CN113788166B - 基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法 - Google Patents

Abstract

本公开提供一种基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法，包括：操作S1：依据目标空间物体的理论轨道参数确定拦截跟踪轨迹；操作S2：根据目标空间物体的轨道预报误差确定提前拦截跟踪时间和指向；操作S3：迭代确定差速拦截跟踪速率，以保证差速拦截跟踪能够覆盖轨道预报误差范围，完成基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪。上述方法能够有效缓解现有技术中对特定目标进行跟踪观测时，引导精度偏差过大，跟踪观测成功率不高，影响陨落预报精度等技术问题。

Description

基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法

技术领域

本公开涉及空间物体观测技术领域，尤其涉及一种基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法。

背景技术

近60年来，航天事业蓬勃发展，但也为地球外层空间带来了数以亿计的空间物体，如空间碎片、人造卫星等，其中空间碎片的数量最多。尺寸1厘米以上的空间碎片会对在轨航天器造成严重损坏，小于1厘米的空间碎片会导致航天器***性能降低。当前，大于10cm的碎片超过3万个，1cm以上碎片近百万个，而毫米级碎片数以亿计。在重要常用轨道上，如500-1000km的低地球轨道(LEO)和36000km的地球同步轨道(GEO)等，空间碎片最为密集，经确认的航天器碰撞事件都发生在该区域。解体和碰撞碎片是空间碎片数量增长的主要因素。如2009年的美俄卫星碰撞事件，产生了接近3000个可跟踪碎片。此外，小卫星和大型星座发射活动方兴未艾，现已公布的世界各国小卫星发射计划已经近十万颗。频繁的航天活动以及大量新的航天器不断加入，使空间物体的数量持续增长，必然使在轨航天器的碰撞风险增加，太空资产安全面临严峻挑战。

在空间物体编目和威胁事件应对中，对特定目标进行跟踪观测，是数据处理和应用的首要步骤。跟踪观测需要以预报的观测引导数据作为输入条件，由于空间碎片跟踪观测设备具有有限的观测视场角，因此对引导数据的精度有一定的要求，须保证预报的引导数据偏差在观测视场内。这对稳定编目的空间碎片问题不大，但对于至少下述两种情况，存在引导精度偏差过大的问题。一是，新编目的空间碎片由于初始轨道精度较低，导致引导误差过大，跟踪观测成功率不高，影响新碎片的编目效率。二是，处于再入大气阶段的空间碎片由于大气阻力模型误差较大，导致引导误差过大，跟踪观测成功率不高，影响陨落预报精度。

发明内容

(一)要解决的技术问题

基于上述问题，本公开提供了一种基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法，以缓解现有技术中对特定目标进行跟踪观测时，引导精度偏差过大，跟踪观测成功率不高，影响陨落预报精度等技术问题。

(二)技术方案

本公开提供一种基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法，包括：

操作S1：依据目标空间物体的理论轨道参数确定拦截跟踪轨迹；

操作S2：根据目标空间物体的轨道预报误差确定提前拦截跟踪时间和指向；

操作S3：迭代确定差速拦截跟踪速率，以保证差速拦截跟踪能够覆盖轨道预报误差范围，完成基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪。

根据本公开实施例，所述轨道预报的预报值为(t_i，σ_i)，i＝1，2，…，σ_i为t_i时刻轨道根数的共轨道半长径、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角和平近点角6个分量，沿迹方向误差导致的椭圆运动时间偏差范围为[-Δt，Δt]。

根据本公开实施例，操作S2，包括：

操作S21：对目标空间物体的预报值引入时间偏差-Δt；

操作S22：计算满足该空间物体可见条件的起始跟踪时刻，以保证引导时间偏差为-Δt的情况下目标仍可见。

根据本公开实施例，所述操作S3中，迭代调整平近点角速率，使得结束跟踪时刻，观测与预报值时间偏差为+Δt，以保证引导时间偏差为+Δt情况下目标空间物体仍可见。

根据本公开实施例，操作S3，包括：

操作S31：设定拦截跟踪平近点角变率为n＝kn₀；以及

操作S32：以拦截跟踪平近点角变率n，形成目标空间物体运动轨迹(t_i-Δt，σ_i′)，i＝1，2，…；

其中，0≤k≤1，n₀为轨道的平近点角变率的预报值；σ_i′前5个分量与预报值σ_i中的前5个分量相等，第6个分量有M_i′＝n[t_i-(t₀-Δt)]。

根据本公开实施例，操作S3还包括：

操作S33：以操作S32形成的目标空间物体运动轨迹计算结束跟踪时刻t_end，解算结束跟踪时刻的时间偏差Δt_end＝(1-k)(t_end-t_start)-Δt；以及

