CN114715436A - 一种航天器碰撞预警方法、装置、控制设备及存储介质 - Google Patents

一种航天器碰撞预警方法、装置、控制设备及存储介质 Download PDF

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CN114715436A CN202210321134.8A CN202210321134A CN114715436A CN 114715436 A CN114715436 A CN 114715436A CN 202210321134 A CN202210321134 A CN 202210321134A CN 114715436 A CN114715436 A CN 114715436A
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Abstract

本发明提供了一种航天器碰撞预警方法、装置、控制设备及存储介质，涉及航天器碰撞防护领域，该方法包括：根据空间目标在当前时刻的空间轨道数据和目标卫星在当前时刻的卫星轨道数据，确定空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否存在碰撞风险；若存在，则根据预设的控制时间间隔、所述当前时刻以及所述碰撞风险所对应的碰撞预警时刻，计算所述当前时刻之后的多个规避时刻；通过目标卫星预设的半长轴控制参数分别生成多个规避时刻的规避策略，以在每个规避时刻，采用每个规避时刻的规避策略控制所述目标卫星的运行轨道。采用本发明，能够加强航天器碰撞预警的准确度及便捷度。

Description

一种航天器碰撞预警方法、装置、控制设备及存储介质
技术领域
本发明涉及航天器碰撞防护领域，具体而言，涉及一种航天器碰撞预警方法、装置、控制设备及存储介质。
背景技术
随着人类在太空上的活动日趋频繁，航天器的报废、有意或无意的碰撞导致的碎片散落在轨道各处，形成了太空垃圾。为了防止这些高速运行的太空垃圾与正常运行的航天器发生碰撞从而对航天器和宇航员都造成巨大损害，空间碰撞预警及规避已成为人类航天活动过程中不可避免的问题。
目前，现有的空间碰撞预警方案因人工参与而存在效率低下的问题。
发明内容
本发明提供了一种航天器碰撞预警方法、装置、控制设备及存储介质，其能够提高航天器碰撞预警的效率。
第一方面，本发明提供一种航天器碰撞预警方法，包括以下步骤：
步骤1、判断碰撞风险
根据空间目标在当前时刻的空间轨道数据和目标卫星在当前时刻的卫星轨道数据，确定空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否存在碰撞风险；
步骤2、计算多个规避时刻
若空间目标和目标卫星在至少一个未来时刻存在碰撞风险，则根据预设的控制时 间间隔、当前时刻以及碰撞风险所对应的碰撞预警时刻，按公式（1）计算当前时刻之后的多 个规避时刻
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE001
：
Figure 843701DEST_PATH_IMAGE002
（1）
其中：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE003
为正整数且代入公式（1）中满足
Figure 229683DEST_PATH_IMAGE004
；
Figure 868474DEST_PATH_IMAGE005
为当前时刻；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
为预设的控制时间间隔；
Figure 998104DEST_PATH_IMAGE007
为碰撞预警时刻；
步骤3、生成规避策略
根据目标卫星的预设半长轴控制参数，分别生成多个规避时刻的规避策略，以在每个规避时刻，采用所述每个规避时刻的规避策略控制目标卫星的运行轨道。
进一步地，步骤1）具体为：
1.1）根据空间目标在当前时刻的空间轨道数据和目标卫星在当前时刻的卫星轨道数据，从空间目标中剔除不会发生碰撞的空间目标，得到危险空间目标；
1.2）根据空间轨道数据对危险空间目标进行星历外推，以及根据目标卫星轨道数据和第一预设工程控制参数对目标卫星进行星历外推，得到危险空间目标和目标卫星在多个维度的碰撞评估参数；
1.3）将多个维度的碰撞评估参数分别与多个维度所对应的碰撞预警参数进行比对，确定在多个维度下危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否存在碰撞风险；
若多个维度均存在碰撞风险，则危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻存在碰撞风险；确定该存在碰撞风险的多个未来时刻为空间目标和目标卫星的碰撞预警时刻；
若至少一个维度不存在碰撞风险，则确定危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻不存在碰撞风险。
进一步地，步骤3）具体为：
3.1）根据多个规避时刻和预设半长轴控制参数，生成每个规避时刻的多个规避策略；
3.2）根据目标卫星在每个规避时刻的规避策略，计算控制后目标卫星的理论卫星轨道数据；
3.3）根据理论卫星轨道数据和危险空间目标的空间轨道数据，按照步骤1.2）和步骤1.3）重新确定空间目标和目标卫星是否还存在碰撞风险；
3.4）根据目标卫星的理论卫星轨道数据和危险空间目标的空间轨道数据再次进行碰撞风险评估；
若不存在碰撞风险，则确定每个规避时刻中相应的规避策略复核通过，以在每个规避时刻，采用每个规避时刻的规避策略控制目标卫星的运行轨道；
若存在碰撞风险，则确定多个规避策略复核不通过。
进一步地，还包括：
步骤4、选择目标规避策略
从每个规避时刻中复核通过的多个规避策略，选择满足预设的策略筛选条件的规避策略为每个规避时刻的目标规避策略；其中，预设的策略筛选条件包括速度增量最小的规避策略或最大碰撞概率最小的规避策略。
进一步地，步骤1.2）中，所述多个维度的碰撞评估参数包括：
最近距离、N方向距离、危险空间目标与目标卫星之间的最大碰撞概率；其中，所述最近距离为危险空间目标与目标卫星在第一坐标系下的最近距离，所述N方向距离为危险空间目标与目标卫星在第二坐标系下的N方向距离；
步骤1.3）中，所述将多个维度的碰撞评估参数分别与多个维度所对应的碰撞预警参数进行比对，确定在多个维度下危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否为存在碰撞风险具体为：
比较所述最近距离和预设的最近距离阈值，若最近距离小于预设的最近距离阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第一维度会发生碰撞；若最近距离大于或等于预设的最近距离阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第一维度不会发生碰撞；
