一種空間目標(biāo)相對(duì)伴飛軌道確定方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種空間目標(biāo)相對(duì)伴飛軌道確定方法，屬于航天深空探測(cè)技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 隨著深空探測(cè)任務(wù)的日益增多，航天器繞飛、伴飛觀測(cè)目標(biāo)天體已經(jīng)成為未來(lái)深 空科學(xué)探測(cè)的重要任務(wù)和課題。若航天器已捕獲目標(biāo)天體，但對(duì)其各種信息掌握較少，需采 用伴飛探測(cè)，確定航天器相對(duì)目標(biāo)天體的位置、速度以及姿態(tài)等參數(shù)信息。為了成功地完成 科學(xué)考察任務(wù)，航天器實(shí)現(xiàn)伴飛探測(cè)軌道保持與控制需要很高的軌道確定精度。航天器確 保較高的軌道確定精度，以便航天器在需要的位置實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確地定點(diǎn)懸停或在一定區(qū)域內(nèi)實(shí) 現(xiàn)伴飛，完成后續(xù)探測(cè)任務(wù)。軌道確定精度對(duì)伴飛探測(cè)軌道控制有很大的影響，如果航天器 與小天體相對(duì)信息的確定存在較大誤差，會(huì)導(dǎo)致航天器無(wú)法進(jìn)行精確地軌道控制，進(jìn)而嚴(yán) 重偏離預(yù)期軌道甚至無(wú)法繼續(xù)進(jìn)行伴飛探測(cè)。
[0003] 由于目標(biāo)天體周圍引力場(chǎng)分布不均勻以及可能存在不穩(wěn)定的自旋狀態(tài)和其他未 知干擾，航天器伴飛軌道確定方法必須具備較強(qiáng)魯棒性。同時(shí)，在實(shí)際觀測(cè)中，由于各種因 素的影響，例如敏感器測(cè)量誤差、時(shí)間計(jì)量精度誤差等，觀測(cè)數(shù)據(jù)中存在一定數(shù)量準(zhǔn)確度和 精確度不高的數(shù)據(jù)。由于存在軌道動(dòng)力學(xué)建模和觀測(cè)誤差等干擾因素，必須尋找更可靠、更 精確的定軌方法，因此航天器伴飛探測(cè)軌道確定方法是當(dāng)前各國(guó)航天科研部門重點(diǎn)發(fā)展的 研宄方向之一。
[0004] 在已發(fā)展的軌道確定方法中，最小二乘是最普遍的軌道確定方法之一，它不考慮 力學(xué)模型誤差，在觀測(cè)數(shù)據(jù)中含有非線性影響因素的情況下，最小二乘法不再是最優(yōu)線性 估計(jì)，它會(huì)降低軌道確定的精度。此外很多學(xué)者采用EKF或UKF進(jìn)行軌道確定，在先技術(shù)
[1](參見(jiàn)LI Heng-nian, LI Ji-sheng，HUANG Yong-xuan. A Dynamic Model Compensation Orbit Determination Method for Maneuvering Satellite[J]. JOURNAL OF ASTR0NAUTI CS, 2010, 31 (10)，2269-2275.)將EKF運(yùn)用到動(dòng)力學(xué)補(bǔ)償衛(wèi)星的軌道確定算法中，實(shí)現(xiàn)了衛(wèi) 星在連續(xù)推力控制下精確定軌，但系統(tǒng)中觀測(cè)噪聲干擾僅僅假設(shè)為高斯白噪聲，且對(duì)于地 球衛(wèi)星而言，沒(méi)有復(fù)雜的動(dòng)力學(xué)環(huán)境，因此如果用于周圍引力場(chǎng)分布不均的目標(biāo)天體動(dòng)力 學(xué)模型，且含有其他有色噪聲，該軌道確定方法將降低定軌精度，影響伴飛軌道控制效果。
[0005] 在先技術(shù)[2](參見(jiàn) 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。為保證精度要求，采 用EKF或UKF進(jìn)行軌道確定時(shí)一般假設(shè)非主要攝動(dòng)項(xiàng)、過(guò)程噪聲、量測(cè)噪聲均為零均值的高 斯白噪聲。當(dāng)過(guò)程噪聲、量測(cè)噪聲為有色噪聲或存在其他未知概率密度分布的噪聲時(shí)，EKF 或UKF的濾波性能將降低，甚至最終發(fā)散。這種情況不適合航天器伴飛探測(cè)軌道確定，無(wú)法 滿足任務(wù)需求。
