CN115258197A - 航天器轨道终点的预测方法和装置、处理器及电子设备 - Google Patents

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CN115258197A CN202211037012.2A CN202211037012A CN115258197A CN 115258197 A CN115258197 A CN 115258197A CN 202211037012 A CN202211037012 A CN 202211037012A CN 115258197 A CN115258197 A CN 115258197A
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Abstract

本申请公开了一种航天器轨道终点的预测方法和装置、处理器及电子设备。该方法包括：基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数；根据历史状态数据信息和目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息；依据目标阻力参数进行计算，得到综合加速度；基于综合加速度和航天器的运动方程进行计算，得到航天器的目标加速度矢量；基于航天器的目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，并依据目标状态数据信息进行预测，得到航天器轨道终点的位置信息。通过本申请，解决了相关技术中由于不能确定姿控喷气对航天器的作用力，导致预测航天器轨道终点的准确率比较低的问题。

Description

航天器轨道终点的预测方法和装置、处理器及电子设备
技术领域
本申请涉及航天器技术领域，具体而言，涉及一种航天器轨道终点的预测方法和装置、处理器及电子设备。
背景技术
航天器在轨运行期间，由于任务的需要、空间环境的变化及其它内外力的作用，除了受大气阻力及其它摄动力的影响外，还会受到姿控作用力、泄压作用力及其它扰动作用力的影响，所有这些作用力都会给轨道计算带来影响。
航天器发生调姿、卸载或泄压时产生的扰动力，通常持续时间数秒到数小时，这类扰动力影响时间不长，对于某些航天器，由于未安装姿态控制动量轮、力矩陀螺，或者该装置较小，不能长时间保持大型航天器的姿态，也不能持续吸收干扰力矩带来的姿态偏差，只能通过姿控发动机连续喷气来实现航天器的姿态保持。但是由于很多航天器不能确定姿控喷气对航天器的作用力，进而不能准确预测航天器轨道终点。
针对相关技术中由于不能确定姿控喷气对航天器的作用力，导致预测航天器轨道终点的准确率比较低的问题，目前尚未提出有效的解决方案。
发明内容
本申请的主要目的在于提供一种航天器轨道终点的预测方法和装置、处理器及电子设备，以解决相关技术中由于不能确定姿控喷气对航天器的作用力，导致预测航天器轨道终点的准确率比较低的问题。
为了实现上述目的，根据本申请的一个方面，提供了一种航天器轨道终点的预测方法。该方法包括：基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数，其中，所述历史状态数据信息至少包括：所述航天器的加速度矢量、所述航天器的速度矢量和所述航天器的位移矢量，所述目标阻力参数是将大气阻力参数和所述航天器的姿控喷气参数融合后的参数；根据所述历史状态数据信息和所述目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息；依据所述目标阻力参数、所述航天器所处位置的大气密度、所述航天器相对大气速度投影方向的横截面积、所述航天器的质量、所述航天器相对大气的速度和所述航天器相对大气的单位速度矢量进行计算，得到综合加速度；基于所述综合加速度和所述航天器的运动方程进行计算，得到所述航天器的目标加速度矢量；基于所述航天器的目标加速度矢量和所述目标偏差状态数据信息进行预测，得到所述航天器的目标状态数据信息，并依据所述目标状态数据信息进行预测，得到所述航天器轨道终点的位置信息。
进一步地，基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数包括：获取所述航天器在同一轨道高度上的第一历史状态数据信息；通过最小二乘法对所述第一历史状态数据信息进行求解，得到初始阻力参数；获取所述航天器在不同轨道高度上的第二历史状态数据信息，并基于所述第二历史状态数据信息对所述初始阻力参数进行优化，得到所述目标阻力参数。
进一步地，根据所述历史状态数据信息和所述目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息包括：通过所述目标阻力参数计算得到所述航天器的历史状态数据信息对应的预测状态数据信息；依据所述状态数据信息和所述历史状态数据信息，计算得到所述目标偏差状态数据信息。
进一步地，依据所述状态数据信息和所述历史状态数据信息，计算得到所述目标偏差状态数据信息包括将所述历史状态数据信息转换为历史状态矩阵，并对所述历史状态矩阵进行求导，得到历史状态方程；获取所述预测状态数据信息对应的预测状态方程和获取所述航天器的观测状态数据信息与所述历史状态数据信息的目标函数关系表达式，其中，所述观测状态数据信息由所述航天器的观测站得到；依据所述历史状态方程和所述预测状态方程进行计算，得到状态转移矩阵；依据所述状态转移矩阵和所述目标函数关系表达式，得到所述航天器的目标观测方程，其中，所述目标观测方程由所述状态转移矩阵、所述航天器的观测状态数据信息和观测噪声构成；基于所述最小二乘法对所述目标观测方程进行求解，得到所述目标偏差状态数据信息。
进一步地，基于所述最小二乘法对所述目标观测方程进行求解，得到所述目标偏差状态数据信息包括：基于所述最小二乘法对所述目标观测方程进行求解，得到所述目标偏差状态数据信息；判断所述目标偏差状态数据信息是否收敛；若所述目标偏差状态数据信息未收敛，对所述目标阻力参数进行更新，得到更新后的目标阻力参数，并重复执行通过所述更新后的目标阻力参数计算得到所述航天器的历史状态数据信息对应的预测状态数据信息，直至所述目标偏差状态数据信息收敛。
进一步地，在对所述目标阻力参数进行更新，得到更新后的目标阻力参数之后，所述方法还包括：基于所述更新后的目标阻力参数进行计算，得到更新后的目标加速度矢量；基于所述更新后的目标加速度矢量和所述目标偏差状态数据信息进行预测，得到所述航天器的目标状态数据信息，并依据所述目标状态数据信息进行预测，得到所述航天器轨道终点的位置信息。
