一种持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法

摘要

本发明公开了一种持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法，包括：选取已与持续机动状态星链卫星关联匹配的条轨道探测数据进行单弧段轨道确定，得到轨道根数序列；以第条轨道为基准轨道，预报其它各条轨道根数在历元时刻时的纬度幅角预报值；确定预报时长与纬度幅角差所满足的二次多项式；对待识别数据进行单弧轨道确定，得到对应轨道的轨道根数；预报对应轨道在时的纬度幅角，并根据轨道根数和确定纬度幅角差以及预报时长；利用二次多项式和计算在时对应轨道的理论纬度幅角差，从而获得待识别数据与持续机动状态星链卫星的关联匹配结果。本发明提升了测量数据与持续机动状态星链卫星的关联匹配效果。

权利要求

1.一种持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法，其特征在于，包括：选取已经与持续机动状态星链卫星关联匹配的 条轨道探测数据并进行单弧段轨道确定，得到一组轨道根数序列，其中，所述轨道根数序列至少包括第 条轨道根数的历元时刻、近地点幅角 和平近点角 ， ， ；

以第 条轨道为基准轨道，预报其它各条轨道根数在历元时刻 时的纬度幅角预报值 ， ；

根据所述轨道根数序列和所述纬度幅角预报值 ，确定预报时长 与纬度幅角差所满足的二次多项式；

对获取的待识别数据进行单弧轨道确定，得到待识别数据对应轨道的轨道根数，所述对应轨道的轨道根数至少包括所述待识别数据对应轨道的历元时刻 、实际近地点幅角和实际平近点角 ；

基于所述基准轨道，预报所述待识别数据对应轨道在历元时刻t时的纬度幅角预报值，并根据所述待识别数据对应轨道的轨道根数和纬度幅角预报值 确定纬度幅角差以及预报时长 ；

根据所述预报时长 ，利用所述二次多项式计算在历元时刻t时所述对应轨道的理论纬度幅角差，并根据所述理论纬度幅角差和纬度幅角差 ，获得所述待识别数据与所述持续机动状态星链卫星的关联匹配结果。

2.根据权利要求1所述的持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法，其特征在于，以第 条轨道为基准轨道，预报其它各条轨道根数在历元时刻 时的纬度幅角预报值 的步骤，包括：将第 条轨道作为基准轨道，分别预报所述轨道根数序列中其它各条轨道的根数序列，其中，所述其它各条轨道的根数序列至少包括其它各条轨道根数的历元时刻 、近地点幅角 和平近点角 ；

计算其它各条轨道根数在历元时刻 时的纬度幅角预报值 ，其中，。

3.根据权利要求1所述的持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法，其特征在于，根据所述轨道根数序列和所述纬度幅角预报值 ，确定预报时长 与纬度幅角差所满足的二次多项式的步骤，包括：针对其它各条轨道，分别从所述轨道根数序列中获取 时的近地点幅角 和平近点角 ，并计算纬度幅角实际值 ，其中， ；

基于所述纬度幅角实际值 与所述纬度幅角预报值 ，计算各条轨道的纬度幅角差，并基于历元时刻 与所述基准轨道的历元时刻 ，计算其它各条轨道的预报时长，得到关于预报时长 和纬度幅角差 的序列；

基于所述关于预报时长 和纬度幅角差 的序列，利用最小二乘法拟合预报时长与纬度幅角差 所满足的二次多项式：；

其中，A、B、C为多项式系数。

4.根据权利要求3所述的持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法，其特征在于，所述纬度幅角差 ，所述预报时长 。

5.根据权利要求1所述的持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法，其特征在于，基于所述基准轨道，预报所述待识别数据对应轨道在历元时刻t时的纬度幅角预报值，并根据所述待识别数据对应轨道的轨道根数和纬度幅角预报值 确定纬度幅角差以及预报时长 的步骤，包括：基于所述基准轨道，预报所述待识别数据对应轨道在历元时刻 时的轨道根数并计算纬度幅角预报值 ；其中，所述对应轨道的轨道根数至少包括对应轨道的历元时刻t、理论近地点幅角 和理论平近点角 ， ；

