В этом примере показано, как импортировать файл 2D линейного элемента (TLE) спутниковой группировки, симулируйте радарные обнаружения созвездия и отследите созвездие.
Задача заполнения и поддержания каталога объектов пробела, вращающихся вокруг Земли, крайне важна для наблюдения за космическим пространством. Эта задача состоит из нескольких процессов: обнаружение и идентификация новых объектов и добавление их к каталогу, обновление известных орбит объектов в каталоге, отслеживание изменений орбиты в течение их времени жизни и предсказания возвращений в атмосфере. В этом примере мы - исследование, как обнаружить и отследить новые спутники и добавить их в каталог.
Гарантировать безопасную работу на пробеле и предотвратить столкновения с другими спутниками или известными обломками, это важный, чтобы правильно обнаружить и отследить недавно запущенные спутники. Космические агентства обычно делятся информацией перед запуском, которая может использоваться, чтобы выбрать поисковую стратегию. Стратегия поиска спутника Низкой околоземной орбиты (LEO), состоящая из радиолокационных систем типа забора, обычно используется. Радиолокационная система типа забора ищет конечный объем на пробеле и обнаруживает спутники, когда они проходят через его поле зрения. Эта стратегия может обнаружить и отследить недавно запущенное созвездие быстро. [1]
Наборы 2D линейного элемента являются форматом общих данных, чтобы сохранить орбитальную информацию спутников. Можно использовать satelliteScenario возразите, чтобы импортировать спутниковые орбиты, заданные в файле TLE. По умолчанию импортированные спутниковые орбиты распространены с помощью алгоритма распространения орбиты SGP4, который обеспечивает хорошую точность для объектов LEO. В этом примере эти орбиты предоставляют основную истину, чтобы протестировать радарную возможность системы слежения обнаружить недавно запущенные спутники.
% Create a satellite scenario satscene = satelliteScenario; % Add satellites from TLE file. tleFile = "leoSatelliteConstellation.tle"; constellation = satellite(satscene, tleFile);
Используйте спутниковое средство просмотра сценария, чтобы визуализировать созвездие.
play(satscene);
Задайте две станции с веерообразными радарными лучами, смотрящими в космос. Вентиляторы прорубают спутниковые орбиты, чтобы максимизировать количество обнаружений. Радарные станции, расположенные на Северной Америке, формируют забор восток - запад.
% First station coordinates in LLA station1 = [48 -80 0]; % Second station coordinates in LLA station2 = [50 -117 0];
Каждая станция оборудована радаром, который моделируется при помощи fusionRadarSensor объект. Для того, чтобы обнаружить спутники в области значений LEO, радар имеет следующие требования:
Обнаружение 10 объектов dBsm на расстоянии в 2 000 км
Решение объектов горизонтально и вертикально с точностью 100 м в 2 000-километровой области значений
Наличие поля зрения 120 градусов в области азимута и 30 градусов в области вертикального изменения
Поиск в космос
% Create fan-shaped monostatic radars fov = [120;40]; radar1 = fusionRadarSensor(1,... 'UpdateRate',0.1,... 10 sec 'ScanMode','No scanning',... 'MountingAngles',[0 90 0],... look up 'FieldOfView',fov,... degrees 'ReferenceRange',2000e3,... m 'RangeLimits', [0 2000e3], ... m 'ReferenceRCS', 10,... dBsm 'HasFalseAlarms',false,... 'HasNoise', true,... 'HasElevation',true,... 'AzimuthResolution',0.03,... degrees 'ElevationResolution',0.03,... degrees 'RangeResolution',2000, ... m % accuracy ~= 2000 * 0.05 (m) 'DetectionCoordinates','Sensor Spherical',... 'TargetReportFormat','Detections'); radar2 = clone(radar1); radar2.SensorIndex = 2;
В этом примере несколько координатных преобразований преобразований и осей выполняются, чтобы правильно запустить радарную цепь отслеживания. Схема ниже иллюстрирует, как входные параметры, заданные выше, преобразовываются и передаются радару.
