CN109323698A - 一种空间目标陨落多模型跟踪引导技术 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种空间目标陨落多模型跟踪引导技术，包括空间目标陨落预报原理分析、综合使用多个大气模型、结合测站跟踪弧段解大气阻力系数CD、结合雷达测量数据修正大气阻力系数CD和陨落预报计算，本发明科学合理，使用安全方便，结合陨落目标的轨道动力学特性和不同大气模型的适应范围，采用大气模型切换和阻尼因子离散求解的方法进行陨落预报，提高了陨落预报的准确性，并且，能够适应超低轨道的结算与预报，结合跟踪弧段进行CD值的估计，其离散变化尽量符合实测大气的变化趋势，快速引导过程中综合使用多个大气模型，随着高度的变化进行模型替换，通过该方法，将空间目标陨落预报误差缩小至10％以内。
Description
技术领域
本发明涉及轨航天器测控管理技术领域，具体为一种空间目标陨落多模型跟踪引导技术。
背景技术
自1957年人类进入太空以来，已有大约7000颗航天器进入太空，其中，六百多颗卫星自然陨落，空间活动产生了数十万厘米级以上的碎片，航天器陨落的事件越来越多，为了减小航天器陨落产生的损失，需要陨落的预报尽量准确，但目前陨落的准确度很难达到地面人员财产避险的要求，产生误差的主要原因是航天飞行器的动力学模型误差和临近陨落前获取陨落目标的观测数据量少、质量差；
由于大气阻力作用，沿椭圆轨道运行的卫星能量不断耗散，飞行高度不断降低，尤其是远地点下降更快，因而，随着时间的增长，轨道渐趋于圆形，轨道高度进一步下降，在地面高度110km以下，大气密度迅速增加，卫星轨道陡直向下弯曲，几乎垂直进入稠密大气层，最后很快被烧毁或坠落在地球上，卫星陨落预报就是要计算卫星的陨落时间和陨落地点；
卫星陨落预报可以通过数值积分方法直接积分至落地时刻，卫星的寿命和陨落地点也可以给出，但由于大气密度变化较复杂，卫星运动中的姿态也不确定，因此精确计算轨道寿命和陨落地点很困难；
另外，由于目前的大气密度模型具有不同的适用范围，并且都各自存在误差，比如对于300公里的低轨卫星，仅假设大气摄动模型的误差为5％，卫星24小时轨道计算误差就达数公里量级，而其它各种摄动力即使完全忽略，其对轨道精度的影响也仅在数十米量级之内，因此，在对目标进行陨落跟踪引导时，迫切需要针对不同高度，采用不同大气密度模型，所以，人们急需一种新型空间目标陨落多模型跟踪引导技术来解决上述问题。
发明内容
本发明提供一种空间目标陨落多模型跟踪引导技术，可以有效解决上述背景技术中提出的卫星陨落预报可以通过数值积分方法直接积分至落地时刻，卫星的寿命和陨落地点也可以给出，但由于大气密度变化较复杂，卫星运动中的姿态也不确定，因此精确计算轨道寿命和陨落地点很困难，由于目前的大气密度模型具有不同的适用范围，并且都各自存在误差的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种空间目标陨落多模型跟踪引导技术，包括如下步骤：
S1、空间目标陨落预报原理分析；
S2、综合使用多个大气模型；
S3、结合测站跟踪弧段解大气阻力系数CD；
S4、结合雷达测量数据修正大气阻力系数CD；
S5、陨落预报计算。
根据上述技术方案，所述步骤S1中，在低轨卫星寿命末期时，低轨卫星将会再次进入大气层，陨落预报的精度主要受大气的影响，空间大气密度的变化主要受太阳10.7厘米辐射流量F10.7和地磁指数Ap两个空间环境参数的影响，轨道计算中，根据测站跟踪解算多个大气阻力系数CD和CD的变化率，可显著削弱太阳辐射流量F10.7参数值的误差对定轨和预报的影响，同时，利用雷达测量数据可以对陨落卫星进行姿态分析和飞行状态判断，修正大气阻力系数，提高陨落预报精度。