进一步地，依据所述历史状态方程和所述预测状态方程进行计算，得到状态转移矩阵包括：依据所述历史状态方程和所述预测状态方程进行计算，得到偏差状态方程；对所述偏差状态方程进行积分计算，得到所述状态转移矩阵。
为了实现上述目的，根据本申请的另一方面，提供了一种航天器轨道终点的预测装置。该装置包括：确定单元，用于基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数，其中，所述历史状态数据信息至少包括：所述航天器的加速度矢量、所述航天器的速度矢量和所述航天器的位移矢量，所述目标阻力参数是将大气阻力参数和所述航天器的姿控喷气参数融合后的参数；处理单元，用于根据所述历史状态数据信息和所述目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息；第一计算单元，用于依据所述目标阻力参数、所述航天器所处位置的大气密度、所述航天器相对大气速度投影方向的横截面积、所述航天器的质量、所述航天器相对大气的速度和所述航天器相对大气的单位速度矢量进行计算，得到综合加速度；第二计算单元，用于基于所述综合加速度和所述航天器的运动方程进行计算，得到所述航天器的目标加速度矢量；第一预测单元，用于基于所述航天器的目标加速度矢量和所述目标偏差状态数据信息进行预测，得到所述航天器的目标状态数据信息，并依据所述目标状态数据信息进行预测，得到所述航天器轨道终点的位置信息。
进一步地，所述确定单元包括：获取子单元，用于获取所述航天器在同一轨道高度上的第一历史状态数据信息；求解子单元，用于通过最小二乘法对所述第一历史状态数据信息进行求解，得到初始阻力参数；优化子单元，用于获取所述航天器在不同轨道高度上的第二历史状态数据信息，并基于所述第二历史状态数据信息对所述初始阻力参数进行优化，得到所述目标阻力参数。
进一步地，所述处理单元包括：第一计算子单元，用于通过所述目标阻力参数计算得到所述航天器的历史状态数据信息对应的预测状态数据信息；第二计算子单元，用于依据所述状态数据信息和所述历史状态数据信息，计算得到所述目标偏差状态数据信息。
进一步地，所述第二计算子单元包括：转换模块，用于将所述历史状态数据信息转换为历史状态矩阵，并对所述历史状态矩阵进行求导，得到历史状态方程；获取模块，用于获取所述预测状态数据信息对应的预测状态方程和获取所述航天器的观测状态数据信息与所述历史状态数据信息的目标函数关系表达式，其中，所述观测状态数据信息由所述航天器的观测站得到；计算模块，用于依据所述历史状态方程和所述预测状态方程进行计算，得到状态转移矩阵；处理模块，用于依据所述状态转移矩阵和所述目标函数关系表达式，得到所述航天器的目标观测方程，其中，所述目标观测方程由所述状态转移矩阵、所述航天器的观测状态数据信息和观测噪声构成；求解模块，用于基于所述最小二乘法对所述目标观测方程进行求解，得到所述目标偏差状态数据信息。
进一步地，所述求解模块包括：求解子模块，用于基于所述最小二乘法对所述目标观测方程进行求解，得到所述目标偏差状态数据信息；判断子模块，用于判断所述目标偏差状态数据信息是否收敛；更新子模块，用于若所述目标偏差状态数据信息未收敛，对所述目标阻力参数进行更新，得到更新后的目标阻力参数，并重复执行通过所述更新后的目标阻力参数计算得到所述航天器的历史状态数据信息对应的预测状态数据信息，直至所述目标偏差状态数据信息收敛。
进一步地，所述装置还包括：第三计算单元，用于在对所述目标阻力参数进行更新，得到更新后的目标阻力参数之后，基于所述更新后的目标阻力参数进行计算，得到更新后的目标加速度矢量；第二预测单元，用于基于所述更新后的目标加速度矢量和所述目标偏差状态数据信息进行预测，得到所述航天器的目标状态数据信息，并依据所述目标状态数据信息进行预测，得到所述航天器轨道终点的位置信息。
进一步地，所述计算模块包括：第一计算子模块，用于依据所述历史状态方程和所述预测状态方程进行计算，得到偏差状态方程；第二计算子模块，用于对所述偏差状态方程进行积分计算，得到所述状态转移矩阵。
为了实现上述目的，根据本申请的一个方面，提供了一种处理器，处理器用于运行程序，其中，所述程序运行时执行上述任意一项所述的航天器轨道终点的预测方法。
为了实现上述目的，根据本申请的一个方面，提供了一种电子设备，电子设备包括一个或多个处理器和存储器，存储器用于存储一个或多个处理器实现上述任意一项所述的航天器轨道终点的预测方法。
通过本申请，采用以下步骤：基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数，其中，历史状态数据信息至少包括：航天器的加速度矢量、航天器的速度矢量和航天器的位移矢量，目标阻力参数是将大气阻力参数和航天器的姿控喷气参数融合后的参数；根据历史状态数据信息和目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息；依据目标阻力参数、航天器所处位置的大气密度、航天器相对大气速度投影方向的横截面积、航天器的质量、航天器相对大气的速度和航天器相对大气的单位速度矢量进行计算，得到综合加速度；基于综合加速度和航天器的运动方程进行计算，得到航天器的目标加速度矢量；基于航天器的目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，并依据目标状态数据信息进行预测，得到航天器轨道终点的位置信息，解决了相关技术中由于不能确定姿控喷气对航天器的作用力，导致预测航天器轨道终点的准确率比较低的问题。通过将大气阻力参数和航天器的姿控喷气参数作为整体进行计算，即通过目标阻力参数计算得到综合加速度，然后通过综合加速度计算得到航天器的目标加速度矢量，通过目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，最后利用目标状态数据信息得到航天器的终点位置，进而达到了提高预测航天器轨道终点的准确率的效果。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本申请的进一步理解，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1是根据本申请实施例提供的航天器轨道终点的预测方法的流程图；
图2是根据本申请实施例提供的姿控喷气对航天器产生加速度示意图；
图3是根据本申请实施例提供的利用1组初始阻力系数预报多组不同高度轨道影响示意图；
图4是根据本申请实施例提供的使用不同的初始阻力系数预报3组轨道终点的误差示意图；
图5是根据本申请实施例提供的获取目标偏差状态数据信息的流程图；
