航天器编队相对轨道确定方法及装置与流程

本发明涉及航天
技术领域：
，尤其涉及一种航天器编队相对轨道确定方法及装置。
背景技术：
：由多个航天器按照一定顺序编队飞行的组合，可以称之为航天器编队。航天器编队中的各个航天器保持预定的相对轨道，是维持航天器编队的飞行队列的前提，故航天器编队相对轨道确定直接影响航天器编队飞行控制的成败。例如，月球轨道航天器编对是绕月飞行的航天器编队。月球轨道航天器编队相对轨道确定采用地面站跟踪测量。对于月球大椭圆轨道航天器编队，由于轨道周期很长，且在近月点航天器速度很快以及测量资源的限制等问题，总是存在着航天器编队的飞行控制精度低的问题。技术实现要素：有鉴于此，本发明实施例期望提供一种航天器相对轨道确定方法及装置，至少部分解决上述飞行控制精度低的问题。为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：第一方面，本发明实施例提供一种航天器编队相对轨道确定方法，包括：测量围绕目标对象飞行的航天器编队中的第一航天器相对于参考对象的第一运动参数；根据所述第一运动参数，确定出所述第一航天器绕所述目标对象飞行的第一轨道根数；测量所述航天器编队中第二航天器相对于所述第一航天器的第二运动参数；根据所述第一轨道根数及所述第二运动参数，确定出所述第二航天器绕所述目标对象飞行的第二轨道根数；结合所述第一轨道根数及所述第二轨道根数，确定出所述第二航天器相对于所述第一航天器运动的平均相对轨道根数。可选地，所述测量围绕目标对象飞行的航天器编队中的第一航天器相对于参考对象的第一运动参数，包括：测量围绕月球飞行的航天器编队中的第一航天器相对于地球的第一运动参数。可选地，所述第一运动参数包括：所述第一航天器运行预设时长所经过的位置和对应位置处的速度；所述根据所述第一运动参数，确定出所述第一航天器绕所述目标对象飞行的第一轨道根数，包括：根据所述第一航天器运行预设时长所经过的位置和对应位置处的速度，计算出所述第一航天器瞬时轨道根数。可选地，所述第二运动参数包括：所述第二航天器运行一周相对于所述第一航天器的相对位置处的相对速度；所述根据所述第一轨道根数及所述第二运动参数，确定出所述第二航天器绕所述目标对象飞行的第二轨道根数，包括：根据所述第二运动参数，确定出所述第二航天器运行一周相对于所述参考对象的位置和对应位置处的速度；根据所述第二航天器运行一周相对于所述参考对象的位置和对应位置处的速度，计算出所述第二航天器瞬时轨道根数。可选地，所述测量所述航天器编队中第二航天器相对于所述第一航天器的第二运动参数，包括：利用无线电测量所述第二航天器相对于所述第一航天器的相对运动参数，其中，所述相对运动参数包括以下至少之一：相对位置及相对速度；相对角度及相对速度；相对位置、相对角度及相对速度；和/或，利用图像采集测量所述第二航天器相对于所述第一航天器的相对运动参数，其中，所述相对运动参数包括以下至少之一：相对位置及相对速度；相对角度及相对速度；相对位置、相对角度及相对速度。第二方面，本发明实施例提供一种航天器编队相对轨道确定装置，包括：第一测量模块，用于测量围绕目标对象飞行的航天器编队中的第一航天器相对于参考对象的第一运动参数；第一确定模块，用于根据所述第一运动参数，确定出所述第一航天器绕所述目标对象飞行的第一轨道根数；第二测量模块，用于测量所述航天器编队中第二航天器相对于所述第一航天器的第二运动参数；第二确定模块，用于根据所述第一轨道根数及所述第二运动参数，确定出所述第二航天器绕所述目标对象飞行的第二轨道根数；第三确定模块，用于结合所述第一轨道根数及所述第二轨道根数，确定出所述第二航天器相对于所述第一航天器运动的平均相对轨道根数。可选地，所述第一测量模块，用于测量围绕月球飞行的航天器编队中的第一航天器相对于地球的第一运动参数。可选地，所述第一运动参数包括：所述第一航天器运行预设时长所经过的位置和对应位置处的速度；所述第一确定模块，用于根据所述第一航天器运行预设时长所经过的位置和对应位置处的速度，计算出所述第一航天器瞬时轨道根数。可选地，所述第二运动参数包括：所述第二航天器运行一周相对于所述第一航天器的相对位置处的相对速度；所述第二确定模块，用于根据所述第二运动参数，确定出所述第二航天器运行一周相对于所述参考对象的位置和对应位置处的速度；根据所述第二航天器运行一周相对于所述参考对象的位置和对应位置处的速度，计算出所述第二航天器瞬时轨道根数。