CN102494686A - 一种卫星姿态轨道确定***及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种卫星姿态轨道确定***及方法，星上子***包含的姿态轨道确定模块从来自姿态轨道采集模块的卫星导航信号中获得伪距、伪距率和载波相位数据，利用伪距、伪距率和载波相位数据，生成星间相对位置信息、星间相对速度信息及三维位置信息，对三维位置信息和卫星星光仰角进行联邦滤波算法，生成卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息，利用卫星导航信号、卫星姿态角信息及卫星星光仰角，进行联合定姿，生成三轴角度，并对三轴角度进行最优估计，获得卫星的三轴姿态角度和三轴姿态角速度；姿轨控计算机根据姿态轨道确定模块输出的信息进行变轨和调姿控制。采用本发明的***及方法，能够提高定姿的精度和轨道确定的实时性。

Description

一种卫星姿态轨道确定***及方法

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，特别涉及一种卫星姿态轨道确定***及方法。

背景技术

图1为现有的卫星姿态轨道确定***的结构示意图。现结合图1，对现有的卫星姿态轨道确定***进行说明，具体如下：

现有的卫星姿态轨道确定***包括星上子***10和地面子***11。其中，星上子***10用以获取进行确定卫星轨道和确定卫星姿态的数据，并根据确定卫星姿态的数据完成卫星的定姿，将确定卫星轨道的数据下行传输至地面子***11；地面子***11根据现有的飞行动力学模型及确定卫星轨道的数据，进行定轨运算。

星上子***10包含惯性器件101、姿轨控计算机(AOCC)102、GPS接收机103、USB应答机104和激光测距***105；地面子***11包含地面测距站111和第一计算机112。其中，惯性器件101根据现有的惯性导航的姿态确定方程，对其所在的卫星进行定姿；姿轨控计算机102采集惯性器件101的数据，根据建立的原始动力学方程及采集到的数据获得定轨数据，按照预设的周期发送定轨数据至USB应答机104；全球定位***(GlobalPositioning System，GPS)接收机103将采集到的GPS位置数据按照预设的周期发送给USB应答机104；在星上子***10所在的卫星经过地面子***11的测控范围内时，USB应答机104通过无线射频通道，将定轨数据和GPS位置数据下传至地面子***11的地面测距站111；激光测距***105与地面测距站111建立通信链路，以便地面测距站111获得激光测距值；地面测距站111将定轨数据、GPS位置数据及激光测距值发送给第一计算机112；第一计算机112根据飞行动力学模型及接收到的数据进行定轨运算。其中，第一计算机112所进行的定轨计算是一个不断拟合迭代的数学计算过程，运算周期越长，得到的定轨结果的精度越高。

综上所述，现有的卫星姿态轨道确定***中，定轨结果需要依赖卫星与地面间的距离，并且定轨运算过程为地面子***完成复杂的数学运算过程，为了提高定轨精度，需要耗费较长的运算周期；单利用惯性器件完成定姿的精度不高，还有待进一步提高；一旦地面子***参与卫星轨道确定，无法保证定轨的实时性。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种卫星姿态轨道确定***，该***能够提高定姿的精度，实现轨道确定的实时性。

本发明的目的在于提供一种卫星姿态轨道确定方法，该方法能够提高定姿的精度，实现轨道确定的实时性。

为达到上述目的，本发明的技术方案具体是这样实现的：

一种卫星姿态轨道确定***，该***包含星上子***，所述星上子***包含：

姿态轨道信号采集模块，采集多种导航卫星星座的卫星导航信号、卫星姿态角信号及卫星星光仰角，输出卫星导航信号、卫星姿态角信号及卫星星光仰角至姿态轨道确定模块；

姿态轨道确定模块，从卫星导航信号中获得伪距、伪距率和载波相位数据，对伪距、伪距率和载波相位数据进行误差修正和差分运算，获得星间相对位置信息和星间相对速度信息，并输出至姿轨控计算机；

所述姿态轨道确定模块利用最小二乘最优估计算法及时空统一算法，根据伪距、伪距率和载波相位数据进生成三维位置信息，利用飞行动力学模型和联邦滤波算法，对三维位置信息和卫星星光仰角进行联邦滤波算法，生成卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息，并输出至姿轨控计算机；

所述姿态轨道确定模块利用卫星导航信号、卫星姿态角信息及卫星星光仰角，进行联合定姿，生成三轴角度，利用联邦滤波算法，对三轴角度进行最优估计，获得卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，并输出至姿轨控计算机；

所述姿轨控计算机根据接收到的星间相对位置信息、星间相对速度信息、卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息，输出变轨指令至执行模块，根据卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，输出调姿指令至执行模块；

执行模块，根据变轨指令调整***所在卫星的轨道，根据调姿指令调整***所在卫星的姿态。

较佳地，所述星上子***还包含：

星间通信模块，用以建立与进行合作的卫星间的通信链路，发送星间相对位置信息和星间相对速度信息，接收另一卫星的位置信息和其速度信息并转发给姿态轨道确定模块；

所述姿态轨道确定模块进一步根据另一卫星的位置信息和其速度信息，计算获得星间相对位置信息和星间相对速度信息，并输出至星间通信模块。

较佳地，该***还包含：

地面子***，利用通过无线通信链路接收到的卫星姿态信息和卫星轨道信息，生成卫星在轨飞行画面并输出；

所述星上子***的姿轨控计算机进一步根据变轨指令和调姿指令，生成卫星的姿态信息和卫星轨道信息并输出；

所述星上子***进一步包含：

卫星平台总线，建立姿轨控计算机与遥测模块间的数据传输通道；

遥测模块，通过平台总线，接收来自姿轨控计算机的卫星姿态信息和卫星轨道信息，并通过无线链路输出卫星姿态信号和卫星轨道信号。

上述***中，所述姿态轨道信号采集模块包含：

多模卫星导航GNSS接收机，采集多种导航卫星星座的卫星导航信息，并输出至姿态轨道确定模块；

惯性器件，采集卫星的卫星姿态角信号，并输出至姿态轨道确定模块；

星敏感器，采集卫星的卫星星光仰角及四元数姿态角，并输出至姿态轨道确定模块；

地球敏感器，采集卫星的卫星姿态角信息，并输出至姿态轨道确定模块；

所述多种导航卫星星座至少包含北斗卫星和全球定位***GPS卫星。

上述***中，所述姿态轨道确定模块包含：

数据生成单元，根据GNSS接收机输出的多种导航卫星星座的卫星导航信息，生成多种导航卫星星座的伪距、伪距率和载波相位数据，并输出至修正单元和时空统一单元；

修正单元，对接收到多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据进行星历误差修正、电离层延时校正、整周模糊度求解和周跳检测，将修正后的多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据输出至差分运算单元；

差分运算单元，利用相对轨道要素的模型，对修正后的多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据进行差分运算，获得星间相对位置信息和星间相对速度信息，输出至姿轨控计算机；

时空统一单元，根据多种导航卫星星座的伪距、伪距率和载波相位数据，利用七参数布尔萨转换公式完成坐标系的统一，将多种导航卫星星座的伪距、伪距率和载波相位数据的时间统一至协调世界时UTC，利用组合定位方程和最小二乘法逐次迭代，计算获得三维位置信息，输出至第一联邦滤波单元；

模型计算单元，生成卫星轨道动力学模型的状态方程，并输出至第一联邦滤波单元；

第一联邦滤波单元，利用三维位置信息、来自星敏感器的卫星姿态角信息、卫星轨道动力学模型的状态方程、GNSS测距的状态方程及星敏感器角度观测的状态方程，进行状态方程的求解，获得卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息，利用线性最小方差算法及预测算法，对卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息进行滤波，并输出至姿轨控计算机；

速率积分单元，对惯性器件输出的卫星姿态角信号进行速率积分，获得第一三轴角度信息，并输出至第二联邦滤波单元、第一联合定姿单元及第二联合定姿单元；

第一联合定姿单元，利用星敏感器输出的卫星星光仰角及四元数姿态角，对速率积分单元输出的第一三轴角度信息的误差进行校正，获得第二三轴角度信息并输出至第二联邦滤波器；

第二联合定姿单元，利用地球敏感器输出的卫星姿态角信息，对速率积分单元输出的第一三轴角度信息的误差进行校正，获得第三三轴角度信息并输出至第二联邦滤波器；

第二联邦滤波单元，利用联邦滤波算法的主滤波方程对第一增益、第二增益和第三增益进行调整，利用第一增益对第一三轴角度信息进行滤波，利用第二增益对第二三轴角度信息进行滤波，利用第三增益对第三三轴角度信息进行滤波，对滤波后的三个信息进行野值剔除，将剔除后的信息进行最优估计运算，获得卫星三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，并输出至姿轨控计算机。

