一种追逃博弈机动航天器相对状态估计方法、装置和设备

1.本技术涉及天基空间态势感知及空间攻防任务领域，特别是涉及一种基于扩维补偿估计的追逃博弈机动航天器相对状态估计方法、装置和计算机设备。


背景技术：

2.空间交会对接和空间在轨服务技术不断进步，并向着自主、自动兼容非合作目标等方向发展，在轨航天器面临被非合作机动目标异常交会的风险越来越大，发展空间态势感知与轨道博弈技术对提升在轨航天器生存能力具有重要意义。在空间攻防中，当来袭机动目标的异常接近对己方航天器运行安全造成威胁时，己方航天器有必要通过机动控制与对方开展轨道追逃博弈。实时获得机动航天器的位置、速度及加速度等信息是开展轨道反交会博弈的重要前提，对状态和机动估计的精度直接影响到威胁评估和博弈控制的有效性。
3.针对空间机动目标相对状态估计问题，由于目标存在状态突变(由非机动状态切换到机动状态)或加速度很大的强机动，传统卡尔曼滤波及其变体算法大多会在目标执行机动后造成模型失配，存在估计精度差、易发散等问题。现有机动目标状态估计方法主要有检测自适应滤波、实时辨识自适应滤波和全面自适应滤波等，虽然可以跟踪目标单边机动时的状态变化情况，但对两航天器双边机动情况下的相对状态估计问题适应性不足。


技术实现要素：

4.基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够有效克服由于逃逸航天器机动带来的滤波精度降级问题，在追逃博弈过程中准确跟踪追踪航天器的状态变化情况的基于扩维补偿估计的追逃博弈机动航天器相对状态估计方法、装置和计算机设备。
5.一种追逃博弈机动航天器相对状态估计方法，所述方法包括：
6.基于随机过程理论对追踪航天器的未知机动进行建模，通过cw方程对航天器间相对运动进行建模，根据所述未知机动的模型将所述追踪航天器的机动信息扩维补偿至航天器间相对运动模型中，建立系统状态模型；
7.求解所述系统状态模型获得离散滤波方程；所述离散滤波方程用于计算状态一步预测值；
8.获取逃逸航天器当前所在点的绝对状态，并进一步通过瞬时参考点法求解预测时刻所述逃逸航天器对应的瞬时参考圆轨道参数来更新瞬时参考点，建立瞬时圆参考系；
9.将所述状态一步预测值在所述瞬时圆参考系中表示，建立追逃博弈相对预测模型；
10.根据所述系统状态模型和所述追逃博弈相对预测模型对航天器间的相对状态预测值进行时间更新，并通过滤波估计算法根据所述逃逸航天器上获取的相对测量信息对所述航天器间的相对状态预测值进行测量更新，得到航天器间相对状态估计值。
11.在其中一个实施例中，还包括：基于当前统计jerk模型对追踪航天器的未知机动
进行建模，通过cw方程对航天器间相对运动进行建模，根据所述未知机动的模型将所述追踪航天器的机动信息扩维补偿至航天器间相对运动模型中，建立系统状态模型；所述系统状态模型满足：
[0012][0013]
其中，为系统状态向量，x,y,z为相对位置分量，为相对速度分量，a
x
,ay,az为追踪航天器机动加速度分量，j
x
,jy,jz为追踪航天器加加速度分量；a为系统系数矩阵，g1为jerk均值相关矩阵，g2为噪声相关矩阵。
[0014]
在其中一个实施例中，还包括：所述当前统计jerk模型满足：
[0015][0016]
其中，α表示jerk机动频率，j(t)为追踪航天器加加速度，为j(t)的均值，表示方差为的白噪声，其中为j(t)的方差。
[0017]
在其中一个实施例中，还包括：通过cw方程对航天器间相对运动进行建模；所述cw方程为：
[0018][0019]
其中，ω为参考点做圆周运动的角速度，a
tx
、a
ty
、a
tz
为航天器相对参考点的推力加速度分量。
[0020]
在其中一个实施例中，还包括：求解所述系统状态模型获得离散滤波方程为：
[0021]
x(k 1,k)＝φ(k 1,k)x(k) u(k) w(k)
[0022]
式中，x(k 1,k)为状态一步预测值，φ(k 1,k)＝e
at
为一步状态转移矩阵，t＝t
k 1-tk为采样时间间隔，w(k)为高斯白噪声，u(k)为时间间隔、jerk机动频率等参数相关矩阵。