可选地，所述第二测量模块，具体用于：利用无线电测量所述第二航天器相对于所述第一航天器的相对运动参数，其中，所述相对运动参数包括以下至少之一：相对位置及相对速度；相对角度及相对速度；相对位置、相对角度及相对速度；和/或，利用图像采集测量所述第二航天器相对于所述第一航天器的相对运动参数，其中，所述相对运动参数包括以下至少之一：相对位置及相对速度；相对角度及相对速度；相对位置、相对角度及相对速度。本发明实施例提供的航天器相对轨道确定方法及装置，仅对航天器编队中部分航天器进行相对于参考对象的远距离测量，而其他航天器则通过与进行了远距离测量的航天器之间的相对运动参数的测量，从而可以换算出其他航天器相对于参考对象的测量；如此减少了远距离测量，减少远距离测量导致的精确度低的问题，同时还减少了因为远距离测量导致的功耗大及计算繁琐等问题，从而具有测量精确度高、平均相对轨道根数预测精确的特点，同时还具有实现简单的特点。附图说明图1为本发明实施例提供的第一种航天器编队相对轨道确定方法的流程示意图；图2为本发明实施例提供的第一种航天器编队相对轨道确定装置的结构示意图；图3为本发明实施例提供的第二种航天器编队相对轨道确定方法的流程示意图；图4为本发明实施例提供的一种用于测量第二运动参数的坐标系的示意图；图5为本发明实施例提供的一种相对位置的误差效果示意图；图6为本发明实施例提供的一种相对速度的误差效果示意图。具体实施方式以下结合说明书附图及具体实施例对本发明的技术方案做进一步的详细阐述。如图1所示，本实施例提供一种航天器编队相对轨道确定方法，包括：步骤s110：测量围绕目标对象飞行的航天器编队中的第一航天器相对于参考对象的第一运动参数；步骤s120：根据所述第一运动参数，确定出所述第一航天器绕所述目标对象飞行的第一轨道根数；步骤s130：测量所述航天器编队中第二航天器相对于所述第一航天器的第二运动参数；步骤s140：根据所述第一轨道根数及所述第二运动参数，确定出所述第二航天器绕所述目标对象飞行的第二轨道根数；步骤s150：结合所述第一轨道根数及所述第二轨道根数，确定出所述第二航天器相对于所述第一航天器运动的平均相对轨道根数。本实施例中所述航天器编队可包括2个或2个以上的航天器，在本实施例中第一航天器和第二航天器可以泛指任意一个航天器。可选地为，所述第一航天器可为航天器编队中的核心航天器，第二航天器可为分布在核心航天器旁边的其他航天器。所述核心航天器通常为主航天器，其他航天器可为主航天器提供支撑和/或辅助服务的航天器。在本实施例中，航天器编队绕目标对象飞行。例如，航天器编队为月球的卫星，则目标对象为月球；若航天器编队为地球的卫星，则目标对象为地球，若航天器为火星的卫星，则目标对象为火星。在本实施例中参考对象可为进行第一航天器的运动参数的基准点所在星球。所述参考对象可为月球的航天器编队参考的地球，也可以火星的航天器编队的地球。在本实施例中可以通过地磁计等对地测量或者地面对卫星的远程监控，得到第一航天器相对于参考对象的第一运行参数，例如，第一航天器绕月球运动一周相对于地球的各个位置的速度。根据第一运行参数就可以按照任意一种方法计算出第一航天器的轨道根数，即所述第一轨道根数。轨道根数(或称轨道要素或轨道参数)是用来描述天体在其轨道运行状态的一组参数。通常情况下指的是用经典万有引力定律描述天体按圆锥曲线运动时多个参数，例如，以下提供6个参考的参数：轨道半长轴a，椭圆轨道的半长轴，并不是长轴与短轴的算术平均数。若圆轨道，则为轨道高度加上地球半径。轨道偏心率e，为椭圆扁平程度的一种量度，定义是椭圆两焦点间的距离与长轴长度的比值。轨道倾角i，行星轨道面对黄道面的倾角；在升交点处从黄道面逆时针方向量到行星轨道面的角度。升交点赤经ω，行星轨道升交点的黄道经度。自x轴(春分点)方向在赤道平面内沿逆时针方向度量到升交点的地心夹角。从春分点向东度量，0至360°。近地点幅角ω，从升交点沿行星运动轨道逆时针量到近地点的角度。自轨道升交点在轨道平面内沿卫星运动方向度量到近地点的角度。从升交点顺轨道运行方向度量，0-360°。指定历元的平近点角，行星对应于初始时刻(t0)时该的平近点角。位于同一个航天编队中的两个航天器的距离通常是较近的，然后测量第二航天器相对于第一航天器的第二运动参数，如此则不用采用远距离的对参考对象的远距离测量，如此可以提升测量的精度，从而获得高精度的第二运动参数，且相对于远距离测量还节省测量的功耗。在本实施例中可以根据第二运动参数，同时计算出第二航天器的轨道根数，即所述第二轨道根数。