CN102650688B - 卫星的快速高精度轨道测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及卫星轨道测量方法，公开了一种卫星的快速高精度轨道测量方法，包括步骤1，设卫星位置矢量、坐标，地面测站及其已知的站址坐标，测量斜距；步骤2，根据步骤1的站址坐标，计算出与基站的基线矢量；步骤3，以某特定基平面为基础，建立正交基线坐标系；步骤4，在步骤3建立的正交基线坐标系中定义卫星位置坐标；步骤5，利用基线坐标与地球坐标的转换矩阵R_be，获得卫星在赤道惯性坐标的位置矢量。本发明解决了现有技术无法满足的卫星快速高精度定轨的技术难题，相比于现有测轨技术具有明显的快速测定轨优势和更精确的测量效果。

Description

卫星的快速高精度轨道测量方法

技术领域

本发明涉及卫星的轨道测量方法，具体涉及一种卫星的快速高精度轨道测量方法。

背景技术

在轨道测量的基础上进行轨道控制，是维持航天器按预定轨道运行的基本手段。目前，我国采用的近地航天器轨道测量技术主要有统一载波测量、相干扩频测量、GPS辅助测量三种。

从70年代初至90年代末，我国相继建成C频段和S频段统一载波测控网。目前，以侧音测距技术等为代表的统一载波测量技术已非常成熟且已广泛应用于各型号卫星及载人航天器的跟踪和测轨。随着测量性能要求的不断提高，该种体制渐渐暴露出了测量精度相对不高、无法快速测定航天器轨道，且抗干扰能力差，尤其是抗单频干扰能力差，数据保密性差等缺点。

2000年以来，扩频测控体制逐渐走向工程实践，其中又分化出相干扩频和非相干扩频两种扩频测控体制，两种体制均能大幅提高航天器的测控性能和测量精度。不过，由于相干扩频测量技术，要求其上下行载波和扩频伪码均相干，上下行扩频伪码速率和测量帧速率亦均相干，测量体制不够灵活，在满足多站同时测距，以实现快速高精度测定轨等未来航天器测量发展趋势方面不具有优势。

此外，随着GPS接收机在航天器上的广泛应用，GPS辅助测量也有了很大发展。但由于GPS定位数据需要通过遥测通道解算，实时性不高；且出于军事战略的考虑，GPS通常仅作为轨道测量的辅助手段。

近几年发展起来的非相干扩频测量体制，突破了以上我国普遍采用的单站、多圈次不断修正来实现高精度测轨的技术局限。本发明在非相干扩频测量体制的基础上提出的快速高精度测轨技术，在战时轨道测量方面具有重要意义。目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

为了解决现有技术无法满足的快速高精度测轨需求，本发明的目的在于提供一种卫星的快速高精度轨道测量方法。本发明解决了现有技术无法满足的卫星快速高精度定轨的技术难题，取得了单圈可测弧段内（小于20min）高精度轨道确定（RMS优于10m）的有益效果。

为了达到上述发明目的，本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是提供一种卫星的快速高精度轨道测量方法，包括如下步骤：

步骤1，设卫星位置矢量为r，其坐标为x、y、z；地面测站为R₁、R₂、R₃、…、R_n，x_i、y_i、z_i为第i（i≤N，N=3、4、5…）个测站的已知站址坐标；ρ_i是第i个测站测得的测量斜距；

根据所述站址坐标，由式一计算出第i个站与基站的基线矢量

  式一;

步骤2，以基平面b_mb_n为基础（m≠n，且m≤N,n≤N），建立正交基线坐标系

原点设在站址R₁，

$\stackrel{\→}{i}=\frac{\stackrel{\→}{b_m}}{b_m},\stackrel{\→}{j}=\frac{\stackrel{\→}{b_n}-(\stackrel{\→}{b_n}\·\stackrel{\→}{i})\stackrel{\→}{i}}{|\stackrel{\→}{b_n}-(\stackrel{\→}{b_n}\·\stackrel{\→}{i})\stackrel{\→}{i}|},\stackrel{\→}{k}=\stackrel{\→}{i}\×\stackrel{\→}{j}$

步骤3，在步骤2建立的正交基线坐标系中定义卫星位置坐标为 $x_b=\stackrel{\→}{{\mathrm{\ρ}}_1}\·\stackrel{\→}{i},y_b=\stackrel{\→}{{\mathrm{\ρ}}_1}\·\stackrel{\→}{j},z_b=\stackrel{\→}{{\mathrm{\ρ}}_1}\·\stackrel{\→}{k},$ 即：

$\left\{\begin{array}{c}{x}_b=\frac{1}{2b_m}({\mathrm{\ρ}}_1^2-{\mathrm{\ρ}}_2^2+b_m^2)\\ y_b=\frac{1}{2(\stackrel{\→}{b_n\·}\stackrel{\→}{j})}[{(\mathrm{\ρ}}_1^2-{\mathrm{\ρ}}_3^2+b_n^2-2(\stackrel{\→}{b_n}\·\stackrel{\→}{i})x_b)]\\ z_b={({\mathrm{\ρ}}_1^2-x_b^2-y_b^2)}^{\frac{1}{2}}\end{array}\right.$

步骤4，利用基线坐标与地球坐标的转换矩阵R_be，可得卫星在赤道惯性坐标的位置矢量：

r=R_ei ^T[R₁+R_be ^T|x_by_bz_b|^T]

其中，R_be由测控中心根据测控站址给出， $R_{\mathrm{ei}}=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos G& -\sin G\\ 0& \sin G& \cos G\end{array}\right],$ G为格林尼治恒星时角。

