[发明专利]一种运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补方法

摘要

本发明请求保护一种运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补方法，主要解决在卫星发射试验任务中，实时综合处理系统通过运载器主动飞行段结束后的初轨实时外推计算运载器在整个滑行段的飞行轨迹，实时填补运载器滑行段测量盲区的飞行弹道，展示运载器全程飞行态势，生成各类指挥决策支持信息，并实现测量设备全程引导。包括：1.提出了初轨弹道点选取策略。2.提出了初轨选优策略。3.确定了运载器滑行段轨道外推计算方法。4.制定了运载器飞行弹道填补方法。

主权项

1.一种运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补方法，其特征在于：包括以下步骤：101、首先对初轨弹道点进行选取，并对弹道值进行从发射系到地惯系的坐标转换，得到地惯系弹道点；步骤101中参与初轨弹道点选取的弹道有GNSS弹道和遥测惯组YCGZ弹道，初轨弹道点的选取采用人机结合的选取策略，具体为：首先，通过人机控制界面，在运载器滑行段内设置初轨计算弹道时间点tr，每设置一个弹道时间点，就重新选取弹道、重复后续步骤；其次，如果在人工控制界面中人工设置了初轨计算弹道时间点tr，就选取GNSS和YCGZ在人工设置时间点的弹道值，即OrbitGNSS(tr)、OrbitYCGZ(tr)；如果没有人工设置初轨计算时间点，就通过遥测时间参数TKzdgj判断主动段关机发生后15秒的GNSS和YCGZ弹道值，即OrbitGNSS(tr)、OrbitYCGZ(tr)，其中tr＝TKzdgj+15；然后，将选取的发射系下弹道Orbit_GNSS(t_r)、Orbit_YCGZ(t_r)转换到地心惯性坐标系下，得到地惯系下弹道值其中，IG(T0,tr)为发射系到地惯系的转换矩阵，是发射绝对时T0和相对飞行时tr的函数；102、其次利用地惯系弹道点计算运载器滑行段初轨，并进行运载器滑行段初轨选优；103、利用选优初轨GDXY进行实时轨道外推，计算得到运载器在当前飞行时刻的发射系弹道值Orbitex；104、利用步骤103得到的当前飞行时刻的发射系弹道值Orbitex，对需要填补的全程弹道进行填补。