空间目标雷达定轨实时识别方法、设备和存储介质

摘要

本申请公开了空间目标雷达定轨实时识别方法、设备和存储介质，方法包括：获取目标点迹数据；对目标点迹数据进行坐标转换；判断目标点迹数据中是否存在轨道根数；根据目标点迹数据执行初轨确定，得到初始轨道根数；根据目标点迹数据执行轨道改进，得到精密轨道根数；根据目标点迹数据执行轨道匹配。通过初轨确定、轨道改进、轨道匹配运算，能够快速有效对雷达观测到的空间目标进行识别，并成功和目标数据库中对应目标匹配，有效缩短了空间目标从发现到识别所需要的反应时间，有效增强了预警雷达对空间目标的预警监视能力。

说明书

技术领域

本申请涉及信息技术领域，尤其涉及空间目标雷达定轨实时识别方法、装置、设备和存储介质。

背景技术

对空间目标的快速捕获识别与高精度跟踪监视是利用并控制空间资源的前提和基础。自20世纪50年代开始雷达目标识别的相关研究就开始出现，其主要原理是通过对雷达观测信号回波进行分析和处理，从中提炼典型数据或者特征标识，从而对目标属性进行识别和判断，早期的雷达目标识别研究是基于目标RCS的测量来进行，随着技术发展，越来越多可用于目标识别的信息被不断挖掘出来，相关研究和应用技术也不断出现，例如基于回波调制谱特征的目标识别技术、基于目标极点分布特征的识别技术、基于目标回波极化特征的目标识别技术、高分辨力雷达目标成像识别等等。

然而，现有的空间目标雷达定轨实时识别方法，空间目标从发现到识别所需要的反应时间长，导致预警雷达对空间目标的预警监视能力差。

发明内容

本申请的主要目的在于解决现有的空间目标雷达定轨实时识别方法反应时间长、预警监视能力差的技术问题。

一种空间目标雷达定轨实时识别方法，其特征在于，依次包括以下步骤：

S1、获取目标点迹数据；

S2、对目标点迹数据进行坐标转换；

S3、判断目标点迹数据的数量是否大于或等于N0；若为是，则执行S4；若为否，则执行S1；

S4、判断目标点迹数据中是否存在轨道根数；若为否，则执行S5；若为是，则执行S6；

S5、判断目标点迹数据的数量是否大于或等于N1；若为是，则执行S13；若为否，则执行S7；

S6、判断目标点迹数据的数量是否大于或等于N2；若为是，则执行S8；若为否，则执行S7；

S7、根据目标点迹数据执行初轨确定，得到初始轨道根数，执行S1；

S8、判断目标点迹数据的数量是否是N3的倍数；若为是，则执行S9；若为否，则执行S1；

S9、根据目标点迹数据执行轨道改进，得到精密轨道根数；

S10、判断目标点迹数据的数量是否大于或等于N1；若为是，则执行S11；若为否，则执行S1；

S11、根据目标点迹数据执行轨道匹配；

S12、判断轨道匹配是否成功；若为是，则输出空间目标信息；若为否，则执行S13；

S13、提示识别失败；

其中，N0、N1、N2、N3分别为正整数，且N1>N2>N3>N0，且N1和N2分别是N3的整数倍。

可选地，所述轨道根数包含半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角和升交角距。

可选地，所述根据目标点迹数据执行初轨确定，得到初始轨道根数，包括：根据目标点迹数据执行初轨确定，得到空间目标的运行速度。

可选地，所述根据目标点迹数据执行初轨确定，得到空间目标的运行速度，包括以下步骤：

获取3个连续时刻t1、t2和t3的目标点迹数据；其中，t1

从3个连续时刻的目标点迹数据中确定3个时刻的地心位置矢量r1、r2和r3；

根据3个时刻的地心位置矢量r1、r2和r3，确定空间目标在t2时刻的所述运行速度。

可选地，所述运行速度的表达式为：

v

其中，

v

可选地，所述根据目标点迹数据执行轨道改进，得到精密轨道根数，包括：

获取航迹数据；

以初始轨道根数为初始值，进行有摄星历计算，得到与实际观测时刻对应的预报数据；

根据所述航迹数据和所述预报数据，得到当前的观测残差；

根据当前的观测残差得到修正的轨道根数，并且计算最近两次观测残差的均方根；

根据最近两次观测残差的均方根，得到迭代参数；若所述迭代参数小于预设阈值，则将修正的轨道根数设定为所述精密轨道根数。

可选地，所述观测残差的表达式为：

ΔY

其中，j表示迭代次数，ΔY

可选地，所述根据所述观测残差得到修正的轨道根数，包括：

根据所述观测残差，得到轨道根数修正值；

所述轨道根数修正值的表达式为：

ΔX＝(B

其中，B为观测残差表达式的系数矩阵，它的求解和实际选取的摄动力计算模型有关，W为权矩阵，ΔY为观测残差；

根据所述轨道根数修正值，得到修正的轨道根数。

基于相同的技术构思，本申请还提供了一种计算机设备，包括输入输出单元、存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机可读指令，所述计算机可读指令被所述处理器执行时，使得所述处理器执行如上述的空间目标雷达定轨实时识别方法中的步骤。

