CN116108314A - 一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法 - Google Patents
一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明涉及空间目标轨道确定技术领域，并公开了一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法，包括如下步骤，基于多传感器组合的天基光学测量的，空间目标的短弧段测量数据对空间目标的初始轨道进行确定；基于上一步的初定轨进行空间目标的轨道改进；由状态矢量计算出轨道要素，确定空间目标的轨道，本发明基于非线性相对动力学模型，采用最小二乘批处理方法对轨道进行优化改进，给出了轨道改进的具体算法，在状态转移矩阵的求解中采用了不同于传统解析法和传统数值微分中的拉格朗日插值法，能满足较高精度要求的空间目标定轨，同时基于某一时刻空间目标的位置矢量和速度矢量确定航天器的轨道六根数，从而进行轨道高精度的确定。
Description
技术领域
本发明涉及空间目标轨道确定技术领域，更具体地说，涉及一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法。
背景技术
随着深空探测任务的日益增多，航天器绕飞、伴飞观测目标天体已经成为未来深空科学探测的重要任务和课题。若航天器已捕获目标天体，但对其各种信息掌握较少，需采用伴飞探测，确定航天器相对目标天体的位置、速度以及姿态等参数信息。为了成功地完成科学考察任务，航天器实现伴飞探测轨道保持与控制需要很高的轨道确定精度。航天器确保较高的轨道确定精度，以便航天器在需要的位置实现准确地定点悬停或在一定区域内实现伴飞，完成后续探测任务。轨道确定精度对伴飞探测轨道控制有很大的影响，如果航天器与小天体相对信息的确定存在较大误差，会导致航天器无法进行精确地轨道控制，进而严重偏离预期轨道甚至无法继续进行伴飞探测。
目前，各类在轨航天器多达数千颗，空间目标监视系统的任务就是识别这些目标，对其中具有比较重要价值的空间目标进行重点探测和跟踪，获取此类空间目标的各项参数如轨道根数、形状和尺寸以及覆盖区域和威胁程度等，首先发展起来的是地基监视系统，利用光学望远镜和雷达探测器组合而成，对过顶的空间目标进行探测和跟踪，地基空间目标监视系统技术成熟，成本较低，是构建天地一体化的空间目标监视网络体系不可或缺的重要基础，但是，同时地基空间目标监视系统也有很多缺陷，如易受地球曲率、大气环境和光照气象条件的影响等，导致光学、雷达探测器都难以实现对高轨空间目标的监视，且观测范围有限，而对于轨道较低的空间目标，由于其轨道周期较小，速度较快，每次过顶的时间很短，地面监视系统所能观测到的观测弧段很短，而且对于一个地基监视站可能需要空间目标经过若干圈后才能观测到，要达到较高的定轨精度就需要广泛地全球布站，这无论是在难度还是成本上都对地基空间目标监视系统造成了较大的难度，为此，本申请提出一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法来解决上述问题。
发明内容
本发明的目的是针对现有技术的不足，提供一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法。
本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法，包括如下步骤：
步骤S1，空间目标初定轨，基于多传感器组合的天基光学测量的，空间目标的短弧段测量数据对空间目标的初始轨道进行确定；
步骤S2，轨道改进，基于步骤S1的初定轨进行空间目标的轨道改进；
步骤S3，轨道要素的确定，由状态矢量计算出轨道要素，确定空间目标的轨道。
作为优选的：所述步骤S1空间目标的初定轨弧段长度取10min和20min。
作为优选的：所述步骤S2轨道改进的弧段长度均为空间目标自身轨道周期的1/2，采样间隔为10s。
作为优选的：所述步骤S1空间目标的短弧段测量数据至少包括三个点的测量信息，并利用拟Newton法进行迭代处理，Newton迭代式子如下，
作为优选的：所述步骤S2的轨道改进具体过程如下，
采用数值法和分析法求解观测量的计算值，通过根数外推求得各时刻的位置矢量，进而求得观测值；
求解最小二乘估计最优准则下的法方程；
对以上两次残差作差进行比较，若满足任意两个差值的绝对值都小于一个确定常数，则终止迭代。
作为优选的：所述步骤S3轨道要求包括半长轴、离心率、轨道倾角、升交点黄经、近日点辐角以及指定历元的平近点角，并通过某时刻空间目标的位置矢量和速度矢量进行确定。
作为优选的：所述步骤S2的轨道改进通过拉格朗日插值法进行状态转移矩阵的求解，其基本公式为，
作为优选的：所述步骤S1空间目标初始轨道测量点等间隔分布。
本发明所述方案相比于现有技术的有益效果如下：
本发明基于非线性相对动力学模型，采用最小二乘批处理方法对轨道进行优化改进，给出了轨道改进的具体算法，在状态转移矩阵的求解中采用了不同于传统解析法和传统数值微分中的拉格朗日插值法，能满足较高精度要求的空间目标定轨，同时基于某一时刻空间目标的位置矢量和速度矢量确定航天器的轨道六根数，从而进行轨道高精度的确定。
图中所示
图1为本发明一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法观测几何图；
图2为本发明一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法多弧段测量数据的处理流程图；
图3为本发明一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法实施例不同高度轨道多弧段轨道确定精度示意图；
图4为本发明一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法不同高度轨道预测结果示意图。
具体实施方式
本发明提供的一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法，包括如下步骤：
步骤S1，空间目标初定轨，基于多传感器组合的天基光学测量的，空间目标的短弧段测量数据对空间目标的初始轨道进行确定；
步骤S2，轨道改进，基于步骤S1的初定轨进行空间目标的轨道改进；
步骤S3，轨道要素的确定，由状态矢量计算出轨道要素，确定空间目标的轨道。
一般而言，对于空间目标的轨道确定主要包括初始轨道确定和最小二乘微分轨道改进初始轨道确定是利用短弧段测量数据进行计算，快速确定在某一时刻空间目标的位置和速度在天基光学测量中，初始轨道确定的结果除了用于入轨判断并为轨道改进提供初值外，还用于引导光学敏感器再次捕获目标，因此无论是实时性还是精度，都提出了一定的要求而且，采用合适的方法提高初始轨道确定的精度对后续轨道改进具有重要意义，可以提高轨道改进的收敛速度，本发明将利用改进的拉普拉斯方法对空间目标进行初始轨道确定。