图6是根据本申请实施例提供的航天器轨道终点的预测装置的示意图；
图7是根据本申请实施例提供的电子设备的示意图。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本申请保护的范围。
需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
下面结合优选的实施步骤对本发明进行说明，图1是根据本申请实施例提供的航天器轨道终点的预测方法的流程图，如图1所示，该方法包括如下步骤：
步骤S101，基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数，其中，历史状态数据信息至少包括：航天器的加速度矢量、航天器的速度矢量和航天器的位移矢量，目标阻力参数是将大气阻力参数和航天器的姿控喷气参数融合后的参数。
步骤S102，根据历史状态数据信息和目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息。
步骤S103，依据目标阻力参数、航天器所处位置的大气密度、航天器相对大气速度投影方向的横截面积、航天器的质量、航天器相对大气的速度和航天器相对大气的单位速度矢量进行计算，得到综合加速度。
步骤S104，基于综合加速度和航天器的运动方程进行计算，得到航天器的目标加速度矢量。
步骤S105，基于航天器的目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，并依据目标状态数据信息进行预测，得到航天器轨道终点的位置信息。
具体地，大气阻力是近地轨道航天器受稀薄大气的影响，对航天器迹向产生的一种持续的作用力，具体如下所示：
Figure BSA0000282660760000061
其中，
Figure BSA0000282660760000062
地球大气阻力摄动加速度，Cd是大气阻力系数，反映中性大气与航天器表面相互作用的有关特性；ρ为航天器所处位置的大气密度；S为航天器相对于大气速度投影方向的截面积；m为质量；vr为航天器相对大气的速度，ev为航天器相对大气的单位速度矢量。
姿控喷气扰动力摄动加速度
Figure BSA0000282660760000063
可以使用线性加周期项的模型，具体表达式如下：
Figure BSA0000282660760000064
其中，xi，yi，zi(i取1，2，3)表示卫星轨道坐标系rtn下经验力系数，u表示航天器飞行轨道的纬度幅角，
Figure BSA0000282660760000065
为卫星轨道坐标系到协议惯性坐标系的转换矩阵。通常情况下，忽略周期项，可以直接采用线性项进行描述，上式可以表示为：
Figure BSA0000282660760000071
特别的，有些航天器姿控喷气对轨道迹向产生的摄动力较大，图2给出了姿控喷气在迹向产生加速度示意图，ΔVm为第1次脉冲产生的速度增量，ΔVk为第2次脉冲产生的速度增量，ΔV为2次脉冲产生的综合效果，ΔVm+ΔVk＝ΔV，有的航天器姿控喷气会产生正向加速度，本申请主要考虑这两类姿控喷气扰动力进行等效建模。考虑时间范围是[t0，t2n-1]，频繁喷气脉冲的速度增量可以表示为：
Figure BSA0000282660760000072
此时，频繁的姿控喷气扰动力会与大气阻力产生相似的作用力，即均会产生持续的摄动力，因此可以通过大气阻力摄动加速度给出姿控喷气扰动力摄动加速度的表达式为：
Figure BSA0000282660760000073
Figure SA00002826607666432048
是利用大气阻力模型描述时的姿控喷气系数。那么大气阻力与姿控喷气摄动的加速度(即上述的综合加速度)可以表示为：
Figure BSA0000282660760000074
此时的目标阻力系数可以表示为：CO＝Cd+CTH，根据上述的公式，在不考虑矢量方向的情况下，还可以得到如下关系式：
Figure BSA0000282660760000075
综上所述，航天器姿控喷气扰动持续进行时，如果对轨道迹向产生了稳定的作用力，可利用大气阻力等效描述姿控喷气扰动的作用力，因此可以将大气阻力参数和航天器的姿控喷气参数作为一个整体，合并为一个阻力参数，然后再通过这个目标阻力参数进行航天器轨道终点的预测。
在一可选地实施例中，对于将大气阻力参数和航天器的姿控喷气参数作为一个整体进行了仿真验证，使用三组不同轨道每组轨道测量12小时进行分析。姿控喷气摄动加速度设置为：
Figure BSA0000282660760000076
轨道测量数据采用GNSS导航定位数据Δ(x，y，z)＜20m。计算统计结果如表1所示。
表1
Figure BSA0000282660760000077
Figure BSA0000282660760000081
因为Cd和
Figure BSA00002826607600000818
为常值，而大气阻力
Figure BSA0000282660760000082
根据不同轨道高度有变化，在其它因素不变的情况下，轨道越低大气密度越大，对应阻力
Figure BSA0000282660760000083
越大(表1中210x380km表示近地点210千米，远地点380千米的轨道，由于航天器在近地点和远地点因大气密度差异导致阻力不同，每组轨道均计算阻力平均值作为验证结果)，所以上表中序号1的比值小，序号3的比值大，通过公式
Figure BSA0000282660760000084
进行验证，计算得到绝对误差小于等于0.02，这说明将大气阻力参数和航天器的姿控喷气参数作为一个整体在处理迹向喷气扰动力是合理可行的。
利用航天器的历史状态数据信息计算得到目标阻力参数，利用历史状态数据信息和目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息。通过公式
Figure BSA0000282660760000085
得到综合加速度。通过公式
Figure BSA0000282660760000086
进行计算得到航天器的目标加速度矢量，其中，
Figure BSA0000282660760000087
为航天器在地心天球坐标系中的位置矢量，
Figure BSA0000282660760000088
为航天器在地心天球坐标系中的目标加速度矢量，方程右端为作用在航天器上的加速度总和，分别表示：
Figure BSA0000282660760000089
地球中心引力加速度；
Figure BSA00002826607600000810
地球非球形引力摄动加速度；