比较所述N方向距离和预设的N方向距离阈值，若N方向距离小于预设的N方向距离阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第二维度会发生碰撞；若N方向距离大于或等于预设的N方向距离阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第二维度不会发生碰撞；
比较所述最大碰撞概率和预设的最大碰撞概率阈值，若最大碰撞概率大于预设的最大碰撞概率阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第三维度会发生碰撞；若最大碰撞概率小于或等于预设的最大碰撞概率阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第三维度不会发生碰撞。
进一步地，步骤3.4）中，所述确定每个规避时刻中相应的规避策略复核通过之后还包括：
根据目标卫星的第二预设工程控制参数，计算目标卫星的运行控制参数；
根据所述运行控制参数，控制目标卫星的运行轨道。
进一步地，步骤3）中，所述预设半长轴控制参数包括半长轴的最大控制量、半长轴的最小控制量、半长轴的控制量间隔；所述规避策略包括目标卫星的控制时刻、半长轴控制量、轨道根数。
第二方面，本发明还提供一种航天器碰撞预警装置，包括：
第一确定模块，用于根据空间目标在当前时刻的空间轨道数据和目标卫星在当前时刻的卫星轨道数据，确定空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否存在碰撞风险；
第二确定模块，用于若空间目标和目标卫星在至少一个未来时刻存在碰撞风险，则确定存在碰撞风险的未来时刻为空间目标和目标卫星的碰撞预警时刻；
计算模块，用于根据所述碰撞预警时刻、预设的控制时间间隔和当前时刻，计算当前时刻之后的多个规避时刻；
生成模块，用于根据目标卫星的预设半长轴控制参数，分别生成多个规避时刻的规避策略，以在每个规避时刻，采用每个规避时刻的规避策略控制目标卫星的运行轨道。
第三方面，本发明提供一种航天器控制设备，包括：处理器、存储介质和总线，所述存储介质存储有所述处理器可执行的程序指令，当电子设备运行时，所述处理器与所述存储介质之间通过总线通信，所述处理器执行所述程序指令，以执行上述第一方面中任一所述的航天器碰撞预警方法的步骤。
第四方面，本发明还提供一种计算机可读存储介质，所述存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时执行上述第一方面中任一所述的航天器碰撞预警方法的步骤。
与现有技术相比，本发明的优点是：
1.本发明可以实现对目标卫星和空间目标的碰撞预警，并且还可以根据预设的目标卫星的信息在存在碰撞预警风险时生成多个规避时刻的规避策略，在对航天器进行碰撞预警的同时提供多个规避策略，并由用户根据实际的场景需求对该多个规避策略进行适应性地调节，如对碰撞环境中的参数进行自由调整，并给出具体的规避方案，因此，有效提高了航天器碰撞处理的效率和自动化水平。
2.本发明通过先筛选危险空间目标再进行碰撞风险判断的方式，不仅减少了预警过程的计算量，节省时间的同时也提高运算效率。
3.本发明根据空间目标和目标卫星的近地点高度和远地点高度、交点位置、交点位置的时间信息来从空间目标中剔除和目标卫星不会发生碰撞的空间目标，得到危险空间目标，这样的方式约束了危险空间目标的确认条件，减少了预警过程的计算量，提高运算效率。
4.本发明通过计算目标卫星和空间目标的最近距离、N方向距离、最大碰撞概率与碰撞预警阈值比对，进行航天器的碰撞预警风险评估，并且分为黄色和红色预警的形式，方便用户更为细化地对碰撞风险进行分析。
5.本发明可以对生成的多个规避策略根据控制需求进行优选，更大程度的体现了方法中的自动化结构，减少了人工筛选的工作量。
6.本发明可通过预警界面中更加直观地显示碰撞预警结果，规避策略，控制前与控制后的目标卫星的卫星轨道数据和该目标卫星的控制参数等信息，便于用户进行航天器的数据分析。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
图1为本发明提供的一种航天器碰撞预警方法的流程示意图；
图2为本发明提供的一种航天器碰撞预警方法的碰撞风险预警流程示意图；
图3为本发明提供的一种航天器碰撞预警方法的危险目标初筛流程示意图；
图4为本发明提供的一种航天器碰撞预警方法的危险目标初筛中得到危险空间目标的具体流程示意图；
图5为本发明提供的一种航天器碰撞预警方法中目标卫星与空间目标的轨道投影的天球图；
图6为本发明提供的一种航天器碰撞预警方法的碰撞风险预警中确定危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否为存在碰撞风险的具体流程示意图；
图7为本发明提供的一种航天器碰撞预警方法的规避策略流程示意图；
图8为本发明提供的一种航天器碰撞预警方法的控制计算流程示意图；
图9a为本发明提供的一种航天器碰撞预警方法的碰撞预警结果展示界面示意图；
图9b为本发明提供的一种航天器碰撞预警方法的规避策略展示界面示意图；
图9c为本发明提供的一种航天器碰撞预警的轨道控制展示界面示意图；
图10为本发明提供的一种航天器碰撞预警装置的示意图；
图11为本发明提供的一种航天器碰撞预警控制设备的示意图。
其中，附图标记如下：
1001-第一确定模块；1002-第二确定模块；1003-计算模块；1004-生成模块；10-控制设备；11-处理器；12-存储介质；13-总线。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
在对本发明进行详细地解释之前，先对本发明的应用场景予以介绍。
该航天器碰撞预警方法可以作为航天器工作的安全保障之一，可以用于在轨航天器实时保障，也可以适用于模拟演练工作，本发明在此不做限制。本发明下述各实施例提供的航天器碰撞预警方法可由航天器控制设备执行，该航天器控制设备例如可以为基于航天器三轴姿态控制的控制设备。
如下结合附图通过多个实施例进行解释说明。图1为本发明提供的一种航天器碰撞预警方法的流程示意图，如图1所示，该航天器碰撞预警方法可包括：
S110，根据空间目标在当前时刻的空间轨道数据和目标卫星在当前时刻的卫星轨道数据，确定空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否存在碰撞风险。
在本实施例中，空间目标包括人造卫星、宇宙飞船、航天飞机以及由它们或它们的废弃物产生的空间碎片，本发明对此不作限制。空间目标在当前时刻的空间轨道数据可以从预设的卫星数据网站，如www.space-track.org网站上自动数据收集；也可以从预设的卫星数据网站收集轨道数据从而上传脚本来进行手动数据收集。
