两航天器相对状态的偏差协方差p (t)的左上角3X3矩阵，积分域Ω为目标航天器 的控制区域，R为两航天器的相对位置矢量。瞬时碰撞概率P。就是某一时刻在目标（主） 航天器控制区域内追踪（伴飞）航天器相对位置误差分布概率密度函数的积分。给定两航 天器，其相对位置服从三维高斯分布，相应概率密度函数为式（7-1);
[0087] 式（7-1)中，P (R)为概率密度函数，R表示两航天器的相对位置矢量，(^表示相对 位置分布的协方差矩阵，即相对状态协方差矩阵P (t)的左上角3X3矩阵。根据式（7-1)， 即可推导得出式（7)所示函数表达式。
[0088] 当追踪（伴飞）航天器误差椭球与目标（主）航天器控制区域相交时，对接近轨 迹安全与否的判断，不是直接根据碰撞概率值得出，而是根据碰撞概率与预警门限的关系 得出，因此需要给出相应的预警门限。本实施例提出基于漏警率P ni的动态预警门限计算方 法，漏警率Pni是实际两航天器将要发生碰撞但被判断为安全的概率，表征了安全评价时选 取的临界安全曲面的大小，漏警率P ni与临界安全曲面的关系可表示为式（10)所示函数表 达式。
[0089] 本实施例中，所述步骤3)的详细步骤包括：给定漏警率Pni，将给定的漏警率P ni通 过数值方法从式（10)所示函数表达式反解出ΡΑ/σ ，将反解出的ΡΑ/σ 代入式（8)得 到对应的瞬时碰撞概率作为基于漏警率的瞬时动态预警门限P";
[0091] 式（10)中，Pni为给定的漏警率，Φ ()为标准正态分布函数，f为误差椭球在z轴 方向的标准差，Pa为主轴坐标系中航天器相对位置A，太Α，^ A)所在等概率密度椭 球面经压缩变换成球面后的半径大小；其中标准正态分布函数φ O的函数表达式如式（9) 所示；
[0094] 式（8)中，Ρ。为瞬时碰撞概率，P为航天器联合包络体半径，〇__:分别为误 差椭球在三个主轴方向的标准差，令
为主轴坐标系中航天器相 对位置Α，太Α，^ Α)所在等概率密度椭球面经压缩变换成球面后的半径大小，且Pa 满足条件
瞬时动态预警门限Pct实际就是相对位置恰好位 于临界安全曲面时的瞬时碰撞概率Ρ。。因此，给定漏警率，通过数值方法从式（10)反解出 P Α/σ ζ,，再代入式⑶，艮P可得到瞬时动态预警门限Pcr Pcr〇因此，瞬时动态预警门限Pcr是 关于漏警率Pn、航天器联合包络体半径P和相对位置偏差C r的函数。漏警率Pni和航天器 联合包络体半径P具有明显的物理意义，可以根据工程需求确定。位置协方差矩阵C r，可以 通过偏差预报模型由初始轨迹偏差P(t。）和控制偏差CAv]预报得出。本实施例瞬时动态预 警门限1^的计算方法是一种半解析方法，能够在保证一定精度的同时满足计算效率要求。
[0095] 实施例二：
[0096] 本实施例与实施例一基本相同，其主要区别点为：本实施例步骤2)中计算瞬时碰 撞概率P。具体是指通过如式（8)所示半解析公式计算得到；
[0098] 式（8)中，P。为瞬时碰撞概率，P为航天器联合包络体半径，
分别为误 差椭球在三个主轴方向的标准差，令
为主轴坐标系中航天器相 对位置A，太Α，^ A)所在等概率密度椭球面经压缩变换成球面后的半径大小，且Pa 满足条件
实施例一计算瞬时碰撞概率P。是一种计算瞬时 碰撞概率的积分方法，计算结果理论上是精确的，但是需要消耗较长计算时间，实际应用中 有时会难以达到计算效率的要求；本实施例如式（8)所示的半解析方法是在实施例一计算 瞬时碰撞概率的积分方法的基础上发展出来的，该方法在推导过程中有近似处理，结果是 近似精确的，但是计算效率得到很大提高，可以在保证一定精度的同时满足实际应用的计 算效率要求。
[0099] 实施例三：
[0100] 本实施例与实施例一基本相同，其主要区别点为：本实施例步骤2)中计算瞬时碰 撞概率P。具体是指进行Monte Carlo仿真计算得到瞬时碰撞概率P。，进行Monte Carlo仿 真计算得到瞬时碰撞概率P。的详细步骤包括：
[0101] 2. 1)初始化Monte Carlo仿真的打靶次数和碰撞次数nral为0,设置打靶总次数 N；
