一种基于先验信息的低轨机动目标初轨确定方法

1.本发明涉及短弧初轨确定领域，尤其涉及一种基于先验信息的低轨机动目标初轨确定方法。


背景技术：

2.在执行抵近观测、对接抓捕、碎片清除、在轨加注等任务时，运行在原轨道上的航天器需要先通过轨道发动机机动至目标轨道才能完成既定任务，上述复杂任务的实现无不以强大轨道机动能力为基础。非合作目标大范围、高频率的轨道机动会导致探测设备无法按照预报的轨道对目标进行捕获、跟踪和编目维持，而目标重捕后将再次面临识别匹配、轨道确定、编目入库的问题。
3.空间态势感知系统在对非合作目标进行跟踪编目的过程中，需要利用轨道根数对空间目标过境时间进行预报并引导传感器捕获跟踪，当目标进行大幅度机动时会导致过境时间和空间位置发生变化进而造成传感器无法捕获跟踪目标。对于因轨道机动导致丢失的空间目标，可采用多传感器、多固定空域的模式进行搜索重捕，固定空域需根据目标运行规律合理设置。固定空域模式下所能采集到的低轨目标弧段较短，通常只有十几秒到三十几秒，而光学资料距离维数据的缺失使得计算过程本身具有病态性，导致轨道半长轴和偏心率定轨偏差较大，而当观测数据较少时使用传统初轨确定方法进行短弧定轨甚至难以得到合理或者符合精度要求的解。重捕目标与新入轨目标区别在于，重捕目标的轨道受原轨道和自身轨道机动能力的限制，其初轨确定问题中并非没有先验信息可用。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种基于先验信息的低轨机动目标初轨确定方法，解决了短弧光学资料初轨确定半长轴、偏心率偏差较大的问题。
5.为实现上述发明目的，本发明提供一种基于先验信息的低轨机动目标初轨确定方法，包括：
6.s1.获取低轨机动目标的历史tle轨道根数，并利用所述历史tle轨道根数获取所述低轨机动目标的轨道机动能力先验信息；
7.s2.利用光学图像对机动后的所述低轨机动目标进行识别匹配，并确定出所述低轨机动目标的目标丢失时间；
8.s3.基于所述目标丢失时间将所述轨道机动能力先验信息转化为惩罚项，并基于所述惩罚项构造出带惩罚项的最小二乘计算模型；
9.s4.确定出机动后的所述低轨机动目标的定轨初值，并基于所述定轨初值和带惩罚项的所述最小二乘计算模型进行初轨确定。
10.根据本发明的一个方面，步骤s1中，利用所述历史tle轨道根数获取所述低轨机动目标的轨道机动能力先验信息的步骤中，包括：
11.基于所述历史tle轨道根数获取包含半长轴和轨道倾角的根数时间序列，并以所
述半长轴的半长轴变化率和所述轨道倾角的轨道倾角变化率作为表征所述低轨机动目标的轨道机动能力；其中，所述根数时间序列表示为：
12.xk(tk,ak,ik),k＝1,2,3,...,n
13.其中，tk表示时间，ak表示半长轴，ik表示轨道倾角；
14.对所述根数时间序列进行优化处理，其中，所述优化处理包括：对所述根数时间序列中的失效点进行检测，并对检测出的失效点置零处理；以及，对所述根数时间序列中的野值进行剔除处理；
15.基于优化处理后的所述根数时间序列分别计算所述半长轴变化率和所述轨道倾角变化率，并分别确定出所述半长轴变化率中的最大半长轴变化率和所述轨道倾角变化率中的最大轨道倾角变化率；
16.以所述最大半长轴变化率和所述最大轨道倾角变化率作为所述轨道机动能力先验信息。
17.根据本发明的一个方面，对所述根数时间序列中的失效点进行检测的步骤中，若相邻所述根数时间序列的时间间隔小于所述低轨机动目标的轨道运行周期，则判断为失效点。
18.根据本发明的一个方面，对所述根数时间序列中的野值进行剔除处理步骤中，包括：
19.选取所述根数时间序列中的对象并以预设长度构建滑窗；其中，所述滑窗表示为：
20.wk(x
k-l
,x
k-l+1
,...,xk,...,x
k+l-1
,x
k+l
)
21.其中，l＝[l/2],l为预设长度；
[0022]
去除所述滑窗中的干扰项，并计算所述滑窗的滑窗均值avek和滑窗标准差σk；其中，所述干扰项为选取的所述对象；
[0023]