在本发明中所应用的背景是利用短弧段的测角信息进行轨道确定，测量数据类型单一且弧段较短，改进的Laplace方法形式较为简单，但是其中未考虑摄动的影响，同时，基于改进的Laplace方法，加入摄动，并以极小化的思想对初轨中的一个弧段(大于3个点)的测量信息进行处理，利用拟Newton法进行迭代得到初定轨的结果。
参阅图1，天基光学平台对空间目标的观测几何如图所示，其中E是地心，S是测量星的质心，T为空间目标，某一时刻相应的测量几何关系为：
r＝p+R，其中p为观测矢量，R是测量星对地心的位置矢量。
传统的初值求取是基于二体假设，通过求取r的8阶方程获得，这在空间目标的轨道较低，空间目标所受到的摄动较大时容易导致较大的误差，因此，应当适当考虑地球非球形摄动影响，求取初定轨迭代初值，那么，在考虑J2项摄动时，空间目标的轨道动力学方程可写为：
本发明空间目标的初定轨弧段长度取10min和20min，且轨道改进的弧段长度均为空间目标自身轨道周期的1/2，采样间隔为10s。
空间目标的短弧段测量数据至少包括三个点的测量信息，并利用拟Newton法进行迭代处理，Newton迭代式子如下，
本发明轨道改进具体过程如下，
采用数值法和分析法求解观测量的计算值，通过根数外推求得各时刻的位置矢量，进而求得观测值；
求解最小二乘估计最优准则下的法方程；
对以上两次残差作差进行比较，若满足任意两个差值的绝对值都小于一个确定常数，则终止迭代。
同时，轨道改进通过拉格朗日插值法进行状态转移矩阵的求解，其基本公式为，
实施例
参阅图2为本发明多弧段测量数据的处理流程图，本发明提供的一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法，包括如下步骤：
步骤S1，空间目标初定轨，基于多传感器组合的天基光学测量的，空间目标的短弧段测量数据对空间目标的初始轨道进行确定；
步骤S2，轨道改进，基于步骤S1的初定轨进行空间目标的轨道改进；
步骤S3，轨道要素的确定，由状态矢量计算出轨道要素，确定空间目标的轨道。
本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施条例作出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。
Claims (8)
1.一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤S1，空间目标初定轨，基于多传感器组合的天基光学测量的，空间目标的短弧段测量数据对空间目标的初始轨道进行确定；
步骤S2，轨道改进，基于步骤S1的初定轨进行空间目标的轨道改进；
步骤S3，轨道要素的确定，由状态矢量计算出轨道要素，确定空间目标的轨道。
2.根据权利要求1所述的一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法，其特征在于，所述步骤S1空间目标的初定轨弧段长度取10min和20min。
3.根据权利要求1所述的一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法，其特征在于，所述步骤S2轨道改进的弧段长度均为空间目标自身轨道周期的1/2，采样间隔为10s。
4.根据权利要求1所述的一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法，其特征在于，所述步骤S1空间目标的短弧段测量数据至少包括三个点的测量信息，并利用拟Newton法进行迭代处理，Newton迭代式子如下，
5.根据权利要求1所述的一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法，其特征在于，所述步骤S2的轨道改进具体过程如下，
采用数值法和分析法求解观测量的计算值，通过根数外推求得各时刻的位置矢量，进而求得观测值；
求解最小二乘估计最优准则下的法方程；
对以上两次残差作差进行比较，若满足任意两个差值的绝对值都小于一个确定常数，则终止迭代。
6.根据权利要求1所述的一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法，所述步骤S3轨道要求包括半长轴、离心率、轨道倾角、升交点黄经、近日点辐角以及指定历元的平近点角，并通过某时刻空间目标的位置矢量和速度矢量进行确定。
7.根据权利要求1所述的一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法，其特征在于，所述步骤S2的轨道改进通过拉格朗日插值法进行状态转移矩阵的求解，其基本公式为，
8.根据权利要求1所述的一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法，其特征在于，所述步骤S1空间目标初始轨道测量点等间隔分布。
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| CN202211640141.0A CN116108314A (zh) | 2022-12-20 | 2022-12-20 | 一种基于多传感器组合测量空间目标轨道确定方法 |
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Country Status (1)
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117150184A (zh) * | 2023-10-27 | 2023-12-01 | 中科星图测控技术股份有限公司 | 一种基于卫星星历的天基光学设备测量数据仿真算法 |
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2022
- 2022-12-20 CN CN202211640141.0A patent/CN116108314A/zh active Pending
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| CN117150184A (zh) * | 2023-10-27 | 2023-12-01 | 中科星图测控技术股份有限公司 | 一种基于卫星星历的天基光学设备测量数据仿真算法 |
| CN117150184B (zh) * | 2023-10-27 | 2024-03-26 | 中科星图测控技术股份有限公司 | 一种基于卫星星历的天基光学设备测量数据仿真方法 |
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