[发明专利]基于引力场的航天器惯性导航方法、系统、介质及设备

权利要求书

1.一种基于引力场的航天器惯性导航方法，其特征在于，包括：

确定前一时刻航天器和测地线基准点的参数作为初始参数，所述初始参数包括前一时刻航天器和测地线基准点的六维根数、初始固有时间和航天器测量时间间隔；

确定当前时刻测地线基准点的时间变化率和六维根数；

获取当前时刻航天器的实测参数，所述实测参数包括牛顿非引力和引力梯度；

根据所述初始参数、当前时刻测地线基准点的时间变化率和六维根数、以及当前时刻航天器的实测参数，计算当前时刻航天器相对测地线基准点的六维根数改变量；

根据当前时刻测地线基准点的六维根数和所述六维根数改变量，计算当前时刻航天器的六维根数；

所述航天器和测地线基准点的初始固有时间相等；确定当前时刻测地线基准点的时间变化率，具体包括：

根据航天器前两个时刻的平近点角的差分和测地线基准点的平近点角变化率，计算当前时刻测地线基准点的时间变化率；

确定当前时刻测地线基准点的六维根数，具体包括：

根据上一时刻测地线基准点的平近点角、航天器前两个时刻平近点角变化量，计算当前时刻测地线基准点的平近点角；

结合测地线基准点的其他五维根数，得到当前时刻测地线基准点的六维根数；

计算当前时刻测地线基准点的时间变化率的公式为：

其中，M′_s-1和M′_s-2分别表示航天器在当前时刻s的前两个时刻s-1和s-2的平近点角，Δτ表示航天器测量时间间隔，表示测地线基准点的平近点角M变化率；计算当前时刻测地线基准点的平近点角M_s的公式为：

M_s＝M_s-1+(M′_s-1-M′_s-2)

其中，M_s-1表示上一时刻测地线基准点的平近点角；

计算当前时刻航天器相对测地线基准点的六维根数改变量的公式为：

其中，δσ_s-1为测地线基准点初始六维根数，为当前时刻测地线基准点的时间变化率；

A的计算公式如下：

A＝E^-1UE

其中，a、e、i、Ω、ω、M为基准点当前时刻的六维根数，其它参数定义式如下：

式中，为基准轨道的角动量，R_g＝6.371×10⁶和μ＝3.986×10¹⁴为常数；引力梯度取值为航天器实测引力梯度和基准点引力梯度的平均值，公式如下：

式中J_2E＝1.083×10^-3为常数，x，y，z分别为：

x＝R₁₁×r，y＝R₂₁×r，z＝R₃₁×r

B的计算公式如下：

其中

式中常数R_E＝6.378×10⁶为地球参考椭球的赤道半径，

C的计算公式如下：

C＝D·R^T·[f₁，f₂，f₃]^TΔτ

式中f₁,f₂,f₃为航天器单位质量所受非引力的三个分量。

2.一种计算机可读存储介质，包括指令，其特征在于，当所述指令在计算机上运行时，使所述计算机执行根据权利要求1所述的方法。

3.一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上的并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求1所述的方法。