若选取的所述对象与所述滑窗均值avek的差值绝对值大于pσk，则判定所选取的所述对象为野值并采用所述滑窗均值avek将其替换，其中，p为可调节系数；
[0024]
窗口向后滑动一个单位并重复执行上述步骤，对所述根数时间序列中的所有对象分别进行判定，剔除其中的所有野值。
[0025]
根据本发明的一个方面，步骤s3中，基于所述目标丢失时间将所述轨道机动能力先验信息转化为惩罚项，并基于所述惩罚项构造出带惩罚项的最小二乘计算模型的步骤中，包括：
[0026]
构建迭代值超出容许范围的半长轴超出量和轨道倾角超出量，其分别表示为：
[0027]
δa1＝|δa
0-|a
1-a0||
[0028]
δi1＝|δi
0-|i
1-i0||
[0029]
其中，a1和i1表示广义laplace法定轨结果，a0表示所述低轨机动目标丢失前最近一次半长轴定轨结果，i0表示所述低轨机动目标丢失前最近一次轨道倾角定轨结果，δa0表示半长轴的最大改变量，其表示为δa0＝vaδt，va表示所述轨道机动能力先验信息中的最大半长轴变化率，δi0表示轨道倾角的最大改变量，其表示为δi0＝viδt，vi表示所述轨道机动能力先验信息中的最大轨道倾角变化率，δt表示目标丢失时间；
[0030]
基于3σ法则、所述半长轴超出量和所述轨道倾角超出量构建出所述惩罚项，其表示为：
[0031][0032][0033]
构建包含所述惩罚项的最小二乘计算模型，其表示为：
[0034][0035]
其中，x0表示历元时刻轨道初始状态，n表示利用历元时刻轨道初始状态、测量模型和力学模型计算得到的理论观测值序列的时刻数，αi(x0)、δi(x0)表示定轨初值对应的赤经赤纬理论观测值，表示探测器获取的赤经赤纬实际测量值。
[0036]
根据本发明的一个方面，步骤s4中，确定出机动后的所述低轨机动目标的定轨初值的步骤中，采用经典初轨确定方法确定出所述定轨初值，并以kepler根数形式表示。
[0037]
根据本发明的一种方案，本发明引入低轨机动目标的机动能力先验信息，解决了短弧光学观测条件下的初轨确定精度不高的问题。
[0038]
根据本发明的一种方案，本发明在完成机动后重捕目标识别匹配的前提下，将卫星轨道机动能力先验信息转化为惩罚项并加入到最小二乘法目标函数中，实现了短弧光学资料初轨确定的精度提高，提高了短弧光学资料的利用效率，加快了针对非合作机动目标的响应速度。
附图说明
[0039]
图1是示意性表示根据本发明的一种实施方式的低轨机动目标初轨确定方法的步骤框图；
[0040]
图2是示意性表示根据本发明的一种实施方式的低轨机动目标初轨确定方法的实施例中半长轴变化情况图；
[0041]
图3是示意性表示根据本发明的一种实施方式的低轨机动目标初轨确定方法的实施例中倾角变化情况图；
[0042]
图4是示意性表示根据本发明的一种实施方式的低轨机动目标初轨确定方法的实施例中半长轴定轨接轨结果图；
[0043]
图5是示意性表示根据本发明的一种实施方式的低轨机动目标初轨确定方法的实施例中倾角定轨结果图。
具体实施方式
[0044]
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
[0045]
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种基于先验信息的低轨机动
目标初轨确定方法，包括：
[0046]
s1.获取低轨机动目标的历史tle轨道根数，并利用历史tle轨道根数获取低轨机动目标的轨道机动能力先验信息；
[0047]
s2.利用光学图像对机动后的低轨机动目标进行识别匹配，并确定出低轨机动目标的目标丢失时间；
[0048]
s3.基于目标丢失时间将轨道机动能力先验信息转化为惩罚项，并基于惩罚项构造出带惩罚项的最小二乘计算模型；
[0049]
s4.确定出机动后的低轨机动目标的定轨初值，并基于定轨初值和带惩罚项的最小二乘计算模型进行初轨确定。
[0050]