[0023]
在其中一个实施例中，还包括：获取k时刻逃逸航天器当前所在点ak的绝对状态；所述绝对状态包括绝对位置rk及速度vk；
[0024]
根据所述绝对位置rk及速度vk求解瞬时参考点绝对位置及速度以所述瞬时参考点建立瞬时圆参考系；
[0025]
将所述瞬时参考点绝对位置及速度进行一步轨道自由外推获得点绝对状态；
[0026]
由所述点绝对状态将所述状态一步预测值x(k 1,k)转至惯性系下；
[0027]
将k时刻逃逸航天器绝对位置rk及速度vk进行轨道外推，获得k 1时刻的绝对位置r
k 1
及速度v
k 1
；
[0028]
由r
k 1
及v
k 1
求解k 1时刻瞬时参考点绝对位置及速度以所述瞬时参考点建立瞬时圆参考系。
[0029]
在其中一个实施例中，还包括：获取所述系统状态模型中的系统状态转移矩阵φ
(k 1,k)和高斯白噪声w(k)的方差矩阵q(k)；
[0030]
根据所述系统状态转移矩阵φ(k 1,k)计算初始系统状态一步预测值，进一步通过所述追逃博弈相对预测模型对航天器间的状态一步预测值进行时间更新；
[0031]
根据所述系统状态转移矩阵φ(k 1,k)和所述高斯白噪声w(k)的方差矩阵q(k)对航天器间的一步预测误差协方差矩阵进行时间更新。
[0032]
一种追逃博弈机动航天器相对状态估计装置，所述装置包括：
[0033]
根据所述逃逸航天器上获取的相对测量信息，以及所述一步预测误差协方差矩阵计算滤波增益矩阵；所述相对测量信息中包括观测方程；所述观测方程中包括追踪航天器相对逃逸航天器的距离、俯仰角及方位角；所述滤波增益矩阵中包括观测敏感矩阵，所述观测敏感矩阵由所述观测方程在状态一步预测值x(k 1,k)进行一阶泰勒展开得到；
[0034]
根据所述状态一步预测值和所述滤波增益矩阵，计算航天器间的状态估计值；
[0035]
根据所述一步预测误差协方差矩阵和所述滤波增益矩阵，计算航天器间的状态估计值误差协方差矩阵。
[0036]
一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
[0037]
基于随机过程理论对追踪航天器的未知机动进行建模，通过cw方程对航天器间相对运动进行建模，根据所述未知机动的模型将所述追踪航天器的机动信息扩维补偿至航天器间相对运动模型中，建立系统状态模型；
[0038]
求解所述系统状态模型获得离散滤波方程；所述离散滤波方程用于计算状态一步预测值；
[0039]
获取逃逸航天器当前所在点的绝对状态，并进一步通过瞬时参考点法求解预测时刻所述逃逸航天器对应的瞬时参考圆轨道参数来更新瞬时参考点，建立瞬时圆参考系；
[0040]
将所述状态一步预测值在所述瞬时圆参考系中表示，建立追逃博弈相对预测模型；
[0041]
根据所述系统状态模型和所述追逃博弈相对预测模型对航天器间的相对状态预测值进行时间更新，并通过滤波估计算法根据所述逃逸航天器上获取的相对测量信息对所述航天器间的相对状态预测值进行测量更新，得到航天器间相对状态估计值。
[0042]
一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
[0043]
基于随机过程理论对追踪航天器的未知机动进行建模，通过cw方程对航天器间相对运动进行建模，根据所述未知机动的模型将所述追踪航天器的机动信息扩维补偿至航天器间相对运动模型中，建立系统状态模型；
[0044]
求解所述系统状态模型获得离散滤波方程；所述离散滤波方程用于计算状态一步预测值；
[0045]
获取逃逸航天器当前所在点的绝对状态，并进一步通过瞬时参考点法求解预测时刻所述逃逸航天器对应的瞬时参考圆轨道参数来更新瞬时参考点，建立瞬时圆参考系；
[0046]
将所述状态一步预测值在所述瞬时圆参考系中表示，建立追逃博弈相对预测模型；
[0047]
根据所述系统状态模型和所述追逃博弈相对预测模型对航天器间的相对状态预
测值进行时间更新，并通过滤波估计算法根据所述逃逸航天器上获取的相对测量信息对所述航天器间的相对状态预测值进行测量更新，得到航天器间相对状态估计值。
