[发明专利]一种静止轨道卫星自主导航方法

权利要求书

1.一种静止轨道卫星自主导航方法，其特征在于该方法的步骤为：

1)基于星敏感器和地球敏感器的kalman滤波算法，实时得到卫星相对于定点的位置偏差值；

2)对步骤1)得到的位置偏差值用最小二乘方法进行数据处理，获得一天内的轨道平面内的平均轨道根数：即半长轴、偏心率、近地点幅角和真近点角；对步骤1)得到的位置偏差值用平均滤波方法获得一天内的轨道平面外的平均轨道根数：即轨道倾角和升交点赤经；

3)以步骤2)得到的平均轨道根数作为星上轨道解析外推算法的输入值，外推计算一天内卫星轨道位置，提供连续导航定位信息，实现卫星自主导航功能。

2.根据权利要求1所述的一种静止轨道卫星自主导航方法，其特征在于：步骤1)的具体步骤为：

以此标称轨道定点位置建立Hill方程，即卫星相对标称轨道定点位置的相对运动方程，作为kalman滤波算法的状态方程，方程形式如下：

α··-2ω0γ·=axr]]>

β··+ω02β=ayr]]>

γ··+2ω0α·-3ω02γ=azr]]>

其中：

α为经度偏差，单位为rad；

β为纬度偏差，单位为rad；

γ为径向偏差，单位为rad；

f为静止轨道卫星理论半径，单位为km；

ω₀为标称静止轨道角速度，单位为rad/s；

a_x、a_y、a_z是外界加速度在标称轨道定点位置为原点的坐标系的分量；

标称轨道定点位置定义为：不考虑卫星漂移且轨道倾角为零的情况下的理论定点位置，与地球自转完全同步；

卫星自主导航测量要用到地球、卫星和标称轨道定点位置；其中，表示星敏感器给出的第一个方向矢量，表示星敏感器给出的第二个方向矢量，代表地球敏感器给出的地心方向矢量；

方向矢量在卫星本体系下的坐标位置由星敏的安装矩阵决定；根据星敏感器的测量原理，其测量输出为方向矢量在惯性坐标系中的方位坐标，分别记为：和具体表达为(S→1)I=S1ixS1iyS1iz,]]>(S→2)I=S2ixS2iyS2iz;]]>

红外地球敏感器的测量输出为滚动角φ_h和俯仰角θ_h；根据测量得到的滚动角和俯仰角，经过两次旋转变换即可得到在本体坐标系下卫星轨道坐标系原点到地心的位置矢量，记为：

E→=Eb1=-sin(θh)Eb2=sin(φh)cos(θh)Eb3=cos(φh)cos(θh)]]>

从标称轨道定点位置的指向地心的单位矢量记为

在卫星本体坐标系得到两个夹角η₁、η₂：

cosη1=E→·S1→]]>

cosη2=E→·S2→]]>

在惯性坐标系下计算得到另外两个夹角η₁′、η₂′：

cosη1′=Z→·(S1)I→]]>

cosη2′=Z→·(S2)I→]]>

可得到测量方程g：

g＝(cosη₁-cosη′₁ cosη₂-cosη′₂)^T

为此构建一个自主导航的模型，其对象方程为：

x·=Ax+bUg=h(x)]]>

其中：

x=αβγα·β·γ·T]]>

A=000100000010000001000002ω00-ω020000003ω02-2ω000]]>

b＝[0 0 0 1 1 1]^T

U为外部输入；

将测量方程在参考轨道处线性化：

H(x)=∂h(x)∂x=h11h120000h21h220000]]>

其中：

h₁₁＝-sin(α_T+α)cos(δ_T-β)S_1ix+cos(α_T+α)cos(δ_T-β)S_1iy

h₁₂＝cos(α_T+α)sin(δ_T-β)S_1ix+sin(α_T+α)sin(δ_T-β)S_1iy-cos(δ_T-β)S_1iz

h₂₁＝-sin(α_T+α)cos(δ_T-β)S_2ix+cos(α_T+α)cos(δ_T-β)S_2iy

h₂₂＝cos(α_T+α)sin(δ_T-β)S_2ix+sin(α_T+α)sin(δ_T-β)S_2iy-cos(δ_T-β)S_2iz

α_T为标称轨道定点位置的赤经，δ_T为标称轨道定点位置的赤纬

根据上述状态方程和测量方程，采用扩展Kalman滤波方法，可获得当前卫星轨道相对于标称轨道定点位置的偏移量，即：

x=αβγα·β·γ·T.]]>