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，步骤s1中，获取低轨机动目标的历史tle轨道根数的步骤中，对低轨机动目标的历史tle轨道根数的指标进行设计，其中，使用kepler根数来描述椭圆轨道的特性，为此，其中的六个根数分别为：
[0051]
a：半长轴
[0052]
e：偏心率
[0053]
i：轨道倾角
[0054]
ω：升交点赤经
[0055]
ω：近地点幅角
[0056]
m(f)：平近点角(真近点角)
[0057]
建立轨道坐标系o-xyz，原点为航天器，x轴指向径向，z轴为单位质量动量矩方向，y轴由右手系确定。
[0058]
假设航天器进行脉冲式机动，冲量使航天器获得的速度增量在轨道坐标系中的分量分别为δv
x
，δvy和δvz，则冲量使轨道要素产生的瞬时变化为：
[0059][0060]
其中，μ＝g(m1+m2)，g为万有引力常数，p＝a(1-e2)为半通径，r为目标到地心的距离。
[0061]
由此可见，轨道面内的δv
x
和δvy增量会导致a、e、ω和m(f)的变化，而轨道面外的δvz会导致ω、i、ω的变化。因此轨道根数变化的大小、快慢在一定程度上可以表征空间目
标机动能力的强弱。
[0062]
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，对于短弧光学资料，测距资料的缺失导致半长轴a与偏心率e的定轨误差较大。相较于光学资料，雷达资料测角精度略差，在轨道倾角i的确定上有略大的误差。因此对半长轴a与轨道倾角i进行分析。进而，步骤s1中，利用历史tle轨道根数获取低轨机动目标的轨道机动能力先验信息的步骤中，包括：
[0063]
基于历史tle轨道根数获取包含半长轴和轨道倾角的根数时间序列，并以半长轴的半长轴变化率和轨道倾角的轨道倾角变化率作为表征低轨机动目标的轨道机动能力；其中，根数时间序列表示为：
[0064]
xk(tk,ak,ik),k＝1,2,3,...,n
[0065]
其中，tk表示时间，ak表示半长轴，ik表示轨道倾角；
[0066]
以半长轴a为例，使用变化率表征低轨机动目标的轨道机动能力时，其表示为：
[0067][0068]
对根数时间序列进行优化处理，其中，优化处理包括：对根数时间序列中的失效点进行检测，并对检测出的失效点置零处理；以及，对根数时间序列中的野值进行剔除处理；在本实施方式中，变化率受时间间隔影响较大，间隔过小会增大误差对计算结果的影响。进而，对根数时间序列中的失效点进行检测的步骤中，若相邻根数时间序列的时间间隔δtk小于低轨机动目标的轨道运行周期，则判断为失效点，并做置零处理。
[0069]
在本实施方式中，根数时间序列xk(tk,ak,ik),k＝1,2,3,...,n中可能出现孤立的跳变点，其数值上发生跳变且附近的数据点未出现相同的变化趋势。此类变化不符合空间目标的运行规律，判断为粗大误差，一般由定轨误差、目标关联错误等问题导致。为此，对根数时间序列中的野值进行剔除处理步骤中，包括：
[0070]
选取根数时间序列中的对象并以预设长度构建滑窗；其中，滑窗表示为：
[0071]
wk(x
k-l
,x
k-l+1
,...,xk,...,x
k+l-1
,x
k+l
)
[0072]
其中，l＝[l/2](向下取整)约为半个窗口长度,l为预设长度，即l(l＝1,2,3,...,n)；
[0073]
去除滑窗中的干扰项，并计算滑窗的滑窗均值avek和滑窗标准差σk；其中，干扰项为选取的对象，即将xk去除；通过上述设置，有效的消除了可能存在的野值对滑窗内其他数据的较大影响；
[0074]
若选取的对象与滑窗均值avek的差值绝对值大于pσk，则判定所选取的对象为野值并采用滑窗均值avek将其替换，即当|x
k-avek|》pσk时，判定xk为野值其中，p为可调节系数；
[0075]
窗口向后滑动一个单位并重复执行上述步骤，对根数时间序列中的所有对象分别进行判定，剔除其中的所有野值。
[0076]
基于优化处理后的根数时间序列分别计算半长轴变化率和轨道倾角变化率，并分别确定出半长轴变化率中的最大半长轴变化率(即max(va))和轨道倾角变化率中的最大轨道倾角变化率(即max(vi))；