在自动数据收集的过程中，根据预设的收集时间，从预设的卫星数据网站进行自动数据收集，便于数据的及时更新。该预设的收集时间例如可以为每日自动收集空间目标信息的时间。其中，该空间轨道数据和该卫星轨道数据分别包括各自的半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角、平近点角、历元时刻等轨道数据。可选地，在本实施例中，该卫星轨道数据可以根据需求人为进行预设并适时调整，便于数据更符合实际需求。
S120，若空间目标和目标卫星在至少一个未来时刻存在碰撞风险，则确定存在碰撞风险的未来时刻为空间目标和目标卫星的碰撞预警时刻。
在本实施例中，若空间目标和目标卫星没有在任何未来时刻存在碰撞风险，则认为目标卫星在当前时刻没有碰撞风险。
S130，根据碰撞预警时刻、预设的控制时间间隔和当前时刻，计算当前时刻之后的多个规避时刻。
在本实施例中，假设当前时刻为
Figure 546897DEST_PATH_IMAGE008
，预设的控制时间间隔为
Figure 103781DEST_PATH_IMAGE006
，碰撞预警时刻 为
Figure 229868DEST_PATH_IMAGE009
，则可采用下述公式（1）计算规避时刻为
Figure 163189DEST_PATH_IMAGE001
。
Figure 566489DEST_PATH_IMAGE002
（1）
其中：
Figure 294273DEST_PATH_IMAGE003
为正整数且代入公式（1）中满足
Figure 48603DEST_PATH_IMAGE010
。
因此，采用上述公式（1）可计算得到当前时刻之后的多个规避时刻
Figure 644669DEST_PATH_IMAGE001
。
S140，根据该目标卫星的预设半长轴控制参数，分别生成多个规避时刻的规避策略，以在每个规避时刻，采用每个规避时刻的规避策略控制该目标卫星的运行轨道。
在本实施例中，该预设半长轴控制参数包括半长轴的最大控制量、半长轴的最小控制量、半长轴的控制量间隔。
在一种可能的实施例中，若当前时刻为
Figure 902475DEST_PATH_IMAGE008
为2021-10-12-12:00:00，碰撞预警时 刻
Figure 66740DEST_PATH_IMAGE009
为2021-10-13-12:00:00，预设的控制时间间隔
Figure 42787DEST_PATH_IMAGE006
为1小时，则
Figure 176965DEST_PATH_IMAGE011
，即，会 在10月12日的13点、14点、15点……至10月13日的9点、10点、11点共计23个规避时刻生成多 个规避时刻的规避策略，在实际操作中采用每个规避时刻的规避策略控制该目标卫星的运 行轨道。
本实施例可通过根据空间目标在当前时刻的空间轨道数据和目标卫星在所述当前时刻的卫星轨道数据，确定空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否存在碰撞风险，实现了碰撞预警；还可在确定存在碰撞风险，则确定存在碰撞风险的未来时刻为空间目标和目标卫星的碰撞预警时刻，继而根据碰撞预警时刻、预设的控制时间间隔和所述当前时刻，计算当前时刻之后的多个规避时刻，从而根据该目标卫星的预设半长轴控制参数，分别生成多个规避时刻的规避策略，实现了规避策略的生成，以在每个规避时刻，采用每个规避时刻的规避策略控制所述目标卫星的运行轨道。因此，执行该方法不仅可以对目标卫星和空间目标进行碰撞预警，还可以根据预设的目标卫星的信息在存在碰撞预警风险时生成多个规避时刻的规避策略，即本发明可以对航天器进行碰撞预警的同时提供多个规避策略，并且规避策略的产生可以由用户根据实际的场景需求进行适应性地调节，一定程度上提高了航天器碰撞处理的效率和自动化水平。
在上述图1提供的一种航天器碰撞预警方法的基础上，本发明还通过了一种碰撞风险预警的可能实现方式。为了知晓空间目标和目标卫星是否在未来时刻存在碰撞风险，图2为本发明提供的一种航天器碰撞预警方法中碰撞风险预警的流程示意图。如图2所示，上述方法中S110，根据空间目标在当前时刻的空间轨道数据和目标卫星在当前时刻的卫星轨道数据，确定空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否存在碰撞风险，可包括：
S210，根据空间轨道数据和卫星轨道数据，从空间目标中剔除不会发生碰撞的空间目标得到危险空间目标。
由于目前在轨的可测空间目标总数大约有两万多个，如果将所有在轨的可测空间目标全部进行跟踪并逐个进行计算，工程量巨大。为了减少工作量并且提高计算效率，在本实施例中，在进行计算判断空间目标和目标卫星是否在未来时刻存在碰撞风险之前，从空间目标中剔除不会发生碰撞的空间目标得到危险空间目标，再根据该危险空间目标进行后续的碰撞风险判断。
S220，通过空间轨道数据、卫星轨道数据以及目标卫星的第一预设工程控制参数进行碰撞预警，确定危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否存在碰撞风险。
在本实施例中，目标卫星的第一预设控制参数包括卫星质量、大气阻尼系数、大气阻尼面积、光压反射系数、光压反射面积等参数。在实际操作中，可以根据需求对第一预设控制参数进行适时调整。
在本实施例中，通过先筛选危险空间目标再进行碰撞风险判断的方式，不仅减少了预警过程的计算量，节省时间的同时也提高了预警的准确度。
进一步地，本发明实施例针对上述图2所提供的航天器碰撞预警方法中碰撞风险预警的实现方式，还提供了一种航天器碰撞预警方法中空间目标初筛的可能实现方式。图3为本发明实施例提供的一种航天器碰撞预警方法的危险目标初筛流程示意图。如图3所示，上述S210中根据空间轨道数据和卫星轨道数据，从空间目标中剔除不会发生碰撞的空间目标得到危险空间目标，可包括：
S310，根据空间轨道数据，计算空间目标的多种预设类型的第一数据。
具体地，多种预设类型的第一数据包括：空间目标的近地点高度和远地点高度、空间目标的交点位置、空间目标经过交点位置的时间信息。
S320，根据卫星轨道数据，计算目标卫星的多种预设类型的第二数据。
具体地，多种预设类型的第二数据包括：目标卫星的近地点高度和远地点高度、目标卫星的交点位置、目标卫星经过交点位置的时间信息。
S330，根据第一数据和第二数据，从空间目标中剔除和目标卫星不会发生碰撞的空间目标，得到危险空间目标。
在本实施例中，空间目标的近地点高度和远地点高度、目标卫星的近地点高度和远地点高度主要是通过各自的轨道数据中的半长轴和偏心率来计算得到；空间目标的交点位置、空间目标经过交点位置的时间信息、目标卫星的交点位置、目标卫星经过交点位置的时间信息主要是通过各自轨道数据中的半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经和近地点幅角来计算得到。
因此，在本实施例中，根据空间目标和目标卫星的近地点高度和远地点高度、交点位置、交点位置的时间信息从空间目标中剔除和目标卫星不会发生碰撞的空间目标，得到危险空间目标。这样的方式约束了危险空间目标的确认条件，使得碰撞预警的结果更为准确。