Figure BSA00002826607600000811
地球大气阻力摄动加速度；
Figure BSA00002826607600000812
月球、太阳和地球外的其它行星的引力摄动加速度；
Figure BSA00002826607600000813
太阳辐射压摄动加速度；
Figure BSA00002826607600000814
地球红外辐射和反射太阳光的压力摄动加速度；
Figure BSA00002826607600000815
地球潮汐(包括固体潮、海潮和大气潮)产生的形变部分的引力摄动加速度；
Figure BSA00002826607600000816
相对论效应引力摄动加速度；
Figure BSA00002826607600000817
姿控喷气摄动加速度。然后利用求得到目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息得到航天器的目标状态数据信息，目标状态数据信息中包括航天器的速度矢量，位置矢量等信息，通过目标状态数据信息预测航天器轨道终点的位置信息。
综上所述，通过将大气阻力参数和航天器的姿控喷气参数作为整体进行计算，即通过目标阻力参数计算得到综合加速度，然后通过综合加速度计算得到航天器的目标加速度矢量，通过目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，最后利用目标状态数据信息得到航天器的终点位置，提高了预测航天器轨道终点的准确率。
如何基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数，在本申请实施例提供的航天器轨道终点的预测方法中作了进一步地限定：基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数包括：获取航天器在同一轨道高度上的第一历史状态数据信息；通过最小二乘法对第一历史状态数据信息进行求解，得到初始阻力参数；获取航天器在不同轨道高度上的第二历史状态数据信息，并基于第二历史状态数据信息对初始阻力参数进行优化，得到目标阻力参数。
具体地，获取航天器在同一轨道高度上的第一历史状态数据信息，例如，第一历史状态数据信息可以表示为
Figure BSA0000282660760000091
其中，P表示动力学参数或几何参数等，通常应包含大气阻力系数、姿控喷气作用力等，
Figure BSA0000282660760000092
为位置矢量，
Figure BSA0000282660760000093
为速度矢量。对上述矩阵进行求解，得到初始阻力系数等状态信息。
在航天器轨道终点预报中通常涉及轨道变化，在不同的轨道高度，需要考虑不同的初始阻力系数，但是轨道预报中某些情况下只能使用1组初始阻力系数，为了保证多次变轨后的预报终点精度，需要分析1组综合阻力系数对应航天器飞行了多个不同轨道后的终点精度，制定一种预报至终点的最优策略，即对初始阻力系数进行优化，如图3所示，在轨道1飞行时采用初始阻力系数会导致实际与理论预报产生迹向ΔR1的延迟；在轨道2飞行时采用初始阻力系数会导致实际与理论预报产生迹向Δr2的提前量，在轨道1与轨道2接力飞行时采用初始阻力系数会导致实际与理论预报产生迹向ΔR2的延迟，其中，ΔR2＝ΔR1+Δr2；在轨道3飞行时采用初始阻力系数会导致实际与理论预报产生迹向Δr3的提前量，在轨道1与轨道2，轨道3接力飞行时采用初始阻力系数会导致实际与理论预报产生迹向ΔR3的延迟，其中，ΔR3＝ΔR1+Δr2+Δr3，如果预报终点的误差|ΔR3|→0即为寻找的初始阻力系数的最优值，以下给出一组算例，初始阻力系数为2.0，然后计算预报三组轨道的综合迹向误差，阻力系数步长0.1，计算70组统计结果如图4所示。当初始阻力系数为5.9时，位置误差趋于0，所以可认为利用该阻力系数预报的轨道终点位置准确率更高。通过上述方法，利用不同轨道高度上的第二历史状态数据信息对初始阻力参数进行优化，得到目标阻力参数。通过上述步骤，提高了预测航天器轨道终点的准确性。
为了能够更加准确地提高预测航天器轨道终点的准确性，需要修正历史状态数据信息与预测状态数据信息之间的偏差量，也就是如何得到目标偏差状态数据。在本申请实施例提供的航天器轨道终点的预测方法中，根据历史状态数据信息和目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息包括：通过目标阻力参数计算得到航天器的历史状态数据信息对应的预测状态数据信息；依据状态数据信息和历史状态数据信息，计算得到目标偏差状态数据信息。将历史状态数据信息转换为历史状态矩阵，并对历史状态矩阵进行求导，得到历史状态方程；获取预测状态数据信息对应的预测状态方程和获取航天器的观测状态数据信息与历史状态数据信息的目标函数关系表达式，其中，观测状态数据信息由航天器的观测站得到；依据历史状态方程和预测状态方程进行计算，得到状态转移矩阵；依据历史状态方程和预测状态方程进行计算，得到偏差状态方程；对偏差状态方程进行积分计算，得到状态转移矩阵。依据状态转移矩阵和目标函数关系表达式，得到航天器的目标观测方程，其中，目标观测方程由状态转移矩阵、航天器的观测状态数据信息和观测噪声构成；基于最小二乘法对目标观测方程进行求解，得到目标偏差状态数据信息。
具体地，历史状态数据信息可以表示为(对应上述的将历史状态数据信息转换为历史状态矩阵)：
Figure BSA0000282660760000101
式(1)中，P表示动力学参数或几何参数等，通常应包含大气阻力系数、姿控喷气作用力等。对公式(1)进行求导，得到历史状态方程由公式(2)表示：
Figure BSA0000282660760000102
其中，
Figure BSA0000282660760000103
X(t0)＝X0，t0时刻对应的历史状态数据信息。假设观测状态数据信息X*(t)，则对X*(t)求导，得到预测状态方程：
Figure BSA0000282660760000104
依据历史状态方程和预测状态方程进行计算，得到偏差状态方程，如公式(4)所示：
x(t)＝X(t)-X*(t) (4)
对公式(4)进行求导，得到偏差线性化状态方程，如公式(5)所示：
Figure BSA0000282660760000105
其中，
Figure BSA0000282660760000111
x(t)＝Ф(t，t0)x(t0)，Ф(t，t0)为状态转移矩阵，然后进行积分得到公式(6)：
Figure BSA0000282660760000112
式中，I为单位阵。
