[发明专利]一种空间目标相对伴飞轨道确定方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种空间目标相对伴飞轨道确定方法，属于航天深空探测技术领域。

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。

由于目标天体周围引力场分布不均匀以及可能存在不稳定的自旋状态和其他未知干扰，航天器伴飞轨道确定方法必须具备较强鲁棒性。同时，在实际观测中，由于各种因素的影响，例如敏感器测量误差、时间计量精度误差等，观测数据中存在一定数量准确度和精确度不高的数据。由于存在轨道动力学建模和观测误差等干扰因素，必须寻找更可靠、更精确的定轨方法，因此航天器伴飞探测轨道确定方法是当前各国航天科研部门重点发展的研究方向之一。

在已发展的轨道确定方法中，最小二乘是最普遍的轨道确定方法之一，它不考虑力学模型误差，在观测数据中含有非线性影响因素的情况下，最小二乘法不再是最优线性估计，它会降低轨道确定的精度。此外很多学者采用EKF或UKF进行轨道确定，在先技术[1](参见LI Heng-nian,LI Ji-sheng,HUANG Yong-xuan.A Dynamic Model Compensation Orbit Determination Method for Maneuvering Satellite[J].JOURNAL OF  ASTRONAUTICS,2010,31(10),2269-2275.)将EKF运用到动力学补偿卫星的轨道确定算法中，实现了卫星在连续推力控制下精确定轨，但系统中观测噪声干扰仅仅假设为高斯白噪声，且对于地球卫星而言，没有复杂的动力学环境，因此如果用于周围引力场分布不均的目标天体动力学模型，且含有其他有色噪声，该轨道确定方法将降低定轨精度，影响伴飞轨道控制效果。

在先技术[2](参见Bhaskaran S,Riedel J E,Synnott S P.Autonomous target tracking of small bodies during flybys[J].Advances in the Astronautical Sciences,2004,119,2079-2096.)，分析了EKF或UKF用法的局限性。为保证精度要求，采用EKF或UKF进行轨道确定时一般假设非主要摄动项、过程噪声、量测噪声均为零均值的高斯白噪声。当过程噪声、量测噪声为有色噪声或存在其他未知概率密度分布的噪声时，EKF或UKF的滤波性能将降低，甚至最终发散。这种情况不适合航天器伴飞探测轨道确定，无法满足任务需求。

在先技术[3](参见Khutorovsky Z N,Samotokhin A S,Alfriend K T.Guaranteed Approach for Orbit Determination with Limited Error Measurements[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2013,36(4):1186-1193.)，采用了中心算法求取切比雪夫中心点进行近地卫星轨道确定，降低了有色噪声对定轨滤波的影响，但是如果观测数据中存在数据误差偏大的值，利用中心算法求解轨道参数就会出现大的偏差，同样无法满足伴飞探测高精度的定轨要求。

发明内容

本发明的目的是针对现有空间目标相对伴飞探测轨道确定方法无法保证在有其他噪声信息误差干扰、目标天体周围动力学特性复杂的情况下达到高精度定轨要求的问题，提供一种空间目标相对伴飞轨道确定方法，该方法是通过求取轨道参数的中值点来进行定轨的，能够降低复杂动力学模型及噪声干扰。

该轨道确定方法能够实现空间目标相对伴飞探测轨道确定，保证确定 精度并且能够为航天器定点悬停任务提供定轨保证，以便实现定点悬停控制。该选取方法既可以应用于航天器定点悬停任务的轨道确定，也可以应用于航天器稳定绕飞空间目标任务轨道确定。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。