В первом шаге вы вычисляете каждое спутниковое положение в локальной радарной станции оси NED. Вы достигаете этого первым получением наземной станции положение ECEF и преобразование спутникового положения и скорости к координатам ECEF. Радарный вход получен путем взятия различий между спутниковым положением и положением наземной станции и вращения различий в наземную станцию локальные оси NED. Смотрите assembleRadarInputs поддерживание функции для деталей реализации.
На втором шаге вы добавляете запрошенную информацию в объект обнаружения так, чтобы средство отслеживания могло действовать с состоянием ECEF. Вы используете MeasurementParameters свойство в каждом обнаружении объектов, чтобы достигнуть той цели, как показано в addMeasurementParams поддерживание функции.
Радарные модели вы задали выше выходных обнаружений. Чтобы оценить спутниковые орбиты, вы используете средство отслеживания. Sensor Fusion and Tracking Toolbox™ обеспечивает множество мультиобъектных средств отслеживания. В этом примере вы выбираете средство отслеживания Joint Probabilistic Data Association (JPDA), потому что он предлагает хороший баланс отслеживания эффективности и вычислительной стоимости.
Необходимо задать фильтр отслеживания для средства отслеживания. Можно использовать более низкую модель точности, чем SGP4, такой как Кеплеровское интегрирование уравнения движения, чтобы отследить спутник. Часто, отсутствие точности в модели движения целей компенсируется обновлениями измерения и соединяющимся шумом процесса в фильтре. Функция поддержки initKeplerUKF задает фильтр отслеживания.
% Define the tracker tracker = trackerJPDA('FilterInitializationFcn',@initKeplerUKF,... 'HasDetectableTrackIDsInput',true,... 'ClutterDensity',1e-40,... 'AssignmentThreshold',1e4,... 'DeletionThreshold',[5 8],... 'ConfirmationThreshold',[5 8]);
В оставшейся части этого примера вы продвигаетесь через сценарий, чтобы симулировать радарные обнаружения и спутники дорожки. Этот раздел использует trackingGlobeViewer для визуализации. Вы используете этот класс, чтобы отобразить датчик и данные об отслеживании с замещающими знаками неопределенности и показать истинное положение каждого спутника.
viewer = trackingGlobeViewer('ShowDroppedTracks',false, 'PlatformHistoryDepth',700); % Define coverage configuration of each radar and visualize it on the globe ned1 = dcmecef2ned(station1(1), station1(2)); ned2 = dcmecef2ned(station2(1), station2(2)); covcon(1) = coverageConfig(radar1,lla2ecef(station1),quaternion(ned1,'rotmat','frame')); covcon(2) = coverageConfig(radar2,lla2ecef(station2),quaternion(ned2, 'rotmat','frame')); plotCoverage(viewer, covcon, 'ECEF');
Вы сначала генерируете целую историю состояний созвездия более чем 5 часов. Затем вы симулируете радарные обнаружения и генерируете дорожки в цикле.