[0048]
上述追逃博弈机动航天器相对状态估计方法、装置、计算机设备和存储介质，基于随机过程理论对追踪航天器的未知机动建模，进而扩维补偿基于cw方程描述的航天器间相对运动，建立系统状态模型；其次根据系统状态模型对航天器间相对运动进行预测，求解预测时刻逃逸航天器对应的瞬时参考圆轨道参数来更新参考点，建立追逃博弈相对预测模型；最后采用滤波估计方法估计追踪航天器的相对状态变化值。采用上述方法能够在航天器追逃博弈过程中有效估计追踪航天器的轨道状态变化情况，提升逃逸航天器在空间攻防任务中的生存能力。
附图说明
[0049]
图1为一个实施例中追逃博弈机动航天器相对状态估计方法的流程示意图；
[0050]
图2为一个实施例中追逃博弈条件下状态量一步预测值求解示意图；
[0051]
图3为一个实施例中观测模型示意图；
[0052]
图4为一个具体实施例中计算得到的追逃博弈估计轨迹与理论轨迹的结果展示图；
[0053]
图5为一个具体实施例中计算得到的相对位置各分量估计误差结果展示图；
[0054]
图6为一个具体实施例中计算得到的相对速度各分量估计误差结果展示图；
[0055]
图7为一个具体实施例中计算得到的追踪航天器机动加速度各分量估计误差结果展示图；
[0056]
图8为一个实施例中追逃博弈机动航天器相对状态估计装置的结构框图；
[0057]
图9为一个实施例中计算机设备的内部结构图。
具体实施方式
[0058]
为了使本技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本技术进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本技术，并不用于限定本技术。
[0059]
在一个实施例中，如图1所示，提供了一种追逃博弈机动航天器相对状态估计方法，包括以下步骤：
[0060]
步骤102，基于随机过程理论对追踪航天器的未知机动进行建模，通过cw方程对航天器间相对运动进行建模，根据未知机动的模型将追踪航天器的机动信息扩维补偿至航天器间相对运动模型中，建立系统状态模型。
[0061]
具体地，基于随机过程理论(以当前统计jerk模型为例)对空间非合作机动航天器(追踪航天器)的未知机动进行建模，进而扩维补偿基于cw方程描述的航天器间相对运动，建立12维的系统状态方程。系统状态方程满足：
[0062][0063]
其中，为系统状态向量，x,y,z为相对位置分量，为相对速度分量，a
x
,ay,az为追踪航天器机动加速度分量，j
x
,jy,jz为追踪航天器
加加速度分量。a为系统系数矩阵，具体可表示为：
[0064][0065][0066]
其中03×3表示3
×
3的零矩阵，i3×3表示3
×
3的单位矩阵，ω为参考轨道角速度，及分别为各方向白噪声序列。式(1)给出了基于当前统计jerk模型的扩维补偿系统状态方程，该模型将目标的未知机动和已知的相对轨道动力学模型解耦建模。
[0067]
当前统计jerk模型满足如下描述：
[0068]
当前统计jerk模型将目标的未知机动建模为随机过程，采用非零均值一阶马尔可夫模型描述目标的加加速度变化过程(加速度变化率)，当前统计jerk模型满足：
[0069][0070]
式中α表示jerk机动频率，j(t)为追踪航天器加加速度，为j(t)的均值，表示方差为的白噪声，其中为j(t)的方差。
[0071]
使用下式所示的cw方程描述航天器相对参考点的运动：
[0072][0073]
式中ω为参考点做圆周运动的角速度，a
tx
、a
ty
、a
tz
为航天器相对参考点的推力加速度分量。
[0074]
步骤104，求解系统状态模型获得离散滤波方程。
[0075]
具体地，求解该系统状态方程，获得系统一步预测解析模型。求解后离散系统状态方程可表示为：
[0076]
x(k 1,k)＝φ(k 1,k)x(k) u(k) w(k)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(6)
[0077]
式中，φ(k 1,k)＝e
