢量；w(t)为状态模型误差，设为独立零均值的Gauss白噪声。
以关机点时刻的运动状态X0＝(r0；v0)为初始值，利用RK8(7)-13M数值积分法，基于状态方程递推计算得到引导时刻之后的空间目标飞行轨迹。
其次，建立卫星与空间目标的几何关系模型，依据卫卫星与目标的可见性约束，确定可见弧段。
卫星采用临边探测模式，在地心固联坐标系下，依据空间目标的预报轨迹和卫星运动轨迹，建立卫星系统与空间目标的几何关系，如图3。
卫星与目标的可见性约束包括2个：一是，卫星与空间目标之间视线无遮挡且探测背景为深空；二是，卫星与空间目标距离不超过卫星最大探测距离；
约束条件1，卫星与空间目标之间视线无遮挡且探测背景为深空。
如图3所示，rM为地心指向空间目标的矢量，rS为地心指向卫星的矢量，令ra＝-rS，rb＝rM-rS。相机切地球边缘实施观测时，视线方向与卫星—地球连线方向夹角为α，约束条件1表述为：
约束条件2，卫星与空间目标距离不超过卫星最大探测距离Dmax。约束条件2可表述为：
|rb|≤Dmax
根据以上2个约束条件，确定卫星对各个空间目标的可见弧段。
步骤C，根据多目标跟踪时序分配原则，考虑整星姿态机动能力约束，在确保有效分配的前提下，确定多目标测跟踪次序和跟踪起止时间；
多目标跟踪时序分配原则按照重要程度，排列如下：
(1)保证跟踪目标的数量尽量多；
(2)保证每个目标跟踪时间尽量长；
(3)保证卫星姿态机动次数尽量少、姿态机动范围尽量小。
目标分配是否有效的判断准则为：一是，目标跟踪次序在时间上不冲突；二是，每个目标的跟踪持续时间大于设定的跟踪收敛时间阈值Te；三是，不同目标之间的跟踪切换需满足整星姿态机动能力约束。其中，整星姿态机动能力约束考虑整星姿态机动范围、姿态机动耗时、姿态机动稳定耗时等因素。
多目标测跟踪次序与跟踪起止时间确定流程包括无效目标剔除、生成初始排序、跟踪起止时间初步分配、有效分配条件判定、跟踪位次迭代调整等步骤，如图4所示。
(1)无效目标剔除。
设定跟踪持续时间阈值Te，若卫星对某目标的可见持续时间小于该时间阈值，则将该目标剔除跟踪序列；
(2)生成初始排序。
根据卫星对各个空间目标的可见弧段，在确保各卫星的跟踪目标时间上不冲突的前提下，按照各目标的跟踪起始时间对跟踪顺序进行初始排序；
(3)跟踪起止时间初步分配。
按照每个目标跟踪持续时间满足时间阈值Te即切换下一目标的原则，对各目标跟踪起止时间进行分配，时间分配需考虑不同目标之间的跟踪切换时间(受整星姿态机动能力约束)；
(4)有效分配条件判定于跟踪位次迭代调整。
若根据初始排序进行起始时间分配时，存在某个目标跟踪持续时间不足Te的清形，则将该目标的跟踪顺序提前一个位次，更新多目标跟踪排序；根据新的排序，重复步骤(3)操作，直至所有目标都完成跟踪起始时间分配；
若某个目标提前至第一位次后仍无法满足所有目标有效分配(有效分配指各个目标的跟踪持续时间大于)，则将该目标提出跟踪序列。
步骤D，根据确定的多目标测跟踪次序与跟踪起始时间，卫星通过卫星姿态控制系统实现整星姿态机动与目标稳定跟踪，按照次序实现对多目标的轮流跟踪。
卫星姿态控制系统包括姿态敏感器、姿态控制器和姿态执行机构三部分，姿态敏感器测量确定当前相对J2000地心惯性坐标系的卫星姿态信息，并发送至姿态控制器；姿态控制器根据导引姿态角和姿态敏感器发送的卫星当前姿态信息，经过计算产生控制指令，发送至姿态执行机构；姿态执行机构根据控制指令，产生对应的力矩作用于卫星，实现卫星姿态调整。通过姿态控制方案设计、姿态敏感器和姿态执行机构选型，可实现较高姿态稳定度，从而确保机动到位后跟踪过程中相机视场中心与目标偏离程度不超过阈值，确保目标稳定跟踪。多目标的轮流跟踪如图5所示。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (10)
1.一种空间动态多目标星上自主跟踪方法，其特征在于，包括：
步骤1：卫星接收到关于动态多目标的初始引导信息包，星上完成数据解调、解扰、解码、解密和解格式操作后，提取时戳和目标位置速度；
步骤2：以初始目标位置速度信息为起点外推各空间目标运动轨迹，并根据卫星与目标可见性约束计算出卫星对多目标的可见弧段；
步骤3：根据多目标跟踪时序分配原则，考虑整星姿态机动能力约束，在确保有效分配的前提下，确定多目标测跟踪次序和跟踪起止时间；所述多目标跟踪时序分配原则包括：跟踪目标的数量符合预设要求；每个目标跟踪时间符合预设要求；卫星姿态机动次数、姿态机动范围符合预设要求；
所述整星姿态机动能力约束考虑整星姿态机动范围、姿态机动耗时和姿态机动稳定耗时因素；
步骤4：根据确定的多目标测跟踪次序与跟踪起始时间，通过卫星姿态控制系统实现整星姿态机动与目标稳定跟踪，按照次序实现对多目标的轮流跟踪。
2.根据权利要求1所述的空间动态多目标星上自主跟踪方法，其特征在于，所述步骤1包括：卫星收到关于动态多目标的初始引导信息包后，先由星间通信机进行解调、解扰和解码，然后送至星间路由器进行链路层解密和解AOS帧操作，最后送往任务管理器进行格式转换，从而提取出时戳和目标位置速度信息。