satscene.StopTime = satscene.StartTime + hours(5); satscene.SampleTime = 10; numSteps = ceil(seconds(satscene.StopTime - satscene.StartTime)/satscene.SampleTime); % Get constellation positions and velocity over the course of the simulation plats = repmat(... struct('PlatformID',0,'Position',[0 0 0], 'Velocity', [0 0 0]),... numSteps, 40); for i=1:numel(constellation) [pos, vel] = states(constellation(i),'CoordinateFrame',"ECEF"); for j=1:numSteps plats(j,i).Position = pos(:,j)'; plats(j,i).Velocity = vel(:,j)'; plats(j,i).PlatformID = i; end end % Initialize tracks and tracks log confTracks = objectTrack.empty(0,1); trackLog = cell(1,numSteps); % Initialize radar plots radarplt = helperRadarPlot(fov); % Set random seed for reproducible results s = rng; rng(2020); step = 0; while step < numSteps time = step*satscene.SampleTime; step = step + 1; % Generate detections of the constellation following the radar % processing chain targets1 = assembleRadarInputs(station1, plats(step,:)); [dets1,numdets1] = radar1(targets1, time); dets1 = addMeasurementParams(dets1,numdets1,station1); targets2 = assembleRadarInputs(station2, plats(step,:)); [dets2, numdets2] = radar2(targets2, time); dets2 = addMeasurementParams(dets2, numdets2, station2); detections = [dets1; dets2]; updateRadarPlots(radarplt,targets1, targets2 ,dets1, dets2) % Generate and update tracks detectableInput = isDetectable(tracker,time, covcon); if ~isempty(detections) || isLocked(tracker) [confTracks,~,~,info] = tracker(detections,time,detectableInput); end trackLog{step} = confTracks; % Update viewer plotPlatform(viewer, plats(step,:),'ECEF', 'Color',[1 0 0],'LineWidth',1); plotDetection(viewer, detections,'ECEF'); plotTrack(viewer, confTracks, 'ECEF','Color',[0 1 0], 'LineWidth',3); end
График выше показов орбиты (синие точки) и обнаружения (красные круги) с точки зрения каждого радара.
% Restore previous random seed state
rng(s);figure; snapshot(viewer);
После 5 часов отслеживания приблизительно половина созвездия прослежена успешно. Поддержание дорожек с частичным покрытием орбиты сложно, поскольку спутники могут часто оставаться необнаруженными в течение долгих промежутков времени в этой настройке. В этом примере существует только две радарных станции. Дополнительные станции отслеживания, как ожидают, сгенерируют лучше отслеживающую эффективность. Метрики присвоения, которые оценивают эффективность отслеживания путем сравнения между истинными объектами и дорожками, показывают ниже.
% Show Assignment metrics truthIdFcn = @(x)[x.PlatformID]; tam = trackAssignmentMetrics('DistanceFunctionFormat','custom',... 'AssignmentDistanceFcn',@distanceFcn,... 'DivergenceDistanceFcn',@distanceFcn,... 'TruthIdentifierFcn',truthIdFcn,... 'AssignmentThreshold',1000,... 'DivergenceThreshold',2000); for i=1:numSteps % Extract the tracker and ground truth at the i-th tracker update tracks = trackLog{i}; truths = plats(i,:); % Extract summary of assignment metrics against tracks and truths [trackAM,truthAM] = tam(tracks, truths); end
% Show cumulative metrics for each individual recorded truth object results = truthMetricsTable(tam); results(:,{'TruthID','AssociatedTrackID','BreakLength','EstablishmentLength'})
ans=40×4 table
TruthID AssociatedTrackID BreakLength EstablishmentLength
_______ _________________ ___________ ___________________
1 57 5 232
2 45 680 598
3 29 0 664
4 61 11 492
5 18 0 436
6 54 5 807
7 22 0 513
8 47 6 675
9 42 0 1221
10 56 0 1500
11 49 0 1339
12 40 0 1056
13 NaN 0 1800
14 NaN 0 1800
15 NaN 0 1800
16 NaN 0 1800
⋮
Таблица выше приводит 40 спутников в запущенном созвездии и показывает отслеженные спутники со связанными идентификаторами дорожки. ID дорожки значения, NaN указывает, что спутник не прослежен к концу симуляции. Это или означает, что орбита спутника не проходила через поле зрения одного из этих двух радаров или дорожки спутника, был пропущен. Средство отслеживания может пропустить дорожку из-за недостаточного количества начальных обнаружений, которое приводит к большой неопределенности на оценке. Альтернативно, средство отслеживания может пропустить дорожку, если спутник не повторно обнаруживается достаточно скоро, такой, что отсутствие обновлений приводит к расхождению и в конечном счете удалению.
