CN116151052B - 某型卫星大幅变轨丢失重捕方法及其装置、电子设备 - Google Patents

某型卫星大幅变轨丢失重捕方法及其装置、电子设备 Download PDF

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CN116151052B CN202310446963.3A CN202310446963A CN116151052B CN 116151052 B CN116151052 B CN 116151052B CN 202310446963 A CN202310446963 A CN 202310446963A CN 116151052 B CN116151052 B CN 116151052B
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Abstract

本发明公开了一种某型卫星大幅变轨丢失重捕方法及其装置、电子设备，方法包括：获取该型卫星历史变轨规律参数；根据历史变轨规律参数计算该型卫星的可能变轨时间序列；根据可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数；根据该型卫星仿真模拟的轨道六根数调整地基搜索观测设备跟踪参数，以实现该型卫星大幅变轨丢失后的重捕。本发明解决了某型卫星大幅轨道机动情况下，地基搜索观测设备难以快速重捕的问题。

Description

某型卫星大幅变轨丢失重捕方法及其装置、电子设备
技术领域
本发明属于航天测量与控制技术领域，具体涉及一种某型卫星大幅变轨丢失重捕方法及其装置、电子设备。
背景技术
自1957年10月人类第一颗卫星上天以来，航天技术飞速发展，特别是进入21世纪后，人类太空活动急剧增加，卫星的功能也愈加复杂。
根据美国官方公布的太空目标数据统计，截止2023年3月，正常工作的在轨卫星超过8000个，其中绝大部分是运行在高度2000千米以下的近地轨道卫星，未来持续还将有更多卫星进入太空。探测、跟踪与识别技术通过搜索、发现和跟踪卫星，辨识别卫星活动，实现对卫星及空间事件的监视。由于受到地球非球形引力、大气阻力以及日月引力等不同类型摄动力的影响或新的应用需求，低轨卫星经常需要调整其当前运行轨道，通常变轨量在几十米至几千米，以满足用户新的任务需求或应对突发情况。但在受控再入、抵近侦察、轨位变更等一些特殊应用场景下，低轨卫星通常会进行一些大幅轨道机动，变轨量通常大于10千米，甚至达到100千米。低轨卫星的探测识别、跟踪编目及丢失重捕均主要依靠地基搜索观测设备，通过调整设置地基搜索观测设备跟踪参数实现新卫星及变轨卫星的捕获。
但是，对于太空目标的管理部门，非己方卫星的轨道机动情况事先是未知的，因此对于大幅变轨的非己方卫星，地基搜索观测设备根据原有预设跟踪参数将无法发现捕获，进而导致失去对该卫星的编目管理。
发明内容
为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种某型卫星大幅变轨丢失重捕方法及其装置、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，本发明实施例提供了一种某型卫星大幅变轨丢失重捕方法，包括：
获取该型卫星历史变轨规律参数；
根据所述历史变轨规律参数计算该型卫星的可能变轨时间序列；
根据所述可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数；
根据该型卫星仿真模拟的轨道六根数调整地基搜索观测设备跟踪参数，以实现该型卫星大幅变轨丢失后的重捕。
在本发明的一个实施例中，所述历史变轨规律参数包括：轨道过升/过降交点变轨前后的近地点幅角范围和/或轨道近地点变轨前后的真近点角范围；
还包括：轨道半长轴和/或轨道倾角的变轨量范围。
在本发明的一个实施例中，根据所述历史变轨规律参数计算该型卫星的可能变轨时间序列，包括：
计算该型卫星丢失前最后一次获取数据的时间至首次确认丢失的时间之间每秒对应的轨道六根数；
从计算得到的所有轨道六根数中选择符合所述近地点幅角范围和/或所述真近点角范围对应的时间得到可能变轨时间序列。
在本发明的一个实施例中，根据所述可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数，包括：
从所述可能变轨时间序列中任选一可能变轨时间作为仿真机动时刻；
在该仿真机动时刻，执行以下计算：计算该型卫星的初始轨道六根数；根据所述变轨量范围和所述初始轨道六根数计算该型卫星的轨道根数变化量；根据所述初始轨道六根数和所述轨道根数变化量仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数。
在本发明的一个实施例中，根据所述变轨量范围和所述初始轨道六根数计算该型卫星的轨道六根数变化量，包括：
根据所述变轨量范围计算该型卫星轨道半长轴的变化量和/或轨道倾角的变化量；
根据所述初始轨道六根数计算该型卫星的地心距；
根据所述轨道半长轴的变化量和/或所述轨道倾角的变化量，以及所述地心距计算该型卫星在轨道坐标系下径向、切向、法向分别对应的速度增量；
根据轨道坐标系下径向、切向、法向分别对应的速度增量，计算由所述轨道半长轴的变化量和/或所述轨道倾角的变化量引起的其他轨道根数对应的变化量。
在本发明的一个实施例中，根据该型卫星仿真模拟的轨道六根数调整地基搜索观测设备跟踪参数，包括：
将该型卫星仿真模拟的轨道六根数转换为J2000惯性系下的位置信息和速度信息；
根据J2000惯性系与地球固连坐标系的坐标转换关系，计算该型卫星在地球固连坐标系下的位置信息和速度信息；
根据地球固连坐标系下的位置信息和速度信息进行轨道外推预报，生成仿真模拟的位置信息和速度信息；
根据仿真模拟的位置信息，以及地基搜索观测设备在地球固连坐标系下的位置信息，计算该型卫星在地基搜索观测设备所在地平直角坐标系的位置信息；
将地基搜索观测设备所在地平直角坐标系下的位置信息转换为地基搜索观测设备所在地平极坐标系的位置信息；
根据地基搜索观测设备所在地平极坐标系的位置信息调整地基搜索观测设备跟踪参数。
在本发明的一个实施例中，根据地基搜索观测设备所在地平极坐标系的位置信息调整地基搜索观测设备跟踪参数，包括：
获取地基搜索观测设备的可见性序列区间；