at
为一步状态转移矩阵，t＝t
k 1-tk为采样时间间隔，φ(k 1,k)可表示为
[0078][0079]
为简化表示，令τ＝ωt，s＝sin(ωt)，c＝cos(ωt)，则φ(k 1,k)中各分块矩阵可
具体表示为：
[0080][0081][0082][0083][0084][0085][0086]
式(6)中，具体可表示为：
[0087][0088]
式中各分量分别为
[0089][0090][0091][0092]
式(6)中，w(k)为高斯白噪声，其方差矩阵q(k)满足
[0093][0094]
步骤106，获取逃逸航天器当前所在点的绝对状态，并进一步通过瞬时参考点法求解预测时刻逃逸航天器对应的瞬时参考圆轨道参数来更新瞬时参考点，建立瞬时圆参考系。
[0095]
如图2所示为追逃博弈条件下状态一步预测值求解示意图。x(k)为k时刻逃逸航天器和追踪航天器间的状态估计值，x(k 1,k)为k 1时刻航天器间状态一步预测值。
[0096]
具体地，由逃逸航天器当前所在点ak对应的绝对位置rk及速度vk求解瞬时参考点绝对位置及速度建立虚拟参考vvlh((vehicle velocity,local horizontal))坐标系。其定义满足：坐标原点o与航天器质心重合，其中z轴指向地心方向，y轴沿轨道平面负法向，x轴满足右手系定则，并将航天器间的相对状态x(k)在该系下表示。
[0097][0098][0099]
式中，a
′
,e
′
,i
′
,ω
′
,w
′
,f
′
为瞬时参考点所对应的参考圆轨道参数，r
′
为逃逸航
天器当前地心距大小，矢量ie、i
p
分别为虚拟参考系轴、轴表示在惯性系下的单位向量，可由轨道要素i
′
、ω
′
、w
′
确定，满足
[0100][0101][0102]
将瞬时参考点绝对位置及速度进行一步轨道自由外推获得点绝对位置及速度轨道外推模型满足：
[0103][0104]
式中，‖r‖为航天器地心距，μ为地球引力常数，为包含地球非球形引力、大气阻力、日月引力、太阳辐射压力等摄动力影响的总摄动加速度，a
t
为航天器机动产生的推力加速度。
[0105]
由点绝对状态将一步预测值x(k 1,k)转至惯性系下
[0106][0107]
为轨道系到惯性系的转换矩阵。
[0108]
考虑逃逸航天器的机动，将k时刻逃逸航天器绝对位置rk及速度vk进行轨道外推，获得k 1时刻的绝对位置r
k 1
及速度v
k 1
。
[0109]
步骤108，将状态一步预测值在瞬时圆参考系中表示，建立追逃博弈相对预测模型。
[0110]
具体地，由r
k 1
及v
k 1
求解k 1时刻瞬时参考点绝对位置及速度最后将一步预测xi(k,k 1)在以点建立瞬时的vvlh坐标系中表示。
[0111]
步骤110，根据系统状态模型和追逃博弈相对预测模型对航天器间的相对状态预测值进行时间更新，并通过滤波估计算法根据逃逸航天器上获取的相对测量信息对航天器间的相对状态预测值进行测量更新，得到航天器间相对状态估计值。
[0112]
本步骤是基于滤波估计方法获得机动航天器相对状态估计值。
[0113]
具体地，以归一化强跟踪滤波方法为例，基于追逃博弈相对预测模型对航天器间的相对状态进行时间更新，计算状态一步预测值x(k 1,k)及一步预测误差协方差矩阵p(k 1,k)：
[0114]
[0115]
x(k 1,k)＝τ(x0(k 1,k))
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(17)
[0116][0117]
式中φ(k 1,k)为式(7)所求系统状态转移矩阵，x0(k 1,k)为初始系统状态一步预测值，τ(
·
)为基于所提瞬时参考点法得到的变换过程，q(k)为式(9)所求系统过程噪声，表示k时刻状态及误差协方差矩阵估计值。系数λ
k 1
为渐消因子，当残差序列敏感到未知机动时自适应地调整λ
k 1
值，起到放大预测协方差矩阵的作用。λ
k 1
的表达式满足：
[0118][0119][0120][0121]
式中0＜ρ≤1为遗忘因子，一般取ρ＝0.95。