В этом примере вы изучили, как использовать satelliteScenario объект от Aerospace Toolbox™, чтобы импортировать информацию об орбите из файлов TLE. Вы распространили спутниковые траектории с помощью SGP4 и визуализировали сценарий с помощью Спутникового Средства просмотра Сценария. Вы изучили, как использовать модели радара и средства отслеживания от Sensor Fusion and Tracking Toolbox™, чтобы смоделировать радарную систему слежения наблюдения за космическим пространством. Созданная система слежения может предсказать предполагаемую орбиту каждого спутника с помощью модели низкого качества.
initKeplerUKF инициализирует Сигма-точечный фильтр Калмана с помощью Кеплеровской модели движения.
function filter = initKeplerUKF(detection) radarsphmeas = detection.Measurement; [x, y, z] = sph2cart(deg2rad(radarsphmeas(1)),deg2rad(radarsphmeas(2)),radarsphmeas(3)); radarcartmeas = [x y z]; Recef2radar = detection.MeasurementParameters.Orientation; ecefmeas = detection.MeasurementParameters.OriginPosition + radarcartmeas*Recef2radar; % This is equivalent to: % Ry90 = [0 0 -1 ; 0 1 0; 1 0 0]; % frame rotation of 90 deg around y axis % nedmeas(:) = Ry90' * radarcartmeas(:); % ecefmeas = lla2ecef(lla) + nedmeas * dcmecef2ned(lla(1),lla(2)); initState = [ecefmeas(1); 0; ecefmeas(2); 0; ecefmeas(3); 0]; sigpos = 2;% m sigvel = 0.5;% m/s^2 filter = trackingUKF(@keplerorbit,@cvmeas,initState,... 'StateCovariance', diag(repmat([1000, 10000].^2,1,3)),... 'ProcessNoise',diag(repmat([sigpos, sigvel].^2,1,3))); end function state = keplerorbit(state,dt) % keplerorbit performs numerical integration to predict the state of % Keplerian bodies. The state is [x;vx;y;vy;z;vz] % Runge-Kutta 4th order integration method: k1 = kepler(state); k2 = kepler(state + dt*k1/2); k3 = kepler(state + dt*k2/2); k4 = kepler(state + dt*k3); state = state + dt*(k1+2*k2+2*k3+k4)/6; function dstate=kepler(state) x =state(1,:); vx = state(2,:); y=state(3,:); vy = state(4,:); z=state(5,:); vz = state(6,:); mu = 398600.4405*1e9; % m^3 s^-2 omega = 7.292115e-5; % rad/s r = norm([x y z]); g = mu/r^2; % Coordinates are in a non-intertial frame, account for Coriolis % and centripetal acceleration ax = -g*x/r + 2*omega*vy + omega^2*x; ay = -g*y/r - 2*omega*vx + omega^2*y; az = -g*z/r; dstate = [vx;ax;vy;ay;vz;az]; end end
isDetectable используется в примере, чтобы определить, какие дорожки обнаруживаемы в установленный срок.
function detectInput = isDetectable(tracker,time,covcon) if ~isLocked(tracker) detectInput = zeros(0,1,'uint32'); return end tracks = tracker.predictTracksToTime('all',time); if isempty(tracks) detectInput = zeros(0,1,'uint32'); else alltrackid = [tracks.TrackID]; isDetectable = zeros(numel(tracks),numel(covcon),'logical'); for i = 1:numel(tracks) track = tracks(i); pos_scene = track.State([1 3 5]); for j=1:numel(covcon) config = covcon(j); % rotate position to sensor frame: d_scene = pos_scene(:) - config.Position(:); scene2sens = rotmat(config.Orientation,'frame'); d_sens = scene2sens*d_scene(:); [az,el] = cart2sph(d_sens(1),d_sens(2),d_sens(3)); if abs(rad2deg(az)) <= config.FieldOfView(1)/2 && abs(rad2deg(el)) < config.FieldOfView(2)/2 isDetectable(i,j) = true; else isDetectable(i,j) = false; end end end detectInput = alltrackid(any(isDetectable,2))'; end end
assembleRadarInput используется, чтобы создать положения созвездия в каждой радарной системе координат тела. Это - первый шаг, описанный в схеме.