进一步地，本发明实施例针对上述图3所提供的航天器碰撞预警方法的危险目标初筛方式，还提供了另一种航天器碰撞预警方法中危险目标初筛的可能实现方式。图4为本发明实施例提供的另一种航天器碰撞预警方法的危险目标初筛流程示意图。如图4所示，上述S330中根据第一数据和第二数据，从空间目标中剔除和目标卫星不会发生碰撞的空间目标，得到危险空间目标，可包括：
S410，根据空间目标的近地点高度和远地点高度，以及目标卫星的近地点高度和远地点高度，从空间目标中筛选不会发生碰撞的第一类空间目标。
具体地，当目标卫星的近地点高度大于空间目标的远地点高度时，或目标卫星的 远地点高度小于空间目标的近地点高度时，认为目标卫星和空间目标无碰撞风险。根据轨 道基本理论，空间目标的近地点可以表示为
Figure 554856DEST_PATH_IMAGE012
，目标卫星的近地点可以 表示为
Figure 624444DEST_PATH_IMAGE013
，空间目标的远地点可以表示为
Figure 353365DEST_PATH_IMAGE014
，空间目标 的远地点可以表示为
Figure DEST_PATH_IMAGE015
，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
表示瞬时的半长轴，
Figure 760076DEST_PATH_IMAGE017
表示瞬时的偏心 率。为了保证不会误筛，在方法中默认近-远地点的高度差阈值为50KM。
即，当
Figure 992474DEST_PATH_IMAGE018
，或，
Figure 498542DEST_PATH_IMAGE019
时，目标卫星和空间目标无碰撞风 险，第一类空间目标即为满足根据近-远地点筛选条件的空间目标。
S420，根据空间目标的交点位置，以及目标卫星的交点位置，从空间目标中筛选不会发生碰撞的第二类空间目标。
具体地，如图5所示为目标卫星与空间目标的轨道投影的天球图，在空间目标与目 标卫星的轨道投影中，假设A、B为轨道升交点，C表示两目标轨道面的交点，θ表示轨道面交 角，角
Figure 449180DEST_PATH_IMAGE020
、
Figure 190740DEST_PATH_IMAGE021
分别为主目标和从目标倾角，弧AB表示两者升交点赤径差
Figure 277645DEST_PATH_IMAGE022
，弧AC和弧BC分 别表示主目标及从目标从它们的升交点到交点的弧长，用
Figure 954614DEST_PATH_IMAGE023
、
Figure DEST_PATH_IMAGE024
表示，则解析这个球面三 角形可以得到：
Figure 986024DEST_PATH_IMAGE025
公式（2）
利用以上公式（2）即可计算
Figure 141062DEST_PATH_IMAGE023
、
Figure 348052DEST_PATH_IMAGE024
，进而可以得到在交点C处的地心距
Figure DEST_PATH_IMAGE026
、
Figure 54977DEST_PATH_IMAGE027
。根据 交点地心距的筛选，排除
Figure DEST_PATH_IMAGE028
的空间目标。为了保证不会误筛，在方法中默认
Figure 714628DEST_PATH_IMAGE029
为50km。
即，当
Figure DEST_PATH_IMAGE030
时，目标卫星和空间目标无碰撞风险，第二类空间目标即为 满足根据交点地心距筛选条件的空间目标。
S430，根据空间目标经过交点位置的时间信息，以及目标卫星经过交点位置的时间信息，从空间目标中筛选不会发生碰撞的第三类空间目标。
具体地，假设目标卫星过交点的时间为
Figure 407778DEST_PATH_IMAGE031
，空间目标通过交点的时间为
Figure DEST_PATH_IMAGE032
，则根据 过交点时间差的筛选，排除
Figure 62750DEST_PATH_IMAGE033
的空间目标。为了保证不会误筛，在方法中默认
Figure 347101DEST_PATH_IMAGE006
为1000s。
即，当
Figure DEST_PATH_IMAGE034
时，目标卫星和空间目标无碰撞风险，第三类空间目标即 为满足根据过交点时间差筛选条件的空间目标。
S440，确定空间目标中剔除第一类空间目标、第二类空间目标和第三类空间目标之后的空间目标为危险空间目标。
具体地，将空间目标中满足近-远地点筛选条件、交点地心距筛选条件、过交点时间差筛选条件的空间目标剔除，剩余的空间目标即为危险空间目标。
因此，在本实施例中，通过将空间中所有的目标通过近-远地点筛选条件、交点地心距筛选条件、过交点时间差筛选条件筛选剔除不会发生碰撞的空间目标，可以更为准确快速地进行危险空间目标的确认，三重筛选条件使得碰撞预警的准确度提升。
进一步地，本发明实施例针对上述图2所提供的航天器碰撞预警方法中碰撞风险预警的实现方式，还提供了另一种航天器碰撞预警方法中碰撞风险预警的可能实现方式。图6为本发明实施例提供的另一种航天器碰撞预警方法的碰撞风险预警流程示意图。如图6所示，上述S220中通过空间轨道数据、卫星轨道数据以及目标卫星的第一预设工程控制参数进行碰撞预警，确定危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否为存在碰撞风险，可包括：
S610，根据空间轨道数据对危险空间目标进行星历外推。
具体地，根据从预设的卫星数据网站收集到的空间轨道数据来外推接下来时刻的危险空间目标的轨道信息。
S620，根据卫星轨道数据和第一预设工程控制参数对目标卫星进行星历外推。
具体地，根据预设的目标卫星的卫星轨道数据，和目标卫星的第一预设控制参数中的卫星质量、大气阻尼系数、大气阻尼面积、光压反射系数、光压反射面积等参数来进行外推接下来时刻的目标卫星的轨道信息。
S630，根据空间轨道数据和位置轨道数据的星历外推结果，得到危险空间目标和目标卫星在多个维度的碰撞评估参数。
具体地，多个维度的碰撞评估参数包括最近距离、N方向距离、危险空间目标与目标卫星之间的最大碰撞概率；其中，最近距离为危险空间目标与目标卫星在第一坐标系下的最近距离，N方向距离为危险空间目标与目标卫星在第二坐标系下的N方向距离。
其中，第一坐标系下的最近距离指危险空间目标与目标卫星在J2000地心坐标系下的最近距离。
在J2000地心坐标系下，假设目标卫星的位置矢量为
Figure DEST_PATH_IMAGE035
，空间目 标的位置矢量为
Figure DEST_PATH_IMAGE036
，则这两个目标之间的相对距离为：
Figure DEST_PATH_IMAGE037
，根据计算得到目标卫星和空间目标在所 有历元时刻对应的相对距离
Figure DEST_PATH_IMAGE038
，所有历元时刻对应的相对距离
Figure DEST_PATH_IMAGE039