根据对应轨道在历元时刻 时的轨道根数，计算对应轨道的纬度幅角实际值 ，其中，；

计算所述纬度幅角实际值 与所述纬度幅角预报值 之差，得到纬度幅角差 ；

计算所述对应轨道的历元时刻 与所述基准轨道的历元时刻 之差，得到预报时长 ，其中， 。

6.根据权利要求1所述的持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法，其特征在于，根据所述预报时长 ，利用所述二次多项式计算在历元时刻 时所述对应轨道的理论纬度幅角差，并根据所述理论纬度幅角差和纬度幅角差 ，获得所述待识别数据与所述持续机动状态星链卫星的关联匹配结果的步骤，包括：按照如下公式，利用所述二次多项式计算在历元时刻t时所述对应轨道的理论纬度幅角差：；

式中，A、B、C为多项式系数，为所述基准轨道的历元时刻， 为理论纬度幅角差；

根据理论纬度幅角差 与纬度幅角差 的差值，获得所述待识别数据与所述持续机动状态星链卫星的关联匹配结果。

7.根据权利要求6所述的持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法，其特征在于，根据理论纬度幅角差 与纬度幅角差 的差值，获得所述待识别数据与所述持续机动状态星链卫星的关联匹配结果的步骤，包括：计算理论纬度幅角差 与纬度幅角差 的差值；

判断该差值是否小于或等于预设阈值；若是，则所述待识别数据与所述持续机动状态星链卫星匹配；反之，则所述待识别数据与所述持续机动状态星链卫星不匹配。

说明书

一种持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法

技术领域

[0001] 本发明属于航天测量与控制技术领域，具体涉及一种持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法。

背景技术

[0002] 星链卫星在轨运行主要分为调整、抬轨、部署、降轨四个阶段。在轨期间，星链卫星均采用小推力模式进行轨道机动，且抬轨阶段和降轨阶段的机动时间更长，机动次数更频繁，均属于持续机动状态。与其他无控类空间目标相比，由于无法获知准确的控制参数及后续轨控计划，星链卫星的轨道预报误差更大。以合作式TLE(Two Line Element，两行轨道根数)精度分析为例，对于抬轨阶段的星链卫星，预报24h位置误差一般小于8km，对于降轨阶段的星链卫星，预报24h位置误差一般小于20km，且预报置信期较短，一般不超过24h。由于抬升或降轨阶段的星链卫星持续机动，非合作的轨道预报结果用于测站跟踪的效果较差，同时大大降低了目标关联匹配的置信度，导致无法完成自主有效的空间目标编目。

[0003] 持续机动状态的星链卫星一般以分组模式完成轨道机动，但规律不尽相同，且控制策略的规律不明显。例如，每颗卫星甚至是每批次卫星每天的变轨量基本一样，但是不同批次卫星的日变轨量可能不同。因此，传统的测量数据关联匹配方法的适用性较低，偏小的匹配阈值可能导致“漏”，将测量数据错判为新目标；偏大的匹配阈值可能导致“虚”，单圈测量数据与多个目标关联且无法进一步分辨。

发明内容

[0004] 为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：

[0005] 本发明提供一种持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法，包括：

[0006] 选取已经与持续机动状态星链卫星关联匹配的 条轨道探测数据并进行单弧段轨道确定，得到一组轨道根数序列，其中，所述轨道根数序列至少包括第 条轨道根数的历元时刻 、近地点幅角 和平近点角 ， ， ；