较佳地，所述姿态轨道确定模块还包含：

第一预测单元，利用预设的预测算法，对第一联合定姿单元输出的第二三轴角度信息进行预测，输出预测的第二三轴角度信息至第一联合定姿单元，以便第一联合定姿单元对计算获得的第二三轴角度信息进行修正；

第二预测单元，利用预设的预测算法，对第二联合定姿单元输出的第三三轴角度信息进行预测，输出预测的第三三轴角度信息至第二联合定姿单元，以便第二联合定姿单元对计算获得的第三三轴角度信息进行修正。

上述***中，所述第二联邦滤波单元包含：

三个减法器，每一个减法器将接收到的第一三轴角度信息、第二三轴角度信息或第三三轴角度信息，与最优估计子单元输出的卫星三轴姿态角度进行减法计算，输出计算获得的差值至第一增益子单元、第二增益子单元或第三增益子单元；

第一增益子单元，根据第一增益，对第一三轴角度信息和来自最优估计子单元的卫星三轴姿态角度的差值进行滤波，输出滤波后的第一三轴角度信息至第一时间同步子单元；

第二增益子单元，根据第二增益，对第二三轴角度信息和来自最优估计子单元的卫星三轴姿态角度的差值进行滤波，输出滤波后的第二三轴角度信息至第一时间同步子单元；

第三增益子单元，根据第三增益，对第三三轴角度信息和来自最优估计子单元的卫星三轴姿态角度的差值进行滤波，输出滤波后的第三三轴角度信息至第一时间同步子单元；

第一时间同步子单元，将接收到滤波后的第一三轴角度信息、第二三轴角度信息及第三三轴角度信息输出至预处理子单元，并根据联邦滤波器的主滤波方程，计算第一误差、第二误差和第三误差，利用第一误差设置第一增益子单元的第一增益，利用第二误差设置第二增益子单元的第二增益，利用第三误差设置第三增益子单元的第三增益；

预处理子单元，根据预设的阈值，对接收到滤波后的第一三轴角度信息、第二三轴角度信息及第三三轴角度信息进行野值剔除，将剔除后的信息输出至最优估计子单元；

最优估计子单元，根据最优估计算法，对剔除后的信息进行运算，获得卫星三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，并输出至姿轨控计算机。

上述***中，所述第一联邦滤波单元包含：

信息分配子单元，根据信息守恒原则及主滤波器输出的误差评估结果，为第一子滤波器和第二子滤波器分配权值；

第一子滤波器，根据分配的权值、卫星轨道动力学模型的状态方程、GNSS测距的状态方程、三维位置信息及伪距，进行状态方程的求解，获得第一结果，利用来自主滤波器的预测值，对第一结果进行修正，输出修正后的第一结果至主滤波器；

第二子滤波器，根据分配的权值、卫星轨道动力学模型的状态方程、星敏感器角度观测的状态方程，进行状态方程的求解，获得第二结果，利用来自主滤波器的预测值，对第二结果进行修正，输出修正后的第二结果至主滤波器；

主滤波器，根据三维位置信息、修正后的第一结果和修正后的第二结果，利用预设的预测算法，获得预测值并输出至第一子滤波器和第二子滤波器，对修正后的第一结果和修正后的第二结果进行误差评估，输出误差评估结果至信息分配子单元，利用线性最小方差算法计算获得卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息，并输出至姿轨控计算机。

上述***中，所述地面子***包含：

接收模块，建立与星上子***的无线通信链路，将接收到的卫星姿态信息和卫星轨道信息输出至数据采集模块；

数据采集模块，解析卫星姿态信息和卫星轨道信息，获得星间相对位置信息、星间相对速度信息、卫星相对惯性系的位置信息、卫星相对惯性系的速度信息、卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，并输出至显示驱动模块；

显示驱动模块，利用画面生成工具、接收到的数据和信息，生成卫星在轨飞行画面并输出；

时间同步模块，输出时间戳至数据采集模块和显示驱动模块，同步数据采集模块和显示驱动模块接收到的数据。

一种卫星姿态轨道确定方法，该方法包括：

A、星上子***采集多种导航卫星星座的卫星导航信号、卫星姿态角度信号及卫星星光仰角；

B、星上子***从卫星导航信号中获得伪距、伪距率和载波相位数据，对伪距、伪距率和载波相位数据进行误差修正和差分运算，获得星间相对位置信息和星间相对速度信息；

星上子***利用最小二乘最优估计算法及时空统一算法，根据伪距、伪距率和载波相位数据进生成三维位置信息，利用飞行动力学模型和联邦滤波算法，对三维位置信息和卫星星光仰角进行联邦滤波算法，生成卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息；

星上子***利用卫星导航信号、卫星姿态角信息及卫星星光仰角，进行联合定姿，生成三轴角度，利用联邦滤波算法，对三轴角度进行最优估计，获得卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度；

C、星上子***利用星间相对位置信息、星间相对速度信息、卫星相对惯性系的位置信息、卫星相对惯性系的速度信息、卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，调整子卫星的轨道和卫星的姿态。

上述方法中，步骤B所述对伪距、伪距率和载波相位数据进行误差修正和差分运算包括：

B1、对多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据进行星历误差修正、电离层延时校正、整周模糊度求解和周跳检测，获得修正后的多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据；

B2、利用相对轨道要素的模型，对修正后的多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据进行差分运算，获得星间相对位置信息和星间相对速度信息。

上述方法中，步骤B所述利用最小二乘最优估计算法及时空统一算法，根据伪距、伪距率和载波相位数据生成三维位置信息包括：

B3、根据多种导航卫星星座的伪距、伪距率和载波相位数据，利用七参数布尔萨转换公式完成坐标系的统一；

B4、将多种导航卫星星座的伪距、伪距率和载波相位数据的时间统一至协调世界时UTC；

B5、利用组合定位方程和最小二乘法逐次迭代，计算获得三维位置信息。

上述方法中，步骤B所述利用卫星导航信号、卫星姿态角信息及卫星星光仰角，进行联合定姿，生成三轴角度包括：

B6、对惯性器件输出的卫星姿态角信号进行速率积分，获得第一三轴角度信息；

B7、利用星敏感器输出的卫星星光仰角及四元数姿态角，对第一三轴角度信息的误差进行校正，获得第二三轴角度信息；

B8、利用地球敏感器输出的卫星姿态角信息，对第一三轴角度信息的误差进行校正，获得第三三轴角度信息。

由上述的技术方案可见，本发明提供了一种卫星姿态轨道确定***及方法，本发明的***及方法中，不再完全依赖GNSS接收机进行定位，而是引入了惯性器件、星敏感器和地球敏感器采集的信息，以辅助GNSS接收机，实现联合自主导航，改变了以地面为主的卫星定姿和定轨方式，使卫星可以在脱离地面站的情况下自主的实现实时的高精度和高可靠的定轨和定姿。

附图说明

图1为现有的卫星姿态轨道确定***的结构示意图。

图2为本发明卫星姿态轨道确定***的结构示意图。

图3为本发明姿态轨道确定模块的结构示意图。

图4为本发明姿态轨道确定方法的流程图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案、及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。

图2为本发明卫星姿态轨道确定***的结构示意图。现结合图2，对本发明卫星姿态轨道确定***进行说明，具体如下：

本发明的卫星姿态轨道确定***的定轨和定姿全部在星上子***上实现。星上子***包含：姿态轨道信号采集模块20、姿态轨道确定模块21、姿轨控计算机22和执行模块23。

