[发明专利]一种基于伪相对运动的航天器实时轨道改进方法

权利要求书

1.一种基于伪相对运动的航天器实时轨道改进方法，其特征在于，包括：

步骤1)将航天器的测量轨道作为参考轨道，以初始时刻测量轨道确定的航天器初始状态作为预报轨道的起点，并依据轨道动力学模型生成该预报轨道；

步骤2)将预报轨道与测量轨道之间的差值作为轨道漂移数据，并以该轨道漂移数据所形成的轨迹定义为航天器的伪相对运动；

步骤3)分别求解无、有摄动条件下伪相对运动的动力学模型，得到无、有摄动条件下伪相对运动的解析表达式，运用傅里叶变换方法处理轨道漂移数据后，以解算得到的解析表达式反演出航天器的初始状态误差的估计值；

步骤4)利用初始状态误差的估计值与参考轨道的初始状态误差值之差，作为航天器轨道改进值。

2.根据权利要求1所述的基于伪相对运动的航天器实时轨道改进方法，其特征在于，

所述步骤3)中的无摄动条件下伪相对运动的解析表达式为：

其中，n为轨道平均角运动，即参考轨道角频率，t表示时间，各参数及其关系设置为：

其中，(x₀,y₀,z₀)表示三轴初始位置误差，表示三轴初始速度误差；

运用傅里叶变换方法处理轨道漂移数据，解算得到常值项x_c y_c、长期项3x_cnt/2和周期项csin(nt+φ)中的各系数x_c,b,y_c,c,φ，并利用上述解析表达式进行反演，得到初始状态误差的估计值

3.根据权利要求1所述的基于伪相对运动的航天器实时轨道改进方法，其特征在于，

所述步骤3)中的有摄动条件下伪相对运动的解析表达式为：

其中，各参数及其关系设置为：

其中，n为轨道平均角运动，即参考轨道角频率，t表示时间，u为地球引力系数，r_ref为参考轨道地心距，i_ref为参考轨道倾角，J₂为第二带谐项，R_e为地球半径，n₁、n₂、n₃、n₄、n₅分别为相对运动中各周期分量的角频率；(x₀,y₀,z₀)表示三轴初始位置误差，表示三轴初始速度误差；

运用傅里叶变换方法处理轨道漂移数据，解算得到常值项A₃,A₇、长期项A₆t和周期项A₁cos(n₁t+θ₁),A₂cos(n₂t+θ₂),A₄cos(n₃t+θ₃),A₅cos(n₄t+θ₄),A₈sin(n₅t+θ₅)中的各系数A₁,θ₁,A₂,θ₂,A₃,A₄,θ₃,A₅,θ₄,A₆,A₇,A₈,θ₅，并利用上述解析表达式进行反演，得到初始状态误差的估计值