基于相同的技术构思，本申请还提供了一种存储有计算机可读指令的存储介质，所述计算机可读指令被一个或多个处理器执行时，使得一个或多个处理器执行如上述的空间目标雷达定轨实时识别方法中的步骤。

本申请的有益效果：通过初轨确定、轨道改进、轨道匹配运算，能够快速有效对雷达观测到的空间目标进行识别，并成功和目标数据库中对应目标匹配，有效缩短了空间目标从发现到识别所需要的反应时间，有效增强了预警雷达对空间目标的预警监视能力。

附图说明

图1为本申请实施例中空间目标雷达定轨实时识别方法的流程示意图。

图2为本申请实施例中计算机设备的结构示意图。

具体实施方式

应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。

本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可以包括复数形式。应该进一步理解的是，本申请的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、程序、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、程序、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。

图1为本申请一些实施方式中一种空间目标雷达定轨实时识别方法的流程图，如图1所示，依次包括以下步骤S1-S13。

S1、获取目标点迹数据，执行S2；

一些实施方式中，在雷达任务规划席位通过内网UDP协议接收来自雷达显控席的目标点迹数据。

S2、对目标点迹数据进行坐标转换，执行S3。

雷达观测基于地球坐标系，空间目标轨道是基于天球坐标系，这就涉及到地球坐标系与天球坐标系之间的转换。

协议天球坐标系由国际天文联合会(IAU)和国际地球自转和参考系服务(IERS)发布，目前采用的是国际天球参考系(ICRS)。依据坐标原点的不同，ICRS可分为太阳系质心天球参考系(BCRS)和地球质心天球参考系(GCRS)。BCRS用于计算行星的运动轨道，编制星表；GCRS用于计算卫星轨道，编制卫星星历。ICRS由国际天球参考框架(ICRF)来实现。1997年IAU第23届大会上，通过并决定自1998年1月1日起，在天文研究、空间探测、大地测量以及地球动力学等领域中采用ICRS。

协议地球坐标系由国际地球参考系(ITRS)实现。GCRS是一个相当好的准惯性系，卫星的轨道计算一般都是在GCRS中进行。这就必须涉及到GCRS与ITRS间的坐标转换问题。

一些实施方式中，S2包含以下步骤S21：将目标点迹数据由站心地平坐标系X

可选地，转换表达式为：

其中，R

表1

一些实施方式中，S2包含以下步骤S21：将目标点迹数据由ITRS坐标系X

ITRS与GCRS的转换早期是基于春分点的。目前，IERS(2010)建议使用基于无旋转原点(NRO)的转换方法。转换过程中涉及到两个中间坐标系：地球中间坐标系(TIRS)和天球中间坐标系(CIRS)，它们的定义见表2。

表2

在t时刻，ITRS和GCRS的转换是两个三维直角坐标系间的转换，可选地，转换表达式为：

X

式中，M(t)、R

S3、判断目标点迹数据的数量是否大于或等于N0；若为是，则执行S4；若为否，则执行S1。

S4、判断目标点迹数据中是否存在轨道根数；若为否，则执行S5；若为是，则执行S6。

一些实施方式中，轨道根数包含半长轴a、偏心率e、倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω和升交角距L。

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所必需的6个参数。

S5、判断目标点迹数据的数量是否大于或等于N1；若为是，则执行S13；若为否，则执行S7。

S6、判断目标点迹数据的数量是否大于或等于N2；若为是，则执行S8；若为否，则执行S7。

S7、根据目标点迹数据执行初轨确定，得到初始轨道根数，执行S1。

初轨确定是用少量观测数据粗略确定空间目标轨道的过程，主要用于刚入轨或初次捕获的空间目标的定轨。通过初轨确定可以迅速提供空间目标运动的粗略情况，为轨道改进提供初值。