姿态轨道信号采集模块20采集多种导航卫星星座的卫星导航信号、卫星姿态角信号及卫星星光仰角，并输出至姿态轨道确定模块21。其中，本发明提及的多种导航卫星星座至少为北斗(COMPASS)卫星和GPS卫星，卫星导航信号还可为GALILEO、GLONASS等多种体制的导航信号，在此不再一一赘述。姿态轨道信号采集模块20可通过422接口(图2中未示出)连接姿态轨道确定模块21。其中，姿态轨道信号采集模块20采集获得的卫星导航信号至少包含伪距、伪距率和载波相位。

姿态轨道确定模块21从卫星导航信号中获得伪距、伪距率和载波相位数据，对伪距、伪距率和载波相位数据进行误差修正和差分运算，获得星间相对位置信息和星间相对速度信息，并输出至姿轨控计算机22。

姿态轨道确定模块21利用最小二乘最优估计算法及时空统一算法，根据伪距、伪距率和载波相位数据进生成三维位置信息，利用飞行动力学模型和联邦滤波算法，对三维位置信息和来自姿态轨道信号采集模块20的卫星星光仰角进行联邦滤波算法，生成卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息，并输出至姿轨控计算机22。

姿态轨道确定模块21利用卫星导航信号、卫星姿态角信息及卫星星光仰角，进行联合定姿，生成三轴角度，利用联邦滤波算法，对三轴角度进行最优估计，获得卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，并输出至姿轨控计算机22。

姿轨控计算机22根据接收到的星间相对位置信息、星间相对速度信息、卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息，输出变轨指令至执行模块，根据卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，输出调姿指令至执行模块23。

执行模块23根据变轨指令调整***所在卫星的轨道，根据调姿指令调整***所在卫星的姿态。

为了实现卫星之间的高精度相对定位，本发明的星上子***还包含：星间通信模块24；星间通信模块24用以建立与进行合作的卫星间的通信链路，发送和接收星间相对位置信息和星间相对速度信息，具体地，星间通信模块24通过通信链路获取另一卫星的位置；姿态轨道确定模块22进一步将自身位置与另一卫星的位置进行差分运算来求解卫星之间的相对位置，并可进一步将计算获得的星间相对位置信息和星间相对速度信息输出至星间通信模块24。

为了能够更加直观的显示卫星在轨飞行的运动状况，本发明的卫星姿态轨道确定***还包含一地面子***。其中，地面子***利用无线通信链路接收到的卫星姿态信息和卫星轨道信息，生成卫星在轨飞行画面并输出；星上子***的姿轨控计算机22根据变轨指令和调姿指令，生成卫星的姿态信息和卫星轨道信息，并通过卫星平台总线输出至遥测模块25；遥测模块25接收来自姿轨控计算机22的卫星姿态信息和卫星轨道信息，并通过无线链路输出卫星姿态信号和卫星轨道信号至地面子***。

其中，地面子***生成卫星在轨飞行画面所需的信息，至少包括：当前星上时间、基于惯性系的三轴坐标值与速率值、基于轨道坐标系的三轴姿态角与角速率、卫星飞行高度、经度、维度等，这些信息都可通过遥测模块25，从姿轨控计算机22获得，在此不再赘述每一信息的具体获取方法。姿轨控计算机22接收到姿态轨道确定模块21的数据后，一方面用来作为姿态轨道控制的输入，另一方面，周期性的将数据打包后经过遥测模块25下传至地面子***。

本发明的卫星平台总线可采用1553B平台总线。

为了达到最优的定位效果，本发明的姿态轨道信号采集模块20兼容了多种导航卫星星座信号的接收机，提高了导航星的数目，降低精度稀释因子，提高了***的冗余度和可靠性。其中，姿态轨道信号采集模块20包含：全球卫星导航***(Global Navigation Satellite System，GNSS)接收机201、星敏感器202、地球敏感器203和惯性器件204。

GNSS接收机201采集北斗卫星和GPS卫星的卫星导航信息，并输出至姿态轨道确定模块21。其中，北斗卫星的卫星导航信号为COMPASS体制，GPS卫星的卫星导航信号为GPS体制。姿态轨道信号采集模块20包含的GNSS接收机201直接采集到的信号为导航电文，电文中包含了许多信息，比如，导航卫星星座中各个导航卫星星座的星历数据、时间信息、伪距、伪距率和载波相位，上述信息都是经过加密的，GNSS接收机201在获取到一帧导航电文之后，需先进行解密再输出至姿态轨道确定模块21。

星敏感器202采集卫星的卫星星光仰角及四元数姿态角，并输出至姿态轨道确定模块21。地球敏感器203采集卫星的卫星姿态角信息，并输出至姿态轨道确定模块22。惯性器件204采集卫星的卫星姿态角信号，并输出至姿态轨道确定模块22。其中，星敏感器202、地球敏感器203和惯性器件204可采用现有的元器件，在此不再对上述元器件的结构进行赘述。

图3为本发明的姿态轨道确定模块的结构示意图。现结合图3，对本发明姿态轨道确定模块进行说明，具体如下：

本发明的姿态轨道确定模块21包含：数据生成单元210、修正单元211、差分运算单元212、时空统一单元213、模型计算单元214、第一联邦滤波单元215、速率积分单元216、第一联合定姿单元217、第二联合定姿单元218和第二联邦滤波器219。

数据生成单元210根据GNSS接收机201输出的多种导航卫星星座的卫星导航信息，生成多种导航卫星星座的伪距、伪距率和载波相位数据，并输出至修正单元211和时空统一单元213。具体地，数据生成单元210按照多种导航卫星星座所支持的协议，比如，GPS所支持的协议和北斗卫星所支持的协议，将GNSS接收机201输出的解密后的电文中的伪距、伪距率和载波相位提取出来。

修正单元211对接收到多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据进行星历误差修正、电离层延时校正、整周模糊度求解和周跳检测，将修正后的多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据输出至差分运算单元212。

差分运算单元212利用相对轨道要素的模型，对修正后的多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据进行差分运算，获得星间相对位置信息和星间相对速度信息，输出至姿轨控计算机22。

时空统一单元213根据多种导航卫星星座的伪距、伪距率和载波相位数据，利用七参数布尔萨转换公式完成坐标系的统一，将多种导航卫星星座的伪距、伪距率和载波相位数据的时间统一至协调世界时UTC，利用组合定位方程和最小二乘法逐次迭代，计算获得三维位置信息，输出至第一联邦滤波单元215。

模型计算单元214生成卫星轨道动力学模型的状态方程，并输出至第一联邦滤波单元215。具体地，模型计算单元214利用基于推广卡尔曼滤波的序贯处理方法生成卫星轨道动力学模型的状态方程，比如，基于推广卡尔曼滤波的序贯处理方法包括：选取前M时刻的M个位置值(M＜10)作为初值，定义协方差矩阵P0；对前M个值做线性最小方差处理，得到当前时刻位置的估计值；按照推广卡尔曼滤波的步骤，根据P0和前M时刻的值得到状态转移矩阵和新的协方差矩阵P1；以此类推，利用前M-1个值和当前估计值，当前状态转移矩阵可以得到下一时刻的位置估值；根据协方差矩阵P1和下一时刻的位置估值可以得到新的协方差矩阵P2和新的状态转移矩阵。为了提高精度，可使上述协方差逐步趋近于零。

第一联邦滤波单元215利用三维位置信息、来自星敏感器202的卫星姿态角信息、卫星轨道动力学模型的状态方程、GNSS测距的状态方程及星敏感器角度观测的状态方程，进行状态方程的求解，获得卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息，利用线性最小方差算法及预测算法，对卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息进行滤波，并输出至姿轨控计算机22。

速率积分单元216对惯性器件输出的卫星姿态角信号进行速率积分，获得第一三轴角度信息，并输出至第二联邦滤波单元219、第一联合定姿单元217及第二联合定姿单元218。

第一联合定姿单元217利用星敏感器202输出的卫星星光仰角及四元数姿态角，对速率积分单元216输出的第一三轴角度信息的误差进行校正，获得第二三轴角度信息并输出至第二联邦滤波器219。

之所以采用联合定姿，就是利用惯性器件204输出的卫星姿态角信息的实时性和星敏感器202输出的角度信息的低误差进行相互弥补，在保证实时性的情况下，降低惯性器件204采集到的卫星姿态角信息的高误差，既解决了星敏感器202的周期长、实时性差的问题，又解决了惯性器件204的累计误差大的问题。

