[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

说明书

本发明提供了一种基于伪相对运动的航天器实时轨道改进方法，本发明通过分别求解无/有摄动条件下的航天器相对运动动力学模型，得到无/有摄动条件下相对运动解析表达式，并与轨道漂移数据相对应，运用傅里叶变换方法处理轨道漂移数据，解算得到航天器初始位置误差和速度误差，最后便可以反演得到航天器实时位置矢量和速度矢量。利用上述方法可以在初始定轨技术的基础上将定轨精度提高将近一个量级；并具有普遍适应性，利用CW方程及考虑摄动下的改进方程实现圆/近圆航天器轨道改进，也可利用Lawden方程及其考虑摄动下的变形实现椭圆航天器轨道改进。

技术领域

本发明属于航天器轨道确定领域，具体涉及一种基于伪相对运动的航天器实时轨道改进方法。

背景技术

航天器轨道确定就是对含有测量误差的航天器运动状态数据，使用统计学原理对航天器轨道进行估值的过程。通过轨道确定可以得到航天器在过去、当前和未来一段时间内任一时刻的运动状态。

根据是否采用航天器所受摄动力的力学模型及与力学模型的关系，可以将定轨方法分为运动学定轨、动力学定轨和简化动力学定轨；根据数据处理策略可以分为批处理法和序贯递推法；根据弧段的长度可以分为短弧段法和长弧段法；根据积分方法可以分为单步法和多步法。

目前，常用的航天器定轨方法是最小二乘估计方法和各种形式的卡尔曼滤波方法。最小二乘估计方法需要在迭代过程中存储大量的数据以供下次迭代使用；卡尔曼滤波方法会由于数据可观测性差、初轨差、测量数据强非线性等造成滤波定轨结果发散；此外，最小二乘估计方法和卡尔曼滤波方法还存在因可观性造成的法方程矩阵和协方差矩阵病态这一数值问题。

由于上述传统轨道确定方法的测量精度是有限的，在观测数据精度没有大幅度改进的情况下，无法使得轨道确定精度得到进一步的提高，因此，需要研究新型的轨道改进方法以提高轨道确定的精度。

发明内容

本发明的目的在于，为解决现有航天器轨道确定方法的测量精度低的技术问题，提供一种基于伪相对运动的航天器实时轨道改进方法。

为实现上述目的，本发明提供的一种基于伪相对运动的航天器实时轨道改进方法，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。

作为上述技术方案的进一步改进，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