中距离最小的 即为危险空间目标与目标卫星在第一坐标系下的最近距离。
其中，第二坐标系下的N方向距离指危险空间目标与目标卫星在UNW星基坐标系下的N方向距离。
在UNW星基坐标系中以航天器为质心，则第一坐标系下的最近距离可以被转换为 U、N、W方向的距离
Figure 290786DEST_PATH_IMAGE040
，其中，
Figure 177840DEST_PATH_IMAGE041
为J2000地心坐标系转换到UNW星 基坐标系的转换矩阵。
由于碰撞概率会随着位置误差不确定性的增大而增大，在一定的位置误差条件下达到碰撞概率极大值，随后碰撞概率随着位置误差的增大而减小。在实际的工程应用中，最大碰撞概率的计算十分重要，因为一般情况下航天器和空间目标的实际位置误差协方差矩阵都是未知的，或者是只知道它们的误差椭球形状而不知具体的参数大小，就需要确定最坏情况下的碰撞概率大小。计算危险空间目标与目标卫星之间的最大碰撞概率可以判断危险空间目标是否对目标卫星构成威胁。
具体地，二维正态分布概率密度函数为：
Figure 93843DEST_PATH_IMAGE042
公式（3）
碰撞概率可表示为二维正态分布概率密度函数在圆域内的积分，即
Figure DEST_PATH_IMAGE043
公式（4）
由积分变量记号无关性，为方便叙述，下面将变量z换为变量y。不等方差概率密度函数为：
Figure DEST_PATH_IMAGE044
公式（5）
碰撞概率为：
Figure 611412DEST_PATH_IMAGE045
公式（6）
令：
Figure DEST_PATH_IMAGE046
公式（7）
定义无量纲变量：
Figure DEST_PATH_IMAGE047
，
Figure DEST_PATH_IMAGE048
公式（8）
碰撞概率可以化为无穷级数形式，取其第一项为Pc的近似：
Figure DEST_PATH_IMAGE049
公式（9）
欲求Pc的极大值，将Pc对
Figure 573552DEST_PATH_IMAGE050
求导,令偏导数为0，则有：
Figure DEST_PATH_IMAGE051
公式（10）
整理上式，可得
Figure DEST_PATH_IMAGE052
公式（11）
于是，得到取Pc极大值时相应的
Figure 608504DEST_PATH_IMAGE050
值，即
Figure DEST_PATH_IMAGE053
公式（12）
将上式代入碰撞概率的一阶近似表达式，得最大碰撞概率为：
Figure 503648DEST_PATH_IMAGE054
公式（13）
定义无量纲变量：
Figure DEST_PATH_IMAGE055
公式（14）
则最大碰撞概率为：
Figure 333063DEST_PATH_IMAGE056
公式（15）
则，可以根据公式（15）计算出所述危险空间目标与所述目标卫星之间的最大碰撞概率。
S640，将多个维度的碰撞评估参数分别和多个维度对应的碰撞预警参数进行比对，确定危险空间目标和目标卫星在多个维度上是否为会发生碰撞。
具体地，多个维度的碰撞评估参数分别和多个维度对应的碰撞预警参数进行比对包括：比较N方向距离和预设的N方向距离阈值，若N方向距离小于预设的N方向距离阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第二维度会发生碰撞；若N方向距离大于或等于预设的N方向距离阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第二维度不会发生碰撞；
比较最大碰撞概率和预设的最大碰撞概率阈值，若最大碰撞概率大于预设的最大碰撞概率阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第三维度会发生碰撞；若最大碰撞概率小于或等于预设的最大碰撞概率阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第三维度不会发生碰撞。
其中，预设的碰撞预警参数可以分为黄色碰撞预警参数和红色碰撞预警参数，两种颜色下的碰撞预警参数都包括：最近距离、N方向距离、最大碰撞概率，其中红色碰撞预警参数中的最近距离和N方向距离的值大于黄色碰撞预警参数中的最近距离和N方向距离，红色碰撞预警参数中的最大碰撞概率的值小于黄色碰撞预警参数中的最大碰撞概率。
S650，若多个维度均存在碰撞风险，则确定危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻存在碰撞风险。
具体地，当同时满足最近距离小于预设的碰撞预警参数中的最近距离阈值，N方向距离小于预设的碰撞预警参数中的N方向距离阈值，最大碰撞概率大于预设的碰撞预警参数中的最大碰撞概率阈值的时候，确定危险空间目标和目标卫星存在碰撞风险。
S660，若至少一个维度下不存在碰撞风险，则确定危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻不存在碰撞风险。
具体地，如果最近距离大于预设的碰撞预警参数中的最近距离阈值，或，N方向距离大于的碰撞预警参数中的N方向距离阈值，或，最大碰撞概率小于预设的碰撞预警参数中的最大碰撞概率阈值的时候，则确定危险空间目标和目标卫星不存在碰撞风险。
因此，在本实施例中，通过计算目标卫星和空间目标的最近距离、N方向距离、最大碰撞概率与预设的碰撞预警参数比对，进行航天器的碰撞预警风险评估，并且分为黄色和红色预警的形式，方便用户更为细化地对碰撞风险进行分析。
进一步地，本发明实施例针对上述图1所提供的一种航天器碰撞预警方法的基础上，还提供了一种航天器碰撞预警方法中规避策略的可能实现方式。图7为本发明实施例提供的一种航天器碰撞预警方法的规避策略流程示意图。如图7所示，上述S140中根据目标卫星的预设半长轴控制参数分别生成多个规避时刻的规避策略，可包括：
S710，根据多个规避时刻和预设半长轴控制参数，生成每个规避时刻的多个规避策略。
当多个维度的碰撞评估参数分别和多个维度对应的碰撞预警参数进行比对后，出现红色预警时，即最近距离小于预设的红色碰撞预警参数的最近距离阈值，N方向距离小于预设的红色碰撞预警参数中的N方向距离阈值，最大碰撞概率大于预设的红色碰撞预警参数中的最大碰撞概率阈值的时候，根据多个规避时刻和预设半长轴控制参数，生成每个规避时刻的多个规避策略。
假设半长轴最大控制量为
Figure 454603DEST_PATH_IMAGE057
、半长轴最小控制量为
Figure 683459DEST_PATH_IMAGE058
，预设的控制量间隔为
Figure 308475DEST_PATH_IMAGE059
，半长轴控制量为
Figure DEST_PATH_IMAGE060
，则每个规避时刻会按如下控制量进行规避策略计算：
Figure 839951DEST_PATH_IMAGE061