操作S34：修正拦截跟踪平近点角速率n＝K/(2Δt+K)，重复上述步骤进行迭代调整，直到|Δt_end-Δt|小于迭代收敛误差；

其中，t_start为开始跟踪时刻，K＝k(t_end-t_start)。

根据本公开实施例，根据最后一次迭代完成后形成的目标空间物体运动轨迹，设定拦截跟踪计划时间偏差范围，进行拦截跟踪观测。

(三)有益效果

从上述技术方案可以看出，本公开基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法至少具有以下有益效果其中之一或其中一部分：

(1)能够保证拦截跟踪的计划能够覆盖轨道预报误差的偏差，保证拦截跟踪在空间物体沿迹运动偏差较大情况下实现空间物体在一定时段内位于观测设备的探测视场；

(2)能够在在满足拦截跟踪成功的前提下，实现差速最小化跟踪，让目标能够在设备的观测视场内停留尽量长的时间，以获取更充分的观测数据。

附图说明

图1为本公开实施例的基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法的流程图。

图2为本公开实施例的对应表1的跟踪计划的结果对比示意图。

图3为本公开实施例的对应表1中序号2的拦截跟踪计划所获取的不同时刻的图像示意图。

图4为本公开实施例的对应表1中序号3的拦截跟踪计划所获取的不同时刻的图像示意图。

图5为本公开实施例的对应表1中序号4的拦截跟踪计划所获取的不同时刻的图像示意图。

具体实施方式

本公开提供了一种基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法，基于空间碎片轨道运动规律，并依据轨道预报误差，制定与误差相适应的空间碎片拦截跟踪策略。能够在保证拦截观测到低引导精度空间碎片的前提下，使得空间碎片尽可能在视场中停留较长时间，实现更多高质量观测数据的获取，支撑空间碎片编目和威胁事件应对。具体而言就是针对轨道预报误差较大的空间物体，基于轨道运动理论，建立差速跟踪轨迹，达到在保证空间物体进入观测视场的前提下，使得空间物体运动速率与拦截跟踪速率之差达到最小以提高空间物体在视场内的停留时间，提高拦截跟踪的成功率和数据获取率。

为使本公开的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本公开进一步详细说明。

在本公开实施例中，提供一种基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法，让设备观测方向沿空间物体理论椭圆轨迹，以相对于预报值较小的跟踪速度实现拦截观测，“等待”目标进入观测观测视场。基于轨道理论通过迭代调整差速跟踪速率，实现最终的差速拦截跟踪效果达到空间物体在可见弧段范围内，起始跟踪提前量刚好等于轨道预报最大正向偏差，结束跟踪延迟量刚好等于轨道预报最大负向偏差，保证拦截跟踪覆盖预报误差的前提下，使得拦截跟踪速度尽量靠近预报跟踪速度，实现目标在视场内停留较长时间。如图1所示，所述基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法，包括：

操作S1：依据目标空间物体的理论轨道参数确定拦截跟踪轨迹；

操作S2：根据目标空间物体的轨道预报误差确定提前拦截跟踪时间和指向；

操作S3：迭代确定差速拦截跟踪速率，以保证差速拦截跟踪能够覆盖轨道预报误差范围，完成基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪。