第二联合定姿单元218利用地球敏感器203输出的卫星姿态角信息，对速率积分单元216输出的第一三轴角度信息的误差进行校正，获得第三三轴角度信息并输出至第二联邦滤波器219。

之所以采用联合定姿，就是利用惯性器件204输出的卫星姿态角信息的实时性和地球敏感器203输出的角度信息的低误差进行相互弥补，在保证实时性的情况下，降低惯性器件204采集到的卫星姿态角信息的高误差，既解决了地球敏感器203的周期长、实时性差的问题，又解决了惯性器件204的累计误差大的问题。

第二联邦滤波单元219利用联邦滤波算法的主滤波方程对第一增益、第二增益和第三增益进行调整，利用第一增益对第一三轴角度信息进行滤波，利用第二增益对第二三轴角度信息进行滤波，利用第三增益对第三三轴角度信息进行滤波，对滤波后的三个信息进行野值剔除，将剔除后的信息进行最优估计运算，获得卫星三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度并输出至姿轨控计算机22。

为了提高姿态确定的精度，姿态轨道确定模块21还包含：第一预测单元220和第二预测单元221。

第一预测单元220利用预设的预测算法，对第一联合定姿单元217输出的第二三轴角度信息进行预测，输出预测的第二三轴角度信息至第一联合定姿单元217，以便第一联合定姿单元217对计算获得的第二三轴角度信息进行修正。其中，利用预测值进行修正就是判断计算获得的数值是否在预测值的一阈值范围内，如果是，则输出计算值至第二联邦滤波器219，否则不输出任何数据。

第二预测单元221利用预设的预测算法，对第二联合定姿单元218输出的第三三轴角度信息进行预测，输出预测的第三三轴角度信息至第二联合定姿单元218，以便第二联合定姿单元218对计算获得的第三三轴角度信息进行修正。其中，利用预测值进行修正就是判断计算获得的数值是否在预测值的一阈值范围内，如果是，则输出计算值至第二联邦滤波器219，否则不输出任何数据。

本发明的第二联邦滤波单元219包含：三个减法器2190、第一增益子单元2191、第二增益子单元2192、第三增益子单元2193、第一时间同步子单元2194、预处理子单元2195和最优估计子单元2196。

三个减法器2190中的每一个减法器将接收到的第一三轴角度信息、第二三轴角度信息或第三三轴角度信息，与最优估计子单元2196输出的卫星三轴姿态角度进行减法计算，输出计算获得的差值至第一增益子单元2191、第二增益子单元2192或第三增益子单元2193。

第一增益子单元2191根据第一增益，对第一三轴角度信息和来自最优估计子单元2196的卫星三轴姿态角度的差值进行滤波，输出滤波后的第一三轴角度信息至第一时间同步子单元2194。

第二增益子单元2191根据第二增益，对第二三轴角度信息和来自最优估计子单元2196的卫星三轴姿态角度的差值进行滤波，输出滤波后的第二三轴角度信息至第一时间同步子单元2194。

第三增益子单元2193根据第三增益，对第三三轴角度信息和来自最优估计子单元2196的卫星三轴姿态角度的差值进行滤波，输出滤波后的第三三轴角度信息至第一时间同步子单元2194。

第一时间同步子单元2194将接收到滤波后的第一三轴角度信息、第二三轴角度信息及第三三轴角度信息输出至预处理子单元2195，并根据联邦滤波器的主滤波方程，计算第一误差、第二误差和第三误差，利用第一误差设置第一增益子单元2191的第一增益，利用第二误差设置第二增益子单元2192的第二增益，利用第三误差设置第三增益子单元2193的第三增益。

预处理子单元2195根据预设的阈值，对接收到滤波后的第一三轴角度信息、第二三轴角度信息及第三三轴角度信息进行野值剔除，将剔除后的信息输出至最优估计子单元2196。

最优估计子单元2196根据最优估计算法，对剔除后的信息进行运算，获得卫星三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，并输出至姿轨控计算机22。最优估计子单元2196还利用卫星轨道动力学模型的状态方程的输出结果，计算获得卫星三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度。

本发明的第一联邦滤波单元包含：信息分配子单元、第一滤波器、第二滤波器和主滤波器。其中，信息分配子单元连接主滤波器、第一滤波器和第二滤波器；第一滤波器连接时空统一单元213和模型计算单元214；第二滤波器连接模型计算单元214和星敏感器202；主滤波器连接时空统一单元213、第一滤波器、第二滤波器和信息分配子单元。

信息分配子单元根据信息守恒原则及主滤波器输出的误差评估结果，为第一子滤波器和第二子滤波器分配权值。其中，权值是信息融合技术中的一个概念；将多个源采集的同类信息，如从星敏感器202、地球敏感器203和惯性器件204采集到的姿态角，经过现有的融合计算得到一个精度更高的值，就属于信息融合；这种情况下，不能对各个源的信息进行简单的求平均，而是要根据各自的误差水平，让不同源的数据分别乘以大小不同的系数，然后再相加，这个大小不同的系数就是权值，并且权值不是一个固定值。主滤波器在每次完成计算后会对各种源的数据进行误差评估，将误差评估结果发送给信息分配子单元，信息分配子单元再根据误差评估结果，给误差小的源分配一个大的权值，给误差大的源分配一个小的权值。各种源的数据为主滤波器接收到的修正后的第一结果和修正后的第二结果。

第一子滤波器根据分配的权值、来自模型计算单元214的卫星轨道动力学模型的状态方程、来自模型计算单元214的GNSS测距的状态方程、来自时空统一单元213的三维位置信息及伪距，进行状态方程的求解，获得第一结果，利用来自主滤波器的预测值，对第一结果进行修正，输出修正后的第一结果至主滤波器。其中，模型计算单元214可根据卫星轨道动力学模型的状态方程和GNSS接收机的测距信息，建立GNSS测距的状态方程。

第二子滤波器根据分配的权值、来自模型计算单元214的卫星轨道动力学模型的状态方程、来自模型计算单元214的星敏感器角度观测的状态方程，进行状态方程的求解，获得第二结果，利用来自主滤波器的预测值，对第二结果进行修正，输出修正后的第二结果至主滤波器。其中，模型计算单元214可根据卫星轨道动力学模型的状态方程和星敏感器202的角度信息，建立星敏感器角度观测的状态方程。

主滤波器根据三维位置信息、修正后的第一结果和修正后的第二结果，利用预设的预测算法，获得预测值并输出至第一子滤波器和第二子滤波器，利用线性最小方差算法计算获得卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息，并输出至姿轨控计算机22。

本发明的地面子***包含：接收模块26、数据采集模块27、显示驱动模块28和时间同步模块29；其中，上述模块通过RTI接口实现数据交互。数据采集模块27与显示驱动模块28通过TCP/IP协议建立连接功能，用以进行数据传输的通道可采用WINDOWS***的SOCKET通道。

接收模块26建立与星上子***的无线通信链路，将接收到的卫星姿态信息和卫星轨道信息输出至数据采集模块27。接收模块26可经过无线数传通道或网关接收来自星上子***的数据。

数据采集模块27解析卫星姿态信息和卫星轨道信息，获得星间相对位置信息、星间相对速度信息、卫星相对惯性系的位置信息、卫星相对惯性系的速度信息、卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，并输出至显示驱动模块28。

显示驱动模块28利用画面生成工具、接收到的数据和信息，生成卫星在轨飞行画面并输出。其中，显示驱动模块28利用STK工具提供的CONNECT编程接口实时驱动动画场景更新，以近景三维画面、远景三维画面、二维画面、动力学参数列表等窗口的形式显示卫星最新的在轨飞行状况。

时间同步模块29输出时间戳至数据采集模块27和显示驱动模块28，同步数据采集模块27和显示驱动模块28接收到的数据。具体地，时间同步模块29控制显示驱动模块28的起始和步长，确保其显示的数据是当前最新的飞行参数，在网络发生异常导致动画显示滞后的情况下，控制数据采集模块27丢弃异常时间内的数据，重新采集最新的数据提供给显示驱动模块28。每隔一定周期，时间同步模块29以时间戳的形式向各模块广播当前时间，并判断各模块是否滞后，作为进行同步处理的依据。