[0007] 以第 条轨道为基准轨道，预报其它各条轨道根数在历元时刻 时的纬度幅角预报值 ， ；

[0008] 根据所述轨道根数序列和所述纬度幅角预报值 ，确定预报时长 与纬度幅角差 所满足的二次多项式；

[0009] 对获取的待识别数据进行单弧轨道确定，得到待识别数据对应轨道的轨道根数，所述对应轨道的轨道根数至少包括所述待识别数据对应轨道的历元时刻 、实际近地点幅角 和实际平近点角 ；

[0010] 基于所述基准轨道，预报所述待识别数据对应轨道在历元时刻 时的纬度幅角预报值 ，并根据所述待识别数据对应轨道的轨道根数和纬度幅角预报值 确定纬度幅角差 以及预报时长 ；

[0011] 根据所述预报时长 ，利用所述二次多项式计算在历元时刻 时所述对应轨道的理论纬度幅角差，并根据所述理论纬度幅角差和纬度幅角差 ，获得所述待识别数据与所述持续机动状态星链卫星的关联匹配结果。

[0012] 在本发明的一个实施例中，以第 条轨道为基准轨道，预报其它各条轨道根数在历元时刻 时的纬度幅角预报值 的步骤，包括：

[0013] 将第 条轨道作为基准轨道，分别预报所述轨道根数序列中其它各条轨道的根数序列，其中，所述其它各条轨道的根数序列至少包括其它各条轨道根数的历元时刻 、近地点幅角 和平近点角 ；

[0014] 计算其它各条轨道根数在历元时刻 时的纬度幅角预报值 ，其中，。

[0015] 在本发明的一个实施例中，根据所述轨道根数序列和所述纬度幅角预报值 ，确定预报时长 与纬度幅角差 所满足的二次多项式的步骤，包括：

[0016] 针对其它各条轨道，分别从所述轨道根数序列中获取 时的近地点幅角 和平近点角 ，并计算纬度幅角实际值 ，其中， ；

[0017] 基于所述纬度幅角实际值 与所述纬度幅角预报值 ，计算各条轨道的纬度幅角差 ，并基于历元时刻 与所述基准轨道的历元时刻 ，计算其它各条轨道的预报时长 ，得到关于预报时长 和纬度幅角差 的序列；

[0018] 基于所述关于预报时长 和纬度幅角差 的序列，利用最小二乘法拟合预报时长 与纬度幅角差 所满足的二次多项式：

[0019] ；

[0020] 其中，A、B、C为多项式系数。

[0021] 在本发明的一个实施例中，所述纬度幅角差 ，所述预报时长。

[0022] 在本发明的一个实施例中，基于所述基准轨道，预报所述待识别数据对应轨道在历元时刻t时的纬度幅角预报值 ，并根据所述待识别数据对应轨道的轨道根数和纬度幅角预报值 确定纬度幅角差 以及预报时长 的步骤，包括：

[0023] 基于所述基准轨道，预报所述待识别数据对应轨道在历元时刻 时的轨道根数并计算纬度幅角预报值 ；其中，所述对应轨道的轨道根数至少包括对应轨道的历元时刻、理论近地点幅角 和理论平近点角 ， ；

[0024] 根据对应轨道在历元时刻t时的轨道根数，计算对应轨道的纬度幅角实际值 ，其中， ；

[0025] 计算所述纬度幅角实际值 与所述纬度幅角预报值 之差，得到纬度幅角差；

[0026] 计算所述对应轨道的历元时刻 与所述基准轨道的历元时刻 之差，得到预报时长 ，其中， 。

[0027] 在本发明的一个实施例中，根据所述预报时长 ，利用所述二次多项式计算在历元时刻t时所述对应轨道的理论纬度幅角差，并根据所述理论纬度幅角差和纬度幅角差，获得所述待识别数据与所述持续机动状态星链卫星的关联匹配结果的步骤，包括：

