[发明专利]一种空间目标相对伴飞轨道确定方法

摘要

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。该方法对当前时刻的轨道状态进行确定步骤如下：1)根据轨道动力学方程递推出任意时刻轨道状态预测值，并由此得到预测观测量，并得到实际观测值与预测值的差值；2)利用观测方程和1)中得到的差值解出线性方程组的解，即轨道状态估计偏差解集合；3)对2)中的解按数值递增排列，并剔除相邻两项之差大于测量误差限的解。4)根据3)得到的解集合个数，若为奇数，那么轨道状态估计偏差为3)中集合最中间的一项；若为偶数，则轨道状态估计偏差为集合最中间连续两项的平均值。5)当前时刻轨道参数估计值即为轨道状态预测值与轨道状态估计偏差之和。本发明能够降低复杂动力学模型及噪声干扰。

主权项

一种空间目标相对伴飞轨道确定方法，是在如下轨道动力学模型基础上进行轨道确定的；航天器在空间目标固联坐标系下伴飞轨道动力学模型状态方程和观测方程如下：X·=F(X,U,t)+WY=G(X,t)+δ---(1)]]>其中为航天器相对于空间目标的三轴位置与三轴速度；U为三轴主动控制加速度；F根据动力学特性定义的关于X,U的函数；W表示动力学建模中的干扰误差总和；Y为测量值向量；G是由X转化为Y的函数；δ为测量误差；将式(1)在tk时刻(航天器在轨运行的任意时刻)某一状态X*处进行Taylor展开得到线性化模型ΔX·=A(X,U,tk)ΔX+WΔY=C(X,tk)ΔX+δ---(2)]]>式(2)中ΔX＝X‑X*，A、C表达式为A(X,U,tk)=∂F(X,U,tk)∂X|Xk,C(X,tk)=∂G(X,tk)∂X|Xk---(3)]]>并且由A能够得到tk时刻的状态转移矩阵Φ(tk,tk+1)，所以线性化离散后的模型为ΔXk+1=Φ(tk,tk+1)ΔXk+WΔYk=C(X,tk)ΔXk+δ---(4)]]>从t0时刻开始进行观测，记录连续n+1时刻的观测量并且预先估计t0和tn时刻(进行轨道确定的当前时刻)的初始轨道参数X0=[x0,y0,z0,x·0,y·0,z·0]T,]]>Xn=[xn,yn,zn,x·n,y·n,z·n]T,]]>可以根据轨道递推得到任意连续时刻状态转移矩阵Φ(tk,tk+1)；那么，从tn时刻起，倒推tk时刻ΔXk为ΔXk=Πm=kn-1Φ-1(tk,tk+1)·ΔXn=Φk·ΔXn---(5),]]>其特征在于，对当前时刻tn的轨道状态Xn进行确定步骤如下：1)根据轨道递推求出任意时刻Xk，并由此得到预测观测量Yk，将实际观测值与预测值做差得到ΔYk；2)利用式(4)的第二个方程解如下线性方程组ΔYk＝C(X,tk)Φk·ΔXn＝Η·ΔXn       (6)考虑观测量向量的维数，利用一个或连续几个时刻的观测量组成观测量集合与轨道状态向量维数相同，确保方程(6)有唯一解；在任意k时刻都能得到一组线性方程组解ΔXn,k，线性方程组的任意一项表示为hi1·Δxn+hi2·Δyn+hi3·Δzn+hi4·Δx·n+hi5·Δy·n+hi6·Δz·n=Δyi---(7)]]>其中i(i≤6)表示测量向量的第i个测量量；3)对求得的n组ΔXn,k当中每一项Δxn,i,k参数按数值大小递增排列，得到新的参数序列剔除相邻两个之差大于测量误差限的点；因为测量误差δ存在上下限，即|δi|≤εi，对于排在新序列前列的参数，如果存在参数之差满足剔除及之前的参数；同理在新序列后列的参数，若满足剔除及之后的参数；最终每一项的参数序列为{Δx~n,i,1,Δx~n,i,2,...,Δx~n,i,m}(m≤n);]]>4)由3)对2)中求解的参数进行递增排序和剔除超出误差限的参数后得到m(m≤n)组参数；若m为奇数，那么这组序列的中值点为Δxn,i,c=Δx~n,i,m+1/2---(8)]]>若m为偶数，那么序列的中值点为Δxn,i,c=0.5(Δx~n,i,m/2+Δx~n,i,m/2+1)---(9)]]>即有[Δxn,c,Δyn,c,Δzn,c,Δx·n,c,Δy·n,c,Δz·n,c]T=[Δxn,1,c,Δxn,2,c,Δxn,3,c,Δxn,4,c,Δxn,5,c,Δxn,6,c]T---(10)]]>这样就得到了tn时刻的ΔXn=[Δxn,c,Δyn,c,Δzn,c,Δx·n,c,Δy·n,c,Δz·n,c]T;]]>5)当前tn时刻轨道参数估计值：X^n=Xn+ΔXn---(11)]]>根据测量误差干扰和动力学模型复杂程度，选取n的值调节轨道确定精度。