为了保证显示画面的流畅性，本发明的地面子***还包含一预报模块，预报模块在两次数据接收之间，根据上一次的轨道数据和当前的环境参数，预测并输出两次数据接收时间间隔内的卫星轨道位置至显示驱动模块28，确保画面流畅不间断；时间同步模块29还进一步连接预报模块，在两次数据采集间隔内控制预报模块的轨道预报功能的开启和关闭。

图4为本发明卫星姿态轨道确定方法的流程图。现结合图4，对本发明卫星姿态轨道确定方法进行说明，具体如下：

步骤401：星上子***采集多种导航卫星星座的卫星导航信号、卫星姿态角度信号及卫星星光仰角；

星上子***的姿态轨道信号采集模块20采集获得多种导航卫星星座的卫星导航信号、卫星姿态角度信号及卫星星光仰角。

步骤402：星上子***计算生成星间相对位置信息、星间相对速度信息、卫星相对惯性系的位置信息、卫星相对惯性系的速度信息、卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度；

其中，星上子***对伪距、伪距率和载波相位数据进行误差修正和差分运算，获得星间相对位置信息和星间相对速度信息。具体为：

步骤4021，对多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据进行星历误差修正、电离层延时校正、整周模糊度求解和周跳检测，获得修正后的多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据；步骤4022，利用相对轨道要素的模型，对修正后的多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据进行平滑与差分运算，获得星间相对位置信息和星间相对速度信息。

其中，电离层延时修正可采用模型修正法，模型采用单层模型，默认电离层分布在距离地面H_iono的无限薄层上。电磁波经过电离层时由于折射的变化率引起的传播路径的延迟为：

${\mathrm{\δ}}_p=-40.28\frac{1}{f^2}\∫\mathrm{Nds}---\left(1\right)$

令N_∑＝∫Nds为电磁波传播路径上的电子总量，则其相位延迟为：

时间延迟为：

假设传播路径与接收机的地心向径夹角为θ，将(1)中沿传播路径的积分改为沿地心向径的积分，根据单层模型的特性，有：

${\mathrm{\δ}}_p=-40.28\frac{1}{f^2}\underset{H}{\∫}\frac{N}{\cos \mathrm{\θ}}\mathrm{dh}=-40.28\frac{N_{\mathrm{\Σ}}}{f^2\cos {\mathrm{\θ}}^{\′}}---\left(4\right)$

其中，θ′为传播路径与电离层交点处观测卫星的天顶距，满足

$\sin {\mathrm{\θ}}^{\′}=\frac{R_e+H_{\mathrm{iono}}}{R_e}\sin (\mathrm{\π}-{\mathrm{\θ}}_0)---\left(5\right)$

上述单层模型中，电离层白天总电子量可表示为地方时的余弦函数，夜间近似为一常数，即：

$N_{\mathrm{\&Sigma;}}=\left\{\begin{array}{c}{N}_0+N\cos \left(\frac{t-14}{12}\mathrm{\&pi;}\right),8:00<t<20:00\\ N_0\end{array}\right.---\left(6\right)$

其中，整周模糊度求解具体为：建立n个历元内所观测卫星的所有双差方程组，即：

$\left[\begin{array}{cccccc}{A}_1& 0& L& & 0& E\\ 0& A_2& & & & E\\ M& & O& & & M\\ & & & & & \\ & & & A_{n-1}& & \\ 0& L& & 0& A_n& E\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{X}_1\\ X_2\\ M\\ \\ X_n\\ N\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{L}_1\\ L_2\\ M\\ \\ \\ L_N\end{array}\right]---\left(7\right)$

式中A_n为第n个历元的双差方程组系数矩阵；X_n为第n历元得到的三维位置坐标向量；N为载波相位的整周模糊度向量；E为单位矩阵。

为了降低运算复杂度，需对上式进行简化。对系数矩阵A_i进行QR分解A_i＝Q(i)R(i)，将分解得到的Q(i)的子矩阵做转置变换，左乘式(7)，得到：

[Q(i)²]^T·L_i＝[Q(i)²]^T·λN+[Q(i)²]^T·ε_i    (8)

进而得到模糊度的浮点解为：

$\hat{N}=\frac{1}{\mathrm{\&lambda;}}{\left[q{(1;m)}^T{Q}_q^{-1}q(1;m)\right]}^{-1}\left[q{(1;m)}^T{Q}_q^{-1}l(1;m)\right]---\left(9\right)$

其相应的协因数为：

$Q_{\hat{N}}={\left[q{(1;m)}^T{Q}_q^{-1}q(1;m)\right]}^{-1}---\left(10\right)$

在上述解的基础上，利用LAMBDA对模糊度进行搜索，步骤如下：方差协方差阵Z变换(降相关变换)；浮点解分解整数部分和小数部分；浮点解小数部分进行变换；设置搜索提供的候选解个数；计算搜索范围的大小；求解浮点解小数部分进行Z变换后对应的固定解；求解浮点解的固定解。可采用现有的搜索方法进行模糊度搜索，在此不再对具体方法进行赘述。

其中，周跳检测方法具体为：采用多普勒频移法，即载波相位变化率，进行周跳检测。建立下列关于载波相位的多项式模型：

其中，式(12)中不包含ΔN的等式为周跳前的计算公式，包含ΔN的等式为周跳后的计算公式。

选取5个历元的载波相位观测值及其变化率：

假设前4个历元的载波相位值没有周跳，用来探测第5个历元的载波相位是否发生周跳，建立如下误差方程：F＝AX+v    (12)

其中，X＝[a₀，a₁，a₂，a₃，ΔN]^T，

$A=\left[\begin{array}{ccccc}1& t_1& t_1^2& t_1^3& 0\\ 1& t_2& t_2^2& t_2^3& 0\\ 1& t_3& t_3^2& t_3^3& 0\\ 1& t_4& t_4^2& t_4^3& 0\\ 1& t_5& t_5^2& t_5^3& 0\\ 0& 1& {2t}_1& {3t}_1^2& 0\\ 0& 1& 2t_2& {3t}_2^2& 0\\ 0& 1& 2t_3& {3t}_3^2& 0\\ 0& 1& 2t_4& {3t}_4^2& 0\\ 0& 1& 2t_5& 3t_5^2& 0\end{array}\right]$

根据最小二乘算法，X＝(A^TA)^-1A^TF，确定一个阈值ε，若|ΔN|＞ε，则说明第5个历元的载波相位观测值存在周跳，周跳估值为ΔN。

步骤4021采用上述方法，对伪距和载波相位数据进行修正，以提高定轨的精度。

步骤4022中的相对轨道要素的模型的建立方法如下：

首先，定义相对位置和相对速度为相对轨道状态矢量，记为

主星的轨道要素记为e(t)，通过Taylor级数展开，可以得到主星和目标星的轨道要素差，即相对轨道要素，记为δe(t)。通过坐标转换矩阵得到相对轨道状态矢量和相对轨道要素之间的关系。

主星的角速度在轨道坐标系中表示为：

Ω＝Ω_re_x+Ω_te_y+Ω_ne_z    (13)

其中，Ωr、Ωt、Ωn分别为径向角速度、切向角速度、副法向角速度。

主星和目标星的位置和速度在主星轨道坐标系中的分量列阵为：

(r_c)_o＝Re_x

${\left(V_c\right)}_o=\left(\stackrel{\&CenterDot;}{R}\right)e_x+\left(R{\mathrm{\&Omega;}}_n\right)e_y+(-R{\mathrm{\&Omega;}}_t)e_z=\left(V_r\right)e_x+\left(V_t\right)e_y+\left(V_n\right)e_z$

(r_a)_o＝(r_c+r)_o＝(R+x)e_x+ye_y+ze_z

${\left(V_a\right)}_o=(V_r+\stackrel{\&CenterDot;}{x}-y{\mathrm{\&Omega;}}_n+z{\mathrm{\&Omega;}}_t)e_x+(V_t+\stackrel{\&CenterDot;}{y}+x{\mathrm{\&Omega;}}_n-z{\mathrm{\&Omega;}}_r)e_y+(V_n+\stackrel{\&CenterDot;}{z}-x{\mathrm{\&Omega;}}_t+y{\mathrm{\&Omega;}}_r)e_z$