3.根据权利要求1所述的空间动态多目标星上自主跟踪方法，其特征在于，所述步骤2包括：
空间目标运动轨迹外推以初始引导给出的目标位置速度为初始值，运动模型采用二体动力学模型和地球重力场J2项摄动，利用数值积分法递推后续各时刻的目标位置速度；
所述卫星与目标的可见性约束包括：卫星与空间目标之间视线无遮挡且探测背景为深空；卫星与空间目标距离不超过卫星最大探测距离。
4.根据权利要求1所述的空间动态多目标星上自主跟踪方法，其特征在于，所述步骤3包括：
所述有效分配的前提为：目标跟踪次序在时间上不冲突；每个目标的跟踪持续时间大于设定的跟踪收敛时间阈值；不同目标之间的跟踪切换需满足整星姿态机动能力约束；
所述多目标测跟踪次序与跟踪起止时间确定流程包括无效目标剔除、生成初始排序、跟踪起止时间初步分配、有效分配条件判定和跟踪位次迭代调整。
5.根据权利要求1所述的空间动态多目标星上自主跟踪方法，其特征在于，所述步骤4包括：
所述卫星姿态控制系统包括姿态敏感器、姿态控制器和姿态执行机构；
所述姿态敏感器测量确定当前相对J2000地心惯性坐标系的卫星姿态信息，并发送至姿态控制器；
所述姿态控制器根据导引姿态角和姿态敏感器发送的卫星当前姿态信息，经过计算产生控制指令，发送至姿态执行机构；
所述姿态执行机构根据控制指令，产生对应的力矩作用于卫星，实现卫星姿态调整；
通过姿态控制方案设计、姿态敏感器和姿态执行机构选型，实现预设要求的姿态稳定度，从而确保机动到位后跟踪过程中相机视场中心与目标偏离程度不超过预设阈值，确保目标稳定跟踪。
6.一种空间动态多目标星上自主跟踪系统，其特征在于，包括：
模块M1：卫星接收到关于动态多目标的初始引导信息包，星上完成数据解调、解扰、解码、解密和解格式操作后，提取时戳和目标位置速度；
模块M2：以初始目标位置速度信息为起点外推各空间目标运动轨迹，并根据卫星与目标可见性约束计算出卫星对多目标的可见弧段；
模块M3：根据多目标跟踪时序分配原则，考虑整星姿态机动能力约束，在确保有效分配的前提下，确定多目标测跟踪次序和跟踪起止时间；
所述多目标跟踪时序分配原则包括：跟踪目标的数量符合预设要求；每个目标跟踪时间符合预设要求；卫星姿态机动次数、姿态机动范围符合预设要求；
所述整星姿态机动能力约束考虑整星姿态机动范围、姿态机动耗时和姿态机动稳定耗时因素；
模块M4：根据确定的多目标测跟踪次序与跟踪起始时间，通过卫星姿态控制系统实现整星姿态机动与目标稳定跟踪，按照次序实现对多目标的轮流跟踪。
7.根据权利要求6所述的空间动态多目标星上自主跟踪系统，其特征在于，所述模块M1包括：卫星收到关于动态多目标的初始引导信息包后，先由星间通信机进行解调、解扰和解码，然后送至星间路由器进行链路层解密和解AOS帧操作，最后送往任务管理器进行格式转换，从而提取出时戳和目标位置速度信息。
8.根据权利要求6所述的空间动态多目标星上自主跟踪系统，其特征在于，所述模块M2包括：
空间目标运动轨迹外推以初始引导给出的目标位置速度为初始值，运动模型采用二体动力学模型和地球重力场J2项摄动，利用数值积分法递推后续各时刻的目标位置速度；
所述卫星与目标的可见性约束包括：卫星与空间目标之间视线无遮挡且探测背景为深空；卫星与空间目标距离不超过卫星最大探测距离。
9.根据权利要求6所述的空间动态多目标星上自主跟踪系统，其特征在于，所述模块M3包括：
所述有效分配的前提为：目标跟踪次序在时间上不冲突；每个目标的跟踪持续时间大于设定的跟踪收敛时间阈值；不同目标之间的跟踪切换需满足整星姿态机动能力约束；
所述多目标测跟踪次序与跟踪起止时间确定流程包括无效目标剔除、生成初始排序、跟踪起止时间初步分配、有效分配条件判定和跟踪位次迭代调整。
10.根据权利要求6所述的空间动态多目标星上自主跟踪系统，其特征在于，所述模块M4包括：
所述卫星姿态控制系统包括姿态敏感器、姿态控制器和姿态执行机构；
所述姿态敏感器测量确定当前相对J2000地心惯性坐标系的卫星姿态信息，并发送至姿态控制器；
所述姿态控制器根据导引姿态角和姿态敏感器发送的卫星当前姿态信息，经过计算产生控制指令，发送至姿态执行机构；
所述姿态执行机构根据控制指令，产生对应的力矩作用于卫星，实现卫星姿态调整；
通过姿态控制方案设计、姿态敏感器和姿态执行机构选型，实现预设要求的姿态稳定度，从而确保机动到位后跟踪过程中相机视场中心与目标偏离程度不超过预设阈值，确保目标稳定跟踪。
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| 基于博弈论组网多机动目标协同跟踪技术研究;刘志忠等;《系统仿真学报》;第22卷(第12期);第2938-2942页 * |
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