ti时刻的观测量Yi与状态量Xi之间的函数关系由公式(7)描述(对应上述的获取航天器的观测状态数据信息与历史状态数据信息的目标函数关系表达式)：
Yi＝G(Xi，ti)+εi (7)
其中，Xi、Yi、εi分别为ti时刻的历史状态数据信息、观测状态数据信息以及观测噪声。记yi＝Yi-G(Xi *，ti)，线性化的观测方程按照公式(8)描述：
yi＝Hix0+εi (8)
其中，x0＝x(t0)，
Figure BSA0000282660760000113
记
Figure BSA0000282660760000114
进一步简化得到航天器的目标观测方程由公式(9)表示(对应上述的依据状态转移矩阵和目标函数关系表达式，得到航天器的目标观测方程)：
y＝Hx0+ε (9)
基于最小二乘进行统计求解，得到x0(即上述的目标偏差状态数据信息)。
为了减少偏差状态数据，基于最小二乘法对目标观测方程进行求解，得到目标偏差状态数据信息包括：基于最小二乘法对目标观测方程进行求解，得到目标偏差状态数据信息；判断目标偏差状态数据信息是否收敛；若目标偏差状态数据信息未收敛，对目标阻力参数进行更新，得到更新后的目标阻力参数，并重复执行通过更新后的目标阻力参数计算得到航天器的历史状态数据信息对应的预测状态数据信息，直至目标偏差状态数据信息收敛。
具体地，如图5所示，在计算得到目标偏差状态数据信息后，需要判断目标偏差状态数据信息是否收敛，即目标偏差状态数据信息是否在可以接受的范围内，如果不在可以接受的范围内，即目标偏差状态数据信息未收敛，对目标阻力参数进行更新，得到更新后的目标阻力参数，并重复执行上述步骤，直至目标偏差状态数据信息收敛。通过上述步骤，能够有效减小历史状态数据信息与预测状态数据信息之间的偏差量，提高预测的准确度。
在计算目标偏差状态数据信息，如果目标阻力参数进行了更新，然后后续在进行预测时，基于更新后的目标阻力参数进行计算，得到更新后的目标加速度矢量；基于更新后的目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，并依据目标状态数据信息进行预测，得到航天器轨道终点的位置信息。
在计算目标偏差状态数据信息，如果目标阻力参数没有变化，则基于目标阻力参数进行计算，得到目标加速度矢量；基于目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，并依据目标状态数据信息进行预测，得到航天器轨道终点的位置信息。
本申请实施例提供的航天器轨道终点的预测方法，通过基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数，其中，历史状态数据信息至少包括：航天器的加速度矢量、航天器的速度矢量和航天器的位移矢量，目标阻力参数是将大气阻力参数和航天器的姿控喷气参数融合后的参数；根据历史状态数据信息和目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息；依据目标阻力参数、航天器所处位置的大气密度、航天器相对大气速度投影方向的横截面积、航天器的质量、航天器相对大气的速度和航天器相对大气的单位速度矢量进行计算，得到综合加速度；基于综合加速度和航天器的运动方程进行计算，得到航天器的目标加速度矢量；基于航天器的目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，并依据目标状态数据信息进行预测，得到航天器轨道终点的位置信息，解决了相关技术中由于不能确定姿控喷气对航天器的作用力，导致预测航天器轨道终点的准确率比较低的问题。通过将大气阻力参数和航天器的姿控喷气参数作为整体进行计算，即通过目标阻力参数计算得到综合加速度，然后通过综合加速度计算得到航天器的目标加速度矢量，通过目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，最后利用目标状态数据信息得到航天器的终点位置，进而达到了提高预测航天器轨道终点的准确率的效果。
需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
本申请实施例还提供了一种航天器轨道终点的预测装置，需要说明的是，本申请实施例的航天器轨道终点的预测装置可以用于执行本申请实施例所提供的用于航天器轨道终点的预测方法。以下对本申请实施例提供的航天器轨道终点的预测装置进行介绍。
图6是根据本申请实施例的航天器轨道终点的预测装置的示意图。如图6所示，该装置包括：确定单元601，处理单元602，第一计算单元603，第二计算单元604和第一预测单元605。
确定单元601，用于基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数，其中，历史状态数据信息至少包括：航天器的加速度矢量、航天器的速度矢量和航天器的位移矢量，目标阻力参数是将大气阻力参数和航天器的姿控喷气参数融合后的参数。
处理单元602，用于根据历史状态数据信息和目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息。
第一计算单元603，用于依据目标阻力参数、航天器所处位置的大气密度、航天器相对大气速度投影方向的横截面积、航天器的质量、航天器相对大气的速度和航天器相对大气的单位速度矢量进行计算，得到综合加速度。
第二计算单元604，用于基于综合加速度和航天器的运动方程进行计算，得到航天器的目标加速度矢量。
第一预测单元605，用于基于航天器的目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，并依据目标状态数据信息进行预测，得到航天器轨道终点的位置信息。
本申请实施例提供的航天器轨道终点的预测装置，通过确定单元601基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数，其中，历史状态数据信息至少包括：航天器的加速度矢量、航天器的速度矢量和航天器的位移矢量，目标阻力参数是将大气阻力参数和航天器的姿控喷气参数融合后的参数；处理单元602根据历史状态数据信息和目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息；第一计算单元603依据目标阻力参数、航天器所处位置的大气密度、航天器相对大气速度投影方向的横截面积、航天器的质量、航天器相对大气的速度和航天器相对大气的单位速度矢量进行计算，得到综合加速度；第二计算单元604基于综合加速度和航天器的运动方程进行计算，得到航天器的目标加速度矢量；第一预测单元605基于航天器的目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，并依据目标状态数据信息进行预测，得到航天器轨道终点的位置信息，解决了相关技术中由于不能确定姿控喷气对航天器的作用力，导致预测航天器轨道终点的准确率比较低的问题。通过将大气阻力参数和航天器的姿控喷气参数作为整体进行计算，即通过目标阻力参数计算得到综合加速度，然后通过综合加速度计算得到航天器的目标加速度矢量，通过目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，最后利用目标状态数据信息得到航天器的终点位置，进而达到了提高预测航天器轨道终点的准确率的效果。