在结合第一轨道根数和第二轨道根数，计算出两个航天器之间的平均相对轨道根数。如此，在进行平均相对轨道根数确定时，仅需确定出航天编队中一个或多个(即部分)航天器相对于参考对象的运动参数，其他航天器利用与已经相对于参考对象对应的航天器的相对运动测量，得到其运动参数；减少远距离测量导致的精度低及功耗高的问题，故本申请提供的平均相对轨道根数的确定具有测量精度高及功耗低的特点。可选地，所述步骤s130可包括：测量围绕月球飞行的航天器编队中的第一航天器相对于地球的第一运动参数。在本实施例中，月球为目标对象；地球为参考对象，即航天编队为绕月飞行的月球航天器编队。可选地，所述第一运动参数包括：所述第一航天器运行预设时长所经过的位置和对应位置处的速度；所述步骤s120可包括：根据所述第一航天器运行预设时长所经过的位置和对应位置处的速度，计算出所述第一航天器瞬时轨道根数。例如，第一航天器绕月球一段时间所经过的位置及该位置的速度，从而可以计算出第一航天瞬时轨道根数。可选地，所述第二运动参数包括：所述第二航天器运行一周相对于所述第一航天器的相对位置处的相对速度；所述步骤s140可包括：根据所述第二运动参数，确定出所述第二航天器运行一周相对于所述参考对象的位置和对应位置处的速度；根据所述第二航天器运行一周相对于所述参考对象的位置和对应位置处的速度，计算出所述第二航天器瞬时轨道根数。在本实施例中，首先将测量出第二航天器相对于第一航天器的相对运动参数，然后结合第一航天器的第一运动参数，计算出第二航天器相对于参考对象的运动参数，例如，计算出月球航天编队中的第二航天器相对于地球的运动参数；然后基于第二航天器相对于地球的运动参数，确定出第二航天器的瞬时轨道根数。所述步骤s150可包括：根据第一航天器的瞬时轨道根数及第二航天器的瞬时轨道根数，可以确定出第一航天器及第二航天器之间的平均相对轨道根数。平均相对轨道根数为相对轨道根数的均值。可选地，所述步骤s130可包括：利用无线电测量所述第二航天器相对于所述第一航天器的相对运动参数，其中，所述相对运动参数包括以下至少之一：相对位置及相对速度；相对角度及相对速度；相对位置、相对角度及相对速度；和/或，利用图像采集测量所述第二航天器相对于所述第一航天器的相对运动参数，其中，所述相对运动参数包括以下至少之一：相对位置及相对速度；相对角度及相对速度；相对位置、相对角度及相对速度。例如，基于无线电测量可包括：利用各种交变电磁场进行的距离测量、角度测量或速度测量等。利用图像采集测量包括采集图像，通过被采集的航天器在图像中尺寸和位置的变化，可以确定出两个航天器之间的相对距离、相对角度及相对速度等各种相对运动参数。例如，利用位于第一航天器上的各种测量仪器，例如，无线电测量仪器和/或照相机来测量相对运动参数。再例如，也可以利用位于第二航天器上的各种测量仪器，例如，无线电测量仪器和/或照相机来测量相对运功参数。如图2所示，本实施例提供一种航天器编队相对轨道确定装置，包括：第一测量模块110，用于测量围绕目标对象飞行的航天器编队中的第一航天器相对于参考对象的第一运动参数；第一确定模块120，用于根据所述第一运动参数，确定出所述第一航天器绕所述目标对象飞行的第一轨道根数；第二测量模块130，用于测量所述航天器编队中第二航天器相对于所述第一航天器的第二运动参数；第二确定模块140，用于根据所述第一轨道根数及所述第二运动参数，确定出所述第二航天器绕所述目标对象飞行的第二轨道根数；第三确定模块150，用于结合所述第一轨道根数及所述第二轨道根数，确定出所述第二航天器相对于所述第一航天器运动的平均相对轨道根数。第一测量模块110、第一确定模块120、第二测量模块130、第二确定模块140及第三确定模块150均可为程序模块，被处理器或处理电路执行后，可以实现前述一个或多个实施例提供的功能，从而可以利用一个航天器对参考对象的远距离测量，并结合航天器之间的相对测量，计算出航天器之间的平均相对轨道根数，具有结果精确及功耗低等特点。可选地，所述第一测量模块110，用于测量围绕月球飞行的航天器编队中的第一航天器相对于地球的第一运动参数。可选地，所述第一运动参数包括：所述第一航天器运行预设时长所经过的位置和对应位置处的速度；所述第一确定模块120，用于根据所述第一航天器运行预设时长所经过的位置和对应位置处的速度，计算出所述第一航天器瞬时轨道根数。