其中，rc和ra分别表示主星和目标星的地心距矢量，Vc和Va分别表示主星和目标星的速度矢量，r表示目标星相对主星的位置矢量，R表示中心卫星的地心距，Vr、Vt和Vn分别表示径向速度、切向速度和副法向速度，x，y，z，

表示相对位置和相对速度的分量列阵，即状态矢量。

令目标星和主星的平均轨道要素差，即相对平均轨道要素

为***状态向量，则相对运动方程为

其中，

为相对平均轨道要素的转换矩阵，采用星间相对距离(r)、方位角和俯仰角(θ)作为测量值，测量值与星间瞬时相对位置(x，y，z)的关系如下：

根据星间瞬时相对位置与相对平均轨道要素的关系，可以得到测量值与状态向量之间的关系，也就得出了测量方程，进而得到相对轨道要素的模型，写成如下形式：

其中，ω(t)和v(t)分别为***噪声和测量噪声；∑(t)为平均轨道要素到运动状态的转移矩阵，D(t)为平均轨道要素到瞬时轨道要素的转移矩阵。从相对轨道要素的模型可以看出，状态向量是相对平均轨道要素，对应着维持编队构型而实施的控制；测量值是星间相对距离和方位，对应着相对定轨中的瞬时测量，因此，该模型能够将控制所需的相对平均轨道状态和测量得到的相对瞬时轨道状态统一起来，解决了在摄动影响下卫星编队飞行相对定轨中控制和测量的矛盾。

步骤4022中的差分运算即为对伪距和载波相位进行平滑处理。其中，采用载波相位平滑伪距，平滑方法为：

其中ρ_s，k为k时刻载波相位平滑伪距，M为平滑时间常数，取20～100。

其中，星上子***利用最小二乘最优估计算法及时空统一算法，根据伪距、伪距率和载波相位数据进生成三维位置信息，利用飞行动力学模型和联邦滤波算法，对三维位置信息和卫星星光仰角进行联邦滤波算法，生成卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息。具体为：

步骤4023，根据多种导航卫星星座的伪距、伪距率和载波相位数据，利用七参数布尔萨转换公式完成坐标系的统一；步骤4024，将多种导航卫星星座的伪距、伪距率和载波相位数据的时间统一至协调世界时UTC；步骤4025，利用组合定位方程和最小二乘法逐次迭代，计算获得三维位置信息；步骤4026，利用飞行动力学模型和联邦滤波算法，对三维位置信息和卫星星光仰角进行联邦滤波算法，生成卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息。

其中，步骤4023中进行坐标系的统一的方法为：

在历元时刻建立观测方程如下：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\&rho;}}_{\mathrm{GPS}}^i=\sqrt{{(X_{\mathrm{GPS}}^i-x)}^2+{(Y_{\mathrm{GPS}}^i-y)}^2+{(Z_{\mathrm{GPS}}^i-z)}^2}+{\mathrm{c\&Delta;t}}_{\mathrm{GPS}}\\ {\mathrm{\&rho;}}_{\mathrm{COMPASS}}^j=\sqrt{{(X_{\mathrm{COMPASS}}^j-x)}^2+{\left(Y_{\mathrm{COMPASS}}^j\right)}^2+{(Z_{\mathrm{COMPASS}}^j-z)}^2}+{\mathrm{c\&Delta;t}}_{\mathrm{COMPASS}}\end{array}\right.---\left(18\right)$

其中，(x，y，z)^T为需要求得的三维位置信息，为第i颗GPS卫星在WGS-84坐标系下的三维位置信息，为第j颗北斗卫星在CGS2000坐标系下的三维位置信息，cΔt_GPS、cΔt_COMPASS分别为时钟偏差引起的距离误差，等式左侧的参数表示实际的观测距离。

由于坐标系不统一，需要利用七参数布尔萨转换公式完成直角坐标系的原点平移和坐标轴旋转，实现坐标系的统一。转换公式如下：

$\left[\begin{array}{c}{X}^{\&prime;}\\ Y^{\&prime;}\\ Z^{\&prime;}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}\mathrm{\&Delta;X}\\ \mathrm{\&Delta;Y}\\ \mathrm{\&Delta;Z}\end{array}\right]+(1+k)\left[\begin{array}{ccc}1& {\mathrm{\&Omega;}}_z& -{\mathrm{\&Omega;}}_Y\\ -{\mathrm{\&Omega;}}_z& 1& -{\mathrm{\&Omega;}}_X\\ {\mathrm{\&Omega;}}_Y& {\mathrm{\&Omega;}}_X& 1\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}X\\ Y\\ Z\end{array}\right]---\left(19\right)$

步骤4024中，虽然将两种信号的时间统一至UTC协调世界时，但各***的时钟频率之间也存在偏差，同时两种接收机的传输也有时延偏差，因此，步骤4025中，可利用组合定位算法和最小二乘迭代算法，求解三维位置信息，具体如下：

通过时空统一化处理，观测方程可统一成如下形式：

${\mathrm{\&rho;}}_i^j=R_i^j+c{\mathrm{\&Delta;t}}_i=\sqrt{{(X_i^j-x)}^2+{(Y_i^j-y)}^2+{(Z_i^j-z)}^2}+{\mathrm{c\&Delta;t}}_i---\left(20\right)$

所需解算的未知量包括三维位置信息和GPS、COMPASS连个***的时钟偏差，共5个未知量，因此，要实现最终的解算必须同时观测到5颗以上的导航星。

假设观测到m颗GPS卫星和n颗北斗卫星，m和n均为自然数，则组合定位方程可描述为下列形式：

AX＝B    (21)

其中， $A=\left[\begin{array}{cccccc}{a}_x^1& a_y^1& a_z^1& 1& 0& 0\\ & & L& L& & \\ a_x^m& a_y^m& a_z^m& 1& 0& 0\\ a_x^{m+1}& a_x^{m+1}& a_x^{m+1}& 0& 1& 0\\ & & L& L& & \\ a_x^{m+n}& a_x^{m+n}& a_x^{m+n}& 0& 1& 0\end{array}\right],$ $a_x^j=\frac{x-X_i^j}{R_i^j},$ $a_y^j=\frac{y-Y_i^j}{R_i^j},$ $a_x^j=\frac{z-Z_i^j}{R_i^j},$

X＝(Δx，Δy，Δz，cΔt_GPS，cΔt_COMPASS)^T， $B=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\&rho;}}_{\mathrm{GPS}}^1-R_{\mathrm{GPS}}^1\\ L\\ {\mathrm{\&rho;}}_{\mathrm{GPS}}^m-R_{\mathrm{GPS}}^m\\ {\mathrm{\&rho;}}_{\mathrm{COMPASS}}^{m+1}-R_{\mathrm{GPS}}^{m+1}\\ L\\ {\mathrm{\&rho;}}_{\mathrm{COMPASS}}^{m+n}-R_{\mathrm{COMPASS}}^{m+n}\end{array}\right]$

利用最小二乘法逐次迭代，直至误差量小于预先设定的范围，即可得到当前的三维位置信息X＝(A^TA)^-1A^TB。

步骤4026中进行联邦滤波算法具体为：

步骤40261，建立卫星轨道动力学模型状态方程，具体为：

$\stackrel{\&CenterDot;}{X}\left(t\right)=f_1(X\left(t\right),t)+W\left(t\right)---\left(22\right)$

其中， $X\left(t\right)={(x,y,z,\stackrel{\&CenterDot;}{x},\stackrel{\&CenterDot;}{y},\stackrel{\&CenterDot;}{z})}^T;$ W(t)为状态噪声；f(X(t)，t)＝[v_x，v_y，v_z，f_x(X(t)，t)，f_y(X(t)，t)，f_z(X(t)，t)]； $f_x(X\left(t\right),t)=-\mathrm{\&mu;}\frac{x}{r^3}+\frac{\&PartialD;R}{\&PartialD;x}+f_{\mathrm{dx}};$ $f_y(X\left(t\right),t)=-\mathrm{\&mu;}\frac{y}{r^3}+\frac{\&PartialD;R}{\&PartialD;y}+f_{\mathrm{dy}};$ $f_z(X\left(t\right),t)=-\mathrm{\&mu;}\frac{z}{r^3}+\frac{\&PartialD;R}{\&PartialD;z}+f_{\mathrm{dz}};$