[0006] 在先技術(shù)[3](參見(jiàn)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.)，米用了 中心算法求取切比雪 夫中心點(diǎn)進(jìn)行近地衛(wèi)星軌道確定，降低了有色噪聲對(duì)定軌濾波的影響，但是如果觀測(cè)數(shù)據(jù) 中存在數(shù)據(jù)誤差偏大的值，利用中心算法求解軌道參數(shù)就會(huì)出現(xiàn)大的偏差，同樣無(wú)法滿足 伴飛探測(cè)高精度的定軌要求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 本發(fā)明的目的是針對(duì)現(xiàn)有空間目標(biāo)相對(duì)伴飛探測(cè)軌道確定方法無(wú)法保證在有其 他噪聲信息誤差干擾、目標(biāo)天體周圍動(dòng)力學(xué)特性復(fù)雜的情況下達(dá)到高精度定軌要求的問(wèn) 題，提供一種空間目標(biāo)相對(duì)伴飛軌道確定方法，該方法是通過(guò)求取軌道參數(shù)的中值點(diǎn)來(lái)進(jìn) 行定軌的，能夠降低復(fù)雜動(dòng)力學(xué)模型及噪聲干擾。
[0008] 該軌道確定方法能夠?qū)崿F(xiàn)空間目標(biāo)相對(duì)伴飛探測(cè)軌道確定，保證確定精度并且 能夠?yàn)楹教炱鞫c(diǎn)懸停任務(wù)提供定軌保證，以便實(shí)現(xiàn)定點(diǎn)懸停控制。該選取方法既可以應(yīng) 用于航天器定點(diǎn)懸停任務(wù)的軌道確定，也可以應(yīng)用于航天器穩(wěn)定繞飛空間目標(biāo)任務(wù)軌道確 定。
[0009] 本發(fā)明的目的是通過(guò)下述技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的。
[0010] 本發(fā)明所述方法是在如下軌道動(dòng)力學(xué)模型基礎(chǔ)上進(jìn)行軌道確定的。
[0011] 航天器在空間目標(biāo)固聯(lián)坐標(biāo)系下伴飛軌道動(dòng)力學(xué)模型狀態(tài)方程和觀測(cè)方程如 下：
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種空間目標(biāo)相對(duì)伴飛軌道確定方法，是在如下軌道動(dòng)力學(xué)模型基礎(chǔ)上進(jìn)行軌道確 定的；航天器在空間目標(biāo)固聯(lián)坐標(biāo)系下伴飛軌道動(dòng)力學(xué)模型狀態(tài)方程和觀測(cè)方程如下：
其中X = X，_v, 為航天器相對(duì)于空間目標(biāo)的三軸位置與三軸速度；u為三軸 主動(dòng)控制加速度；F根據(jù)動(dòng)力學(xué)特性定義的關(guān)于X，U的函數(shù)；W表示動(dòng)力學(xué)建模中的干擾誤 差總和；Y為測(cè)量值向量；G是由X轉(zhuǎn)化為Y的函數(shù)；δ為測(cè)量誤差； 將式（1)在tk時(shí)刻（航天器在軌運(yùn)行的任意時(shí)刻）某一狀態(tài))T處進(jìn)行Taylor展開(kāi)得 到線性化模型
并且由A能夠得到tk時(shí)刻的狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣Φ (t k，tk+1)，所以線性化離散后的模型為
從h時(shí)刻開(kāi)始進(jìn)行觀測(cè)，記錄連續(xù)n+1時(shí)刻的觀測(cè)量之，〇2，…；并且預(yù)先估計(jì) 1:。和t n時(shí)刻（進(jìn)行軌道確定的當(dāng)前時(shí)刻）的初始軌道參數(shù)= [xu,.vu, ，xu,.vu, zu]， ，可以根據(jù)軌道遞推得到任意連續(xù)時(shí)刻狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣 Φ (tk, tk+1);那么，從1:"時(shí)刻起，倒推t k時(shí)刻Δ X k為 κ -1