获取卫星相对地基搜索观测设备进站时刻对应的第一时间、第一方位角、第一高度角和第一相对距离；
获取卫星相对地基搜索观测设备出站时刻对应的第二时间、第二方位角、第二高度角和第二相对距离；
根据所述可见性序列区间，计算该型卫星相对地基搜索观测设备进出站期间的高度角最大值、相对距离最小值及最大值；
比较所述高度角最大值与所述第一高度角、所述第二高度角，当所述高度角最大值大于所述第一高度角且同时大于所述第二高度角时，设置地基搜索观测设备为横屏搜索，并根据所述第一高度角、所述第一方位角、所述第二方位角、所述相对距离最小值及最大值调整地基搜索观测设备跟踪参数，当所述高度角最大值等于所述第一高度角和所述第二高度角中较大的高度角时，设置地基搜索观测设备为竖屏搜索，并根据所述第一高度角、所述第二高度角、所述第一方位角、所述相对距离最小值及最大值调整地基搜索观测设备跟踪参数；其中，
在横屏搜索和竖屏搜索下，根据所述第一时间和所述第二时间设置地基搜索观测设备的搜索时间。
第二方面，本发明实施例提供了一种某型卫星大幅变轨丢失重捕装置，包括：
数据获取模块，用于获取该型卫星历史变轨规律参数；
数据计算模块，用于根据所述历史变轨规律参数计算该型卫星的可能变轨时间序列；
数据仿真模拟模块，用于根据所述可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数；
数据调整模块，用于根据该型卫星仿真模拟的轨道六根数调整地基搜索观测设备跟踪参数，以实现该型卫星大幅变轨丢失后的重捕。
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的通信；
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某型卫星大幅变轨丢失重捕方法的步骤。
本发明的有益效果：
本发明提出的某型卫星大幅变轨丢失重捕方法，是一种简单可行的大幅变轨丢失重捕方法，具体地：获取该型卫星历史变轨规律参数；根据历史变轨规律参数计算该型卫星的可能变轨时间序列；根据可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数；根据该型卫星仿真模拟的轨道六根数调整地基搜索观测设备跟踪参数，以实现该型卫星大幅变轨丢失后的重捕。可见，本发明解决了某型卫星大幅轨道机动情况下，地基搜索观测设备难以快速重捕的问题，地基搜索观测设备在预报时刻前后按预设跟踪参数连续多次均未捕获发现该型卫星，分析其发生大幅变轨，在该型卫星失去跟踪后，结合其历史变轨规律参数，仿真模拟其大幅变轨后的运行轨道，进而指导地基搜索观测设备后续跟踪参数的调整设置，从而实现对该型卫星的重新捕获，实现对该卫星的编目管理。
以下将结合附图及实施例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某型卫星大幅变轨丢失重捕方法的流程示意图；
图2是本发明实施例中调整地基搜索观测设备为横屏搜索的示意图；
图3是本发明实施例中调整地基搜索观测设备为竖屏搜索的示意图；
图4是本发明实施例提供的一种某型卫星大幅变轨丢失重捕装置的结构示意图；
图5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。
描述绕地球运动的卫星运行轨迹属于二体问题，其运行轨道是圆或者椭圆，地球质心处于圆心或者椭圆的焦点上。在J2000惯性坐标系(J2000地心天球坐标系)下，卫星的运动除利用位置、速度矢量的六参数表征外，还可由轨道半长轴
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、轨道偏心率/>
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、轨道倾角/>
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、升交点赤经/>
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等轨道六根数唯一表征。J2000惯性坐标系位置、速度与轨道六根数可对应转换。其中，椭圆轨道的大小与形状由轨道半长轴/>
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与轨道偏心率/>
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确定，轨道半长轴/>
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是卫星运行椭圆轨道长轴的一半；轨道偏心率/>
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是卫星运行椭圆轨道两焦点间距离与椭圆长轴长度的比值。椭圆轨道的空间位置指向由轨道倾角/>
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表示卫星运行椭圆轨道平面与地球赤道平面的夹角，定义为轨道面法向与地球北极的夹角；升交点赤经/>
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表示自J2000惯性系/>
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轴方向在赤道面内沿逆时针方向度量到升交点(卫星自南向北运行时轨道平面与地球赤道平面的交点)的角度；近地点幅角/>
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表示自轨道升交点在轨道平面内沿卫星运动方向度量到轨道近地点的角度。卫星具体时刻在椭圆轨道内的位置由真近点角/>
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确定，真近点角/>
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表示卫星从近地点起沿轨道运动时扫过的角度，是某一时刻轨道近地点到卫星位置矢量的夹角。
