一种基于相对角动量的仅测角机动检测及跟踪方法

摘要

本发明公开了一种基于相对角动量的仅测角机动检测及跟踪方法，以航天器相对角动量为中心检验参数，以线性化的相对运动方程建立相对动力学模型，以偏离卫星质心安装的光学相机仅测角的方式进行相对测量，通过两次对相对角动量进行方差处理的方式设置固定的、但适用于任意情况下的机动检测阀值，从而实现对任意目标的机动检测，通过重启滤波器的方式以实现用简单算法对任意可能会发生机动的目标的持测量跟踪。

说明书

技术领域

本发明属于空间自主相对导航领域，涉及一种基于相对角动量的仅测角机动检测及跟踪方法。

背景技术

随着卫星技术的急速发展，太空上的卫星数量急剧增长，未来对太空资源的争夺日益激烈，对自身卫星的安全保护需求日益提升。为保证自身卫星的安全，要解决的首要问题就是对存在威胁的目标进行较为准确的机动检测和跟踪。

卫星由于成本及技术原因，一般都不会携带大功率的推进器，其通常携带的推进器只能提供较小的比冲。以卫星的脉冲机动为例，一次脉冲机动大约给卫星可以提供0.1m/s

基于仅测角的相对导航，即只根据视线角观测信息对相对状态进行估计。对于航天器之间采用仅测角进行相对导航，可以通过在追踪器上安装可见光相机或红外相机对视线角参数进行测量，这两种角度测量敏感器在降低测量系统复杂性和造价等方面具有明显优势。

由于测量都会存在一定的误差，目前通常可以用卡尔曼滤波的方式来消除这些测量误差，但是一般的滤波算法只能处理白噪声，对有色噪声无法处理，因此机动的发生会大大降低测量的精确度，从而无法对威胁目标进行跟踪。

目前国内外解决该问题主要有两类着手点：1、选择优良的参数作为检验参数，再消除机动对测量的影响。目前有将卫星的高度、运行轨道的半长轴和偏心率、星下点经度设置为检验参数方法。但这些方法为了检验参数具有对机动的高敏感性而放弃了其方法的普遍适用性，这些方法都只能适用于一些在特殊轨道上运行的卫星，如地球同步轨道卫星。2、改进滤波算法，使其可以不受机动的影响。该方法会提高滤波算法的难度，增加对星载计算器的要求，从而提高了卫星的成本和负担。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提供一种基于相对角动量的仅测角机动检测及跟踪方法，设计合理，操作简单，能够对任意轨道类型的卫星进行机动检测，且在不大幅增加滤波算法难度的情况下对目标进行持续的跟踪。

一种基于相对角动量的仅测角机动检测及跟踪方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤1，计算航天器各个时刻的相对角动量h

h

其中，r

步骤2，设置滑动窗口，分别计算滑动窗口内X,Y,Z轴以及模值的相对角动量方差D，并再次对D进行方差计算得到二次方差值Dh；由Dh得到累计平均值Dh

步骤3，将X,Y,Z轴方向上的非机动时刻周围的比值峰值中的最大比值峰值N作为共同阀值N

步骤4，当检测结果表明发生机动后，初始化EKF滤波器，然后重复步骤1至步骤3。

作为优选，步骤1具体为：

S1.1建立光学相机偏离卫星质心安装情况下的相对视线测量模型：

其中，

S1.2建立基于线性化的C-W的相对运动动力学模型：

其中,

S1.3通过由步骤S1.1相对视线测量模型得到的相对视线信息结合步骤S1.2线性化的C-W的相对运动动力学模型计算出相对位置和相对速度：

S1.4算出各个时刻的相对角动量h

h

其中，r

作为优选，步骤2具体为：

S2.1设置一个宽度为2n+1个数据、步长为1的滑动窗口。

S2.2利用方差公式：

分别计算滑动窗口内的X,Y,Z轴的相对角动量方差D

S2.3再次对X,Y,Z轴的相对角动量方差D

S2.4选取测量误差稳定的一个点作为起始点计算二次方差值Dh

其中，j表示测量误差稳定且在理想范围内的时刻t

S2.5计算X,Y,Z轴以及模值的二次方差值Dh

作为优选，在步骤S2.5中针对X,Y,Z轴上的Dh

作为优选，得到步骤3中N

作为优选，初始化EKF滤波器的方式为将滤波器工作时用到的协方差矩阵重新设置为滤波器起始工作时的初始协方差矩阵。

有益效果：

（1）本发明采用仅测角对相对状态进行估计的方法，适用于任意轨道类型的卫星，具有普遍性，且降低了系统的复杂性、降低了造价成本；

（2）本发明通过计算两次方差来设置阀值，通过设置阀值来检测是否发生机动及确定机动时刻，计算方法简单但测量精度高；

（3）本发明通过初始化滤波器来完成对目标卫星的较为精确的持续跟踪，方法简单易操作，避免了增加滤波算法难度，降低了对星载计算器的要求。

附图说明

图1为本发明的一个实施例的测量几何示意图；

图2为本发明的一个实施例的△V=0.1m/s和△V=1m/s时的N值变化图；

图3为本发明的一个实施例的相对位置估计误差曲线；

图4为本发明的一个实施例的相对速度估计误差曲线；

图5为本发明的一个实施例的相对位置估计误差曲线；

图6为本发明的一个实施例的相对速度估计误差曲线。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明公开一种基于相对角动量的仅测角机动检测及跟踪方法，针对目前实现目标机动检测及跟踪方法中，只能针对特殊轨道卫星进行检测和需要十分复杂的滤波算法来实现精准测量跟踪的问题；提出的方法以航天器相对角动量为中心参数，能以简单的方式进行机动检测及目标跟踪，并且能够适用于近程的任意目标。