可选地，所述第二运动参数包括：所述第二航天器运行一周相对于所述第一航天器的相对位置处的相对速度；所述第二确定模块140，用于根据所述第二运动参数，确定出所述第二航天器运行一周相对于所述参考对象的位置和对应位置处的速度；根据所述第二航天器运行一周相对于所述参考对象的位置和对应位置处的速度，计算出所述第二航天器瞬时轨道根数。可选地，所述第二测量模块130，具体用于：利用无线电测量所述第二航天器相对于所述第一航天器的相对运动参数，其中，所述相对运动参数包括以下至少之一：相对位置及相对速度；相对角度及相对速度；相对位置、相对角度及相对速度；和/或，利用图像采集测量所述第二航天器相对于所述第一航天器的相对运动参数，其中，所述相对运动参数包括以下至少之一：相对位置及相对速度；相对角度及相对速度；相对位置、相对角度及相对速度。以下结合上述任意实施例提供几个具体示例：示例1：如图3所示，本示例提供一种航天器编队的相对轨道确定的方法，可包括：第一步：由地面站测得a星(相当于前述的第一航天器)初始时刻的绝对位置/速度，通过轨道预报得到一圈内a星的绝对位置/速度，并由此计算出一圈内a星的瞬时轨道根数。第二步：由航天器自身携带的测量仪器短时间测得两个航天器的相对距离和角度的测量值，再通过相对测量获得其估计值。由a星初始时刻的绝对位置/速度和航天器相对距离和角度的估计值，得到初始时刻b星(相当于前述的第二航天器)相对位置/速度。再通过轨道预报得到一圈内b星的绝对位置/速度，并由此计算出一圈内b星的瞬时轨道根数。此时的绝对位置和速度都是对地位置和对地速度，即以地球为参考点测量的位置及速度。第三步：由a星和b星的瞬时轨道根数计算出一圈的瞬时相对轨道根数；最终，由瞬时相对轨道根数计算出平均相对轨道根数。该方式计算平均相对轨道根数简单易行，可以准确、可靠地确定月球大椭圆轨道航天器编队相对轨道参数。示例2：本示例提供一种基于星上短时间相对测量的月球大椭圆轨道航天器编队相对轨道确定方法，包括：联合地面站短时间绝对轨道测量和星上短时间相对测量，高精度确定月球大椭圆轨道航天器编队相对轨道；所述短时间可为一个航天器绕月球飞行一周的时间或数周的时间。利用地面站较短时间测量所测得主星的初始轨道根数，通过轨道递推得到一个周期内主星的轨道根数；采用无线电测距和测角相机测角的信息测量方式，仅需较短时间内相对测量信息，通过相对测量和相关计算得到双星的相对平均轨道根数。联合地面站精度较低的较短时间绝对轨道定轨数据和较短时间星上相对距离、相对角度测量数据，高精度的确定月球大椭圆轨道航天器编队相对平均轨道根数。示例3：相对测量：采用无线电测距加测角相机测角的信息测量方式，测距精度为2m(1σ)，测角精度为0.02°(1σ)。如图4所示，定义测量坐标系ocxcyczc：坐标原点oc为测角相机光心，可以认为与卫星质心重合，xc轴指向光轴方向，yc轴与zc轴对应测角相机成像的水平方向和竖直方向。yc与zc轴和xc轴构成右手直角坐标系。相对测量采用扩展卡尔曼滤波，其计算过程如下：时间更新方程:其中f(x,t)是如下的非线性相对动力学方程：其中，x为在xc轴的位置；y为在yc轴上的位置；z为在zc轴上的位置；为在xc轴的速度；为在yc轴上的速度；为zc轴的速度；其中，中t表示转置。其中，为轨道角速度；为轨道角加速度；为在xc轴的加速度分量；为在yc轴的加速度分量；为在zc轴的加速度分量；μ为引力常数；r为航天器到参考对象的距离，例如，绕月飞行的航天器到地球中心的距离。根据上一时刻的相对状态估计值，通过四阶龙哥库塔法求解非线性相对动力学方程(1)，得到当前时间的状态预测值。式中状态转移矩阵如下其中τ为滤波步长，本发明实施例选为1秒。k＝1,2,...为滤波常数；f为真近点角。为的转置矩阵；qk-1过程激励噪声的协方差；测量更新方程：pk＝(i-kkhk)pk,k-1(7)其中，rk为测量噪声协方差；zk为相对坐标系下的相对位置的测量值，zk通过如下的方程求解；其中，cc2b为测量坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵，cb2lvlh为卫星本体坐标系到相对坐标系的转换矩阵。此处的本体坐标系可为航天器自身的坐标系，通常以航天器的质心为原点的坐标系；此处的相对坐标系可为前述的测量坐标系ocxcyczc。测量矩阵hk为：卫星运行于远地点附近时，相对速度较小，导航收敛快。而卫星运行于近地点附近，相对速度较大，导航收敛慢。因此相对测量选择在远地点附近进行。