根据上述技术方案，所述步骤S2中，对于200km以上的高层大气而言，实属稀薄大气，对于尺度不是特别大的航天器而言，其运动是处于自由分子流中，高马赫数的航天器在这种状态的稀薄空气中飞行，所受的气动力主要表现为一种阻力，并有很好的近似表达式：
V＝v-va
其中v和va各为卫星和大气相对地心坐标系的速度矢量；
对于经典的有效面值比为109的人造地球卫星，如果运行高度在300km以上，大气阻力摄动的量级不会高于10-6，即对中低轨卫星的运动而言，大气阻力摄动量级亦可当作二阶小量来处理；
根据大气模型的特点，在不同的轨道高度综合使用不同的大气模型，如下：
(1)轨道高度大于120公里，平均使用MSIS-90模型和DTM94模型；
(2)轨道高度大于90公里小于120公里，平均使用Jacchia-77模型和改进的Harris-Priester模型；
(3)轨道高度小于90公里，采用弹道积分方法。
根据上述技术方案，MSIS-90模式从地面到热层区间内的大气温度、成分和密度，考虑了大气成份分布的影响，是用星上质谱计所测中性气体成分和非相干散射雷达所测的温度资料，编制成时间和空间覆盖较宽的模式，由多颗火箭和卫星及地面不相干散射雷达实测的大气温度、大气成份和含量的观测数据，在半经验公式的基础上拟合而成，这种大气模式用3小时Ap的地磁变量描述地磁变化，以突出热电离层的不稳定，DTM模型是用球谐函数表示的三维热大气模型，该模型适用于计算120km高度以上处的大气密度，立该模型时应用了Jacchia半经验公式的模型和扩散平衡的假设，并使用了约20年的卫星轨道资料。
根据上述技术方案，Jacchia-71大气模型以90km高度为低限的固定边界条件，用数值积分法求解各大气层中相应的微分方程，对125km以上大气层的温度分布选用了另一种渐近函数，得到扩散微分方程的可积形式，适合计算高度高于125km处的大气密度，Jacchia-71大气模型建立之后，利用卫星星载仪器对高层大气直接进行测量又揭示了高层大气变化的某些新规律，Jacchia-77大气模型就是考虑了这些新发现的大气变化规律后，在Jacchia-71大气模型的基础上作了补充修改而形成的，其基本方法与Jacchia-71大气模型仍是相同的，Jacchia-77大气模型适用于高度为90km以上处的大气密度计算，改进的Harris-Priester模型根据不同的太阳10.7厘米辐射流量F10.7，用不同的表格值提供了在各个高度上大气密度周日变化的极大值和极小值，使用大气密度的极大值和极小值进行周日变化修正，该模型适用于计算100km高度以上处的大气密度。
根据上述技术方案，所述步骤S3中，在通常的定轨方法中，全弧段只估计一个大气阻力因子CD，这一般只能吸收大气密度计算误差的平均部分，而大气密度快速波动部分带来的误差则很难吸收，特别是在太阳和地磁指数活动比较剧烈的时候，多个大气阻力因子来吸收大气阻力摄动计算的误差，对2天定轨弧段，可以求解多个大气阻尼因子，定轨弧段起始时刻一个CD，结束时刻一个CD，中间结合测站跟踪弧段设置多个CD，其他任意时刻的CD值可由它们两点插值获得；
其他任意时刻对应的CD,用公式表达如下：
这种分段方法给出的CD仍然是连续的，它可以很好地吸收变化周期大于12小时的地磁指数波动，对于不同长度的数据弧段和需要反应更高频的地磁指数波动，估计的阻力因子CD的个数可以相应的减少和增加。
根据上述技术方案，所述步骤S4中，由于雷达不受天气的影响，对于可见弧段都能进行跟踪，利用雷达宽带图像数据可以反演陨落目标的姿态参数，从而判断目标的飞行状态，如果处于解体状态，陨落过程中会在大气层烧蚀，如果处于正常的飞行姿态，再结合雷达窄带RCS数据对大气阻尼系数进行经验修正，从而提高陨落预报精度。