可选地，在本申请实施例提供的航天器轨道终点的预测装置中，确定单元601包括：获取子单元，用于获取航天器在同一轨道高度上的第一历史状态数据信息；求解子单元，用于通过最小二乘法对第一历史状态数据信息进行求解，得到初始阻力参数；优化子单元，用于获取航天器在不同轨道高度上的第二历史状态数据信息，并基于第二历史状态数据信息对初始阻力参数进行优化，得到目标阻力参数。
可选地，在本申请实施例提供的航天器轨道终点的预测装置中，处理单元602包括：第一计算子单元，用于通过目标阻力参数计算得到航天器的历史状态数据信息对应的预测状态数据信息；第二计算子单元，用于依据状态数据信息和历史状态数据信息，计算得到目标偏差状态数据信息。
可选地，在本申请实施例提供的航天器轨道终点的预测装置中，第二计算子单元包括：转换模块，用于将历史状态数据信息转换为历史状态矩阵，并对历史状态矩阵进行求导，得到历史状态方程；获取模块，用于获取预测状态数据信息对应的预测状态方程和获取航天器的观测状态数据信息与历史状态数据信息的目标函数关系表达式，其中，观测状态数据信息由航天器的观测站得到；计算模块，用于依据历史状态方程和预测状态方程进行计算，得到状态转移矩阵；处理模块，用于依据状态转移矩阵和目标函数关系表达式，得到航天器的目标观测方程，其中，目标观测方程由状态转移矩阵、航天器的观测状态数据信息和观测噪声构成；求解模块，用于基于最小二乘法对目标观测方程进行求解，得到目标偏差状态数据信息。
可选地，在本申请实施例提供的航天器轨道终点的预测装置中，求解模块包括：求解子模块，用于基于最小二乘法对目标观测方程进行求解，得到目标偏差状态数据信息；判断子模块，用于判断目标偏差状态数据信息是否收敛；更新子模块，用于若目标偏差状态数据信息未收敛，对目标阻力参数进行更新，得到更新后的目标阻力参数，并重复执行通过更新后的目标阻力参数计算得到航天器的历史状态数据信息对应的预测状态数据信息，直至目标偏差状态数据信息收敛。
可选地，在本申请实施例提供的航天器轨道终点的预测装置中，该装置还包括：第三计算单元，用于在对目标阻力参数进行更新，得到更新后的目标阻力参数之后，基于更新后的目标阻力参数进行计算，得到更新后的目标加速度矢量；第二预测单元，用于基于更新后的目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，并依据目标状态数据信息进行预测，得到航天器轨道终点的位置信息。
可选地，在本申请实施例提供的航天器轨道终点的预测装置中，计算模块包括：第一计算子模块，用于依据历史状态方程和预测状态方程进行计算，得到偏差状态方程；第二计算子模块，用于对偏差状态方程进行积分计算，得到状态转移矩阵。
航天器轨道终点的预测装置包括处理器和存储器，上述的确定单元601，处理单元602，第一计算单元603，第二计算单元604和第一预测单元605等均作为程序单元存储在存储器中，由处理器执行存储在存储器中的上述程序单元来实现相应的功能。
处理器中包含内核，由内核去存储器中调取相应的程序单元。内核可以设置一个或以上，通过调整内核参数来预测航天器轨道终点。
存储器可能包括计算机可读介质中的非永久性存储器，随机存取存储器(RAM)和/或非易失性内存等形式，如只读存储器(ROM)或闪存(flash RAM)，存储器包括至少一个存储芯片。
本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有程序，该程序被处理器执行时实现航天器轨道终点的预测方法。
本发明实施例提供了一种处理器，处理器用于运行程序，其中，程序运行时执行航天器轨道终点的预测方法。
如图7所示，本发明实施例提供了一种电子设备，设备包括处理器、存储器及存储在存储器上并可在处理器上运行的程序，处理器执行程序时实现以下步骤：基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数，其中，历史状态数据信息至少包括：航天器的加速度矢量、航天器的速度矢量和航天器的位移矢量，目标阻力参数是将大气阻力参数和航天器的姿控喷气参数融合后的参数；根据历史状态数据信息和目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息；依据目标阻力参数、航天器所处位置的大气密度、航天器相对大气速度投影方向的横截面积、航天器的质量、航天器相对大气的速度和航天器相对大气的单位速度矢量进行计算，得到综合加速度；基于综合加速度和航天器的运动方程进行计算，得到航天器的目标加速度矢量；基于航天器的目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，并依据目标状态数据信息进行预测，得到航天器轨道终点的位置信息。
可选地，基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数包括：获取航天器在同一轨道高度上的第一历史状态数据信息；通过最小二乘法对第一历史状态数据信息进行求解，得到初始阻力参数；获取航天器在不同轨道高度上的第二历史状态数据信息，并基于第二历史状态数据信息对初始阻力参数进行优化，得到目标阻力参数。
可选地，根据历史状态数据信息和目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息包括：通过目标阻力参数计算得到航天器的历史状态数据信息对应的预测状态数据信息；依据状态数据信息和历史状态数据信息，计算得到目标偏差状态数据信息。
可选地，依据状态数据信息和历史状态数据信息，计算得到目标偏差状态数据信息包括将历史状态数据信息转换为历史状态矩阵，并对历史状态矩阵进行求导，得到历史状态方程；获取预测状态数据信息对应的预测状态方程和获取航天器的观测状态数据信息与历史状态数据信息的目标函数关系表达式，其中，观测状态数据信息由航天器的观测站得到；依据历史状态方程和预测状态方程进行计算，得到状态转移矩阵；依据状态转移矩阵和目标函数关系表达式，得到航天器的目标观测方程，其中，目标观测方程由状态转移矩阵、航天器的观测状态数据信息和观测噪声构成；基于最小二乘法对目标观测方程进行求解，得到目标偏差状态数据信息。