本发明以航天器相对角动量为中心检验参数，以线性化的相对运动方程建立相对动力学模型，以偏离卫星质心安装的光学相机仅测角的方式进行相对测量，通过两次对相对角动量进行方差处理的方式设置固定的、但适用于任意情况下的机动检测阀值，从而实现对任意目标的机动检测，通过重启滤波器的方式以实现用简单算法对任意可能会发生机动的目标的持测量跟踪。

具体步骤为：

步骤1，定义航天器相对角动量：h=r×v

其中，参数r表示目标质心相对于追踪卫星质心的位置矢量，参数v表示目标质心相对于追踪卫星质心的速度矢量，

S1.1建立光学相机偏离卫星质心安装情况下的相对视线测量模型，如图1所示，模型如下：

其中，

S1.2建立基于线性化的C-W的相对运动动力学模型，具体如下：

其中,

S1.3由步骤S1.1相对视线测量模型得到的相对视线信息结合步骤S1.2线性化的C-W的相对运动动力学模型计算出相对位置和相对速度，具体如下：

由C-W方程得：

代入可得：

解得：

S1.4计算航天器相对角动量h：

将上式计算结果代入h=r×v 计算出各个时刻的相对角动量h

h

其中，r

步骤2，设置滑动窗口，分别计算滑动窗口内X,Y,Z轴以及模值的相对角动量方差D，并再次对D进行方差计算得到二次方差值Dh；由Dh得到累计平均值Dh

S2.1设置一个数据长度为2n+1、步长为1的滑动窗口。

S2.2利用方差公式：

其中，h

定义模值为：

模值的相对角动量方差：

其中，|h|

S2.3再次对X,Y,Z轴的相对角动量方差D

其中，D

S2.4选取测量误差稳定的一个点作为起始点计算D

Dh

Dh

Dh

Dh

其中，j表示测量误差稳定且在理想范围内的时刻t

针对X,Y,Z轴上的Dh

S2.6计算X,Y,Z轴以及模值的二次方差值Dh

N

N

N

N

步骤3，测试前，经过大量实验得到各种情况下的N值变化图，选取并固定N

得到N

步骤4，当检测结果表明发生机动后，初始化EKF滤波器，初始化协方差矩阵，将其重新设置为滤波器起始工作时由根据工程经验所给定的误差计算得到的初始协方差矩阵P0，然后重复步骤1至步骤3。协方差矩阵是EKF滤波器工作时需要用到的一个计算量，其表现了新计算得到的状态变量的不确定度。在滤波器最开始计算时，会根据工程经验给定相关的测量误差（本发明涉及到的误差包括光学相机安装偏差、相机的测角偏差、追踪卫星的姿态误差），由这些测量误差计算得到一个表达一定不确定度的协方差矩阵P0，其表达的不确定度必须大于真实误差。随着滤波器的工作，若目标未发生机动，则滤波器的预测误差越来越小，迭代得到的新协方差矩阵所表达的不确定度也开始减小。但如果目标发生了机动，协方差矩阵表达的不确定度小于真实误差，则无法使滤波器正常工作。因此，在检测到目标发生机动时，我们用初始化协方差矩阵的方式来使滤波器重新工作，初始化的方式即为将写方差矩阵重新设置为滤波器最开始工作时给定的P0。

基于本发明的仅测角机动检测及跟踪方法采用上述方法，使用Matlab软件进行仿真验证，仿真时间1400 s。结合图2和图3说明本发明的实例验证，设定如下计算条件和技术参数：

1．追踪卫星A的轨道半长轴为6790.1 km，偏心率为0.001，轨道倾角为51.645°，近地点幅角为37.39°，升交点赤经为281.6522°，真近点角为322.7645°。

2．目标卫星B相对于A的初始位置为[1000; 0; 0] m，初始速度为[0; 0 ;0.56342] m/s。

3．光学相机的安装矢量在LVLH系下的投影为[1; 1; 3] m。

4．相机的测角噪声均方差为0.0003rad，追踪卫星0.001rad,各轴测角常值偏差为0.001rad。

5．卫星B在500s时刻在LVLH系下添加[1;0;0]m/s的脉冲，在1000s时刻添在LVLH系下添加[0;0;0.1]m/s的脉冲。

6．为了模拟真实情况的运行，在检测到激动后设置100s的延迟时间，再进行滤波器的重启。

如图3和4所示分别是卫星B在500s时刻在LVLH系下添加[1;0;0]m/s的脉冲，在1000s时刻添在LVLH系下添加[0;0;0.1]m/s的脉冲，进行相对轨道确定获得的相对位置估计误差曲线和进行相对轨道确定获得的相对速度估计误差曲线。在没有进行检测及重启的情况下，三个坐标轴的定轨位置误差的R

如图5和图6所示，为卫星B在500s时刻在LVLH系下添加[0;0.1;0]m/s的脉冲的相对位置估计误差曲线，在1000s时刻添在LVLH系下添加[1;0;0]m/s的脉冲的相对速度估计误差曲线。误差值的绝对值越接近于0，则表明误差越小，在没有进行检测及重启的情况下，三个坐标轴的定轨位置误差的R

因此，采用本发明方法，仅依靠偏心安装情况下的星载光学相机的相对视线测量，并根据检测结果初始化滤波器就能实现对可能采取机动的非合作目标的持续精准相对导航。

最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。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。