CN103424116B - 一种适应轨道机动的地球同步卫星精密定轨方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种适应轨道机动的地球同步卫星精密定轨方法，属于航天测量与控制领域。该方法首先计算机动加速度；计算观测量ρ_i,j及观测残差序列Δρ_i,j；对公共***误差ρ_b进行估值；将公共***误差ρ_b从观测残差序列Δρ_i,j中扣除，得到各测站***偏差；将ρ_b、从观测量中扣除，再将扣除***差后的观测数据重新次进行轨道改进，得到改进后的初始状态

Description

一种适应轨道机动的地球同步卫星精密定轨方法

技术领域

本发明专利属于航天测量与控制领域，涉及一种适应轨道机动的地球同步卫星(GEO)精密定轨方法。

背景技术

根据国家航天发展规划，我国的北斗二号卫星导航***采用GEO/IGSO/MEO混合星座进行无源导航定位。对于无源定位而言，轨道机动就意味着卫星暂时失效，由于GEO卫星控制***定期进行动量轮卸载、频繁轨道机动，GEO卫星成为影响***导航性能的关键卫星。GEO卫星轨道机动较为频繁、地面观测几何结构差以及卫星钟差与设备时延等***误差难以分离等特点，使得GEO卫星精密定轨和跨越轨控时段预报技术成为***的关键技术之一。在轨道机动期间，星上发动机喷气产生的推力给精密轨道确定带来了困难，利用常规方法进行轨道确定和轨道预报难以保证导航精度要求。为了在轨道机动期间提供导航卫星连续的精密星历，需对轨道机动力模型进行研究，探索轨道机动期间的轨道确定和预报方法，以便提高该***的导航性能。

发明内容

本发明的目的是：为了解决地球同步卫星轨道维持期间，利用常规方法进行轨道确定和轨道预报难以保证轨道精度的问题，本发明给出一套实用的适应轨道机动的地球同步卫星精密定轨方法。

本发明的技术方案是：适应轨道机动的地球同步卫星精密定轨方法，包括如下步骤：

步骤一：计算机动加速度：

假设星上发动机喷管起始工作时间为T₀,结束时刻为T_E,F_ij为第i个喷管第j次工作时推力大小，工作脉宽为t_j，则有第j次工作时产生的加速度在J2000惯性坐标系中可表示为：

其中，m为卫星质量；α_i、β_i、γ_i为第i个喷管轴线方位在整星机械坐标系下的三个矢量余弦角；矩阵M_j为第j次工作时刻惯性坐标系至质心轨道坐标系的转换矩阵，矩阵P_j为第j次工作时刻质心轨道坐标系到整星机械坐标系的旋转矩阵。

步骤二：从初始历元t₀和初始状态量出发，利用精密数值方法进行轨道外推，计算第i个测站第j次观测记录的观测量ρ_i,j，得到第i个测站第j次观测记录的观测残差序列Δρ_i,j，Δρ_i,j中，公共***误差记为ρ_b，各站***偏差记为

步骤三：对公共***误差ρ_b进行估值，

ρ_b包含一个常数部分和一个线性变化部分，即

ρ_b＝ρ_b0+ρ_b1T

其中，T为距初始观测历元的时间，即距初轨历元时间，ρ_b0和ρ_b1分别为常数部分和一个线性变化部分。设ρ_i,j对应的真值为则有，

其中，ε_i,j为观测随机噪声。ρ_i,j对ρ_b0和ρ_b1的偏导数为：

基于上述偏导数完成对公共***误差ρ_b的估值；

步骤四：将公共***误差ρ_b从观测残差序列Δρ_i,j中扣除，得到Δρ′_i,j＝Δρ_i,j-ρ_b，此时Δρ′_i,j中仅包含第i个测站的***偏差和随机噪声。对第i个测站计算所有观测时刻Δρ′_i,j的平均值，得到各测站***偏差

步骤五：将ρ_b、从观测量中扣除，再将扣除***差后的观测数据重新次进行轨道改进，得到改进后的初始状态

步骤六：如果不满足收敛条件，该收敛条件为的改进量小于某设定值，为本领域人员公知，设返回步骤二，重复上述步骤；否则，结束循环，完成地球同步卫星精密定轨。

本发明的有益效果是：能够解决GEO卫星在轨道机动期间，星上发动机喷气产生的推力给精密轨道确定带来的困难，同时，采用公共***误差估值和各站偏差自适应迭代消除方法解决卫星钟差与各测站设备时延等***误差难以分离的问题，能够有效提高GEO卫星在轨道机动期间的定轨预报精度。

具体实施方式

下面以2006年12月12日至13日北斗一号卫星多站测距数据处理为例，说明本方法的使用步骤及应用效果。其中，13日数据包含了卫星的东西机动。

本实施例中的适应轨道机动的地球同步卫星精密定轨方法，包括如下步骤：

步骤一：获取北斗一号卫星星上推力器安装参数以及机动期间卫星姿态、星上推力器组合方式、推力大小、工作脉冲周期、脉宽以及喷管工作次数等，并准备好卫星初始状态量和定轨数据文件，该数据为控前约一天和控制时段约20分钟数据，根据上述信息计算控制时段内的轨道机动加速度；