公式（16）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE062
为正整数且代入公式16中满足
Figure 42262DEST_PATH_IMAGE063
。
在一种可能的实施例中，若半长轴最大控制量
Figure DEST_PATH_IMAGE064
，半长轴最小控制 量为
Figure 684596DEST_PATH_IMAGE065
，预设的控制量间隔为
Figure DEST_PATH_IMAGE066
，则在每个控制时刻会按半长轴抬 高100米，150米，200米来生成规避策略，每个规避时刻生成3组规避策略，有m = 3。
则，当
Figure 429698DEST_PATH_IMAGE067
时，共会生成
Figure DEST_PATH_IMAGE068
组控制策略。
S720，根据预设的策略筛选条件，从每个规避时刻的多个规避策略，选择满足策略筛选条件的规避策略为每个规避时刻的目标规避策略。
具体地，生成的多个规避策略包括所述目标卫星的控制时刻、半长轴控制量、轨道根数，根据目标卫星的控制时刻、半长轴控制量、轨道根数，计算控制后目标卫星的理论卫星轨道数据；根据理论卫星轨道数据和危险空间目标的空间轨道数据，重新确定空间目标和目标卫星是否还存在碰撞风险，即，需要根据目标卫星的理论卫星轨道数据和危险空间目标的空间轨道数据再次进行碰撞风险评估，通过目标卫星的理论卫星轨道数据和危险空间目标的空间轨道数据重新进行星历外推，重新得到危险空间目标和目标卫星在多个维度的碰撞评估参数。
若重新得到的多个维度的碰撞评估参数显示不存在碰撞风险，则确定多个规避策略复核通过；
若重新得到的多个维度的碰撞评估参数显示存在碰撞风险，则确定多个规避策略复核不通过。
进一步地，根据预设的策略筛选条件，从每个规避时刻的多个规避策略，选择满足策略筛选条件的规避策略为每个规避时刻的目标规避策略。也就是说，从复核通过的多个规避策略中选择满足策略筛选条件的规避策略为每个规避时刻的目标规避策略。在本实施例中，预设的策略筛选条件为筛选最省燃料或最安全的一组策略。若预设的策略筛选条件为最省燃料，则筛选多个规避策略中速度增量最小的策略为目标规避策略；若预设的策略筛选条件为最安全，则筛选多个规避策略中最大碰撞概率最小的策略为目标规避策略。同时，在需要的时候，也可以进行人工筛选。
因此，在本实施例中，可以对生成的多个规避策略根据控制需求进行优选，更大程度的体现了方法中的自动化结构，减少了人工筛选的工作量。
进一步地，本发明实施例针对上述图7所提供的一种航天器碰撞预警方法的规避策略基础上，还提供了一种航天器碰撞预警方法中控制计算的可能实现方式。图8为本发明实施例提供的一种航天器碰撞预警方法的控制计算流程示意图。如图8所示，在上述实施例中确定多个规避策略复核通过之后，还可包括：
S810，根据目标卫星的第二预设工程控制参数，计算目标卫星的运行控制参数。
S820，根据运行控制参数，控制目标卫星的运行轨道。
在本实施例中，目标卫星的第二预设工程控制参数包括目标卫星的主箱储箱总容积、主箱储箱加注后气垫、主箱储箱加注后推进剂质量、主箱储箱加注后压力值、主箱储箱加注后温度值和目标卫星的备箱储箱总容积、备箱储箱加注后气垫、备箱储箱加注后推进剂质量、备箱储箱加注后压力值、备箱储箱加注后温度值，目标卫星使用的推进剂密度、发动机最大点火时长，目标卫星的主箱储箱的发动机比冲与储箱压力关系系数和发动机推力与储箱压力关系系数，以及目标卫星的备箱储箱的发动机比冲与储箱压力关系系数和发动机推力与储箱压力关系系数。可选地，在本实施例中，目标卫星的第二预设工程控制参数可以根据实际需求进行人为适应性地调整，便于数据更符合实际需求。
在确定了目标规避策略后，可以根据目标卫星第二预设工程控制参数，进行碰撞预警计算，计算出卫星的控制参数，该控制参数包括对目标卫星的控制时刻和目标卫星发动机的点火时长，即可以控制目标卫星的运行轨道。具体地，碰撞预警计算可以通过设置“每日定时”、“目标卫星的卫星轨道数据更新后”、“空间目标的空间轨道数据更新后”这三个时间点之一任一时间点进行自动化地碰撞预警计算。
因此，在本实施例中，可以自动化地进行碰撞预警计算，更加快捷方便地提供大量预警计算结果。
进一步地，本发明针对上述航天碰撞预警方法的实施例基础上，还提供了一种航天器碰撞预警方法的显示界面。图9a为本发明实施例提供的一种航天器碰撞预警方法的预警界面，图9b为本发明实施例提供的一种航天器碰撞预警方法的策略展示界面，图9c为本发明实施例提供的一种航天器碰撞预警的轨道控制界面。
如图9a所示，可通过预警界面中显示碰撞预警结果，该碰撞预警结果包括：多个碰撞预警时刻、每个碰撞预警时刻对应的碰撞目标，每个碰撞预警时刻对应的最近距离、UNW坐标系下的U、N、W方向距离、最大碰撞概率。
如图9b所示，可通过策略展示界面显示规避策略，例如可展示在目标卫星在每个控制时刻的半长轴增量、速度增量和与当前控制时刻距离最近的空间目标的距离最近时刻，以及目标卫星与距离最近时刻的空间目标的最近距离、N方向距离、最大碰撞概率，以及该控制时刻的复核结果。
如图9c所示，可通过轨道控制界面展示控制前与控制后的目标卫星的卫星轨道数据和该目标卫星的控制参数，如点火时刻、推力、加速度、点火时长、方向、推力器分支、燃料消耗、燃箱、标定系数等参数信息。
因此，在本实施例中，可以更加直观地观测航天器的碰撞相关信息，便于用户进行航天器的数据分析。
下述对用以执行的本发明所提供的一种航天器碰撞预警装置及航天器控制设备进行说明，其具体的实现过程以及技术效果参见上述，下述不再赘述。
图10为本发明实施例提供的一种航天器碰撞预警装置的示意图，如图10所示，该航天器碰撞预警装置，包括：
第一确定模块1001，用于根据空间目标在当前时刻的空间轨道数据和目标卫星在当前时刻的卫星轨道数据，确定空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否存在碰撞风险；
第二确定模块1002，用于若空间目标和目标卫星在至少一个未来时刻存在碰撞风险，则确定存在碰撞风险的未来时刻为空间目标和目标卫星的碰撞预警时刻；
计算模块1003，用于根据所述碰撞预警时刻、预设的控制时间间隔和当前时刻，计算当前时刻之后的多个规避时刻；
生成模块1004，用于根据目标卫星的预设半长轴控制参数，分别生成多个规避时刻的规避策略，以在每个规避时刻，采用每个规避时刻的规避策略控制目标卫星的运行轨道。
可选的，第一确定模块1001，具体用于根据空间轨道数据和卫星轨道数据，从空间目标中剔除不会发生碰撞的空间目标得到危险空间目标；通过空间轨道数据、卫星轨道数据以及目标卫星的第一预设工程控制参数进行碰撞预警，确定危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否为存在碰撞风险。
可选的，第一确定模块1001，具体还可用于根据空间轨道数据，计算空间目标的多种预设类型的第一数据；根据卫星轨道数据，计算目标卫星的多种预设类型的第二数据；根据第一数据和第二数据，从空间目标中剔除和目标卫星不会发生碰撞的空间目标，得到危险空间目标。