R为地球非球形摄动力，具体为：

步骤40262，建立GNSS测距状态方程，具体为：

第i个卫星提供的测距信息为：

$S_{1i}=\sqrt{{(X_{B1}-x)}^2+{(Y_{B1}-y)}^2+{(Z_{B1}-z)}^2}+{\mathrm{\&epsiv;}}_i---\left(23\right)$

将上式表示为状态方程：

S₁(t_k)＝f₂(X(t_k)，t_k)+V₁(t_k)     (24)

步骤40263，建立星敏感器角度观测信息的状态方程，具体为：

通过星敏感器测得的恒星方向和地球敏感器测得的地平线方向，可以得到当前时刻卫星的星光仰角；根据上述模型，可得：

$\mathrm{\&gamma;}\left(t_k\right)=\arccos (-\frac{r\left(t_k\right)g\hat{h}}{\left|r\left(t_k\right)\right|})-\arcsin \left(\frac{R_e+\mathrm{\&Delta;}{R}_e}{\left|r\left(t_k\right)\right|}\right)+\mathrm{\&epsiv;}\left(t_k\right)---\left(25\right)$

将上式表示为状态方程：

S₂(t_k)＝f₃(X(t_k)，t_k)+V₁(t_k)    (26)

步骤40264，建立联邦Kalman滤波模型，

具体为：根据式(22)、(24)、(26)建立联邦Kalman滤波模型；根据信息守恒原则分配用以进行滤波的权值；根据分配的权值、卫星轨道动力学模型的状态方程、GNSS测距的状态方程、三维位置信息及伪距，进行状态方程的求解，获得第一结果，利用前一时刻计算的预测值，对第一结果进行修正，获得当前修正后的第一结果；根据分配的权值、卫星轨道动力学模型的状态方程、星敏感器角度观测的状态方程，进行状态方程的求解，获得第二结果，利用前一时刻计算的预测值，对第二结果进行修正，获得当前修正后的第二结果；根据三维位置信息、修正后的第一结果和修正后的第二结果，利用预设的预测算法，获得下一时刻的预测值；利用线性最小方差算法及当前时刻的修正后的第一结算结果、第二计算结果及三维位置信息，计算获得卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息。

其中，***状态噪声和观测噪声是互不相关的零均值白噪声。

其中，星上子***利用惯性器件定姿信号、卫星姿态角信息及卫星星光仰角，进行联合定姿，生成三轴角度，利用联邦滤波算法，对三轴角度进行最优估计，获得卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度。具体为：

步骤4027，对惯性器件输出的的卫星姿态角信号进行速率积分，获得第一三轴角度信息；步骤4028，利用星敏感器输出的卫星星光仰角及四元数姿态角，对第一三轴角度信息的误差进行校正，获得第二三轴角度信息；步骤4029，利用地球敏感器输出的卫星姿态角信息，对第一三轴角度信息的误差进行校正，获得第三三轴角度信息。

步骤403：星上子***利用星间相对位置信息、星间相对速度信息、卫星相对惯性系的位置信息、卫星相对惯性系的速度信息、卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，调整卫星的轨道和卫星的姿态。具体可采用现有的姿态轨道控制算法，调整卫星的轨道和卫星的姿态，在此不再对该方法进行赘述。

步骤403之后可进一步包括：利用星间相对位置信息、星间相对速度信息、卫星相对惯性系的位置信息、卫星相对惯性系的速度信息、卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，生成卫星在轨飞行画面并输出。

本发明的上述较佳实施例中，为了弥补完全依赖GNSS接收机进行定位所造成的定位精度下降的问题，本发明在定轨和定姿计算时，引入了惯性器件、星敏感器和地球敏感器采集的信息，以辅助GNSS接收机，实现联合自主导航，改变了以往以地面为主的卫星定姿和定轨方式，使卫星可以在脱离地面站的情况下自主的实现实时的高精度和高可靠的定轨和定姿；在为卫星完成空间任务提供了精确位置信息的同时，大大降低了地面子***的运行成本，减轻了地面子***的任务负担，提高了卫星任务的隐蔽性和安全性，即在地面子***发生阻塞甚至被破坏时仍能保持卫星定轨和定姿的正常运行。

综上所述，以上为本发明的较佳实施例，并非用来限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (13)

1.一种卫星姿态轨道确定***，该***包含星上子***，其特征在于，所述星上子***包含：

姿态轨道信号采集模块，采集多种导航卫星星座的卫星导航信号、卫星姿态角信号及卫星星光仰角，输出卫星导航信号、卫星姿态角信号及卫星星光仰角至姿态轨道确定模块；

姿态轨道确定模块，从卫星导航信号中获得伪距、伪距率和载波相位数据，对伪距、伪距率和载波相位数据进行误差修正和差分运算，获得星间相对位置信息和星间相对速度信息，并输出至姿轨控计算机；

所述姿态轨道确定模块利用最小二乘最优估计算法及时空统一算法，根据伪距、伪距率和载波相位数据进生成三维位置信息，利用飞行动力学模型和联邦滤波算法，对三维位置信息和卫星星光仰角进行联邦滤波算法，生成卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息，并输出至姿轨控计算机；

所述姿态轨道确定模块利用卫星导航信号、卫星姿态角信息及卫星星光仰角，进行联合定姿，生成三轴角度，利用联邦滤波算法，对三轴角度进行最优估计，获得卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，并输出至姿轨控计算机；

所述姿轨控计算机根据接收到的星间相对位置信息、星间相对速度信息、卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息，输出变轨指令至执行模块，根据卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，输出调姿指令至执行模块；

执行模块，根据变轨指令调整***所在卫星的轨道，根据调姿指令调整***所在卫星的姿态。

2.根据权利要求1所述的***，其特征在于，所述星上子***还包含：

星间通信模块，用以建立与进行合作的卫星间的通信链路，发送星间相对位置信息和星间相对速度信息，接收另一卫星的位置信息和其速度信息并转发给姿态轨道确定模块；

所述姿态轨道确定模块进一步根据另一卫星的位置信息和其速度信息，计算获得星间相对位置信息和星间相对速度信息，并输出至星间通信模块。

3.根据权利要求1所述的***，其特征在于，该***还包含：

地面子***，利用通过无线通信链路接收到的卫星姿态信息和卫星轨道信息，生成卫星在轨飞行画面并输出；

所述星上子***的姿轨控计算机进一步根据变轨指令和调姿指令，生成卫星的姿态信息和卫星轨道信息并输出；

所述星上子***进一步包含：

卫星平台总线，建立姿轨控计算机与遥测模块间的数据传输通道；

遥测模块，通过平台总线，接收来自姿轨控计算机的卫星姿态信息和卫星轨道信息，并通过无线链路输出卫星姿态信号和卫星轨道信号。

4.根据权利要求1、2或3所述的***，其特征在于，所述姿态轨道信号采集模块包含：

多模卫星导航GNSS接收机，采集多种导航卫星星座的卫星导航信息，并输出至姿态轨道确定模块；

惯性器件，采集卫星的卫星姿态角信号，并输出至姿态轨道确定模块；

星敏感器，采集卫星的卫星星光仰角及四元数姿态角，并输出至姿态轨道确定模块；

地球敏感器，采集卫星的卫星姿态角信息，并输出至姿态轨道确定模块；

所述多种导航卫星星座至少包含北斗卫星和全球定位***GPS卫星。

5.根据权利要求4所述的***，其特征在于，所述姿态轨道确定模块包含：

数据生成单元，根据GNSS接收机输出的多种导航卫星星座的卫星导航信息，生成多种导航卫星星座的伪距、伪距率和载波相位数据，并输出至修正单元和时空统一单元；

修正单元，对接收到多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据进行星历误差修正、电离层延时校正、整周模糊度求解和周跳检测，将修正后的多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据输出至差分运算单元；

差分运算单元，利用相对轨道要素的模型，对修正后的多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据进行差分运算，获得星间相对位置信息和星间相对速度信息，输出至姿轨控计算机；

时空统一单元，根据多种导航卫星星座的伪距、伪距率和载波相位数据，利用七参数布尔萨转换公式完成坐标系的统一，将多种导航卫星星座的伪距、伪距率和载波相位数据的时间统一至协调世界时UTC，利用组合定位方程和最小二乘法逐次迭代，计算获得三维位置信息，输出至第一联邦滤波单元；