function targets = assembleRadarInputs(station, constellation) % For each satellite in the constellation, derive its pose with respect to % the radar frame. % inputs: % - station : LLA vector of the radar ground station % - constellation : Array of structs containing the ECEF position % and ECEF velocity of each satellite % outputs: % - targets : Array of structs containing the pose of each % satellite with respect to the radar, expressed in the local % ground radar frame (NED) % Template structure for the outputs which contains all the field required % by the radar step method targetTemplate = struct( ... 'PlatformID', 0, ... 'ClassID', 0, ... 'Position', zeros(1,3), ... 'Velocity', zeros(1,3), ... 'Acceleration', zeros(1,3), ... 'Orientation', quaternion(1,0,0,0), ... 'AngularVelocity', zeros(1,3),... 'Dimensions', struct( ... 'Length', 0, ... 'Width', 0, ... 'Height', 0, ... 'OriginOffset', [0 0 0]), ... 'Signatures', {{rcsSignature}}); % First fill in the current satellite ECEF pose targetPoses = repmat(targetTemplate, 1, numel(constellation)); for i=1:numel(constellation) targetPoses(i).Position = constellation(i).Position; targetPoses(i).Velocity = constellation(i).Velocity; targetPoses(i).PlatformID = constellation(i).PlatformID; % Orientation and angular velocity are left null, assuming satellite to % be point targets with a uniform rcs end % Then derive the radar pose in ECEF based on the ground station location Recef2station = dcmecef2ned(station(1), station(2)); radarPose.Orientation = quaternion(Recef2station,'rotmat','frame'); radarPose.Position = lla2ecef(station); radarPose.Velocity = zeros(1,3); radarPose.AngularVelocity = zeros(1,3); % Finally, take the difference and rotate each vector to the ground station % NED axes targets = targetPoses; for i=1: numel(targetPoses) thisTgt = targetPoses(i); pos = Recef2station*(thisTgt.Position(:) - radarPose.Position(:)); vel = Recef2station*(thisTgt.Velocity(:) - radarPose.Velocity(:)) - cross(radarPose.AngularVelocity(:),pos(:)); angVel = thisTgt.AngularVelocity(:) - radarPose.AngularVelocity(:); orient = radarPose.Orientation' * thisTgt.Orientation; % Store into target structure array targets(i).Position(:) = pos; targets(i).Velocity(:) = vel; targets(i).AngularVelocity(:) = angVel; targets(i).Orientation = orient; end end
addMeasurementParam шаг 2 реализаций в радарном процессе цепи как описано в схеме.
function dets = addMeasurementParams(dets, numdets, station) % Add radar station information to the measurement parameters Recef2station = dcmecef2ned(station(1), station(2)); for i=1:numdets dets{i}.MeasurementParameters.OriginPosition = lla2ecef(station); dets{i}.MeasurementParameters.IsParentToChild = true; % parent = ecef, child = radar dets{i}.MeasurementParameters.Orientation = dets{i}.MeasurementParameters.Orientation' * Recef2station; end end
distanceFcn используется с метриками присвоения, чтобы оценить присвоение отслеживания.
function d = distanceFcn(track, truth) estimate = track.State([1 3 5 2 4 6]); true = [truth.Position(:) ; truth.Velocity(:)]; cov = track.StateCovariance([1 3 5 2 4 6], [1 3 5 2 4 6]); d = (estimate - true)' / cov * (estimate - true); end
[1] Sridharan, Рамасвами, и Антонио Ф. Пенса, перспективы редакторов в Наблюдении за космическим пространством. Нажатие MIT, 2017.