可选地，第一确定模块1001，具体还可用于根据空间目标的近地点高度和远地点高度，以及目标卫星的近地点高度和远地点高度，从空间目标中筛选不会发生碰撞的第一类空间目标；根据空间目标的交点位置，以及目标卫星的交点位置，从空间目标中筛选不会发生碰撞的第二类空间目标；根据空间目标经过交点位置的时间信息，以及目标卫星经过交点位置的时间信息，从空间目标中筛选不会发生碰撞的第三类空间目标；确定空间目标中剔除第一类空间目标、第二类空间目标和第三类空间目标之后的空间目标为危险空间目标。
可选地，第二确定模块1002，具体可用于根据空间轨道数据对危险空间目标进行星历外推；根据卫星轨道数据和第一预设工程控制参数对目标卫星进行星历外推；根据空间轨道数据和卫星轨道数据的星历外推结果，得到危险空间目标和目标卫星在多个维度的碰撞评估参数；根据多个维度的碰撞评估参数分别和多个维度对应的碰撞预警参数进行比对，确定在多个维度下危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否为存在碰撞风险；若多个维度均存在碰撞风险，则确定危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻存在碰撞风险；若至少一个维度下不存在碰撞风险，则确定危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻不存在碰撞风险。
可选地，第二确定模块1002，具体还可用于最近距离、N方向距离、危险空间目标与目标卫星之间的最大碰撞概率；其中，最近距离为危险空间目标与目标卫星在第一坐标系下的最近距离，N方向距离为危险空间目标与目标卫星在第二坐标系下的N方向距离；根据多个维度的碰撞评估参数分别和多个维度对应的碰撞预警参数进行比对，确定危险空间目标和目标卫星在多个维度上是否为会发生碰撞，包括：比较最近距离和预设的最近距离阈值，若最近距离小于预设的最近距离阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第一维度会发生碰撞；若最近距离大于或等于预设的最近距离阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第一维度不会发生碰撞；比较N方向距离和预设的N方向距离阈值，若N方向距离小于预设的N方向距离阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第二维度会发生碰撞；若N方向距离大于或等于预设的N方向距离阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第二维度不会发生碰撞；比较最大碰撞概率和预设的最大碰撞概率阈值，若最大碰撞概率大于预设的最大碰撞概率阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第三维度会发生碰撞；若最大碰撞概率小于或等于预设的最大碰撞概率阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第三维度不会发生碰撞。
可选地，计算模块1003，具体可用于根据目标卫星在每个规避时刻的规避策略，计算控制后目标卫星的理论卫星轨道数据；根据理论卫星轨道数据和危险空间目标的空间轨道数据，重新确定空间目标和目标卫星是否还存在碰撞风险；根据目标卫星的理论卫星轨道数据和危险空间目标的空间轨道数据再次进行碰撞风险评估，若不存在碰撞风险，则确定多个规避策略复核通过；若存在碰撞风险，则确定多个规避策略复核不通过。
可选地，计算模块1003，按照目标卫星的第二预设工程控制参数，计算目标卫星的运行控制参数；根据运行控制参数，控制目标卫星的运行轨道。
可选地，生成模块1004，具体可用于根据多个规避时刻和预设半长轴控制参数，生成每个规避时刻的多个规避策略；根据预设的策略筛选条件，从每个规避时刻的多个规避策略，选择满足策略筛选条件的规避策略为每个规避时刻的目标规避策略。
以上这些模块可以是被配置成实施以上方法的一个或多个集成电路，例如：一个或多个特定集成电路（Application Specific Integrated Circuit，简称ASIC），或，一个或多个微处理器（digital singnal processor，简称DSP），或，一个或者多个现场可编程门阵列（Field Programmable Gate Array，简称FPGA）等。再如，当以上某个模块通过处理元件调度程序代码的形式实现时，该处理元件可以是通用处理器，例如中央处理器（CentralProcessing Unit，简称CPU）或其它可以调用程序代码的处理器。再如，这些模块可以集成在一起，以片上系统（system-on-a-chip，简称SOC）的形式实现。
图11为本发明实施例提供的一种航天器碰撞预警控制设备的示意图，该服务器可以集成于设备或者设备的芯片，该设备可以是具备计算处理功能的计算设备或服务器。
该航天器碰撞预警控制设备10包括：处理器11、存储介质12和总线13，存储介质12存储有处理器11可执行的机器可读指令，当该航天器碰撞预警控制设备10执行时，处理器11与存储介质12之间通过总线13通信，处理器11执行机器可读指令，以执行上述方法实施例。具体实现方式和技术效果类似，这里不再赘述。
可选地，本发明还提供一种程序产品，例如计算机可读存储介质，包括程序，该程序在被处理器执行时用于执行上述方法实施例。
在本发明所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用硬件加软件功能单元的形式实现。
上述以软件功能单元的形式实现的集成的单元，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。上述软件功能单元存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）或处理器（英文：processor）执行本发明各个实施例所述方法的部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器（英文：Read-Only Memory，简称：ROM）、随机存取存储器（英文：Random Access Memory，简称：RAM）、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种航天器碰撞预警方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、判断碰撞风险
根据空间目标在当前时刻的空间轨道数据和目标卫星在当前时刻的卫星轨道数据，确定空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否存在碰撞风险；
步骤2、计算多个规避时刻