根据上述技术方案，所述步骤S5中，
(1)根据卫星轨道寿命计算方法计算卫星陨落时长，以及轨道高度随时间的变化；
(2)如果轨道高度大于120公里，平均使用MSIS-90模型和DTM94模型，在定轨弧段起始位置求解两个CD，同时利用雷达测量数据进行CD经验修正；
(3)如果轨道高度大于90公里小于120公里，平均使用Jacchia-77模型和改进的Harris-Priester模型，在定轨弧段起始位置求解两个CD，同时利用雷达测量数据进行CD经验修正；
(4)如果轨道高度小于90公里，采用弹道积分方法，计算卫星陨落的地点和时间。
根据上述技术方案，估算卫星轨道寿命的方法如下：
设则轨道寿命L为：
式中，n——卫星平均运动角速度，单位为圈/d2；
——卫星平均运动角速度变化率，单位为圈/d2；
a——轨道半长轴，单位为km；
e——轨道偏心率；
H——近地点处大气密度标高，单位为km；
μ——大气密度标高的变化率，一般可取为0.1；
I0,I1——贝塞尔函数；
J为经验数值，与z有关，大小从1逐渐减小到0.2，其中，J＝1时，z＝0，J＝0.2时，z＝1.2，当z＞1.2时，J可忽略，
本发明的有益效果：本发明科学合理，使用安全方便，结合陨落目标的轨道动力学特性和不同大气模型的适应范围，采用大气模型切换和阻尼因子离散求解的方法进行陨落预报，提高了陨落预报的准确性，并且，能够适应超低轨道的结算与预报，结合跟踪弧段进行CD值的估计，其离散变化尽量符合实测大气的变化趋势，快速引导过程中综合使用多个大气模型，随着高度的变化进行模型替换，提高了对于空间目标陨落预报计算的准确程度，通过该方法，将空间目标陨落预报误差缩小至10％以内。
附图说明
附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。
在附图中：
图1是本发明的跟踪引导步骤示意图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例：如图1所示，本发明提供一种技术方案，一种空间目标陨落多模型跟踪引导技术，包括如下步骤：
S1、空间目标陨落预报原理分析；
S2、综合使用多个大气模型；
S3、结合测站跟踪弧段解大气阻力系数CD；
S4、结合雷达测量数据修正大气阻力系数CD；
S5、陨落预报计算。
根据上述技术方案，步骤S1中，在低轨卫星寿命末期时，低轨卫星将会再次进入大气层，陨落预报的精度主要受大气的影响，空间大气密度的变化主要受太阳10.7厘米辐射流量F10.7和地磁指数Ap两个空间环境参数的影响，轨道计算中，根据测站跟踪解算多个大气阻力系数CD和CD的变化率，可显著削弱太阳辐射流量F10.7参数值的误差对定轨和预报的影响，同时，利用雷达测量数据可以对陨落卫星进行姿态分析和飞行状态判断，修正大气阻力系数，提高陨落预报精度。
根据上述技术方案，步骤S2中，对于200km以上的高层大气而言，实属稀薄大气，对于尺度不是特别大的航天器而言，其运动是处于自由分子流中，高马赫数的航天器在这种状态的稀薄空气中飞行，所受的气动力主要表现为一种阻力，并有很好的近似表达式：
V＝v-va
其中v和va各为卫星和大气相对地心坐标系的速度矢量；
对于经典的有效面值比为109的人造地球卫星，如果运行高度在300km以上，大气阻力摄动的量级不会高于10-6，即对中低轨卫星的运动而言，大气阻力摄动量级亦可当作二阶小量来处理；
根据大气模型的特点，在不同的轨道高度综合使用不同的大气模型，如下：
(1)轨道高度大于120公里，平均使用MSIS-90模型和DTM94模型；