[0122]
由逃逸航天器上传感器获得的相对测量信息(一般为相对距离及角度信息)对相对状态预测值进行测量更新。首先计算滤波增益矩阵k(k 1)：
[0123]
k(k 1)＝p(k 1,k)h(k 1)
t
[h(k 1)p(k 1,k)h(k 1)
t
r(k 1)]-1
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(22)
[0124][0125]
式中h(k 1)为观测敏感矩阵，由观测方程h(
·
)在x(k 1,k)进行一阶泰勒展开得到，r(k)为测量噪声方差矩阵。
[0126]
如图3所示为观测模型示意图，观测方程h(
·
)满足如下定义：
[0127][0128]
式中，ρ、α、β分别为追踪航天器相对逃逸航天器的距离、俯仰角及方位角。
[0129]hβ
(x)为
[0130]
[0131]
最后计算状态估计值及其误差协方差矩阵
[0132][0133][0134]
式中z(
·
)为测量输入量。
[0135]
上述追逃博弈机动航天器相对状态估计方法中，基于随机过程理论对追踪航天器的未知机动建模，进而扩维补偿基于cw方程描述的航天器间相对运动，建立系统状态模型；其次根据系统状态模型对航天器间相对运动进行预测，求解预测时刻逃逸航天器对应的瞬时参考圆轨道参数来更新参考点，建立追逃博弈相对预测模型；最后采用滤波估计方法估计追踪航天器的相对状态变化值。采用上述方法能够在航天器追逃博弈过程中有效估计追踪航天器的轨道状态变化情况，提升逃逸航天器在空间攻防任务中的生存能力。
[0136]
在一个具体实施例中，基于无限时间微分对策模型设置了追踪航天器和逃逸航天器都机动的双边机动追逃博弈场景，说明提供的一种基于扩维补偿估计的追逃博弈机动航天器相对状态估计方法的有效性。采用的无限时间微分对策模型假设追逃双方都有充足的燃料无限追逃下去，直至追方成功逼近逃方或逃方成功逃脱追方。具体的，假设逃逸航天器运行在如表1所示参数的近圆高轨上，逃逸航天器采用光学相机和激光测距仪对追踪航天器进行观测测量，实时获得相对距离、俯仰角和偏航角参数，估计两者间相对状态及追踪航天器的机动加速度。设激光测距仪测距误差标准差为10m，光学相机角度测量误差标准差为0.001rad，测量频率为1hz。
[0137]
在以逃逸航天器质心为原点的vvlh坐标系下，假设追踪航天器相对逃逸航天器的初始滤波状态为：
[0138][0139]
仿真时长设置为t
total
＝2000s，当前统计jerk模型机动频率及最大jerk值分别设置为α＝0.001、j
max
＝10-4
m/s3。无限时间微分对策模型性能指标参数设置见表2。仿真开始100s后追踪航天器机动接近逃逸航天器，逃逸航天器基于状态估计结果判断相对距离，当相对距离小于30km时施加逃逸机动。
[0140]
特别的，本实例中涉及变量均为国际单位。
[0141]
表1航天器初始轨道根数
[0142][0143]
表2无限时间微分对策模型性能指标参数
[0144][0145]
计算结果图4为相对系下三维博弈轨迹变化情况，其中虚线表示逃逸航天器以每一滤波步长的相对状态估计值作为无限时间微分对策模型的输入产生的博弈轨迹，黑色实线表示逃逸航天器以每一滤波步长的相对状态理论值作为无限时间微分对策模型的输入产生的博弈轨迹。图5至图7分别为位置分量、速度分量及追踪航天器机动加速度分量估计的误差随时间变化曲线。根据图4至图7仿真结果，在追逃过程中，基于扩维补偿估计的追逃博弈机动航天器相对状态估计方法可以有效跟踪追踪航天器的状态变化，以估计值作为控制输入的追逃轨迹与以理论状态值作为控制输入的博弈轨迹基本重合。在滤波过程中，误差曲线基本保持在3σ描述的误差边界范围内，且当追踪航天器机动加速度发生变化时，方法可快速响应，收敛性较好，说明了方法的有效性。
[0146]
应该理解的是，虽然图1的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，图1中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