经发明人研究发现，经过长期的监测积累，各型卫星历史轨道机动情况具有规律性，通过分析其轨道机动规律，可以仿真其轨道机动后运行轨道，来指导地基搜索观测设备的重捕跟踪。鉴于上述分析，针对某型卫星空间轨道运行规律及历史变轨规律特点，请参见图1，本发明实施例提供了一种某型卫星大幅变轨丢失重捕方法，具体包括以下步骤：
S10、获取该型卫星历史变轨规律参数。
不同型卫星，历史变轨规律参数有所不同。比如某型卫星采用远地点高度较高、近地点高度较低的小椭圆轨道运行，其是太空目标管理部门管理的一类较为典型的在轨卫星。该型卫星历史变轨情况通常选择在轨道升/降交点与轨道近地点接近时刻前后变轨，同时改变轨道半长轴
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和轨道倾角/>
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，且变轨量存在区间范围，详细历史变轨规律参数如表1所示。而对于其他型卫星，可以根据实际情况获取相应的历史变轨规律参数，比如某型卫星历史变轨情况通常只需要选择在轨道升/降交点时刻前后变轨，某型卫星历史变轨情况通常只需要选择在轨道近地点接近时刻前后变轨，对应的也只需要改变轨道半长轴/>
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或轨道倾角/>
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，且变轨量存在轨道半长轴/>
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或轨道倾角/>
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的区间范围。
表1 历史变轨规律参数
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可见，本发明实施例获取该型卫星历史变轨规律参数包括：轨道过升/过降交点变轨前后的近地点幅角范围和/或轨道近地点变轨前后的真近点角范围；还包括：轨道半长轴和/或轨道倾角的变轨量范围。不同型卫星获取对应历史变轨规律参数，基于该历史变轨规律参数进行后续步骤。
S20、根据历史变轨规律参数计算该型卫星的可能变轨时间序列。
由S10获取的历史变轨规律参数来预估可能的变轨时间，本发明实施例提供了一种可选方案，根据历史变轨规律参数计算该型卫星的可能变轨时间序列，包括：
计算该型卫星丢失前最后一次获取数据的时间至首次确认丢失的时间之间每秒对应的轨道六根数；轨道六根数包括轨道半长轴、轨道偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角及真近点角；比如，最后一次获取数据的时间记为
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，首次确认丢失的时间记为
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，利用现有计算轨道六根数的方法，在/>
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之间，计算每秒对应的轨道六根数，记为：/>
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时刻对应的轨道六根数，/>
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分别表示t时刻对应的轨道半长轴、轨道偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角及真近点角。
进一步地，从计算得到的所有轨道六根数中选择符合近地点幅角范围和/或真近点角范围对应的时间得到可能变轨时间序列。
如表1给出了某型卫星历史变轨规律参数，本发明实施例示例性选择同时符合表1中近地点幅角范围和真近点角范围对应的时间作为可能变轨时间，即判断
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至/>
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之间轨道六根数/>
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满足过升交点时刻(即-5°≤/>
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≤5°的时刻)或过降交点时刻(即175°≤/>
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≤185°的时刻)，以及过近地点时刻(即-5°≤/>
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≤5°的时刻)对应的时间，记为可能变轨时间序列/>
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，表示存在e个满足条件的时刻。对于其他型卫星，亦可以选择符合近地点幅角范围或真近点角范围对应的时间作为可能变轨时间，在此不再赘述。
S30、根据可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数。
本发明实施例提供了一种可选方案，根据可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数，包括：
从可能变轨时间序列
Figure SMS_43
中任选一可能变轨时间作为仿真机动时刻
Figure SMS_44
；
在该仿真机动时刻
Figure SMS_45
，包括：
利用现有方法计算该型卫星的初始轨道六根数，记为：
Figure SMS_46
。
接着，根据变轨量范围和初始轨道六根数计算该型卫星的轨道根数变化量，包括：
根据变轨量范围计算该型卫星轨道半长轴的变化量、轨道倾角的变化量；为了方便，本发明实施例中轨道半长轴的变化量根据公式
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来计算，同理轨道倾角的变化量根据公式/>