步骤二：从初始历元t₀和初始状态量出发，利用精密数值方法进行轨道外推，计算观测量ρ_i,j和各站测距观测残差序列Δρ_i,j；

步骤三：对公共***误差ρ_b进行估值，并采用自适应迭代方法消除各站测距***偏差部分

步骤四：采用批处理最小二乘方法进行轨道改进，并将改进后的轨道外推至控后4小时，预报轨道用于与事后精密轨道比较，以评估本方法的定轨精度；

步骤五：将ρ_b、从观测量中扣除，再将扣除***差后的观测数据重新次进行轨道改进，得到改进后的初始状态

步骤六：如果不满足收敛条件，该收敛条件为的改进量小于某设定值，为本领域人员公知，设返回步骤二，重复上述步骤；否则，结束循环，完成地球同步卫星精密定轨。

采用本实施例中的方法进行地球同步卫星精密定轨后，采用控后约一天数据进行定轨，以此为基准对上述预报轨道进行检核评估，表4-1中可见，预报轨控结束后1小时内的轨道，卫星位置预报最大误差在20m以内。

表4-1轨控前及轨控期间数据定轨预报结果和控后精密轨道比较结果(加遥测参数)

若采用轨控前数据定轨直接预报，不加轨道机动力模型，则预报轨控结束后1小时内的轨道，卫星位置预报最大误差约175m。可见，采用控前数据定轨直接预报控后轨道，预报误差较大。

表4-2 轨控前数据定轨预报结果和控后精密轨道比较结果(直接预报)

综上所述，本发明提出的应轨道机动的地球同步卫星精密定轨方法，基于轨道机动力模型和遥测参数的定轨预报，有效提高了定轨预报精度，有利于控后轨道的快速恢复。

Claims (1)

1.适应轨道机动的地球同步卫星精密定轨方法，包括如下步骤：

步骤一：计算机动加速度：

假设星上发动机喷管起始工作时间为T₀,结束时刻为T_E,F_ij为第i个喷管第j次工作时推力大小，工作脉宽为t_j，则有第j次工作时产生的加速度在J2000惯性坐标系中可表示为：

其中，m为卫星质量；α_i、β_i、γ_i为第i个喷管轴线方位在整星机械坐标系下的三个矢量余弦角；矩阵M_j为第j次工作时刻惯性坐标系至质心轨道坐标系的转换矩阵，矩阵P_j为第j次工作时刻质心轨道坐标系到整星机械坐标系的旋转矩阵；

步骤二：从初始历元t₀和初始状态量出发，利用精密数值方法进行轨道外推，计算第i个测站第j次观测记录的观测量ρ_i,j，得到第i个测站第j次观测记录的观测残差序列Δρ_i,j，Δρ_i,j中，公共***误差记为ρ_b，各站***偏差记为ρ_bsi；

步骤三：对公共***误差ρ_b进行估值，

ρ_b包含一个常数部分和一个线性变化部分，即

ρ_b＝ρ_b0+ρ_b1T

其中，T为距初始观测历元的时间，即距初轨历元时间，ρ_b0和ρ_b1分别为常数部分和一个线性变化部分；设ρ_i,j对应的真值为则有，

$\begin{array}{c}{\mathrm{\ρ}}_{i,j}={\widehat{\mathrm{\ρ}}}_{i,j}+{\mathrm{\ρ}}_b+{\mathrm{\ρ}}_{{\mathrm{bs}}_i}+{\mathrm{\ϵ}}_{i,j}\\ ={\widehat{\mathrm{\ρ}}}_{i,j}+{\mathrm{\ρ}}_{b0}+{\mathrm{\ρ}}_{{\mathrm{bs}}_i}+{\mathrm{\ρ}}_{b1}T+{\mathrm{\ϵ}}_{i,j}\end{array}$

其中，ε_i,j为观测随机噪声；ρ_i,j对ρ_b0和ρ_b1的偏导数为：

$\frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_{i,j}}{\∂{\mathrm{\ρ}}_{b0}}=1$

$\frac{\∂{\mathrm{\ρ}}_{i,j}}{\∂{\mathrm{\ρ}}_{b1}}=T$

基于上述偏导数完成对公共***误差ρ_b的估值；

步骤四：将公共***误差ρ_b从观测残差序列Δρ_i,j中扣除，得到Δρ′_i,j＝Δρ_i,j-ρ_b，此时Δρ′_i,j中仅包含第i个测站的***偏差和随机噪声；对第i个测站计算所有观测时刻Δρ′_i,j的平均值，得到各测站***偏差

步骤五：将ρ_b、从观测量中扣除，再将扣除***差后的观测数据重新次进行轨道改进，得到改进后的初始状态

步骤六：如果不满足收敛条件,设返回步骤二，重复上述步骤；否则，结束循环，完成地球同步卫星精密定轨。