[0102] 2. 2)依据追踪航天器位置偏差分布，取追踪航天器位置采样点R1;
[0103] 2. 3)计算采样点到目标航天器控制区域中心的距离Ci1= Ir1I ;
[0104] 2.4)判断采样点到目标控制区域中心的距离山小于其控制半径P是否成立，如 果成立则将碰撞次数1，记为n ral = n ral+l ;
[0105] 2. 5)将打靶次数加 1，判断打靶次数是否等于打靶总次数N，如果不等于打靶总次 数N，则跳转执行步骤2.2);否则跳转执行步骤2.6);
[0106] 2. 6)将碰撞次数!!。。丨除以打革巴总次数N(P。= n eC]1/N)，作为进行Monte Carlo仿真 计算得到的瞬时碰撞概率P。。
[0107] 本实施例进行Monte Carlo仿真计算得到瞬时碰撞概率P。和实施例一、实施例二 相比，其计算结果是最精确的，但计算时间远大于前两种方法，尤其适用于对其他计算瞬时 碰撞概率P。的方法的有效性和准确性进行验证。
[0108] 实施例四：
[0109] 本实施例与实施例一基本相同，其主要区别点为：本实施例步骤3)中具体是指进 行Monte Carlo仿真计算得到瞬时动态预警门限Pra，进行Monte Carlo仿真计算得到瞬时 动态预警门限详细步骤包括：
[0110] 3. 1)初始化打靶次数，设置打靶总次数N ;
[0111] 3. 2)设真实相对位置已发生碰撞，依据相对位置观测值相对真实值的偏差分布， 取观测值采样点我
[0112] 3. 3)计算追踪航天器位于采样点时的瞬时碰撞概率作为为碰撞概率观测值汉；
[0113] 3.4)将打靶次数加1，判断打靶次数是否等于打靶总次数N，如果不等于打靶总次 数N，则跳转执行步骤3.2);否则跳转执行步骤3.5);
[0114] 3. 5)统计所有采样点的瞬时碰撞概率并降序排列；
[0115] 3. 6)给定漏警率，根据给定的漏警率划分采样点是否漏警，其中漏警点是序列末 尾部分瞬时碰撞概率最低的点，且序列中漏警点所占的比例为漏警率，其余在序列前部的 点是报警点；例如给定漏警率为1%，则碰撞概率最低的1%的采样点是漏警点，剩余99% 的采样点是报警点，设$<$<...< ，则漏警点集合为
f报警点集 合为
：
[0116] 3. 7)取所有报警点的瞬时碰撞概率的最小值
作为进行Monte Carlo仿真方法得到的给定漏警率对应的瞬时动态预警门限P"输出。
[0117] 假设有10000个采样点，对这10000个采样点的瞬时碰撞概率降序排列，若给定漏 警率为1 %，则瞬时碰撞概率最小的100个点（第9901~10000个采样点）是漏警点，其余 9900个点是报警点。瞬时动态预警门限P raJ卩为瞬时碰撞概率最小的报警点（第9900个 采样点）所对应的瞬时碰撞概率。本实施例进行Monte Carlo仿真计算得到瞬时动态预警 门限Pct相对实施例一的瞬时动态预警门限Pot计算方法而言，其计算结果是最精确的，但计 算时间远大于实施例一的方法，尤其适用于对其他方法的有效性和准确性进行验证。
[0118] 以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施 例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域 的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也 应视为本发明的保护范围。
【主权项】
1. 一种低速接近航天器轨迹安全评价方法，其特征为步骤包括： 1) 在目标航天器和追踪航天器近距离低速接近情况下，根据初始导航数据预报目标航 天器和追踪航天器之间的相对状态及其偏差； 2) 计算目标航天器和追踪航天器之间的瞬时碰撞概率P。； 3) 计算目标航天器和追踪航天器之间的瞬时动态预警门限P"; 4) 根据瞬时碰撞概率P。和瞬时动态预警门限P"计算消除概率冲淡的轨迹安全评价指 标I⑴。2. 根据权利要求1所述