根据本公开实施例，所述轨道预报的预报值为(t_i，σ_i)，i＝1，2，…，σ_i为t_i时刻轨道根数的共轨道半长径、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角和平近点角6个分量，沿迹方向误差导致的椭圆运动时间偏差范围为[-Δt，Δt]。利用引入时间偏差-Δt的预报值(t_i-Δt，σ_i)，i＝1，2，…计算满足目标可见条件的起始跟踪时刻t_start，以保证引导时间偏差为-Δt情况下目标仍可见。迭代调整平近点角速率，使得结束跟踪时刻(目标可见的末点)，观测与预报值时间偏差为+Δt，以保证引导时间偏差为+Δt情况下仍可见。

操作S3具体包括：

操作S31：设定拦截跟踪平近点角变率为n＝kn₀，0≤k≤1，起始k值可设为0.8，n₀为预报轨道的平近点角变率；

操作S32：以拦截跟踪平近点角变率n，形成目标运动轨迹(t_i-Δt，σ_i′)，i＝1，2，…，其中σ_i′前5个分量与σ_i相等，第6个分量有M_i′＝n[t_i-(t₀-Δt)]；

操作S33：以操作S32形成的目标运动轨迹计算结束跟踪时刻t_end，解算结束跟踪时刻的时间偏差Δt_end＝(1-k)(t_end-t_start)-Δt

操作S34：修正拦截跟踪平近点角速率n＝K/(2Δt+K)，K＝k(t_end-t_start)，重复上述步骤，直到|Δt_end-Δt|小于迭代收敛误差。

以最后一次迭代分操作S32形成的轨迹(t_i-Δt，σ_i′)，i＝1，2，…形成拦截跟踪计划，引导设备进行拦截观测。

在本公开实施例中，选取一颗LEO卫星(编号47869)作为拦截跟踪观测实验目标。目标轨道信息如下：

轨道时刻：2021-06-24 04:00:01.999584(UTC)

轨道根数：

a＝6826.811km，e＝0.0008358，i＝87°.3976

Ω＝267°.2552，ω＝151°.5927，M＝332°.0278

利用4台36厘米望远镜，在不同的引导偏差情况下，利用上述拦截跟踪方法，设定拦截跟踪计划时间偏差范围，形成拦截跟踪计划，利用望远镜远程控制***实施拦截跟踪观测，并对观测图像进行处理分析。4个拦截跟踪计划信息如下表1：

表1

序号	引导数据的沿迹误差(km)	制定计划的时间偏差范围
			1	0	0
2	120km	[-20s，20s]
			3	-120km	[-20s，20s]
4	-240km	[-40s，40s]

其中引导数据沿迹误差是人为加入的偏差量，用于验证拦截跟踪方法对不同沿迹偏差情况下的有效性。在实际任务中沿迹误差一般由定轨给出的协方差预报而来。通过轨道理论可将沿迹误差归算成时间偏差，在此基础上加入一定冗余，作为提前启动和延迟结束的时间量，用于拦截跟踪计划制定。第1条引导数据未加入沿迹误差，以便作为基准进行分析。最终，制定的拦截跟踪计划及拦截跟踪执行情况如图2所示。其中在圆圈处圈定的位置的拦截跟踪轨迹与跟踪序列1(即无偏差轨迹)重合，表示拦截跟踪在此处捕获，拦截跟踪计划的赤经、赤纬变化趋势与基准(序号1)的走向大致相同，达到目标逐渐进入望远镜视场，在视场中停留时间更长，这个趋势在实际观测也得到了印证。下面给出序号2、3和4的拦截跟踪在不同的时刻获取的图像如图3至图5所示，每一条观测序列均取进入视场的第一张、中间和最后一张图像以及观测时刻。

从观测结果看，所有用于拦截的3台望远镜均对目标实现了成功的观测。由于较大的沿迹误差，需要以较大的时间偏差范围来实现拦截捕获，因此相对而言，拦截跟踪序号4的捕获时间较短，相对于凝视拦截(望远镜凝视轨道某一位置不动等待目标进入视场)，差速拦截跟踪能够捕获更长时间的空间碎片数据，为后续的观测策略和数据处理提供更充分的数据支持。

至此，已经结合附图对本公开实施例进行了详细描述。需要说明的是，在附图或说明书正文中，未绘示或描述的实现方式，均为所属技术领域中普通技术人员所知的形式，并未进行详细说明。此外，上述对各元件和方法的定义并不仅限于实施例中提到的各种具体结构、形状或方式，本领域普通技术人员可对其进行简单地更改或替换。