[0077]
以最大半长轴变化率和最大轨道倾角变化率作为轨道机动能力先验信息。
[0078]
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，对于获取轨道机动能力先验信息的步骤中，还可通过其他先验信息来源对所获取的轨道机动能力先验信息进行优化，例如，一方
面，对卫星历史数据还可进行更加深入细致的处理，卫星的机动模式和机动规律还有待进一步分析；另一方面，还可通过卫星任务类型、卫星平台能力等情报信息综合研判卫星的机动能力。
[0079]
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，步骤s2中，利用光学图像对机动后的低轨机动目标进行识别匹配，并确定出所述低轨机动目标的目标丢失时间的步骤中，结合低轨机动目标的原轨道信息可对搜索捕获区域进行合理设置，利用低轨机动目标的tle根数信息可预报特定时段、特定空域内会出现的目标。若“不该来的来了”，即按照tle根数信息该低轨机动目标此时不应该出现在空域内，可认为捕获到了疑似目标，对其进行成像做进一步的识别匹配。匹配成功后便可使用其先验信息对初轨确定进行约束。在本实施方式中，基于可见光图像的低轨非合作目标识别匹配如今已经是一项比较常见且成熟的技术，在此不再赘述。
[0080]
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，内点罚函数方法更适用于该问题的优化，但是航天器的轨道机动主要受特定任务影响，已知的轨道机动能力并不一定是其能力极限，因此不能将先验信息作为刚性条件使用，在设置罚因子时应兼顾理论观测数据与实际观测数据的符合程度和先验信息的符合程度。为此，步骤s3中，基于目标丢失时间将轨道机动能力先验信息转化为惩罚项，并基于惩罚项构造出带惩罚项的最小二乘计算模型的步骤中，包括：
[0081]
构建迭代值超出容许范围的半长轴超出量和轨道倾角超出量，其分别表示为：
[0082]
δa1＝|δa
0-|a
1-a0||
[0083]
δi1＝|δi
0-|i
1-i0||
[0084]
其中，a1和i1表示广义laplace法定轨结果，a0表示低轨机动目标丢失前最近一次半长轴定轨结果，i0表示低轨机动目标丢失前最近一次轨道倾角定轨结果，δa0表示半长轴的最大改变量，其表示为δa0＝vaδt，va表示轨道机动能力先验信息中的最大半长轴变化率，δi0表示轨道倾角的最大改变量，其表示为δi0＝viδt，vi表示轨道机动能力先验信息中的最大轨道倾角变化率，δt表示目标丢失时间；
[0085]
基于3σ法则、半长轴超出量和轨道倾角超出量构建出惩罚项，在本实施方式中，以构建关于半长轴的惩罚项为例，令μ＝a0，σ＝δa0/3，先验信息认为应分布在μ
±
3σ＝a0±
δa0区间内(为半长轴真值)，故关于半长轴和轨道倾角的惩罚项分别表示为：
[0086][0087][0088]
由上可知，本发明将惩罚项ca(x0)和ci(x0)视为等同于赤经赤纬的第三维观测数据，考虑到其与观测数据的单位和精度信息不同，对惩罚项做了加权处理。
[0089]
构建包含惩罚项的最小二乘计算模型，其表示为：
[0090][0091]
其中，x0表示历元时刻轨道初始状态，n表示利用历元时刻轨道初始状态、测量模型和力学模型计算得到的理论观测值序列的时刻数，αi(x0)、δi(x0)表示定轨初值对应的赤经赤纬理论观测值，表示探测器获取的赤经赤纬实际测量值。
[0092]
在本实施方式中，构建包含惩罚项的最小二乘计算模型的步骤中，包括：
[0093]
假设测角误差σ(即传感器测角误差)服从高斯分布，则表示为：
[0094][0095][0096]
利用历元时刻轨道初始状态x0、测量模型和力学模型计算得到n个时刻的理论观测值序列[ti，αi(x0)，δi(x0)](i＝1，2，3，...，n)。其中，测量模型包括目标、测站和地球的几何关系，力学模型包括体力学模型、摄动力模型等。由于各维测量数据的单位及精度可能存在差异，因此需要对不同类型数据做加权处理，理论值与实测值残差的加权平方和表示了理论轨道与实际轨道的差异，其表示为：