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来计算，但是轨道半长轴的变化量/>
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的取值不局限于上述计算方式，其取值只需要满足表1所示变轨量范围即可。其中，/>
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分别表示如表1所示的轨道倾角的变化量/>
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的上限、下限。
根据初始轨道六根数计算该型卫星的地心距；具体地：根据公式
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，计算该卫星在仿真机动时刻/>
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的地心距/>
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。
根据轨道半长轴的变化量、轨道倾角的变化量，以及地心距计算该型卫星在轨道坐标系下径向、切向、法向分别对应的速度增量；具体地：由于处于近地点时刻附近变轨，因此轨道坐标系下径向速度增量
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；根据公式/>
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，平运动角速度/>
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，计算轨道坐标系下法向速度增量/>
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根据轨道坐标系下径向、切向、法向分别对应的速度增量，计算由轨道半长轴的变化量
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；根据公式
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理论控轨后的轨道六根数/>
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以上计算过程是以表1示例的某型卫星历史变轨规律参数进行轨道根数变化量计算的过程，而对于其他型卫星历史变轨规律参数，计算过程类似，只是在轨道根数变化量计算的过程中，并不需要计算所有轨道根数变化量，比如某型卫星变轨量范围只有轨道半长轴
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，则此时只需要计算轨道半长轴的变化量/>
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引起的其他轨道根数对应的变化量，比如轨道偏心率变化量/>
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，进而根据初始轨道六根数和轨道根数变化量仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数。
S40、根据该型卫星仿真模拟的轨道六根数调整地基搜索观测设备跟踪参数。
本发明实施例提供了一种可选方案，根据该型卫星仿真模拟的轨道六根数调整地基搜索观测设备跟踪参数，包括：
利用现有方法，将该型卫星仿真模拟的轨道六根数转换为J2000惯性系下的位置信息和速度信息，记为位置信息
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、速度信息/>
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表示J2000惯性系下x轴、y轴、z轴的速度分量信息；
利用现有方法，根据J2000惯性系与地球固连坐标系的坐标转换关系
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表示地球固连坐标系下x轴、y轴、z轴的速度分量信息；
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的仿真模拟的位置信息和速度信息，记为/>
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，i表示外推预报的第i秒，m可以取值为86400，即轨道外推预报了24小时；其中，/>
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表示第i秒外推预报后在地球固连坐标系下x轴、y轴、z轴的速度分量信息。
根据仿真模拟的位置信息，以及地基搜索观测设备在地球固连坐标系下的位置信息，计算该型卫星在地基搜索观测设备所在地平直角坐标系的位置信息；已知地基搜索观测设备在地球固连坐标系下的位置信息为
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表示地基搜索观测设备在地球固连坐标系下x轴、y轴、z轴的位置分量信息；大地纬度为/>
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；按照如下坐标转换关系，计算该型卫星在地基搜索观测设备所在地平直角坐标系的位置信息：
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；
利用现有方法，将地基搜索观测设备所在地平直角坐标系下的位置信息转换为地基搜索观测设备所在地平极坐标系的位置信息，记为
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，其中，/>
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为卫星的地平高度角，地基搜索观测设备直角地平坐标系与极坐标系之间的转换关系为：
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Figure SMS_126
