[发明专利]一种基于组合偏差轨道预报的航天器测站引导计算方法

权利要求书

1.一种基于组合偏差轨道预报的航天器测站引导计算方法，其特征在于，具体按照如下步骤进行：

步骤1：根据自主控制程序和轨道动力学模型对自主控制航天器进行轨道预报，将预报结果记作航天器标称星历，利用标称星历计算出标称引导数据，即标称进站时间和方位、俯仰角；

步骤2：将空间环境偏差、动力学模型误差折算至控制偏差中，根据该控制偏差的范围，预报生成多条偏差星历；

步骤3：根据偏差星历计算出的偏差引导数据，并计算出偏差引导数据与标称进站点的角度差值和时间差值；

若某条偏差星历计算出的引导数据角度差值大于或等于天线的半波束范围，则在该偏差下，设备无法通过本方法进行引导捕获；

步骤4：根据偏差星历的引导数据，综合计算出引导信息；

步骤3具体为：计算第i条偏差星历对应的测站跟踪方位角、俯仰角，并插值出时，对应的历元时刻T_i和方位角，根据公式（12）、（13），计算出进站时刻偏差和进站方位角偏差：

（12），

（13），

若小于天线的半波束范围，则记录下该偏差星历对应的，进入步骤4；

若大于或等于天线的半波束范围，则插值计算出时，对应的历元时刻T_i和俯仰角，根据公式（14）、（15），计算出进站时刻偏差和进站方位角偏差；

（14），

（15），

若小于天线的半波束范围，则记录下该偏差星历对应的，进入步骤4；

若大于或等于天线的半波束范围，则该星历的偏差过大，不适于本方法；

步骤4具体为，根据如下公式(16)、(17)计算出进站最小和最大偏差时刻；

(16)，

(17)，

给地面站的引导信息，其中为理论进站时刻，、分别为天线等待方位和俯仰，、分别为等待时间的前沿和后沿。

2.根据权利要求1所述的一种基于组合偏差轨道预报的航天器测站引导计算方法，其特征在于，步骤1具体包括，在牛顿参考框架下，探测器的运动方程可写作如下公式（1）、（2）以及（3）：

在牛顿参考框架下，探测器的运动方程可写作：

(1)，

(2)，

(3)，

公式(1)中，为航天器位置，为航天器受到的二体引力和其他各类摄动力、为航天器自主控制过程受到的推力，给定探测器的初值状态和，通过积分上式即可得到探测器的标称星历，根据标称星历，可计算出地面站的标称引导数据。

3.根据权利要求2所述的一种基于组合偏差轨道预报的航天器测站引导计算方法，其特征在于，在步骤2中，所述多条偏差星历预报的计算具体为：

设偏差预报星历的总数为N；

将控制偏差加入公式（1）中，得到公式（4）：

（4），

其中，为不同的控制偏差，根据公式(4)计算出多条偏差星历。