若空间目标和目标卫星在至少一个未来时刻存在碰撞风险，则根据预设的控制时间间 隔、当前时刻以及碰撞风险所对应的碰撞预警时刻，按公式（1）计算当前时刻之后的多个规 避时刻
Figure DEST_PATH_IMAGE001
：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
（1）
其中：
Figure DEST_PATH_IMAGE003
为正整数且代入公式（1）中满足
Figure DEST_PATH_IMAGE004
；
Figure DEST_PATH_IMAGE005
为当前时刻；
Figure DEST_PATH_IMAGE006
为预设的控制时间间隔；
Figure DEST_PATH_IMAGE007
为碰撞预警时刻；
步骤3、生成规避策略
根据目标卫星的预设半长轴控制参数，分别生成多个规避时刻的规避策略，以在每个规避时刻，采用所述每个规避时刻的规避策略控制目标卫星的运行轨道。
2.根据权利要求1所述航天器碰撞预警方法，其特征在于，步骤1）具体为：
1.1）根据空间目标在当前时刻的空间轨道数据和目标卫星在当前时刻的卫星轨道数据，从空间目标中剔除不会发生碰撞的空间目标，得到危险空间目标；
1.2）根据空间轨道数据对危险空间目标进行星历外推，以及根据目标卫星轨道数据和第一预设工程控制参数对目标卫星进行星历外推，得到危险空间目标和目标卫星在多个维度的碰撞评估参数；
1.3）将多个维度的碰撞评估参数分别与多个维度所对应的碰撞预警参数进行比对，确定在多个维度下危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否存在碰撞风险；
若多个维度均存在碰撞风险，则危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻存在碰撞风险；确定该存在碰撞风险的多个未来时刻为空间目标和目标卫星的碰撞预警时刻；
若至少一个维度不存在碰撞风险，则确定危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻不存在碰撞风险。
3.根据权利要求2所述航天器碰撞预警方法，其特征在于，步骤3）具体为：
3.1）根据多个规避时刻和预设半长轴控制参数，生成每个规避时刻的多个规避策略；
3.2）根据目标卫星在每个规避时刻的规避策略，计算控制后目标卫星的理论卫星轨道数据；
3.3）根据理论卫星轨道数据和危险空间目标的空间轨道数据，按照步骤1.2）和步骤1.3）重新确定空间目标和目标卫星是否还存在碰撞风险；
3.4）根据目标卫星的理论卫星轨道数据和危险空间目标的空间轨道数据再次进行碰撞风险评估；
若不存在碰撞风险，则确定每个规避时刻中相应的规避策略复核通过，以在每个规避时刻，采用每个规避时刻的规避策略控制目标卫星的运行轨道；
若存在碰撞风险，则确定多个规避策略复核不通过。
4.根据权利要求3所述航天器碰撞预警方法，其特征在于，还包括：
步骤4、选择目标规避策略
从每个规避时刻中复核通过的多个规避策略，选择满足预设的策略筛选条件的规避策略为每个规避时刻的目标规避策略；其中，预设的策略筛选条件包括速度增量最小的规避策略或最大碰撞概率最小的规避策略。
5.根据权利要求2或3或4所述航天器碰撞预警方法，其特征在于：步骤1.2）中，所述多个维度的碰撞评估参数包括：
最近距离、N方向距离、危险空间目标与目标卫星之间的最大碰撞概率；其中，所述最近距离为危险空间目标与目标卫星在第一坐标系下的最近距离，所述N方向距离为危险空间目标与目标卫星在第二坐标系下的N方向距离；
步骤1.3）中，所述将多个维度的碰撞评估参数分别与多个维度所对应的碰撞预警参数进行比对，确定在多个维度下危险空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否为存在碰撞风险具体为：
比较所述最近距离和预设的最近距离阈值，若最近距离小于预设的最近距离阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第一维度会发生碰撞；若最近距离大于或等于预设的最近距离阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第一维度不会发生碰撞；
比较所述N方向距离和预设的N方向距离阈值，若N方向距离小于预设的N方向距离阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第二维度会发生碰撞；若N方向距离大于或等于预设的N方向距离阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第二维度不会发生碰撞；
比较所述最大碰撞概率和预设的最大碰撞概率阈值，若最大碰撞概率大于预设的最大碰撞概率阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第三维度会发生碰撞；若最大碰撞概率小于或等于预设的最大碰撞概率阈值，则确定危险空间目标和目标卫星在第三维度不会发生碰撞。
6.根据权利要求3所述航天器碰撞预警方法，其特征在于，步骤3.4）中，所述确定每个规避时刻中相应的规避策略复核通过之后还包括：
根据目标卫星的第二预设工程控制参数，计算目标卫星的运行控制参数；
根据所述运行控制参数，控制目标卫星的运行轨道。
7.根据权利要求3所述航天器碰撞预警方法，其特征在于：步骤3）中，所述预设半长轴控制参数包括半长轴的最大控制量、半长轴的最小控制量、半长轴的控制量间隔；所述规避策略包括目标卫星的控制时刻、半长轴控制量、轨道根数。
8.一种航天器碰撞预警装置，其特征在于，包括：
第一确定模块，用于根据空间目标在当前时刻的空间轨道数据和目标卫星在当前时刻的卫星轨道数据，确定空间目标和目标卫星在多个未来时刻是否存在碰撞风险；
第二确定模块，用于若空间目标和目标卫星在至少一个未来时刻存在碰撞风险，则确定存在碰撞风险的未来时刻为空间目标和目标卫星的碰撞预警时刻；
计算模块，用于根据所述碰撞预警时刻、预设的控制时间间隔和当前时刻，计算当前时刻之后的多个规避时刻；
生成模块，用于根据目标卫星的预设半长轴控制参数，分别生成多个规避时刻的规避策略，以在每个规避时刻，采用每个规避时刻的规避策略控制目标卫星的运行轨道。
9.一种航天器控制设备，其特征在于：包括处理器、存储介质和总线，所述存储介质存储有所述处理器可执行的程序指令，当电子设备运行时，所述处理器与存储介质之间通过总线通信，所述处理器执行所述程序指令，以执行如权利要求1至7任一所述航天器碰撞预警方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于：所述存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时执行如权利要求1至7任一所述航天器碰撞预警方法的步骤。
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