基于稀疏短弧段增程雷达观测的高轨目标初轨确定方法技术

本发明专利技术公开了一种基于稀疏短弧段增程雷达观测的高轨目标初轨确定方法，包括以下步骤：S1：考虑地球非球形摄动以及日月引力摄动，建立被观测目标的轨道动力学模型；S2：利用Gauss方法计算位置和速度的初值；S3：将所述初值积分至测量时刻，获得惯性系的状态向量；S4：计算所述测站系下的反算测距、反算方位角以及反算俯仰角与对应测量值之间的偏差；S5：逐一计算每一测量时刻误差传递矩阵和偏差；S6：计算初值偏差；S7：修正步骤S3的初值；S8：重复步骤S3

【技术实现步骤摘要】
基于稀疏短弧段增程雷达观测的高轨目标初轨确定方法


[0001]本专利技术涉及高轨目标初轨确定
，特别涉及一种基于稀疏短弧段增程雷达观测的高轨目标初轨确定方法。

技术介绍

[0002]随着航天技术快速发展，太空已经成为大国竞争和战略对抗的关键领域，名副其实的“高边疆”。当前，具有战略预警、军事通信、轨道侦察等功能的高轨卫星成为国家太空安全的重要威胁，引起各航天大国的高度重视。
[0003]太空目标监视的地基设备主要包括各类光、雷传感器。远程相控阵雷达由于具有探测距离远、波束指向灵活等特点，成为探测跟踪太空目标的主力装备。而为了获取高轨目标的相关信息，雷达通常采用增程技术，优势在于可数倍增加作用距离，但同时大大降低了目标的跟踪数据率，同时数万公里距离产生测角维度误差的放射性增大。很多高轨目标的雷达反射截面积(RCS)很小，造成增程雷达只能跟踪到一小段或断续跟踪一小部分飞行时段。因此，在实际值班过程中，经常面临的棘手问题是：利用稀疏短弧段增程雷达的观测数据确定精度较高的初轨，用于进行轨迹预报和接力跟踪等。传统方法难以胜任该复杂场景。
[0004]利用雷达观测数据确定目标初轨的研究中，沈慧娜等的《提高弹道导弹落点预报精度的动弧平滑平均法》(现代雷达，2009，31(7):55
‑
58)提出动态弧平滑平均方法、戴晓燕等的《基于相控阵雷达数据初轨计算的研究》(现代雷达，2014，36(11):45
‑
48)提出的二阶多项式拟合中心平滑方法，都是基于多项式拟合，未考虑运动模型，存在较大拟合误差；杨焱煜等的《基于初状态优化的弹道导弹自由段定轨和预测方法》(现代雷达，2019，24(9):167
‑
173)提出初始状态优化定轨方法，但未考虑J2项等摄动力的影响，对轨道高度较大的目标定轨误差较大；张天天等的《基于拉普拉斯方法的雷达目标实时定轨算法研究》(中国电子科学研究院学报,2022,15(7):635:641)提出基于拉格朗日级数展开的初轨迭代算法，要求观测时间间隔τ为一较小量(即采样点不能过于稀疏)，难以用于稀疏短弧段增程雷达观测数据定轨过程中。