(2)轨道高度大于90公里小于120公里，平均使用Jacchia-77模型和改进的Harris-Priester模型；
(3)轨道高度小于90公里，采用弹道积分方法。
根据上述技术方案，MSIS-90模式从地面到热层区间内的大气温度、成分和密度，考虑了大气成份分布的影响，是用星上质谱计所测中性气体成分和非相干散射雷达所测的温度资料，编制成时间和空间覆盖较宽的模式，由多颗火箭和卫星及地面不相干散射雷达实测的大气温度、大气成份和含量的观测数据，在半经验公式的基础上拟合而成，这种大气模式用3小时Ap的地磁变量描述地磁变化，以突出热电离层的不稳定，DTM模型是用球谐函数表示的三维热大气模型，该模型适用于计算120km高度以上处的大气密度，立该模型时应用了Jacchia半经验公式的模型和扩散平衡的假设，并使用了约20年的卫星轨道资料。
根据上述技术方案，Jacchia-71大气模型以90km高度为低限的固定边界条件，用数值积分法求解各大气层中相应的微分方程，对125km以上大气层的温度分布选用了另一种渐近函数，得到扩散微分方程的可积形式，适合计算高度高于125km处的大气密度，Jacchia-71大气模型建立之后，利用卫星星载仪器对高层大气直接进行测量又揭示了高层大气变化的某些新规律，Jacchia-77大气模型就是考虑了这些新发现的大气变化规律后，在Jacchia-71大气模型的基础上作了补充修改而形成的，其基本方法与Jacchia-71大气模型仍是相同的，Jacchia-77大气模型适用于高度为90km以上处的大气密度计算，改进的Harris-Priester模型根据不同的太阳10.7厘米辐射流量F10.7，用不同的表格值提供了在各个高度上大气密度周日变化的极大值和极小值，使用大气密度的极大值和极小值进行周日变化修正，该模型适用于计算100km高度以上处的大气密度。
根据上述技术方案，步骤S3中，在通常的定轨方法中，全弧段只估计一个大气阻力因子CD，这一般只能吸收大气密度计算误差的平均部分，而大气密度快速波动部分带来的误差则很难吸收，特别是在太阳和地磁指数活动比较剧烈的时候，多个大气阻力因子来吸收大气阻力摄动计算的误差，对2天定轨弧段，可以求解多个大气阻尼因子，定轨弧段起始时刻一个CD，结束时刻一个CD，中间结合测站跟踪弧段设置多个CD，其他任意时刻的CD值可由它们两点插值获得；
其他任意时刻对应的CD,用公式表达如下：
这种分段方法给出的CD仍然是连续的，它可以很好地吸收变化周期大于12小时的地磁指数波动，对于不同长度的数据弧段和需要反应更高频的地磁指数波动，估计的阻力因子CD的个数可以相应的减少和增加。
根据上述技术方案，步骤S4中，由于雷达不受天气的影响，对于可见弧段都能进行跟踪，利用雷达宽带图像数据可以反演陨落目标的姿态参数，从而判断目标的飞行状态，如果处于解体状态，陨落过程中会在大气层烧蚀，如果处于正常的飞行姿态，再结合雷达窄带RCS数据对大气阻尼系数进行经验修正，从而提高陨落预报精度。
根据上述技术方案，步骤S5中，
(1)根据卫星轨道寿命计算方法计算卫星陨落时长，以及轨道高度随时间的变化；
(2)如果轨道高度大于120公里，平均使用MSIS-90模型和DTM94模型，在定轨弧段起始位置求解两个CD，同时利用雷达测量数据进行CD经验修正；
(3)如果轨道高度大于90公里小于120公里，平均使用Jacchia-77模型和改进的Harris-Priester模型，在定轨弧段起始位置求解两个CD，同时利用雷达测量数据进行CD经验修正；
(4)如果轨道高度小于90公里，采用弹道积分方法，计算卫星陨落的地点和时间。
根据上述技术方案，估算卫星轨道寿命的方法如下：
设则轨道寿命L为：
式中，n——卫星平均运动角速度，单位为圈/d2；