[0028] 按照如下公式，利用所述二次多项式计算在历元时刻 时所述对应轨道的理论纬度幅角差：

[0029] ；

[0030] 式中，A、B、C为多项式系数，为所述基准轨道的历元时刻， 为理论纬度幅角差；

[0031] 根据理论纬度幅角差 与纬度幅角差 的差值，获得所述待识别数据与所述持续机动状态星链卫星的关联匹配结果。

[0032] 在本发明的一个实施例中，根据理论纬度幅角差 与纬度幅角差 的差值，获得所述待识别数据与所述持续机动状态星链卫星的关联匹配结果的步骤，包括：

[0033] 计算理论纬度幅角差 与纬度幅角差 的差值；

[0034] 判断该差值是否小于或等于预设阈值；若是，则所述待识别数据与所述持续机动状态星链卫星匹配；反之，则所述待识别数据与所述持续机动状态星链卫星不匹配。

[0035] 与现有技术相比，本发明的有益效果在于：

[0036] 本发明提供一种持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法，基于持续机动状态星链卫星的纬度幅角加速度为常值这一规律，利用已成功关联匹配的探测数据拟合出的关于预报时长 与纬度幅角差 的二次曲线，得到待识别数据的理论纬度幅角差，进而通过比较理论幅角差与待识别数据对应轨道实际的纬度幅角差 ，来确认待识别数据是否与持续机动状态星链卫星匹配成功。本发明可保证待识别数据被快速识别，有效提升了测量数据与持续机动状态星链卫星的关联匹配效果。

[0037] 以下将结合附图及实施例对本发明做进一步详细说明。

附图说明

[0038] 图1是本发明实施例提供的持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法的一种流程图；

[0039] 图2是本发明实施例提供仿真实验的验证结果图。

具体实施方式

[0040] 下面结合具体实施例对本发明做进一步详细的描述，但本发明的实施方式不限于此。

[0041] 图1是本发明实施例提供的持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法的一种流程图。如图1所示，本发明实施例提供一种持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法，包括：

[0042] S1、选取已经与持续机动状态星链卫星关联匹配的 条轨道探测数据并进行单弧段轨道确定，得到一组轨道根数序列，其中，轨道根数序列至少包括第 条轨道根数的历元时刻 、近地点幅角 和平近点角 ， ， ；

[0043] S2、以第 条轨道为基准轨道，预报其它各条轨道根数在历元时刻 时的纬度幅角预报值 ， ；

[0044] S3、根据轨道根数序列和纬度幅角预报值 ，确定预报时长 与纬度幅角差所满足的二次多项式；

[0045] S4、对获取的待识别数据进行单弧轨道确定，得到待识别数据对应轨道的轨道根数，轨道根数至少包括所述待识别数据对应轨道的历元时刻 、实际近地点幅角 和实际平近点角 ；

[0046] S5、基于基准轨道，预报待识别数据对应轨道在历元时刻t时的纬度幅角预报值，并根据待识别数据对应轨道的轨道根数和纬度幅角预报值 确定纬度幅角差以及预报时长 ；

[0047] S6、根据预报时长 ，利用二次多项式计算在历元时刻 时对应轨道的理论纬度幅角差，并根据理论纬度幅角差和纬度幅角差 ，获得待识别数据与持续机动状态星链卫星的关联匹配结果。

[0048] 具体而言，在本发明提供的持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法中，首先获取已经与持续机动状态星链卫星关联匹配的 条轨道探测数据，通过单弧段轨道确定获得一组轨道根数序列 ，其中， ，，表示第 条轨道的历元时刻， 、 、、 、 和 分别为第 条轨道
的六要素的平根数，六要素即为半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点幅角和平近点角。本实施例中，六要素的平根数由已知的LTE根数转换获得，也可以基于实际测量数据进行短弧轨道确定得到。