[0097][0098]
定义最小二乘法的目标函数j(x0)，由此，轨道确定问题可转化为非线性最小二乘优化问题，其表示为：
[0099][0100]
在目标函数中加入惩罚项ca(x0)和ci(x0)，构建新的目标函数，则表示为：
[0101][0102]
由此，在原有方法的基础上加入先验信息惩罚项后，当初值因定轨误差过大超出先验信息容许范围时，惩罚项会对目标函数进行“惩罚”。
[0103]
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，步骤s4中，确定出机动后的低轨机动目标的定轨初值的步骤中，采用经典初轨确定方法确定出定轨初值，并以kepler根数形式表示。在本实施方式中，光学资料距离维数据的缺失使得利用经典方法进行初轨确定计算过程本身具有病态性，导致轨道半长轴和偏心率定轨偏差较大，而当观测数据较少时使用传统初轨确定方法进行短弧定轨甚至难以得到合理或者符合精度要求的解。为此，确定出机动后的低轨机动目标的定轨初值的步骤中，首先使用经典初轨确定方法给出定轨初值，本发明以laplace-最小二乘法为例进行说明，其包括：
[0104]
获取n个时刻含噪声的赤经、赤纬光学观测资料ti,αi,δi(i＝1,2,3,
…
,n)，相应时刻的测站坐标ri(r
ix
,r
iy
,r
iz
)，ti时刻测站对卫星的视线方向在地心惯性系中的方向余弦为
其中：
[0105][0106]
根据几何关系和力学关系可得力学条件；其中，几何关系表示为：
[0107][0108]
力学关系表示为：
[0109][0110]
力学条件表示为：
[0111][0112]
将所获得的力学条件转换为标量方程形式，则表示为：
[0113][0114]
针对光学测角数据来说，测距信息ρi无法使用，需从上式中消去ρi。用叉乘(力学条件)可得：
[0115][0116]
式中fi、gi是r0和的函数需要迭代求解，迭代初值可取
[0117][0118]
其中τi＝t
i-t0，当轨道已知信息很少时可使用
[0119][0120]
作为初值。得到r0和后，可根据拉格朗日系数的封闭表达式
[0121][0122]
计算出更加精确的fi、gi后再代入式中进行迭代，最终得到初轨确定结果，使用kepler轨道根数形式表示为：x0＝(a,e,i,ω,ω,f)。
[0123]
步骤s4中，基于定轨初值和带惩罚项的最小二乘计算模型进行初轨确定的步骤中，基于前述步骤所获得的定轨初值x0＝(a,e,i,ω,ω,f)并利用带惩罚项的最小二乘计算模型进行初轨确定。
[0124]
为进一步说明本方案，结合具体实施例作进一步阐述。
[0125]
在本实施方式中，以cosmos-2542(norad编号44797)为例进行说明。其中，cosmos-2542(norad编号44797)卫星入轨后通过机动变轨对kh-11锁眼卫星进行了抵近侦察，本实施方式中，以此实例进行仿真分析。
[0126]
s1.获取低轨机动目标的历史tle轨道根数，并利用历史tle轨道根数获取低轨机动目标的轨道机动能力先验信息；在本实施方式中，获取该卫星自入轨以来至2022年10月6日2928条tle根数。半长轴与轨道倾角变化情况如图2和图3所示。其中，该卫星第一次大幅变轨发生在2020年1月20日至22日，第二次大幅变轨发生在2020年4月21日至26日。利用2019年11月25日至2020年4月1的数据进行分析，得到cosmos-2542的轨道机动能力先验信息：
[0127]
1.该卫星具备以0.155123
°
/天的速度改变轨道倾角i的能力，已观测到的相邻tle间最大倾角改变量为-0.064100
°
；
[0128]
2.具备以44.687746km/天的速度改变半长轴a的能力，已观测到的相邻tle间最大半长轴变化量为12.077521km。
[0129]