模型计算单元，生成卫星轨道动力学模型的状态方程，并输出至第一联邦滤波单元；

第一联邦滤波单元，利用三维位置信息、来自星敏感器的卫星姿态角信息、卫星轨道动力学模型的状态方程、GNSS测距的状态方程及星敏感器角度观测的状态方程，进行状态方程的求解，获得卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息，利用线性最小方差算法及预测算法，对卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息进行滤波，并输出至姿轨控计算机；

速率积分单元，对惯性器件输出的卫星姿态角信号进行速率积分，获得第一三轴角度信息，并输出至第二联邦滤波单元、第一联合定姿单元及第二联合定姿单元；

第一联合定姿单元，利用星敏感器输出的卫星星光仰角及四元数姿态角，对速率积分单元输出的第一三轴角度信息的误差进行校正，获得第二三轴角度信息并输出至第二联邦滤波器；

第二联合定姿单元，利用地球敏感器输出的卫星姿态角信息，对速率积分单元输出的第一三轴角度信息的误差进行校正，获得第三三轴角度信息并输出至第二联邦滤波器；

第二联邦滤波单元，利用联邦滤波算法的主滤波方程对第一增益、第二增益和第三增益进行调整，利用第一增益对第一三轴角度信息进行滤波，利用第二增益对第二三轴角度信息进行滤波，利用第三增益对第三三轴角度信息进行滤波，对滤波后的三个信息进行野值剔除，将剔除后的信息进行最优估计运算，获得卫星三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，并输出至姿轨控计算机。

6.根据权利要求5所述的***，其特征在于，所述姿态轨道确定模块还包含：

第一预测单元，利用预设的预测算法，对第一联合定姿单元输出的第二三轴角度信息进行预测，输出预测的第二三轴角度信息至第一联合定姿单元，以便第一联合定姿单元对计算获得的第二三轴角度信息进行修正；

第二预测单元，利用预设的预测算法，对第二联合定姿单元输出的第三三轴角度信息进行预测，输出预测的第三三轴角度信息至第二联合定姿单元，以便第二联合定姿单元对计算获得的第三三轴角度信息进行修正。

7.根据权利要求6所述的***，其特征在于，所述第二联邦滤波单元包含：

三个减法器，每一个减法器将接收到的第一三轴角度信息、第二三轴角度信息或第三三轴角度信息，与最优估计子单元输出的卫星三轴姿态角度进行减法计算，输出计算获得的差值至第一增益子单元、第二增益子单元或第三增益子单元；

第一增益子单元，根据第一增益，对第一三轴角度信息和来自最优估计子单元的卫星三轴姿态角度的差值进行滤波，输出滤波后的第一三轴角度信息至第一时间同步子单元；

第二增益子单元，根据第二增益，对第二三轴角度信息和来自最优估计子单元的卫星三轴姿态角度的差值进行滤波，输出滤波后的第二三轴角度信息至第一时间同步子单元；

第三增益子单元，根据第三增益，对第三三轴角度信息和来自最优估计子单元的卫星三轴姿态角度的差值进行滤波，输出滤波后的第三三轴角度信息至第一时间同步子单元；

第一时间同步子单元，将接收到滤波后的第一三轴角度信息、第二三轴角度信息及第三三轴角度信息输出至预处理子单元，并根据联邦滤波器的主滤波方程，计算第一误差、第二误差和第三误差，利用第一误差设置第一增益子单元的第一增益，利用第二误差设置第二增益子单元的第二增益，利用第三误差设置第三增益子单元的第三增益；

预处理子单元，根据预设的阈值，对接收到滤波后的第一三轴角度信息、第二三轴角度信息及第三三轴角度信息进行野值剔除，将剔除后的信息输出至最优估计子单元；

最优估计子单元，根据最优估计算法，对剔除后的信息进行运算，获得卫星三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，并输出至姿轨控计算机。

8.根据权利要求6所述的***，其特征在于，所述第一联邦滤波单元包含：

信息分配子单元，根据信息守恒原则及主滤波器输出的误差评估结果，为第一子滤波器和第二子滤波器分配权值；

第一子滤波器，根据分配的权值、卫星轨道动力学模型的状态方程、GNSS测距的状态方程、三维位置信息及伪距，进行状态方程的求解，获得第一结果，利用来自主滤波器的预测值，对第一结果进行修正，输出修正后的第一结果至主滤波器；

第二子滤波器，根据分配的权值、卫星轨道动力学模型的状态方程、星敏感器角度观测的状态方程，进行状态方程的求解，获得第二结果，利用来自主滤波器的预测值，对第二结果进行修正，输出修正后的第二结果至主滤波器；

主滤波器，根据三维位置信息、修正后的第一结果和修正后的第二结果，利用预设的预测算法，获得预测值并输出至第一子滤波器和第二子滤波器，对修正后的第一结果和修正后的第二结果进行误差评估，输出误差评估结果至信息分配子单元，利用线性最小方差算法计算获得卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息，并输出至姿轨控计算机。

9.根据权利要求3所述的***，其特征在于，所述地面子***包含：

接收模块，建立与星上子***的无线通信链路，将接收到的卫星姿态信息和卫星轨道信息输出至数据采集模块；

数据采集模块，解析卫星姿态信息和卫星轨道信息，获得星间相对位置信息、星间相对速度信息、卫星相对惯性系的位置信息、卫星相对惯性系的速度信息、卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，并输出至显示驱动模块；

显示驱动模块，利用画面生成工具、接收到的数据和信息，生成卫星在轨飞行画面并输出；

时间同步模块，输出时间戳至数据采集模块和显示驱动模块，同步数据采集模块和显示驱动模块接收到的数据。

10.一种卫星姿态轨道确定方法，其特征在于，该方法包括：

A、星上子***采集多种导航卫星星座的卫星导航信号、卫星姿态角度信号及卫星星光仰角；

B、星上子***从卫星导航信号中获得伪距、伪距率和载波相位数据，对伪距、伪距率和载波相位数据进行误差修正和差分运算，获得星间相对位置信息和星间相对速度信息；

星上子***利用最小二乘最优估计算法及时空统一算法，根据伪距、伪距率和载波相位数据进生成三维位置信息，利用飞行动力学模型和联邦滤波算法，对三维位置信息和卫星星光仰角进行联邦滤波算法，生成卫星相对惯性系的位置信息和卫星相对惯性系的速度信息；

星上子***利用卫星导航信号、卫星姿态角信息及卫星星光仰角，进行联合定姿，生成三轴角度，利用联邦滤波算法，对三轴角度进行最优估计，获得卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度；

C、星上子***利用星间相对位置信息、星间相对速度信息、卫星相对惯性系的位置信息、卫星相对惯性系的速度信息、卫星的三轴姿态角度和卫星的三轴姿态角速度，调整子卫星的轨道和卫星的姿态。

11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，步骤B所述对伪距、伪距率和载波相位数据进行误差修正和差分运算包括：

B1、对多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据进行星历误差修正、电离层延时校正、整周模糊度求解和周跳检测，获得修正后的多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据；

B2、利用相对轨道要素的模型，对修正后的多种导航卫星星座的伪距和载波相位数据进行差分运算，获得星间相对位置信息和星间相对速度信息。

12.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，步骤B所述利用最小二乘最优估计算法及时空统一算法，根据伪距、伪距率和载波相位数据生成三维位置信息包括：

B3、根据多种导航卫星星座的伪距、伪距率和载波相位数据，利用七参数布尔萨转换公式完成坐标系的统一；

B4、将多种导航卫星星座的伪距、伪距率和载波相位数据的时间统一至协调世界时UTC；

B5、利用组合定位方程和最小二乘法逐次迭代，计算获得三维位置信息。

13.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，步骤B所述利用卫星导航信号、卫星姿态角信息及卫星星光仰角，进行联合定姿，生成三轴角度包括：

B6、对惯性器件输出的卫星姿态角信号进行速率积分，获得第一三轴角度信息；

B7、利用星敏感器输出的卫星星光仰角及四元数姿态角，对第一三轴角度信息的误差进行校正，获得第二三轴角度信息；

B8、利用地球敏感器输出的卫星姿态角信息，对第一三轴角度信息的误差进行校正，获得第三三轴角度信息。

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