技术实现思路

[0005]针对上述问题，本专利技术旨在提供一种基于稀疏短弧段增程雷达观测的高轨目标初轨确定方法。
[0006]本专利技术的技术方案如下：
[0007]一种基于稀疏短弧段增程雷达观测的高轨目标初轨确定方法，包括以下步骤：
[0008]S1：考虑地球非球形摄动以及日月引力摄动，建立被观测目标的轨道动力学模型；
[0009]S2：选择三组观测的方位角和俯仰角，并利用Gauss方法计算位置和速度的初值；
[0010]S3：将所述初值积分至测量时刻，获得惯性系的状态向量；
[0011]S4：对所述惯性系的状态向量中的位置和速度矢量进行坐标转换，获得测站系下的反算测距、反算方位角以及反算俯仰角，并计算所述测站系下的反算测距、反算方位角以
及反算俯仰角与对应测量值之间的偏差；
[0012]S5：逐一计算每一测量时刻误差传递矩阵和偏差；
[0013]S6：利用最小二乘法计算初值偏差；
[0014]S7：利用所述初值偏差修正步骤S3的初值；
[0015]S8：重复步骤S3
‑
S7，直至所述初值偏差达到误差门限，并利用此时修正后的初值计算轨道根数。
[0016]作为优选，步骤S1中，所述被观测目标的轨道动力学模型包括二体基本模型、地球非球形摄动模型以及日月引力摄动模型；
[0017]所述二体基本模型为：
[0018][0019]式中：为卫星加速度；为引力系数；r为从空间目标指向地心的矢量；r为从空间目标指向地心的距离；
[0020]所述地球非球形摄动模型采用EGM2008模型，所述日月引力摄动模型为：
[0021][0022]Δr
j
＝r
‑
r
j (3)
[0023]式中：G为引力常量；S和M分别表示太阳和月球；M
j
为日月摄动体的质量；Δr
j
为日月摄动体到卫星的距离矢量；Δr
j
为日月摄动体到卫星的距离；r
j
为日月摄动体在惯性空间中的位置矢量；r
j
为日月摄动体在惯性空间中的位置矢量的模。
[0024]作为优选，步骤S2具体包括以下子步骤：
[0025]S201：获取空间目标在t1、t2、t3三个时刻的方向余弦和以及观测者的位置矢量R1、R2和R3；
[0026]S202：通过下式计算三个时刻之间的时间间隔：
[0027][0028]式中：τ1为t1时刻与t2时刻之间的时间间隔；τ3为t3时刻与t2时刻之间的时间间隔；τ为t3时刻与t1时刻之间的时间间隔；
[0029]S203：通过下式计算叉乘：
[0030][0031]式中：p1为与之间的叉乘；p2为与之间的叉乘；p3为与之间的叉乘；
[0032]S204：通过下式计算中间参数D0：
[0033][0034]S205：通过下式计算九个中间参数标量：
[0035][0036]S206：通过下式计算中间参数L和B：
[0037][0038]S207：通过下式计算中间参数K和R
22
：
[0039][0040]S208：通过下式计算中间参数a、b和c：
[0041][0042]式中：μ为引力参数；
[0043]S209：计算式(11)所示方程的根，并根据观测目标的轨道类型选择其中一个根作为r2；
[0044]x8+ax6+bx3+c＝0
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(11)
[0045]S210：通过下式计算三个斜距ρ1、ρ2和ρ3：
[0046][0047]S211：通过下式计算t1、t2、t3时刻的观测量r1、r2和r3：
[0048][0049]式中：ρ1、ρ2和ρ3分别为三次观测时刻目标与观测站间的距离；
[0050]S212：通过下式计算拉格朗日系数：
[0051][0052]式中：f1、f3、g1、g3均为拉格朗日系数；
[0053]S213：通过下式计算速度v2：
[0054][0055]S214：利用t2时刻的位置r2和速度v2计算轨道根数，并利用所述轨道根数计算获得初始时刻t0的位置初值r0＝[x
0 y
0 z0]和速度初值v0＝[vx
0 vy
0 vz0]。
[0056]作为优选，步骤S5中，逐一计算每一测量时刻误差传递矩阵和偏差时，每一测量时刻误差传递方程为：
[0057][0058]式中：A为目标在观测坐标系的方位角；E为目标在观测坐标系的俯仰角；ρ为目标与观测站间的距离；x、y、z分别为测量时刻目标在空间坐标系下的位置；vx、vy、vz分本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于稀疏短弧段增程雷达观测的高轨目标初轨确定方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：考虑地球非球形摄动以及日月引力摄动，建立被观测目标的轨道动力学模型；S2：选择三组观测的方位角和俯仰角，并利用Gauss方法计算位置和速度的初值；S3：将所述初值积分至测量时刻，获得惯性系的状态向量；S4：对所述惯性系的状态向量中的位置和速度矢量进行坐标转换，获得测站系下的反算测距、反算方位角以及反算俯仰角，并计算所述测站系下的反算测距、反算方位角以及反算俯仰角与对应测量值之间的偏差；S5：逐一计算每一测量时刻误差传递矩阵和偏差；S6：利用最小二乘法计算初值偏差；S7：利用所述初值偏差修正步骤S3的初值；S8：重复步骤S3
‑
S7，直至所述初值偏差达到误差门限，并利用此时修正后的初值计算轨道根数。2.根据权利要求1所述的基于稀疏短弧段增程雷达观测的高轨目标初轨确定方法，其特征在于，步骤S1中，所述被观测目标的轨道动力学模型包括二体基本模型、地球非球形摄动模型以及日月引力摄动模型；所述二体基本模型为：式中：为卫星加速度；为引力系数；r为从空间目标指向地心的矢量；r为从空间目标指向地心的距离；所述地球非球形摄动模型采用EGM2008模型，所述日月引力摄动模型为：Δr
j
＝r
‑
r
j (3)式中：G为引力常量；S和M分别表示太阳和月球；M
j
为日月摄动体的质量；Δr
j
为日月摄动体到卫星的距离矢量；Δr
j
为日月摄动体到卫星的距离；r
j
为日月摄动体在惯性空间中的位置矢量；r
j
为日月摄动体在惯性空间中的位置矢量的模。3.根据权利要求1所述的基于稀疏短弧段增程雷达观测的高轨目标初轨确定方法，其特征在于，步骤S2具体包括以下子步骤：S201：获取空间目标在t1、t2、t3三个时刻的方向余弦和以及观测者的位置矢量R1、R2和R3；S202：通过下式计算三个时刻之间的时间间隔：式中：τ1为t1时刻与t2时刻之间的时间间隔；τ3为t3时刻与t2时刻之间的时间间隔；τ为t3时刻与t1时刻之间的时间间隔；
S203：通过下式计算叉乘：式中：p1为与之间的叉乘；p2为与之间的叉乘；p3为与之间的叉乘；S204：通过下式计算中间参数D0：S205：通过下式计算九个中间参数标量：S206：通过下式计算中间参数L和B：S207：通过下式计算中...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨晓骞，李春雨，裴晓强，宋艳琴，王艳旭，葛一漩，郝云胜，
申请(专利权)人：中国人民解放军六三七二九部队，
类型：发明
国别省市：