其特征在于，對(duì)當(dāng)前時(shí)刻tn的軌道狀態(tài)Xn進(jìn)行確定步驟如下： 1) 根據(jù)軌道遞推求出任意時(shí)刻xk，并由此得到預(yù)測(cè)觀測(cè)量Yk，將實(shí)際觀測(cè)值iV與預(yù)測(cè) 值做差得到AY k; 2) 利用式（4)的第二個(gè)方程解如下線性方程組 AYk=C(X,tk)?k· ΔΧη= H - ΔΧη (6) 考慮觀測(cè)量向量的維數(shù)，利用一個(gè)或連續(xù)幾個(gè)時(shí)刻的觀測(cè)量組成觀測(cè)量集合與軌道狀 態(tài)向量維數(shù)相同，確保方程（6)有唯一解；在任意k時(shí)刻都能得到一組線性方程組解AXn，k， 線性方程組的任意一項(xiàng)表示為 hn Ax" + hn · Δ-ν" + hn ' Δ-" + hU ' Αχ" + h,s ' Δ.';" + ^l6 ' Δζ"=Δν, (7) 其中i (i < 6)表示測(cè)量向量的第i個(gè)測(cè)量量； 3) 對(duì)求得的η組AXnk當(dāng)中每一項(xiàng)ΛΧη#參數(shù)按數(shù)值大小遞增排列，得到新的參 數(shù)序列，剔除相鄰兩個(gè)Δ?,ρΔ\ι +1之差大于測(cè)量誤差限的 點(diǎn)；因?yàn)闇y(cè)量誤差S存在上下限，g卩I δ」< ^，對(duì)于排在新序列前列的參數(shù)，如果存在 參數(shù)之差滿足- Δχβ，,ι > &，剔除Δχη，,，4及之前的參數(shù)；同理在新序列后列的參 數(shù)，若滿足△氣,』+1 - Δχ" ,> > ，剔除Δχη#+1及之后的參數(shù)；最終每一項(xiàng)的參數(shù)序列為 4) 由3)對(duì)2)中求解的參數(shù)進(jìn)行遞增排序和剔除超出誤差限的參數(shù)后得到m(m< η) 組參數(shù)；若m為奇數(shù)，那么這組序列的中值點(diǎn)為 ^XnJ,c ~ ^Xn,/,?i+l/2 ^^ 若m為偶數(shù)，那么序列的中值點(diǎn)為 Ax . = 0,5(Δχ . h + Ax . , ) (9) η ,ι ,c 、 n ,i ,m /1 n ,i ,m 12 + 1 -7 ' 即有 do) 這樣就得到了 tn時(shí)刻的 ΔΧη = [Δλ^, Ayn e, Azn r,Δ',Δ.νΒ ,.，Δζη ,.]τ ; 5) 當(dāng)前tn時(shí)刻軌道參數(shù)估計(jì)值： k = X ~(11) η η η 根據(jù)測(cè)量誤差干擾和動(dòng)力學(xué)模型復(fù)雜程度，選取η的值調(diào)節(jié)軌道確定精度。
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種空間目標(biāo)相對(duì)伴飛軌道確定方法，屬于航天深空探測(cè)技術(shù)領(lǐng)域。該方法對(duì)當(dāng)前時(shí)刻的軌道狀態(tài)進(jìn)行確定步驟如下：1)根據(jù)軌道動(dòng)力學(xué)方程遞推出任意時(shí)刻軌道狀態(tài)預(yù)測(cè)值，并由此得到預(yù)測(cè)觀測(cè)量，并得到實(shí)際觀測(cè)值與預(yù)測(cè)值的差值；2)利用觀測(cè)方程和1)中得到的差值解出線性方程組的解，即軌道狀態(tài)估計(jì)偏差解集合；3)對(duì)2)中的解按數(shù)值遞增排列，并剔除相鄰兩項(xiàng)之差大于測(cè)量誤差限的解。4)根據(jù)3)得到的解集合個(gè)數(shù)，若為奇數(shù)，那么軌道狀態(tài)估計(jì)偏差為3)中集合最中間的一項(xiàng)；若為偶數(shù)，則軌道狀態(tài)估計(jì)偏差為集合最中間連續(xù)兩項(xiàng)的平均值。5)當(dāng)前時(shí)刻軌道參數(shù)估計(jì)值即為軌道狀態(tài)預(yù)測(cè)值與軌道狀態(tài)估計(jì)偏差之和。本發(fā)明能夠降低復(fù)雜動(dòng)力學(xué)模型及噪聲干擾。
【IPC分類】G01C21-24
【公開(kāi)號(hào)】CN104729510
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201410827249
【發(fā)明人】朱圣英, 修哈寧, 崔平遠(yuǎn), 高艾, 徐瑞
【申請(qǐng)人】北京理工大學(xué)
【公開(kāi)日】2015年6月24日
【申請(qǐng)日】2014年12月25日