本发明涉及一种空间非合作目标相对导航在轨演示安装参数确定方法，属于卫星轨道设计领域。
背景技术：
空间非合作目标，其特征就是无特定标识、无应答装置、无法执行动作配合，而且往往处于失效滚动状态。因此，确定这类非合作目标的位置和状态是对其开展在轨服务的前提。非合作目标感知、测量与辨识在轨在轨演示验证试验中，在轨感知辨识系统主要由立体视觉系统、智能感知与辨识处理单元、星载目标与目标施放机构等子系统组成。观测卫星释放星载目标后，对星载目标进行感知，重构星载目标外形轮廓，辨识位置、速度、角速度等参数。
非合作目标感知测量与相对导航的在轨演示验证任务中，在观测相机的视宽、测距距离等指标条件下，构建合理的相对运动轨道，既为测距、测速、测角等测量任务提供足够的观测时间和良好的观测度，又满足观测卫星与星载目标不相撞的安全性要求，具有重要的工程应用价值。
目前基于合作目标的相对导航技术比较成熟，由于合作目标的相对运动轨道已知，在合作目标存在机动能力的条件下还可以相互配合运动，观测条件好，观测时间充裕，这些特点均与非合作目标的相对导航不同。关于非合作的目标的相对导航，尚无在轨试验关键参数的确定方法。
技术实现要素：
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种空间非合作目标相对导航在轨演示安装参数确定方法，在观测相机视场、观测距离、观测最短时间、相对导航可观测度等约束条件下，要求既满足验证任务的功能性要求，又满足安全性要求。
本发明的技术解决方案是：一种空间非合作目标相对导航在轨演示安装参数确定方法，所述安装分离参数确定方法包括星载目标的安装方向偏置角δαt、星载目标的分离初始速度δv、观测相机安装偏角δβ，所述方法包括如下步骤：
(1)、以观测卫星质心为坐标原点o，地心指向观测卫星质心方向为x轴正方向，观测卫星飞行轨道的法向为z轴正方向，按照与x轴、z轴满足右手定则的原则确定y轴，建立观测卫星质心轨道坐标系；
(2)、确定星载目标的初始安装位置，使其分离速度方向在观测卫星质心轨道坐标系下的yoz平面内，定义星载目标的安装方向偏置δαt为星载目标分离速度方向与观测卫星飞行轨道的法向之间的夹角；确定观测相机的初始安装位置，使其视轴方向在xoz平面内，定义观测相机安装偏角δβ为观测相机视轴方向与观测卫星飞行轨道的法向之间的夹角；
(3)、建立分离后的星载目标在观测卫星质心轨道坐标系下的相对运动模型；
(4)、根据星载目标在观测卫星质心轨道坐标系下的相对运动模型，模拟分离过程，得到最长观测时间jmax与安装分离参数的对应关系；
(5)、以最长观测时间jmax为优化目标函数，以所述安装分离参数为设计参数，下述条件为约束函数，根据最长观测时间jmax与安装分离参数的对应关系，采用遗传算法计算最长观测时间jmax对应的安装分离参数；所述约束函数为：
δv≥δvmin
0≤δαt≤θ1/2
其中，δvmin为观测卫星分离机构所能提供的最小分离速度，θ1为观测相机长边方向视场宽度角，θ2为观测相机短边方向视场宽度角，θe为地球对观测相机的半张角。
所述星载目标在观测卫星质心轨道坐标系下的相对运动模型为：
其中，t为星载目标分离后的飞行时间，x0、y0和z0为星载目标在观测卫星质心轨道坐标系的位置，
所述步骤(2)的具体实现为：
(4.1)、改变星载目标的安装位置，得到星载目标在观测卫星质心轨道坐标系下的初始位置(x0,y0,z0)；
(4.2)、改变星载目标的安装方向偏置δαt、星载目标的分离初始速度δv，计算星载目标在观测卫星质心轨道坐标系下的初始速度：
(4.3)、根据分离后的星载目标在观测卫星质心轨道坐标系与观测卫星的相对运动模型，实时计算星载目标相对于观测相机的飞行轨迹，并将其转换为球坐标，求得星载目标的方位角α、俯仰角β，具体的转换公式如下：
式中，ρ为星载目标与观测卫星的距离；
(4.4)、改变安装分离参数，重复步骤(4.1)～步骤(4.4)，判断星载目标的方位角α、俯仰角β大小，将
所述步骤(4)中星载目标的分离初始速度δv的初值确定为：
δv＝4dmax/t
式中，t为观测卫星飞行轨道周期。
所述步骤(4)中星载目标的安装方向偏置δαt确定为：
δαt＝θ1/4。
所述步骤(4)中观测相机安装偏角δβ的初值确定为0。
所述步骤(3)采用c-w方程建立分离后的星载目标在观测卫星质心轨道坐标系下的相对运动模型。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)、本发明明确了非合作目标相对导航的安装分离关键参数，建立了观测时间与安装分离关键参数的关系，给出了相关约束条件；
(2)、本发明相对运行模型采用c-w方程解析进行计算，对于10米内的相对运动计算精度既满足任务要求，又满足优化计算的计算速度要求；