[0147]
在一个实施例中，如图8所示，提供了一种追逃博弈机动航天器相对状态估计装置，包括：系统状态模型建立模块802、系统状态模型求解模块804、瞬时圆参考系建立模块806、追逃博弈相对预测模型建立模块808和航天器间相对状态估计值确定模块810，其中：
[0148]
系统状态模型建立模块802，用于基于随机过程理论对追踪航天器的未知机动进行建模，通过cw方程对航天器间相对运动进行建模，根据未知机动的模型将追踪航天器的机动信息扩维补偿至航天器间相对运动模型中，建立系统状态模型；
[0149]
系统状态模型求解模块804，用于求解系统状态模型获得离散滤波方程；所述离散滤波方程用于计算状态一步预测值；
[0150]
瞬时圆参考系建立模块806，用于获取逃逸航天器当前所在点的绝对状态，并进一步通过瞬时参考点法求解预测时刻逃逸航天器对应的瞬时参考圆轨道参数来更新瞬时参考点，建立瞬时圆参考系；
[0151]
追逃博弈相对预测模型建立模块808，用于将状态一步预测值在瞬时圆参考系中表示，建立追逃博弈相对预测模型；
[0152]
航天器间相对状态估计值确定模块810，用于根据系统状态模型和追逃博弈相对预测模型对航天器间的相对状态预测值进行时间更新，并通过滤波估计算法根据逃逸航天器上获取的相对测量信息对航天器间的相对状态预测值进行测量更新，得到航天器间相对状态估计值。
[0153]
系统状态模型建立模块802还用于基于当前统计jerk模型对追踪航天器的未知机动进行建模，通过cw方程对航天器间相对运动进行建模，根据未知机动的模型将追踪航天
器的机动信息扩维补偿至航天器间相对运动模型中，建立系统状态模型；系统状态模型满足：
[0154][0155]
其中，为系统状态向量，x,y,z为相对位置分量，为相对速度分量，a
x
,ay,az为追踪航天器机动加速度分量，j
x
,jy,jz为追踪航天器加加速度分量；a为系统系数矩阵，g1为jerk均值相关矩阵，g2为噪声相关矩阵。
[0156]
系统状态模型建立模块802还用于通过cw方程对航天器间相对运动进行建模；cw方程为：
[0157][0158]
其中，ω为参考点做圆周运动的角速度，a
tx
、a
ty
、a
tz
为航天器相对参考点的推力加速度分量。
[0159]
系统状态模型求解模块804还用于求解系统状态模型获得离散滤波方程为：
[0160]
x(k 1,k)＝φ(k 1,k)x(k) u(k) w(k)
[0161]
式中，x(k 1,k)为状态一步预测值，φ(k 1,k)＝e
at
为一步状态转移矩阵，t＝t
k 1-tk为采样时间间隔，w(k)为高斯白噪声，u(k)为时间间隔、jerk机动频率等参数相关矩阵。
[0162]
瞬时圆参考系建立模块806还用于获取k时刻逃逸航天器当前所在点ak的绝对状态；绝对状态包括绝对位置rk及速度vk；根据绝对位置rk及速度vk求解瞬时参考点绝对位置及速度以瞬时参考点建立瞬时圆参考系；将瞬时参考点绝对位置及速度进行一步轨道自由外推获得点绝对状态；由点绝对状态将状态一步预测值x(k 1,k)转至惯性系下；将k时刻逃逸航天器绝对位置rk及速度vk进行轨道外推，获得k 1时刻的绝对位置r
k 1
及速度v
k 1
；由r
k 1
及v
k 1
求解k 1时刻瞬时参考点绝对位置及速度以瞬时参考点建立瞬时圆参考系。
[0163]
航天器间相对状态估计值确定模块810还用于获取系统状态模型中的系统状态转移矩阵φ(k 1,k)和高斯白噪声w(k)的方差矩阵q(k)；根据系统状态转移矩阵φ(k 1,k)计算初始系统状态一步预测值，进一步通过追逃博弈相对预测模型对航天器间的状态一步预测值进行时间更新；根据系统状态转移矩阵φ(k 1,k)和高斯白噪声w(k)的方差矩阵q(k)对航天器间的一步预测误差协方差矩阵进行时间更新。
[0164]