一些实施方式中，所述根据目标点迹数据执行初轨确定，得到初始轨道根数，包含以下步骤：根据目标点迹数据执行初轨确定，得到空间目标的运行速度。具体地，包含以下步骤。

S71、获取3个连续时刻t1、t2和t3的目标点迹数据；其中，t1

S72、从3个连续时刻的目标点迹数据中确定3个时刻的地心位置矢量r1、r2和r3；

S73、根据3个时刻的地心位置矢量r1、r2和r3，确定空间目标在t2时刻的运行速度V2。

具体地，运行速度V2的表达式为：

v

其中，

S8、判断目标点迹数据的数量是否是N3的倍数；若为是，则执行S9；若为否，则执行S1。

S9、根据初始轨道根数执行轨道改进，得到精密轨道根数，执行S10。

轨道改进是一种精密测定天体轨道的方法。这种方法以天体的某一初始轨道为依据，利用尽可能多的观测资料，逐次改进轨道要素，最后求出天体的精密轨道。

一些实施方式中，步骤S9包含以下步骤S91-S95：

S91、获取航迹数据。

S92、以初始轨道根数为初始值，进行有摄星历计算，得到与实际观测时刻对应的预报数据。

S93、根据所述航迹数据和所述预报数据，得到当前的观测残差。

可选地，观测残差的表达式为：

ΔY

其中，j表示迭代次数，ΔY

S94、根据当前的观测残差得到修正的轨道根数，并且计算最近两次观测残差的均方根。

可选地，所述根据所述观测残差得到修正的轨道根数，包含以下步骤S941-S942：

S941、根据所述观测残差，得到轨道根数修正值。

进一步地，轨道根数修正值的表达式为：

ΔX＝(B

其中，B为观测残差表达式的系数矩阵，它的求解和实际选取的摄动力计算模型有关，W为权矩阵，ΔY为观测残差。

S942、根据所述轨道根数修正值，得到修正的轨道根数。

进一步地，修正的轨道根数的表达式为：

X

可选地，观测残差的均方根的表达式为：

其中，m、n为预设常数。

S95、根据最近两次观测残差的均方根，得到迭代参数；若所述迭代参数小于预设阈值，则将修正的轨道根数设定为所述精密轨道根数。

可选地，迭代参数的表达式为：

比较两次残差的均方根，如果δ<μ则迭代终止。其中μ为小量，一般可取为0.01。如果δ>μ则将该轮修正的轨道根数作为输入再次带入有摄星历计算，继续迭代直到最终满足δ<μ为止。

S10、判断目标点迹数据的数量是否大于或等于N1；若为是，则执行S11；若为否，则执行S1。

S11、根据所述精密轨道根数执行轨道匹配，执行S12。

空间目标是沿着固有轨道运动的，它的六个轨道根数是决定其运行规律的主要参数，也是进行空间目标识别的基础。因此，空间目标的识别可以通过将观测数据与已知目标的轨道根数样本进行匹配来实现。

S12、判断轨道匹配是否成功；若为是，则输出空间目标信息；若为否，则执行S13。

一些实施方式中，轨道匹配的表达式为：

其中，δ

首先，定轨相对误差δ

式中，

权重系数w

则各轨道根数的权重系数w

有了w

然后计算它的均值m

T＝m

从上式也可以看出，轨道改进精度越高(即δ

S13、提示识别失败。

其中，N0、N1、N2、N3分别为正整数，且N1>N2>N3>N0，且N1和N2分别是N3的整数倍。优选地，N0等于3。

上述实施例中，通过初轨确定、轨道改进、轨道匹配运算，能够快速有效对雷达观测到的空间目标进行识别，并成功和目标数据库中对应目标匹配，有效缩短了空间目标从发现到识别所需要的反应时间，有效增强了预警雷达对空间目标的预警监视能力。

基于相同的技术构思，本申请还提供了一种计算机设备，如图2所示，该计算机设备包括输入输出单元31、处理器32和存储器33，所述存储器33中存储有计算机可读指令，所述计算机可读指令被所述处理器32执行时，使得所述处理器执行上述各实施方式中的所述的空间目标雷达定轨实时识别方法的步骤。

基于相同的技术构思，本申请还提供了一种存储有计算机可读指令的存储介质，所述计算机可读指令被一个或多个处理器执行时，使得一个或多个处理器执行上述各实施方式中的所述的空间目标雷达定轨实时识别方法的步骤。

通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到上述实施例方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质(如ROM/RAM)中，包括若干指令用以使得一台终端(可以是手机，计算机，服务器或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述的方法。

上面结合附图对本申请的实施例进行了描述，但是本申请并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本申请的启示下，在不脱离本申请宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，凡是利用本申请说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，这些均属于本申请的保护之内。