(3)、本发明给出了观测相机对星载目标观测时间最优的计算过程，该计算方法流程初值确定简单，约束条件清晰，有利于最优观测时间的求取；
(4)、本发明星载目标和观测相机初始安装位置均在卫星飞行轨道的法向，在此基础上对星载目标和观测相机的安装方位进行优化设计，不仅得到观测时间的最优解，满又能保证相对导航任务的可观测度、观测卫星和星载目标的安全性。
附图说明
图1为本发明空间非合作目标相对导航在轨演示安装分离参数确定方法流程图；
图2为观测卫星质心轨道坐标系和及其相应的球坐标系的定义。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。
如图1所示，本发明提供的一种空间非合作目标相对导航在轨演示安装参数确定方法，所述安装分离参数确定方法包括星载目标的安装方向偏置δαt、星载目标的分离初始速度δv、观测相机安装偏角δβ，该方法包括如下步骤：
(1)、以观测卫星质心为坐标原点o，地心指向观测卫星质心方向为x轴正方向，观测卫星飞行轨道的法向为z轴正方向，按照与x轴、z轴满足右手定则的原则确定y轴，建立观测卫星质心轨道坐标系；
(2)、确定星载目标的初始安装位置，使其分离速度方向在观测卫星质心轨道坐标系下的yoz平面内，定义星载目标的安装方向偏置δαt为星载目标分离速度方向与观测卫星飞行轨道的法向之间的夹角；确定观测相机的初始安装位置，使其视轴方向在xoz平面内，定义观测相机安装偏角δβ为观测相机视轴方向与观测卫星飞行轨道的法向之间的夹角；
观测相机的初始安装位置，观测相机视场长边与观测卫星质心轨道坐标系y轴平行，初始观测安装偏角δβ为0。在此基础上对星载目标和观测相机的安装方位进行优化设计，不仅得到观测时间的最优解，满又能保证相对导航任务的可观测度、观测卫星和星载目标的安全性。
(3)、建立分离后的星载目标在观测卫星质心轨道坐标系下的相对运动模型；
本发明的具体实施例采用c-w方程建立分离后的星载目标在观测卫星质心轨道坐标系下的相对运动模型。参考轨道为圆时相对运动，根据c-w方程，星载目标在无外力作用下相对于观测卫星的相对运动解析解在观测卫星质心轨道坐标系中表达式，即所述星载目标在观测卫星质心轨道坐标系下的相对运动模型为：
其中，t为星载目标分离后的飞行时间，x0、y0和z0为星载目标在观测卫星质心轨道坐标系的位置，即星载目标与观测卫星相对位置，
c-w方程准确度比较高，10米内的相对运动计算精度既满足任务要求，又满足迭代计算的计算速度要求。
(4)、根据星载目标在观测卫星质心轨道坐标系下的相对运动模型，模拟分离过程，得到最长观测时间jmax与安装分离参数的对应关系；具体实现为：
(4.1)、改变星载目标的安装位置，得到星载目标在观测卫星质心轨道坐标系下的初始位置(x0,y0,z0)；
(4.2)、改变星载目标的安装方向偏置δαt、星载目标的分离初始速度δv，计算星载目标在观测卫星质心轨道坐标系下的初始速度：
根据观测卫星的参考轨道的半长轴a0，可得观测卫星飞行轨道周期为t
由于观测相机观测到星载目标的时间最长为观测卫星飞行轨道周期t的1/2，折中考虑取观测相机观测到星载目标的时间为观测卫星飞行轨道周期t的1/4，根据观测相机的最大可观测距离dmax，计算得到星载目标的分离初始速度为：
δv＝4dmax/t
式中，dmax为观测相机的最大可观测距离，t为观测卫星飞行轨道周期。
为了让分离后的星载目标位于观测相机视场内，所述星载目标的安装方向偏置δαt确定为：
δαt＝θ1/4。
(4.3)、根据分离后的星载目标在观测卫星质心轨道坐标系与观测卫星的相对运动模型，实时计算星载目标相对于观测相机的飞行轨迹，并将其转换为球坐标，求得星载目标的方位角α、俯仰角β，具体的转换公式如下：
式中，ρ为星载目标与观测卫星的距离；
观测卫星质心轨道坐标系相应的球坐标定义如图2所示。
(4.4)、改变安装分离参数，重复步骤(4.1)～步骤(4.4)，判断星载目标的方位角α、俯仰角β大小，将
(5)、以最长观测时间jmax为优化目标函数，以所述安装分离参数为设计参数，下述条件为约束函数，根据最长观测时间jmax与安装分离参数的对应关系，采用遗传算法计算最长观测时间jmax对应的安装分离参数；所述约束函数为：
δv≥δvmin
0≤δαt≤θ1/2
其中，δvmin为观测卫星分离机构所能提供的最小分离速度，θ1为观测相机长边方向视场宽度角，θ2为观测相机短边方向视场宽度角，θe为地球对观测相机的半张角：
θe＝arcsin(a0/re)；
式中，re为地球半径。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。