；
Figure SMS_127
；
Figure SMS_128
；
最后，根据地基搜索观测设备所在地平极坐标系的位置信息调整地基搜索观测设备跟踪参数。而根据地基搜索观测设备所在地平极坐标系的位置信息调整地基搜索观测设备跟踪参数，本发明实施例提供了一种可选方案，包括：
获取地基搜索观测设备的可见性序列区间；具体利用现有方法，根据搜索设备的最大作用距离
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获取卫星相对地基搜索观测设备出站时刻对应的第二时间、第二方位角、第二高度角和第二相对距离，出站时刻对应的第二时间记为
Figure SMS_139
，同时得到/>
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和第二相对距离记为/>
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；
根据可见性序列区间，计算该型卫星相对地基搜索观测设备进出站期间的高度角最大值、相对距离最小值及最大值；具体利用现有方法，根据可见性序列区间
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，计算得到该型卫星相对地基搜索观测设备进出站期间高度角最大值/>
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，方位角调整为/>
Figure SMS_158
，相对距离调整/>
Figure SMS_161
，图2中黑色区域表示调整后地基搜索观测设备的搜索范围；
当高度角最大值
Figure SMS_168
等于第一高度角/>
Figure SMS_173
和第二高度角/>
Figure SMS_175
中较大的高度角时，即/>
Figure SMS_170
=/>
Figure SMS_172
，请参见图3，设置地基搜索观测设备为竖屏搜索，并根据第一高度角/>
Figure SMS_176
、第二高度角/>
Figure SMS_178
、第一方位角/>
Figure SMS_167
、相对距离最小值/>
Figure SMS_174
及最大值/>
Figure SMS_177
调整地基搜索观测设备跟踪参数，具体调整地基搜索观测设备的跟踪参数包括：方位角调整为进站时刻对应第一方位角/>
Figure SMS_179
、高度角调整为/>
Figure SMS_169
、相对距离调整
Figure SMS_171
，图3中黑色区域表示调整后地基搜索观测设备的搜索范围；其中，
在横屏搜索和竖屏搜索下，根据第一时间和第二时间设置地基搜索观测设备的搜索时间，具体搜索屏搜索时间段设置为
Figure SMS_180
。
为了验证本发明实施例提供的某型卫星大幅变轨丢失重捕方法的有效性，进行以下实验进行验证。
一、已知条件
A卫星及2部地基搜索观测设备初始参数如下：A卫星2021年11月17日12时瞬时轨道六根数为：轨道半长轴为6947.279千米、轨道偏心率为0.046801、轨道倾角为98.130度、升交点赤经为73.825度、近地点幅角为4.575度、真近点角236.495度；地基搜索观测设备1(经度95.77度，纬度37.02度)跟踪参数为：最大探测距离3600千米(雷达散射截面(RadarCross Section，简称RCS)=1平方米)，方位角范围120至240度，高度角范围3度至87度；地基搜索观测设备2(经度116.297度，纬度50.99度)跟踪参数为：最大探测距离3600千米(RCS=1平方米)，方位角范围30至150度，高度角范围3度至87度。
如表2所示，A卫星于11月17日16时25分至28分正常过境地基搜索观测设备1，跟踪正常；根据预报，卫星将于11月17日23时55分和11月18日3时4分先后过境地基搜索观测设备2、地基搜索观测设备1，但2部地基搜索观测设备全程均未捕获目标，预报过境条件均较好，由此分析目标发生大幅变轨。
表2 2部地基搜索观测设备跟踪情况
Figure SMS_181
二、计算流程
采用本发明提出的方法，结合该卫星历史变轨规律仿真其大幅变轨后的轨道，指导地基搜索观测设备进行目标重捕。具体实验中执行图1所示本发明提出的方法的过程如下：
S10：获取A卫星历史变轨规律参数。
这里，A卫星以往通常选择在轨道升/降交点与轨道近地点接近时刻前后变轨，同时改变轨道半长轴
Figure SMS_182
和轨道倾角/>
Figure SMS_183
，其中，轨道半长轴的变化量/>
Figure SMS_184
介于-20千米至-10千米之间，轨道倾角的变化量/>
Figure SMS_185
介于0.01°至0.03°之间，详见表3。
表3 A卫星历史变轨规律参数
Figure SMS_186
S20：根据历史变轨规律参数计算该型卫星的可能变轨时间序列。
获取A卫星丢失前最后一次获取数据的时间为2021-11-17 16:26:28，A卫星首次确认丢失的时间为2021-11-1723:55:28，间隔为7小时29分，计算A卫星2021-11-17 16:26:28至2021-11-17 23:55:28之间每秒对应的轨道六根数。
根据算出的所有轨道六根数中近地点幅角
Figure SMS_187
和真近点角/>
Figure SMS_188
，筛选S10中同时符合近地点幅角范围和真近点角范围对应的时间，即得到可能变轨时间序列，如表4所示。
表4 可能变轨时间序列
Figure SMS_189
为了验证方法的可行性，本发明实施例选择S10中同时符合近地点幅角范围和真近点角范围的2个不同的可能变轨时间进行后续仿真。
(1)、仿真机动时刻20:33:42
S30：根据可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数。
1)、选取可能变轨时间序列中任一时刻20:33:42作为仿真机动时刻。
2)、利用现有方法，计算仿真机动时刻20:33:42的初始轨道六根数为：
Figure SMS_190
。
3)、计算仿真机动时刻20:33:42的地心距
Figure SMS_191
=6638216.072米。
4)、根据表2计算轨道半长轴的变化量