[0049] 接着，以第1条即 的轨道为基准轨道，预报其它各条轨道的历元时刻 ，其它各条轨道的根数序列为 ，其中， 、、 、 、 和 分别表示预报的第 条轨道的半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点 幅 角和平近 点 角这六要 素的 平根数 ，从 而根据 轨道根 数序 列
和预报的其它各条轨道的根数序列
计算出 时的纬度幅角实际值 及
纬度幅角预报值 ，以进一步计算纬度幅角差 和预报时长 。本实施例中，利用纬度幅角差 和预报时长 组成的序列拟合二次曲线后，可以确定二者所满足的二次多项式。

[0050] 针对待识别数据，可以通过单弧轨道确定待识别数据对应轨道的轨道根数，需要说明的是，由于待识别数据仅包括1条对应轨道，故不会生成轨道根数序列。本实施例中，上述对应轨道的轨道根数包括对应轨道的历元时刻 、实际半长轴、实际偏心率、实际倾角、实际升交点赤经、实际近地点幅角和实际平近点角的平根数。上述步骤S5～S6中，基于基准轨道对对应轨道在历元时刻t时的纬度幅角进行预报，得到纬度幅角预报值 ，从而利用轨道根数确定对应轨道的纬度幅角差 、并将对应轨道的历元时刻t与基准轨道的历元时刻 之差作为预报时长 。之后将预报时长 代入二次多项式得到理论纬度幅角差，最终通过理论纬度幅角差与纬度幅角差 来判断待识别数据是否与持续机动状态星链卫星匹配。

[0051] 上述步骤S2中，以第 条轨道为基准轨道，预报其它各条轨道的根数在历元时刻 时的纬度幅角预报值 的步骤，包括：

[0052] S201、将第 条轨道作为基准轨道，分别预报轨道根数序列中其它各条轨道的根数序列，其中，其它各条轨道的根数序列至少包括其它各条轨道根数的历元时刻 、近地点幅角 和平近点角 ；

[0053] S202、计算其它各条轨道根数在历元时刻 时的纬度幅角预报值 ，其中，。

[0054] 可选地，上述步骤S3中，根据所述轨道根数序列和所述纬度幅角预报值 ，确定预报时长 与纬度幅角差 所满足的二次多项式的步骤，包括：

[0055] S301、针对其它各条轨道，分别从轨道根数序列中获取 时的近地点幅角 和平近点角 ，并计算纬度幅角实际值 ，其中， ；

[0056] S302、基于纬度幅角实际值 与纬度幅角预报值 ，计算各条轨道的纬度幅角差 ，并基于历元时刻 与基准轨道的历元时刻 ，计算其它各条轨道的预报时长 ，得到关于预报时长 和纬度幅角差 的序列；

[0057] S303、基于关于预报时长 和纬度幅角差 的序列，利用最小二乘法拟合预报时长 与纬度幅角差 所满足的二次多项式：

[0058] ；

[0059] 其中，A、B、C为多项式系数。

[0060] 需要说明的是，纬度幅角差 为纬度幅角实际值 与纬度幅角预报值 之差，即 ，预报时长 。

[0061] 进一步地，上述步骤S5中，基于基准轨道，预报待识别数据对应轨道在历元时刻t时的纬度幅角预报值 ，并根据待识别数据对应轨道的轨道根数和纬度幅角预报值确定纬度幅角差 以及预报时长 的步骤，包括：

[0062] S501、基于基准轨道，预报待识别数据对应轨道在历元时刻t时的轨道根数并计算纬度幅角预报值 ；其中，对应轨道的轨道根数至少包括对应轨道的历元时刻t、理论近地点幅角 和理论平近点角 ， ；

[0063] S502、根据对应轨道在历元时刻t时的轨道根数，计算对应轨道的纬度幅角实际值，其中， ；

[0064] S503、计算纬度幅角实际值 与纬度幅角预报值 之差，得到纬度幅角差；

[0065] S504、计算对应轨道的历元时刻 与基准轨道的历元时刻 之差，得到预报时长，其中， ；

[0066] 上述步骤S6中，根据预报时长 ，利用二次多项式计算在历元时刻t时对应轨道的理论纬度幅角差，并根据理论纬度幅角差和纬度幅角差 ，获得待识别数据与持续机动状态星链卫星的关联匹配结果的步骤，包括：