——卫星平均运动角速度变化率，单位为圈/d2；
a——轨道半长轴，单位为km；
e——轨道偏心率；
H——近地点处大气密度标高，单位为km；
μ——大气密度标高的变化率，一般可取为0.1；
I0,I1——贝塞尔函数；
J为经验数值，与z有关，大小从1逐渐减小到0.2，其中，J＝1时，z＝0，J＝0.2时，z＝1.2，当z＞1.2时，J可忽略，
基于上述，本发明的优点在于：本发明科学合理，使用安全方便，结合陨落目标的轨道动力学特性和不同大气模型的适应范围，采用大气模型切换和阻尼因子离散求解的方法进行陨落预报，提高了陨落预报的准确性，并且，能够适应超低轨道的结算与预报，结合跟踪弧段进行CD值的估计，其离散变化尽量符合实测大气的变化趋势，快速引导过程中综合使用多个大气模型，随着高度的变化进行模型替换，提高了对于空间目标陨落预报计算的准确程度，通过该方法，将空间目标陨落预报误差缩小至10％以内。
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种空间目标陨落多模型跟踪引导技术，其特征在于，包括如下步骤：
S1、空间目标陨落预报原理分析；
S2、综合使用多个大气模型；
S3、结合测站跟踪弧段解大气阻力系数CD；
S4、结合雷达测量数据修正大气阻力系数CD；
S5、陨落预报计算。
2.根据权利要求1所述的一种空间目标陨落多模型跟踪引导技术，其特征在于：所述步骤S1中，在低轨卫星寿命末期时，低轨卫星将会再次进入大气层，陨落预报的精度主要受大气的影响，空间大气密度的变化主要受太阳10.7厘米辐射流量F10.7和地磁指数Ap两个空间环境参数的影响，轨道计算中，根据测站跟踪解算多个大气阻力系数CD和CD的变化率，可显著削弱太阳辐射流量F10.7参数值的误差对定轨和预报的影响，同时，利用雷达测量数据可以对陨落卫星进行姿态分析和飞行状态判断，修正大气阻力系数，提高陨落预报精度。
3.根据权利要求1所述的一种空间目标陨落多模型跟踪引导技术，其特征在于：所述步骤S2中，对于200km以上的高层大气而言，实属稀薄大气，对于尺度不是特别大的航天器而言，其运动是处于自由分子流中，高马赫数的航天器在这种状态的稀薄空气中飞行，所受的气动力主要表现为一种阻力，并有很好的近似表达式：
V＝v-va
其中v和va各为卫星和大气相对地心坐标系的速度矢量；
对于经典的有效面值比为109的人造地球卫星，如果运行高度在300km以上，大气阻力摄动的量级不会高于10-6，即对中低轨卫星的运动而言，大气阻力摄动量级亦可当作二阶小量来处理；
根据大气模型的特点，在不同的轨道高度综合使用不同的大气模型，如下：
(1)轨道高度大于120公里，平均使用MSIS-90模型和DTM94模型；
(2)轨道高度大于90公里小于120公里，平均使用Jacchia-77模型和改进的Harris-Priester模型；
(3)轨道高度小于90公里，采用弹道积分方法。
4.根据权利要求3所述的一种空间目标陨落多模型跟踪引导技术，其特征在于：MSIS-90模式从地面到热层区间内的大气温度、成分和密度，考虑了大气成份分布的影响，是用星上质谱计所测中性气体成分和非相干散射雷达所测的温度资料，编制成时间和空间覆盖较宽的模式，由多颗火箭和卫星及地面不相干散射雷达实测的大气温度、大气成份和含量的观测数据，在半经验公式的基础上拟合而成，这种大气模式用3小时Ap的地磁变量描述地磁变化，以突出热电离层的不稳定，DTM模型是用球谐函数表示的三维热大气模型，该模型适用于计算120km高度以上处的大气密度，立该模型时应用了Jacchia半经验公式的模型和扩散平衡的假设，并使用了约20年的卫星轨道资料。