s2.利用光学图像对机动后的低轨机动目标进行识别匹配，并确定出低轨机动目标的目标丢失时间；在本实施方式中，假设卫星自2020年4月21日发生机动后丢失，机动完成后地基光学设备重新搜索捕获并成功识别该目标为丢失的cosmos-2542卫星。
[0130]
s3.基于目标丢失时间将轨道机动能力先验信息转化为惩罚项，并基于惩罚项构造出带惩罚项的最小二乘计算模型；在本实施方式中，根据目标丢失前最近一条tle数据可知其半长轴a0＝7,020.67km，轨道倾角i0＝97.625
°
。目标丢失时间δt＝4为距上一条tle历元的时间，根据cosmos-2542卫星最大机动能力先验信息计算半长轴的最大变化量为：
[0131]
δa0＝vaδt＝178.75km
[0132]
轨道倾角的最大变化量为：
[0133]
δi0＝viδt＝0.62
°
[0134]
由此，可获得相应的惩罚项表示为：
[0135][0136][0137]
利用历元时刻轨道初始状态x0、测量模型和力学模型计算得到n个时刻的理论观测值序列，表示为：
[0138]
[ti,αi(x0),δi(x0)] (i＝1,2,3,...,n)
[0139]
构建包含惩罚项的最小二乘法目标函数，表示为：
[0140][0141]
s4.确定出机动后的低轨机动目标的定轨初值，并基于定轨初值和带惩罚项的最
小二乘计算模型进行初轨确定。在本实施方式中，观测设备可获取带有高斯误差的赤经赤纬观测数据，测站具体参数设置如表1所示。
[0142]
表1
[0143][0144]
使用卫星机动后的tle根数以及sgp4模型进行外推得到运行轨道，再结合测站参数计算得到仿真观测数据。选取历元时刻为2020年4月26日22时10分00秒，时长为30s，采样间隔为1s的短弧观测数据作为初轨定轨数据。
[0145]
为方便表示，记最小二乘方法和带惩罚项的最小二乘法方分别为lsq法和lsq-c法。分别利用lsq法和lsq-c法进行300次仿真计算。定轨结果以kepler根数形式给出，平均值结算结果如表2所示，真值由实测tle根数给出。
[0146]
表2
[0147][0148]
图4、图5为使用这两种方法进行300次蒙特卡洛仿真的定轨结果比较。
[0149]
综合表2、图4和图5，lsq-c方法轨道半长轴、偏心率和轨道倾角的定轨结果明显优于lsq方法。半长轴偏差减小约100km，惩罚项能够对定轨结果起到一定的约束作用。
[0150]
上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。
[0151]
以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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。

技术特征：
1.一种基于先验信息的低轨机动目标初轨确定方法，其特征在于，包括：s1.获取低轨机动目标的历史tle轨道根数，并利用所述历史tle轨道根数获取所述低轨机动目标的轨道机动能力先验信息；s2.利用光学图像对机动后的所述低轨机动目标进行识别匹配，并确定出所述低轨机动目标的目标丢失时间；s3.基于所述目标丢失时间将所述轨道机动能力先验信息转化为惩罚项，并基于所述惩罚项构造出带惩罚项的最小二乘计算模型；s4.确定出机动后的所述低轨机动目标的定轨初值，并基于所述定轨初值和带惩罚项的所述最小二乘计算模型进行初轨确定。2.根据权利要求1所述的低轨机动目标初轨确定方法，其特征在于，步骤s1中，利用所述历史tle轨道根数获取所述低轨机动目标的轨道机动能力先验信息的步骤中，包括：基于所述历史tle轨道根数获取包含半长轴和轨道倾角的根数时间序列，并以所述半长轴的半长轴变化率和所述轨道倾角的轨道倾角变化率作为表征所述低轨机动目标的轨道机动能力；其中，所述根数时间序列表示为：x
k
(t
k
,a
k
,i
k
),k＝1,2,3,...,n其中，t
k
表示时间，a
k
表示半长轴，i
k