Figure SMS_192
取-15000米，轨道倾角的变化量/>
Figure SMS_193
取0.02°，计算轨道机动的各速度增量。由于处于近地点时刻附近变轨，因此轨道坐标系下径向速度增量/>
Figure SMS_194
=0米/秒，计算得到切向速度增量/>
Figure SMS_195
=7.7847米/秒及法向速度增量
Figure SMS_196
=2.7698米/秒。
5)、根据轨道坐标系的径向、切向及法向速度增量
Figure SMS_197
、/>
Figure SMS_198
、/>
Figure SMS_199
，计算其他轨道根数变化量，轨道偏心率的变化量/>
Figure SMS_200
=-0.002055、升交点赤经变化量/>
Figure SMS_201
=0.0000446°、近地点幅角变化量/>
Figure SMS_202
=-0.0000063°、真近点角变化量/>
Figure SMS_203
=0.0000035°。
6)、计算得到仿真机动时刻20:33:42理论控后轨道六根数为：
Figure SMS_204
。
S40：根据该型卫星仿真模拟的轨道六根数调整地基搜索观测设备跟踪参数。
1)、对于地基搜索观测设备1
①、根据理论控后轨道六根数
Figure SMS_205
计算卫星相对地基搜索观测设备1进出站时间为2021-11-1814:46:00至14:52:30；进站方位角为120度，出站方位角为178.9度；进站高度角为47.7度，出站高度角为3度，期间最大高度角为47.7度；进站距离为1051千米，出站距离为3092千米。
②、高度角最大值等于进站高度角，因此设置方位角120度，高度角3度至43度的搜索竖屏；
③、设置搜索时间段为2021-11-18 14:27至15:04。
2)、对于地基搜索观测设备2
①、根据理论控后轨道六根数
Figure SMS_206
计算卫星相对地基搜索观测设备2进出站时间为2021-11-1813:03:37至13:11:51；进站方位角为30度，出站方位角为150度；进站高度角为6.3度，出站高度角为14.4度，期间最大高度角为29.6度；进站距离为2407千米，出站距离为2077千米，期间最近距离为1337千米。
②、高度角最大值大于进出站高度角，因此设置高度角为6.2度，方位角为30度至150度的搜索横屏；
③、设置搜索时间段为2021-11-18 12:45至13:24。
表5 仿真机动时刻20:33:42对应2部地基搜索观测设备跟踪参数调整情况
Figure SMS_207
(2)仿真机动时刻17:21:21
S30：根据可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数。
1)、选取可能变轨时间序列中任一时刻17:21:21作为仿真机动时刻。
2)、利用现有方法，计算仿真机动时刻17:21:21的初始轨道六根数为：
Figure SMS_208
。
3)、计算仿真机动时刻17:21:21的地心距
Figure SMS_209
=6638151.773米。
4)、根据表2计算轨道半长轴的变化量
Figure SMS_210
取-15000米，轨道倾角的变化量/>
Figure SMS_211
取0.02°，计算轨道机动的各速度增量。由于处于近地点时刻附近变轨，因此轨道坐标系下径向速度增量/>
Figure SMS_212
=0米/秒，计算得到切向速度增量/>
Figure SMS_213
=7.7846米/秒及法向速度增量
Figure SMS_214
=2.7709米/秒。
5)、根据轨道坐标系的径向、切向及法向速度增量
Figure SMS_215
、/>
Figure SMS_216
、/>
Figure SMS_217
，计算其他轨道根数变化量，轨道偏心率变化量/>
Figure SMS_218
=-0.002055、升交点赤经变化量/>
Figure SMS_219
=0.0000524°、近地点幅角变化量/>
Figure SMS_220
=-0.0000074°、真近点角变化量/>
Figure SMS_221
=0.0000035°。
6)、计算得到仿真机动时刻17:21:21理论控后轨道六根数为：
Figure SMS_222
。
S40：根据该型卫星仿真模拟的轨道六根数调整地基搜索观测设备跟踪参数。
1)、对于地基搜索观测设备1
①、根据理论控后轨道根数
Figure SMS_223
计算卫星相对地基搜索观测设备1进出站时间为2021-11-1814:46:37至14:53:08；进站方位角为120度，出站方位角为179.2度；进站高度角为48.4度，出站高度角为3度，期间最大高度角为48.4度；进站距离为1040千米，出站距离为3091千米。
②、高度角最大值等于进站高度角，因此设置方位角120度，高度角3度至48.4度的搜索竖屏；
③、设置搜索时间段为2021-11-18 14:31至15:08。
2)、对于地基搜索观测设备2
①、根据理论控后轨道根数
Figure SMS_224
计算卫星相对地基搜索观测设备2进出站时间为2021-11-1813:01:26至13:10:01；进站方位角为30度，出站方位角为150度；进站高度角为6.4度，出站高度角为14.7度，期间最大高度角为30.0度；进站距离为2394千米，出站距离为2053千米，期间最近距离为1327千米。
②、高度角最大值大于进出站高度角，因此设置高度角为6.4度，方位角为30度至150度的搜索横屏；
③、设置搜索时间段为2021-11-18 12:46至13:25。
表6 仿真机动时刻17:21:21对应 2部地基搜索观测设备跟踪参数调整情况
Figure SMS_225
三、效果验证
真实变轨事件及仿真变轨事件详细情况如表7所示。
表7 真实变轨事件及仿真变轨事件详细情况
Figure SMS_226
对于地基搜索观测设备1，真实变轨轨道与仿真变轨轨道的可见性情况见表8所示。
表8 地基搜索观测设备1真实变轨轨道与仿真变轨轨道的可见性情况
Figure SMS_227
对于地基搜索观测设备2，真实变轨轨道与仿真变轨轨道的可见性情况见表9所示。
表9 地基搜索观测设备2真实变轨轨道与仿真变轨轨道的可见性情况
Figure SMS_228