[0067] S601、按照如下公式，利用二次多项式计算历元时刻t时对应轨道的理论纬度幅角差：

[0068] ；

[0069] 式中，A、B、C为多项式系数， 为理论纬度幅角差；

[0070] S602、根据理论纬度幅角差 与纬度幅角差 的差值，获得待识别数据与持续机动状态星链卫星的关联匹配结果。

[0071] 具体而言，获得理论纬度幅角差 和纬度幅角差 之后，比较二者的差值与预设阈值，示例性地，预设阈值可以为0.05，令 ，若 ，若是则认
为待识别数据与持续机动状态星链卫星匹配；反之，若 ，则表示待识别数据与持续机动状态星链卫星是不匹配的。

[0072] 下面，通过仿真实验对本发明提供的一种持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法做进一步说明。

[0073] 以NORAD编号为53663的星链‑4457卫星为例，从2022年10月5日至10月10日，该卫星连续6天处于轨道持续抬升阶段，其中前三天TLE数据作为已关联匹配的探测数据，后三天TLE数据作为未关联匹配的待识别数据，同时为消除TLE中 项带来的影响，进行轨道预报时该项置为0。具体步骤如下：

[0074] 首先，选取星链‑4457卫星前三天的6条合作式TLE数据作为已关联匹配的探测数据，解析出每条TLE的历元时刻 、近地点幅角 和平近点角 ,从而计算出6条轨道的纬度幅角 ，同时选取第1条即 条轨道作为基准轨道。

[0075] 然后，利用基准根数分别预报其它5条轨道的历元时刻，得到5个预报纬度幅角，进而得到如表1所示的关于预报时长和幅度幅角差的序列 。

[0076] 表1

[0077]

[0078] 接着，利用表1中的序列 进行二次曲线拟合，可得到二次多项式：

[0079] 。

[0080] 进一步地，基于该二次多项式求出待识别数据的理论纬度幅角差。利用星链‑4457卫星后三天的待识别数据计算出相应历元时刻 、实际近地点幅角 和实际平近点角 ，得到实际纬度幅角，再根据已关联匹配的探测数据计算预报纬度幅角，进而确定预报时长和实际纬度幅角差 。

[0081] 最后将 带入拟合的二次多项式，计算得出理论纬度幅角差 ，进而将理论纬度幅角差与实际纬度幅角差进行比较，得出二者的差值 。如表2所示，对于同一个持续抬升的星链卫星， 均小于 。

[0082] 表2

[0083]

[0084] 图2是本发明实施例提供仿真实验的验证结果图，横轴表示时间、纵轴表示纬度幅角差。如图2所示，绘制基于已匹配数据确定出的二次多项式后，待识别数据的实际纬度幅角差与拟合的二次曲线能够准确匹配。

[0085] 通过上述各实施例可知，本发明的有益效果在于：

[0086] 本发明提供一种持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法，基于持续机动状态星链卫星的纬度幅角加速度为常值这一规律，利用已成功关联匹配的探测数据拟合出的关于预报时长 与纬度幅角差 的二次曲线，得到待识别数据的理论纬度幅角差，进而通过比较理论幅角差与待识别数据对应轨道实际的纬度幅角差 ，来确认待识别数据是否与持续机动状态星链卫星匹配成功。本发明可保证待识别数据被快速识别，有效提升了测量数据与持续机动状态星链卫星的关联匹配效果。

[0087] 在本发明的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例进行接合和组合。

[0088] 尽管在此结合各实施例对本申请进行了描述，然而，在实施所要求保护的本申请过程中，本领域技术人员通过查看所述附图、公开内容、以及所附权利要求书，可理解并实现所述公开实施例的其他变化。

[0089] 以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。