5.根据权利要求3所述的一种空间目标陨落多模型跟踪引导技术，其特征在于：Jacchia-71大气模型以90km高度为低限的固定边界条件，用数值积分法求解各大气层中相应的微分方程，对125km以上大气层的温度分布选用了另一种渐近函数，得到扩散微分方程的可积形式，适合计算高度高于125km处的大气密度，Jacchia-71大气模型建立之后，利用卫星星载仪器对高层大气直接进行测量又揭示了高层大气变化的某些新规律，Jacchia-77大气模型就是考虑了这些新发现的大气变化规律后，在Jacchia-71大气模型的基础上作了补充修改而形成的，其基本方法与Jacchia-71大气模型仍是相同的，Jacchia-77大气模型适用于高度为90km以上处的大气密度计算，改进的Harris-Priester模型根据不同的太阳10.7厘米辐射流量F10.7，用不同的表格值提供了在各个高度上大气密度周日变化的极大值和极小值，使用大气密度的极大值和极小值进行周日变化修正，该模型适用于计算100km高度以上处的大气密度。
6.根据权利要求1所述的一种空间目标陨落多模型跟踪引导技术，其特征在于：所述步骤S3中，在通常的定轨方法中，全弧段只估计一个大气阻力因子CD，这一般只能吸收大气密度计算误差的平均部分，而大气密度快速波动部分带来的误差则很难吸收，特别是在太阳和地磁指数活动比较剧烈的时候，多个大气阻力因子来吸收大气阻力摄动计算的误差，对2天定轨弧段，可以求解多个大气阻尼因子，定轨弧段起始时刻一个CD，结束时刻一个CD，中间结合测站跟踪弧段设置多个CD，其他任意时刻的CD值可由它们两点插值获得；
其他任意时刻对应的CD,用公式表达如下：
这种分段方法给出的CD仍然是连续的，它可以很好地吸收变化周期大于12小时的地磁指数波动，对于不同长度的数据弧段和需要反应更高频的地磁指数波动，估计的阻力因子CD的个数可以相应的减少和增加。
7.根据权利要求1所述的一种空间目标陨落多模型跟踪引导技术，其特征在于：所述步骤S4中，由于雷达不受天气的影响，对于可见弧段都能进行跟踪，利用雷达宽带图像数据可以反演陨落目标的姿态参数，从而判断目标的飞行状态，如果处于解体状态，陨落过程中会在大气层烧蚀，如果处于正常的飞行姿态，再结合雷达窄带RCS数据对大气阻尼系数进行经验修正，从而提高陨落预报精度。
8.根据权利要求1所述的一种空间目标陨落多模型跟踪引导技术，其特征在于：所述步骤S5中，
(1)根据卫星轨道寿命计算方法计算卫星陨落时长，以及轨道高度随时间的变化；
(2)如果轨道高度大于120公里，平均使用MSIS-90模型和DTM94模型，在定轨弧段起始位置求解两个CD，同时利用雷达测量数据进行CD经验修正；
(3)如果轨道高度大于90公里小于120公里，平均使用Jacchia-77模型和改进的Harris-Priester模型，在定轨弧段起始位置求解两个CD，同时利用雷达测量数据进行CD经验修正；
(4)如果轨道高度小于90公里，采用弹道积分方法，计算卫星陨落的地点和时间。
9.根据权利要求8所述的一种空间目标陨落多模型跟踪引导技术，其特征在于：估算卫星轨道寿命的方法如下：
设则轨道寿命L为：
式中，n——卫星平均运动角速度，单位为圈/d2；
——卫星平均运动角速度变化率，单位为圈/d2；
a——轨道半长轴，单位为km；
e——轨道偏心率；
H——近地点处大气密度标高，单位为km；
μ——大气密度标高的变化率，一般可取为0.1；
I0,I1——贝塞尔函数；
J为经验数值，与z有关，大小从1逐渐减小到0.2，其中，J＝1时，z＝0，J＝0.2时，z＝1.2，当z＞1.2时，J可忽略，
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