[发明专利]一种航天器高精度自主目标预报方法

权利要求书

1.一种航天器高精度自主目标预报方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，对一阶长期项轨道摄动进行建模，由初始的平均根数，求取目标航天器当前时刻平均轨道根数：

步骤2，由当前时刻平均根数，计算地球非球形摄动一阶短周期摄动项影响下轨道要素的变化，进而计算当前时刻的瞬时轨道根数；

步骤3，由当前时刻的瞬时轨道根数结合根数到位置速度转化关系，计算目标航天器位置和速度；

所述步骤1具体包括如下步骤：

(1.1)对于低轨航天器，考虑主要误差源及一阶长期项，确定轨道要素在轨道圈内的平均变化率所述的主要误差源为非球形引力摄动；考虑主要误差源及一阶长期项，轨道要素在轨道圈内的平均变化率为：

其中，a为航天器半长轴、e为航天器偏心率、i为航天器轨道倾角、Ω为航天器升交点赤经、ω为航天器近地点幅角、M为航天器平近点角、n为航天器轨道角速度、R_e为平均赤道半径；J₂为地球引力场二阶带谐系数；

考虑大气阻力影响，主要改变航天器大小，确定轨道要素在轨道圈内的平均变化率；考虑大气阻力影响下轨道要素在轨道圈内的平均变化率为：

其中，da为半长轴变化率；

(1.2)结合(1.1)中的结果，确定在地球非球形引力摄动及大气阻力共同作用下，航天器轨道根数平均变化率；

(1.3)由航天器初始的平均根数结合(1.2)中的轨道根数平均变化率，得到当前t时刻平均轨道根数。

2.根据权利要求1航天器高精度自主目标预报方法，其特征在于，所述的半长轴变化率da通过统计多轨航天器半长轴变化量计算得到。

3.根据权利要求1航天器高精度自主目标预报方法，其特征在于，步骤(1.2)中航天器轨道根数平均变化率为：

其中，da为半长轴变化率。

4.根据权利要求1航天器高精度自主目标预报方法，其特征在于，当前t时刻平均轨道根数为：

e_t＝e₀

i_t＝i₀

ξ＝e_tcosω_t

η＝-e_tsinω_t

λ＝M_t+ω_t

其中，a₀为t₀时刻飞行器平均半长轴；e₀为t₀时刻飞行器平均偏心率；i₀为t₀时刻飞行器平均轨道倾角；ω₀为t₀时刻飞行器平均近地点幅角；Ω₀为t₀时刻飞行器平均升交点赤经；M₀为t₀时刻飞行器平均平近点角；a_t为t时刻飞行器平均半长轴；e_t为t时刻飞行器平均偏心率；i_t为t时刻飞行器平均轨道倾角；ω_t为t时刻飞行器平均近地点幅角；Ω_t为t时刻飞行器平均升交点赤经；M_t为t时刻飞行器平均平近点角；(ξ，η，λ)为消除奇点解(e_t＝0时)的中间变量。