可选地，基于最小二乘法对目标观测方程进行求解，得到目标偏差状态数据信息包括：基于最小二乘法对目标观测方程进行求解，得到目标偏差状态数据信息；判断目标偏差状态数据信息是否收敛；若目标偏差状态数据信息未收敛，对目标阻力参数进行更新，得到更新后的目标阻力参数，并重复执行通过更新后的目标阻力参数计算得到航天器的历史状态数据信息对应的预测状态数据信息，直至目标偏差状态数据信息收敛。
可选地，在对目标阻力参数进行更新，得到更新后的目标阻力参数之后，方法还包括：基于更新后的目标阻力参数进行计算，得到更新后的目标加速度矢量；基于更新后的目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，并依据目标状态数据信息进行预测，得到航天器轨道终点的位置信息。
可选地，依据历史状态方程和预测状态方程进行计算，得到状态转移矩阵包括：依据历史状态方程和预测状态方程进行计算，得到偏差状态方程；对偏差状态方程进行积分计算，得到状态转移矩阵。
本文中的设备可以是服务器、PC、PAD、手机等。
本申请还提供了一种计算机程序产品，当在数据处理设备上执行时，适于执行初始化有如下方法步骤的程序：基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数，其中，历史状态数据信息至少包括：航天器的加速度矢量、航天器的速度矢量和航天器的位移矢量，目标阻力参数是将大气阻力参数和航天器的姿控喷气参数融合后的参数；根据历史状态数据信息和目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息；依据目标阻力参数、航天器所处位置的大气密度、航天器相对大气速度投影方向的横截面积、航天器的质量、航天器相对大气的速度和航天器相对大气的单位速度矢量进行计算，得到综合加速度；基于综合加速度和航天器的运动方程进行计算，得到航天器的目标加速度矢量；基于航天器的目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，并依据目标状态数据信息进行预测，得到航天器轨道终点的位置信息。
可选地，基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数包括：获取航天器在同一轨道高度上的第一历史状态数据信息；通过最小二乘法对第一历史状态数据信息进行求解，得到初始阻力参数；获取航天器在不同轨道高度上的第二历史状态数据信息，并基于第二历史状态数据信息对初始阻力参数进行优化，得到目标阻力参数。
可选地，根据历史状态数据信息和目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息包括：通过目标阻力参数计算得到航天器的历史状态数据信息对应的预测状态数据信息；依据状态数据信息和历史状态数据信息，计算得到目标偏差状态数据信息。
可选地，依据状态数据信息和历史状态数据信息，计算得到目标偏差状态数据信息包括将历史状态数据信息转换为历史状态矩阵，并对历史状态矩阵进行求导，得到历史状态方程；获取预测状态数据信息对应的预测状态方程和获取航天器的观测状态数据信息与历史状态数据信息的目标函数关系表达式，其中，观测状态数据信息由航天器的观测站得到；依据历史状态方程和预测状态方程进行计算，得到状态转移矩阵；依据状态转移矩阵和目标函数关系表达式，得到航天器的目标观测方程，其中，目标观测方程由状态转移矩阵、航天器的观测状态数据信息和观测噪声构成；基于最小二乘法对目标观测方程进行求解，得到目标偏差状态数据信息。
可选地，基于最小二乘法对目标观测方程进行求解，得到目标偏差状态数据信息包括：基于最小二乘法对目标观测方程进行求解，得到目标偏差状态数据信息；判断目标偏差状态数据信息是否收敛；若目标偏差状态数据信息未收敛，对目标阻力参数进行更新，得到更新后的目标阻力参数，并重复执行通过更新后的目标阻力参数计算得到航天器的历史状态数据信息对应的预测状态数据信息，直至目标偏差状态数据信息收敛。
可选地，在对目标阻力参数进行更新，得到更新后的目标阻力参数之后，方法还包括：基于更新后的目标阻力参数进行计算，得到更新后的目标加速度矢量；基于更新后的目标加速度矢量和目标偏差状态数据信息进行预测，得到航天器的目标状态数据信息，并依据目标状态数据信息进行预测，得到航天器轨道终点的位置信息。
可选地，依据历史状态方程和预测状态方程进行计算，得到状态转移矩阵包括：依据历史状态方程和预测状态方程进行计算，得到偏差状态方程；对偏差状态方程进行积分计算，得到状态转移矩阵。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
在一个典型的配置中，计算设备包括一个或多个处理器(CPU)、输入/输出接口、网络接口和内存。
存储器可能包括计算机可读介质中的非永久性存储器，随机存取存储器(RAM)和/或非易失性内存等形式，如只读存储器(ROM)或闪存(flash RAM)。存储器是计算机可读介质的示例。
计算机可读介质包括永久性和非永久性、可移动和非可移动媒体可以由任何方法或技术来实现信息存储。信息可以是计算机可读指令、数据结构、程序的模块或其他数据。计算机的存储介质的例子包括，但不限于相变内存(PRAM)、静态随机存取存储器(SRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、其他类型的随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、电可擦除可编程只读存储器(EEPROM)、快闪记忆体或其他内存技术、只读光盘只读存储器(CD-ROM)、数字多功能光盘(DVD)或其他光学存储、磁盒式磁带，磁带磁盘存储或其他磁性存储设备或任何其他非传输介质，可用于存储可以被计算设备访问的信息。按照本文中的界定，计算机可读介质不包括暂存电脑可读媒体(transitory media)，如调制的数据信号和载波。
还需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、商品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、商品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括要素的过程、方法、商品或者设备中还存在另外的相同要素。