由表8和表9中对比真实机动轨道的实际可见情况与两条仿真机动轨道的可见性预报情况及搜索屏设置情况，可以看出，基于两条仿真机动轨道的设屏搜索时段均能覆盖实际可见时段，同时2部地基搜索观测设备的搜索屏参数均包含在真实控后轨道的探测参数变化序列内。因此，采用本发明提出的方法，可指导地基搜索观测设备顺利重捕大幅变轨后的A卫星。
综上所述，本发明实施例提出的某型卫星大幅变轨丢失重捕方法，是一种简单可行的大幅变轨丢失重捕方法，具体地：获取该型卫星历史变轨规律参数；根据历史变轨规律参数计算该型卫星的可能变轨时间序列；根据可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数；根据该型卫星仿真模拟的轨道六根数调整地基搜索观测设备跟踪参数，以实现该型卫星大幅变轨丢失后的重捕。可见，本发明实施例解决了某型卫星大幅轨道机动情况下，地基搜索观测设备难以快速重捕的问题，地基搜索观测设备在预报时刻前后按预设跟踪参数连续多次均未捕获发现该型卫星，分析其发生大幅变轨，在该型卫星失去跟踪后，结合其历史变轨规律参数，仿真模拟其大幅变轨后的运行轨道，进而指导地基搜索观测设备后续跟踪参数的调整设置，从而实现对该型卫星的重新捕获，实现对该卫星的编目管理。
第二方面，请参见图4，本发明实施例提供了一种某型卫星大幅变轨丢失重捕装置，包括：
数据获取模块401，用于获取该型卫星历史变轨规律参数；
数据计算模块402，用于根据历史变轨规律参数计算该型卫星的可能变轨时间序列；
数据仿真模拟模块403，用于根据可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数；
数据调整模块404，用于根据该型卫星仿真模拟的轨道六根数调整地基搜索观测设备跟踪参数，以实现该型卫星大幅变轨丢失后的重捕。
进一步地，本发明实施例数据获取模块401中历史变轨规律参数包括：轨道过升/过降交点变轨前后的近地点幅角范围和/或轨道近地点变轨前后的真近点角范围；
还包括：轨道半长轴和/或轨道倾角的变轨量范围。
进一步地，本发明实施例数据计算模块402根据历史变轨规律参数计算该型卫星的可能变轨时间序列，包括：
计算该型卫星丢失前最后一次获取数据的时间至首次确认丢失的时间之间每秒对应的轨道六根数；轨道六根数包括轨道半长轴、轨道偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角及真近点角；
从计算得到的所有轨道六根数中选择同时符合近地点幅角范围和/或真近点角范围对应的时间得到可能变轨时间序列。
进一步地，本发明实施例数据仿真模拟模块403根据可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数，包括：
从可能变轨时间序列中任选一可能变轨时间作为仿真机动时刻；
在该仿真机动时刻，执行以下计算：计算该型卫星的初始轨道六根数；根据变轨量范围和初始轨道六根数计算该型卫星的轨道根数变化量；根据初始轨道六根数和轨道根数变化量仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数。
进一步地，本发明实施例数据仿真模拟模块403根据变轨量范围和初始轨道六根数计算该型卫星的轨道六根数变化量，包括：
根据变轨量范围计算该型卫星轨道半长轴的变化量、轨道倾角的变化量；
根据初始轨道六根数计算该型卫星的地心距；
根据轨道半长轴的变化量、轨道倾角的变化量和地心距计算该型卫星在轨道坐标系下径向、切向、法向分别对应的速度增量；
根据轨道坐标系下径向、切向、法向分别对应的速度增量，计算由轨道半长轴的变化量、轨道倾角的变化量引起的其他轨道根数对应的变化量。
进一步地，本发明实施例数据调整模块404根据该型卫星仿真模拟的轨道六根数调整地基搜索观测设备跟踪参数，包括：
将该型卫星仿真模拟的轨道六根数转换为J2000惯性系下的位置信息和速度信息；
根据J2000惯性系与地球固连坐标系的坐标转换关系，计算该型卫星在地球固连坐标系下的位置信息和速度信息；
根据地球固连坐标系下的位置信息和速度信息进行轨道外推预报，生成仿真模拟的位置信息和速度信息；
根据仿真模拟的位置信息，以及地基搜索观测设备在地球固连坐标系下的位置信息，计算该型卫星在地基搜索观测设备所在地平直角坐标系的位置信息；
将地基搜索观测设备所在地平直角坐标系下的位置信息转换为地基搜索观测设备所在地平极坐标系的位置信息；
根据地基搜索观测设备所在地平极坐标系的位置信息调整地基搜索观测设备跟踪参数。
进一步地，本发明实施例数据调整模块404根据地基搜索观测设备所在地平极坐标系的位置信息调整地基搜索观测设备跟踪参数，包括：
获取地基搜索观测设备的可见性序列区间；
获取卫星相对地基搜索观测设备进站时刻对应的第一时间、第一方位角、第一高度角和第一相对距离；
获取卫星相对地基搜索观测设备出站时刻对应的第二时间、第二方位角、第二高度角和第二相对距离；
根据可见性序列区间，计算该型卫星相对地基搜索观测设备进出站期间的高度角最大值、相对距离最小值及最大值；
比较高度角最大值与第一高度角、第二高度角，当高度角最大值大于第一高度角且同时大于第二高度角时，设置地基搜索观测设备为横屏搜索，并根据第一高度角、第一方位角、第二方位角、相对距离最小值及最大值调整地基搜索观测设备跟踪参数，当高度角最大值等于第一高度角和第二高度角中较大的高度角时，设置地基搜索观测设备为竖屏搜索，并根据第一高度角、第二高度角、第一方位角、相对距离最小值及最大值调整地基搜索观测设备跟踪参数；其中，
在横屏搜索和竖屏搜索下，根据第一时间和第二时间设置地基搜索观测设备的搜索时间。
第三方面，请参见图5，本发明实施例提供了一种电子设备，包括处理器501、通信接口502、存储器503和通信总线504，其中，处理器501、通信接口502、存储器503通过通信总线504完成相互的通信；
存储器503，用于存放计算机程序；
处理器501，用于执行存储器503上所存放的程序时，实现上述某型卫星大幅变轨丢失重捕方法的步骤。
对于装置/电子设备实施例而言，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。