如图5和图6所示，运用现有的matlab软件进行仿真，得到相对位置和速度估计误差均在要求之内。其中，相对测量时间可为10分钟等预设时间长度。由上述相对测量算法可估计出相对位置、相对速度，考虑到地面测定轨系统可测量参考卫星的绝对位置速度。通过计算便可得到从卫星的绝对位置和速度。把两颗卫星的绝对位置速度分别转换成瞬时轨道根数，通过相减便可得瞬时相对轨道根数的估计。再通过如下相关计算可得平均相对轨道根数。平均相对轨道根数计算：的估计：对于的估计采用平均法。首先，将两颗卫星月惯系下绝对位置和速度转换成轨道根数的六个参数；然后，一个轨道周期数据取平均；最后，两个卫星的平均轨道根数作差得到平均相对轨道根数的轨道偏心率平均相对轨道根数的轨道倾角平均相对轨道根数的近地点幅角平均相对轨道根数的升交点赤经以平均相对偏心率为例，估计如下：式中ea和eb分别代表a星和b星的轨道偏心率。j表示一个轨道周期内数据序号。n表示一个轨道周期内的数据总个数。假定δt为数据的间隔时长，则nδt等于一个轨道周期。平均相对半长轴估计：根据相对运动学理论知道，由于相对半长轴δa偏差存在，随着时间增加相对平近点角δm也不断增大。相对平近点角δm和相对半长轴δa的关系如下：式中n为a星轨道角速度，aa为a星的半长轴。δt为时间长度。因此，可通过如下公式间接估计出δa式中，t为1个轨道周期，为a星的平均半长轴。为了进一步提高精度，对通过(12)计算的δaest(t)进行100个数据点取平均，得到平均相对半长轴，如下式所示：平均相对半长轴估计：估计出计算得到是一个轨道周期内的δm的平均值。由于δa的存在，δm是随着δa呈线性变化的。因此需要对δm进行补偿。补偿方法如下仿真中a星初始轨道根数和双星初始平均相对轨道根数偏差可如表1和表2所示：表1：a星初始轨道根数参数aeiωωm参数值6451km0.6820deg91.7deg130deg180deg表2：初始相对轨道根数偏差地面站所提供的a星位置确定精度6km(3σ)，速度确定精度为3m/s(3σ)。星上相对测量测量时间为10分钟。利用stk中月球hpop轨道动力学模型得到两颗卫星的轨道根数，通过计算得到相对平均轨道根数作为参考值。采用本发明所提方法的平均相对轨道根数估计如表3所示。通过表3可以看出，采用本发明实施例所发明的方法估计相对平均轨道根数精度很高。表3：平均相对轨道根数估计精度在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的设备和方法，可以通过其它的方式实现。以上所描述的设备实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，如：多个单元或组件可以结合，或可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另外，所显示或讨论的各组成部分相互之间的耦合、或直接耦合、或通信连接可以是通过一些接口，设备或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性的、机械的或其它形式的。上述作为分离部件说明的单元可以是、或也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是、或也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，也可以分布到多个网络单元上；可以根据实际的需要选择其中的部分或全部单元来实现本实施例方案的目的。另外，在本发明各实施例中的各功能单元可以全部集成在一个处理模块中，也可以是各单元分别单独作为一个单元，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中；上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用硬件加软件功能单元的形式实现。本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：移动存储设备、只读存储器、随机存取存储器、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
技术领域：
的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。当前第1页12