本领域技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
以上仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请。对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围之内。

Claims (10)

1.一种航天器轨道终点的预测方法，其特征在于，包括：
基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数，其中，所述历史状态数据信息至少包括：所述航天器的加速度矢量、所述航天器的速度矢量和所述航天器的位移矢量，所述目标阻力参数是将大气阻力参数和所述航天器的姿控喷气参数融合后的参数；
根据所述历史状态数据信息和所述目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息；
依据所述目标阻力参数、所述航天器所处位置的大气密度、所述航天器相对大气速度投影方向的横截面积、所述航天器的质量、所述航天器相对大气的速度和所述航天器相对大气的单位速度矢量进行计算，得到综合加速度；
基于所述综合加速度和所述航天器的运动方程进行计算，得到所述航天器的目标加速度矢量；
基于所述航天器的目标加速度矢量和所述目标偏差状态数据信息进行预测，得到所述航天器的目标状态数据信息，并依据所述目标状态数据信息进行预测，得到所述航天器轨道终点的位置信息。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数包括：
获取所述航天器在同一轨道高度上的第一历史状态数据信息；
通过最小二乘法对所述第一历史状态数据信息进行求解，得到初始阻力参数；
获取所述航天器在不同轨道高度上的第二历史状态数据信息，并基于所述第二历史状态数据信息对所述初始阻力参数进行优化，得到所述目标阻力参数。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，根据所述历史状态数据信息和所述目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息包括：
通过所述目标阻力参数计算得到所述航天器的历史状态数据信息对应的预测状态数据信息；
依据所述状态数据信息和所述历史状态数据信息，计算得到所述目标偏差状态数据信息。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，依据所述状态数据信息和所述历史状态数据信息，计算得到所述目标偏差状态数据信息包括：
将所述历史状态数据信息转换为历史状态矩阵，并对所述历史状态矩阵进行求导，得到历史状态方程；
获取所述预测状态数据信息对应的预测状态方程和获取所述航天器的观测状态数据信息与所述历史状态数据信息的目标函数关系表达式，其中，所述观测状态数据信息由所述航天器的观测站得到；
依据所述历史状态方程和所述预测状态方程进行计算，得到状态转移矩阵；
依据所述状态转移矩阵和所述目标函数关系表达式，得到所述航天器的目标观测方程，其中，所述目标观测方程由所述状态转移矩阵、所述航天器的观测状态数据信息和观测噪声构成；
基于所述最小二乘法对所述目标观测方程进行求解，得到所述目标偏差状态数据信息。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，基于所述最小二乘法对所述目标观测方程进行求解，得到所述目标偏差状态数据信息包括：
基于所述最小二乘法对所述目标观测方程进行求解，得到所述目标偏差状态数据信息；
判断所述目标偏差状态数据信息是否收敛；
若所述目标偏差状态数据信息未收敛，对所述目标阻力参数进行更新，得到更新后的目标阻力参数，并重复执行通过所述更新后的目标阻力参数计算得到所述航天器的历史状态数据信息对应的预测状态数据信息，直至所述目标偏差状态数据信息收敛。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，在对所述目标阻力参数进行更新，得到更新后的目标阻力参数之后，所述方法还包括：
基于所述更新后的目标阻力参数进行计算，得到更新后的目标加速度矢量；
基于所述更新后的目标加速度矢量和所述目标偏差状态数据信息进行预测，得到所述航天器的目标状态数据信息，并依据所述目标状态数据信息进行预测，得到所述航天器轨道终点的位置信息。
7.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，依据所述历史状态方程和所述预测状态方程进行计算，得到状态转移矩阵包括：
依据所述历史状态方程和所述预测状态方程进行计算，得到偏差状态方程；
对所述偏差状态方程进行积分计算，得到所述状态转移矩阵。
8.一种航天器轨道终点的预测装置，其特征在于，包括：
确定单元，用于基于航天器的历史状态数据信息，确定目标阻力参数，其中，所述历史状态数据信息至少包括：所述航天器的加速度矢量、所述航天器的速度矢量和所述航天器的位移矢量，所述目标阻力参数是将大气阻力参数和所述航天器的姿控喷气参数融合后的参数；
处理单元，用于根据所述历史状态数据信息和所述目标阻力参数，得到目标偏差状态数据信息；
第一计算单元，用于依据所述目标阻力参数、所述航天器所处位置的大气密度、所述航天器相对大气速度投影方向的横截面积、所述航天器的质量、所述航天器相对大气的速度和所述航天器相对大气的单位速度矢量进行计算，得到综合加速度；
第二计算单元，用于基于所述综合加速度和所述航天器的运动方程进行计算，得到所述航天器的目标加速度矢量；
第一预测单元，用于基于所述航天器的目标加速度矢量和所述目标偏差状态数据信息进行预测，得到所述航天器的目标状态数据信息，并依据所述目标状态数据信息进行预测，得到所述航天器轨道终点的位置信息。
9.一种处理器，其特征在于，所述处理器用于运行程序，其中，所述程序运行时执行权利要求1至7中任意一项所述的航天器轨道终点的预测方法。
10.一种电子设备，其特征在于，包括一个或多个处理器和存储器，所述存储器用于存储一个或多个程序，其中，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现权利要求1至7中任意一项所述的航天器轨道终点的预测方法。
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