依据以上描述，本领域技术人员应当对本公开基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法有了清楚的认识。

综上所述，本公开提供了一种基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法，依据理论轨道参数生成理论跟踪轨迹；根据轨道误差确定提前拦截跟踪时间和指向；迭代确定差速跟踪速率，以保证差速跟踪能够覆盖轨道误差范围；生成最终差速拦截跟踪计划。利用本发明，空间物体轨道在较大预报误差情况下的差速拦截跟踪。

还需要说明的是，实施例中提到的方向用语，例如“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等，仅是参考附图的方向，并非用来限制本公开的保护范围。贯穿附图，相同的元素由相同或相近的附图标记来表示。在可能导致对本公开的理解造成混淆时，将省略常规结构或构造。并且图中各部件的形状和尺寸不反映真实大小和比例，而仅示意本公开实施例的内容。

说明书与权利要求中所使用的序数例如“第一”、“第二”、“第三”等的用词，以修饰相应的元件，其本身并不意味着该元件有任何的序数，也不代表某一元件与另一元件的顺序、或是制造方法上的顺序，该些序数的使用仅用来使具有某命名的一元件得以和另一具有相同命名的元件能做出清楚区分。

此外，除非特别描述或必须依序发生的步骤，上述步骤的顺序并无限制于以上所列，且可根据所需设计而变化或重新安排。并且上述实施例可基于设计及可靠度的考虑，彼此混合搭配使用或与其他实施例混合搭配使用，即不同实施例中的技术特征可以自由组合形成更多的实施例。

以上所述的具体实施例，对本公开的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本公开的具体实施例而已，并不用于限制本公开，凡在本公开的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本公开的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法，包括：

操作S1：依据目标空间物体的理论轨道参数确定拦截跟踪轨迹；

操作S2：根据目标空间物体的轨道预报误差确定提前拦截跟踪时间和指向；

操作S3：迭代确定差速拦截跟踪速率，以保证差速拦截跟踪能够覆盖轨道预报误差范围，完成基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪；

所述轨道预报的预报值为(t _i ,σ _i ),i=1,2…,σ _i 为 t _i 时刻轨道根数的共轨道半长径、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角和平近点角6个分量，沿迹方向误差导致的椭圆运动时间偏差范围为 [-Δt,Δt]；

操作S3包括：操作S31:设定拦截跟踪平近点角速率为n=kn ₀；操作S32:以拦截跟踪平近点角速率n，形成目标空间物体运动轨迹(t _i –Δt,σ _i ´)，i=1,2…；0≤k≤1，n ₀为轨道的平近点角速率的预报值；σ _i ´前5个分量与预报值σ _i 中的前5个分量相等，第6个分量有M _i ´=n[t _i –(t ₀ -Δt)]；操作S33：以操作S32形成的目标空间物体运动轨迹计算结束跟踪时刻t _end ，解算结束跟踪时刻的时间偏差Δt _end =(1-k)(t _end - t _start )-Δt；以及操作S34:修正拦截跟踪平近点角速率n= K /(2Δt+K )，重复上述操作进行迭代调整，直到|Δt _end -Δt|小于迭代收敛误差；其中，t _start 为开始跟踪时刻，K =k (t _end - t _start )；根据最后一次迭代完成后形成的目标空间物体运动轨迹，设定拦截跟踪计划时间偏差范围，进行拦截跟踪观测。

2.根据权利要求1所述的基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法，操作S2，包括：

操作S21：对目标空间物体的预报值引入时间偏差-Δt；

操作S22：计算满足该空间物体可见条件的起始跟踪时刻，以保证引导时间偏差为-Δt的情况下目标仍可见。

3.根据权利要求1所述的基于空间物体轨道误差的差速拦截跟踪方法，所述操作S3中，迭代调整平近点角速率，使得结束跟踪时刻，观测与预报值时间偏差为+Δt，以保证引导时间偏差为+Δt情况下目标空间物体仍可见。