航天器间相对状态估计值确定模块810还用于根据逃逸航天器上获取的相对测量信息，以及一步预测误差协方差矩阵计算滤波增益矩阵；相对测量信息中包括观测方程；观测方程中包括追踪航天器相对逃逸航天器的距离、俯仰角及方位角；滤波增益矩阵中包括观测敏感矩阵，观测敏感矩阵由观测方程在状态一步预测值x(k 1,k)进行一阶泰勒展开得到；根据状态一步预测值和滤波增益矩阵，计算航天器间的状态估计值；根据一步预测误差协方差矩阵和滤波增益矩阵，计算航天器间的状态估计值误差协方差矩阵。
[0165]
关于追逃博弈机动航天器相对状态估计装置的具体限定可以参见上文中对于追
逃博弈机动航天器相对状态估计方法的限定，在此不再赘述。上述追逃博弈机动航天器相对状态估计装置中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。
[0166]
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，该计算机设备可以是终端，其内部结构图可以如图9所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器、网络接口、显示屏和输入装置。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统和计算机程序。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的网络接口用于与外部的终端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现一种追逃博弈机动航天器相对状态估计方法。该计算机设备的显示屏可以是液晶显示屏或者电子墨水显示屏，该计算机设备的输入装置可以是显示屏上覆盖的触摸层，也可以是计算机设备外壳上设置的按键、轨迹球或触控板，还可以是外接的键盘、触控板或鼠标等。
[0167]
本领域技术人员可以理解，图9中示出的结构，仅仅是与本技术方案相关的部分结构的框图，并不构成对本技术方案所应用于其上的计算机设备的限定，具体的计算机设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。
[0168]
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，该存储器存储有计算机程序，该处理器执行计算机程序时实现上述方法实施例中的步骤。
[0169]
在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述方法实施例中的步骤。
[0170]
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本技术所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器(rom)、可编程rom(prom)、电可编程rom(eprom)、电可擦除可编程rom(eeprom)或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器(ram)或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，ram以多种形式可得，诸如静态ram(sram)、动态ram(dram)、同步dram(sdram)、双数据率sdram(ddrsdram)、增强型sdram(esdram)、同步链路(synchlink)dram(sldram)、存储器总线(rambus)直接ram(rdram)、直接存储器总线动态ram(drdram)、以及存储器总线动态ram(rdram)等。
[0171]
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
[0172]
以上所述实施例仅表达了本技术的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本技术构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本技术的保护范围。因此，本技术专利的保护范围应以所附权利要求为准。