表示轨道倾角；对所述根数时间序列进行优化处理，其中，所述优化处理包括：对所述根数时间序列中的失效点进行检测，并对检测出的失效点置零处理；以及，对所述根数时间序列中的野值进行剔除处理；基于优化处理后的所述根数时间序列分别计算所述半长轴变化率和所述轨道倾角变化率，并分别确定出所述半长轴变化率中的最大半长轴变化率和所述轨道倾角变化率中的最大轨道倾角变化率；以所述最大半长轴变化率和所述最大轨道倾角变化率作为所述轨道机动能力先验信息。3.根据权利要求2所述的低轨机动目标初轨确定方法，其特征在于，对所述根数时间序列中的失效点进行检测的步骤中，若相邻所述根数时间序列的时间间隔小于所述低轨机动目标的轨道运行周期，则判断为失效点。4.根据权利要求3所述的低轨机动目标初轨确定方法，其特征在于，对所述根数时间序列中的野值进行剔除处理步骤中，包括：选取所述根数时间序列中的对象并以预设长度构建滑窗；其中，所述滑窗表示为：w
k
(x
k-l
,x
k-l+1
,...,x
k
,...,x
k+l-1
,x
k+l
)其中，l＝[l/2],l为预设长度；去除所述滑窗中的干扰项，并计算所述滑窗的滑窗均值ave
k
和滑窗标准差σ
k
；其中，所述干扰项为选取的所述对象；若选取的所述对象与所述滑窗均值ave
k
的差值绝对值大于pσ
k
，则判定所选取的所述对象为野值并采用所述滑窗均值ave
k
将其替换，其中，p为可调节系数；窗口向后滑动一个单位并重复执行上述步骤，对所述根数时间序列中的所有对象分别进行判定，剔除其中的所有野值。5.根据权利要求4所述的低轨机动目标初轨确定方法，其特征在于，步骤s3中，基于所
述目标丢失时间将所述轨道机动能力先验信息转化为惩罚项，并基于所述惩罚项构造出带惩罚项的最小二乘计算模型的步骤中，包括：构建迭代值超出容许范围的半长轴超出量和轨道倾角超出量，其分别表示为：δa1＝|δa
0-|a
1-a0||δi1＝|δi
0-|i
1-i0||其中，a1和i1表示广义laplace法定轨结果，a0表示所述低轨机动目标丢失前最近一次半长轴定轨结果，i0表示所述低轨机动目标丢失前最近一次轨道倾角定轨结果，δa0表示半长轴的最大改变量，其表示为δa0＝v
a
δt，v
a
表示所述轨道机动能力先验信息中的最大半长轴变化率，δi0表示轨道倾角的最大改变量，其表示为δi0＝v
i
δt，v
i
表示所述轨道机动能力先验信息中的最大轨道倾角变化率，δt表示目标丢失时间；基于3σ法则、所述半长轴超出量和所述轨道倾角超出量构建出所述惩罚项，其表示为：基于3σ法则、所述半长轴超出量和所述轨道倾角超出量构建出所述惩罚项，其表示为：构建包含所述惩罚项的最小二乘计算模型，其表示为：其中，x0表示历元时刻轨道初始状态，n表示利用历元时刻轨道初始状态、测量模型和力学模型计算得到的理论观测值序列的时刻数，α
i
(x0)、δ
i
(x0)表示定轨初值对应的赤经赤纬理论观测值，表示探测器获取的赤经赤纬实际测量值。6.根据权利要求5所述的低轨机动目标初轨确定方法，其特征在于，步骤s4中，确定出机动后的所述低轨机动目标的定轨初值的步骤中，采用经典初轨确定方法确定出所述定轨初值，并以kepler根数形式表示。

技术总结
本发明涉及一种基于先验信息的低轨机动目标初轨确定方法，包括：S1.获取低轨机动目标的历史TLE轨道根数，并利用所述历史TLE轨道根数获取所述低轨机动目标的轨道机动能力先验信息；S2.利用光学图像对机动后的所述低轨机动目标进行识别匹配，并确定出所述低轨机动目标的目标丢失时间；S3.基于所述目标丢失时间将所述轨道机动能力先验信息转化为惩罚项，并基于所述惩罚项构造出带惩罚项的最小二乘计算模型；S4.确定出机动后的所述低轨机动目标的定轨初值，并基于所述定轨初值和带惩罚项的所述最小二乘计算模型进行初轨确定。所述最小二乘计算模型进行初轨确定。所述最小二乘计算模型进行初轨确定。


技术研发人员：柴华 李鹏 徐灿 杨洋 陈维高 许强强 陶雪峰 焦姣
受保护的技术使用者：中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
技术研发日：2023.02.20
技术公布日：2023/5/30