尽管在此结合各实施例对本发明进行了描述，然而，在实施所要求保护的本发明过程中，本领域技术人员通过查看说明书及其附图，可理解并实现所述公开实施例的其他变化。在说明书中，“包括”(comprising)一词不排除其他组成部分或步骤，“一”或“一个”不排除多个的情况。相互不同的实施例中记载了某些措施，但这并不表示这些措施不能组合起来产生良好的效果。
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 (7)

1.一种某型卫星大幅变轨丢失重捕方法，其特征在于，包括：
获取该型卫星历史变轨规律参数；
根据所述历史变轨规律参数计算该型卫星的可能变轨时间序列；
根据所述可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数；
根据该型卫星仿真模拟的轨道六根数调整地基搜索观测设备跟踪参数，以实现该型卫星大幅变轨丢失后的重捕；
其中，所述历史变轨规律参数包括：轨道过升/过降交点变轨前后的近地点幅角范围和/或轨道近地点变轨前后的真近点角范围；所述历史变轨规律参数还包括：轨道半长轴和/或轨道倾角的变轨量范围；
其中，根据所述可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数，包括：
从所述可能变轨时间序列中任选一可能变轨时间作为仿真机动时刻；
在该仿真机动时刻，执行以下计算：计算该型卫星的初始轨道六根数；根据所述变轨量范围和所述初始轨道六根数计算该型卫星的轨道根数变化量；根据所述初始轨道六根数和所述轨道根数变化量仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数。
2.根据权利要求1所述的某型卫星大幅变轨丢失重捕方法，其特征在于，根据所述历史变轨规律参数计算该型卫星的可能变轨时间序列，包括：
计算该型卫星丢失前最后一次获取数据的时间至首次确认丢失的时间之间每秒对应的轨道六根数；
从计算得到的所有轨道六根数中选择符合所述近地点幅角范围和/或所述真近点角范围对应的时间得到可能变轨时间序列。
3.根据权利要求1所述的某型卫星大幅变轨丢失重捕方法，其特征在于，根据所述变轨量范围和所述初始轨道六根数计算该型卫星的轨道根数变化量，包括：
根据所述变轨量范围计算该型卫星轨道半长轴的变化量和/或轨道倾角的变化量；
根据所述初始轨道六根数计算该型卫星的地心距；
根据所述轨道半长轴的变化量和/或所述轨道倾角的变化量，以及所述地心距计算该型卫星在轨道坐标系下径向、切向、法向分别对应的速度增量；
根据轨道坐标系下径向、切向、法向分别对应的速度增量，计算由所述轨道半长轴的变化量和/或所述轨道倾角的变化量引起的其他轨道根数对应的变化量。
4.根据权利要求1所述的某型卫星大幅变轨丢失重捕方法，其特征在于，根据该型卫星仿真模拟的轨道六根数调整地基搜索观测设备跟踪参数，包括：
将该型卫星仿真模拟的轨道六根数转换为J2000惯性系下的位置信息和速度信息；
根据J2000惯性系与地球固连坐标系的坐标转换关系，计算该型卫星在地球固连坐标系下的位置信息和速度信息；
根据地球固连坐标系下的位置信息和速度信息进行轨道外推预报，生成仿真模拟的位置信息和速度信息；
根据仿真模拟的位置信息，以及地基搜索观测设备在地球固连坐标系下的位置信息，计算该型卫星在地基搜索观测设备所在地平直角坐标系的位置信息；
将地基搜索观测设备所在地平直角坐标系下的位置信息转换为地基搜索观测设备所在地平极坐标系的位置信息；
根据地基搜索观测设备所在地平极坐标系的位置信息调整地基搜索观测设备跟踪参数。
5.根据权利要求4所述的某型卫星大幅变轨丢失重捕方法，其特征在于，根据地基搜索观测设备所在地平极坐标系的位置信息调整地基搜索观测设备跟踪参数，包括：
获取地基搜索观测设备的可见性序列区间；
获取卫星相对地基搜索观测设备进站时刻对应的第一时间、第一方位角、第一高度角和第一相对距离；
获取卫星相对地基搜索观测设备出站时刻对应的第二时间、第二方位角、第二高度角和第二相对距离；
根据所述可见性序列区间，计算该型卫星相对地基搜索观测设备进出站期间的高度角最大值、相对距离最小值及最大值；
比较所述高度角最大值与所述第一高度角、所述第二高度角，当所述高度角最大值大于所述第一高度角且同时大于所述第二高度角时，设置地基搜索观测设备为横屏搜索，并根据所述第一高度角、所述第一方位角、所述第二方位角、所述相对距离最小值及最大值调整地基搜索观测设备跟踪参数，当所述高度角最大值等于所述第一高度角和所述第二高度角中较大的高度角时，设置地基搜索观测设备为竖屏搜索，并根据所述第一高度角、所述第二高度角、所述第一方位角、所述相对距离最小值及最大值调整地基搜索观测设备跟踪参数；其中，
在横屏搜索和竖屏搜索下，根据所述第一时间和所述第二时间设置地基搜索观测设备的搜索时间。
6.一种某型卫星大幅变轨丢失重捕装置，其特征在于，包括：
数据获取模块，用于获取该型卫星历史变轨规律参数；其中，所述历史变轨规律参数包括：轨道过升/过降交点变轨前后的近地点幅角范围和/或轨道近地点变轨前后的真近点角范围；所述历史变轨规律参数还包括：轨道半长轴和/或轨道倾角的变轨量范围；
数据计算模块，用于根据所述历史变轨规律参数计算该型卫星的可能变轨时间序列；
数据仿真模拟模块，用于根据所述可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数；其中，根据所述可能变轨时间序列仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数，包括：
从所述可能变轨时间序列中任选一可能变轨时间作为仿真机动时刻；在该仿真机动时刻，执行以下计算：计算该型卫星的初始轨道六根数；根据所述变轨量范围和所述初始轨道六根数计算该型卫星的轨道根数变化量；根据所述初始轨道六根数和所述轨道根数变化量仿真模拟该型卫星变轨后的轨道六根数；
数据调整模块，用于根据该型卫星仿真模拟的轨道六根数调整地基搜索观测设备跟踪参数，以实现该型卫星大幅变轨丢失后的重捕。
7.一种电子设备，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的通信；
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1~5任一所述的某型卫星大幅变轨丢失重捕方法的步骤。
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