本发明的卫星快速高精度轨道测量方法，由于采取上述的技术方案，使得本发明的卫星轨道测量技术，相比于现有的统一载波测量技术、相干扩频测量技术及GPS辅助测轨技术具有明显的快速测定轨优势和更精确的测量效果。

附图说明

图1是本发明的卫星快速高精度轨道测量方法的原理框图。

具体实施方式

以下对本发明的优选实施例进行详细描述，但本发明并不仅仅限于这些实施例。本发明涵盖任何在本发明的精髓和范围上做的替代、修改、等效方法以及方案。为了使公众对本发明有彻底的了解，在以下本发明优选实施例中详细说明了具体的细节，而对本领域技术人员来说没有这些细节的描述也可以完全理解本发明。

下面结合附图说明本发明的优选实施例。

图1是本发明卫星的快速高精度轨道测量方法的原理框图，本发明包括如下步骤：

步骤1，设卫星位置矢量为r，其坐标为x、y、z；地面测站为R₁、R₂、R₃，x_i、y_i、z_i为第i（i≤3）个测站的已知站址坐标；ρ_i是第i个测站测得的测量斜距；

步骤2，根据步骤1的站址坐标，由下式计算出第i个站与基站的基线矢量

步骤3，以基平面b₂b₃为基础，建立正交基线坐标系

原点设在站址R₁，

$\stackrel{\→}{i}=\frac{\stackrel{\→}{b_2}}{b_2},\stackrel{\→}{j}=\frac{\stackrel{\→}{b_3}-(\stackrel{\→}{b_3}\·\stackrel{\→}{i})\stackrel{\→}{i}}{|\stackrel{\→}{b_3}-(\stackrel{\→}{b_3}\·\stackrel{\→}{i})\stackrel{\→}{i}|},\stackrel{\→}{k}=\stackrel{\→}{i}\×\stackrel{\→}{j}$

步骤4，在步骤3建立的正交基线坐标系中定义卫星位置坐标为 $x_b=\stackrel{\→}{{\mathrm{\ρ}}_1}\·\stackrel{\→}{i},y_b=\stackrel{\→}{{\mathrm{\ρ}}_1}\·\stackrel{\→}{j},z_b=\stackrel{\→}{{\mathrm{\ρ}}_1}\·\stackrel{\→}{k},$ 即：

$\left\{\begin{array}{c}{x}_b=\frac{1}{2b_2}({\mathrm{\ρ}}_1^2-{\mathrm{\ρ}}_2^2+b_2^2)\\ y_b=\frac{1}{2(\stackrel{\→}{b_3}\·\stackrel{\→}{j})}[{(\mathrm{\ρ}}_1^2-{\mathrm{\ρ}}_3^2+b_3^2-2(\stackrel{\→}{b_3}\·\stackrel{\→}{i})x_b)]\\ z_b={({\mathrm{\ρ}}_1^2-x_b^2-y_b^2)}^{\frac{1}{2}}\end{array}\right.$

步骤5，利用基线坐标与地球坐标的转换矩阵R_be，可得卫星在赤道惯性坐标的位置矢量：

r=R_ei ^T[R₁+R_be ^T|x_by_bz_b|^T]

其中，R_be由测控中心根据测控站址给出， $R_{\mathrm{ei}}=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos G& -\sin G\\ 0& \sin G& \cos G\end{array}\right],$ G为格林尼治恒星时角。

经过试验验证，本发明取得了单圈可测弧段内（小于20min）高精度轨道确定（RMS优于10m）的有益效果。

综上所述，本发明的卫星快速高精度轨道测量方法，由于采取上述的技术方案，使得本发明的卫星轨道测量技术，相比于现有的统一载波测量技术、相干扩频测量技术及GPS辅助测轨技术具有明显的快速测定轨优势和更精确的测量效果。

本发明优选实施例只是用于帮助阐述本发明。优选实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。显然，根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地利用本发明。本发明仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。

Claims (1)

1.一种卫星快速高精度轨道测量方法,其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，设卫星位置矢量为r，其坐标为x、y、z；地面测站为R₁、R₂、R₃、…、R_n，x_i、y_i、z_i为第i（i≤N，N=3、4、5…）个测站的已知站址坐标；ρ_i是第i个测站测得的测量斜距；

根据所述站址坐标，由式一计算出第i个站与基站的基线矢量

式一；

步骤2，以基平面b_mb_n为基础（m≠n，且m≤N,n≤N），建立正交基线坐标系

原点设在站址R₁，其中：

$\stackrel{\→}{i}=\frac{\stackrel{\→}{b_m}}{b_m},\stackrel{\→}{j}=\frac{\stackrel{\→}{b_n}-(\stackrel{\→}{b_n}\·\stackrel{\→}{i})\stackrel{\→}{i}}{|\stackrel{\→}{b_n}-(\stackrel{\→}{b_n}\·\stackrel{\→}{i})\stackrel{\→}{i}|},\stackrel{\→}{k}=\stackrel{\→}{i}\×\stackrel{\→}{j}$

步骤3，在步骤2建立的正交基线坐标系中定义卫星位置坐标为 $x_b=\stackrel{\→}{{\mathrm{\ρ}}_1}\·\stackrel{\→}{i},y_b=\stackrel{\→}{{\mathrm{\ρ}}_1}\·\stackrel{\→}{j},z_b=\stackrel{\→}{{\mathrm{\ρ}}_1}\·\stackrel{\→}{k},$ 即：

$\left\{\begin{array}{c}{x}_b=\frac{1}{2b_m}({\mathrm{\ρ}}_1^2-{\mathrm{\ρ}}_2^2+b_m^2)\\ y_b=\frac{1}{2(\stackrel{\→}{b_n}\·\stackrel{\→}{j})}[{(\mathrm{\ρ}}_1^2-{\mathrm{\ρ}}_3^2+b_n^2-2(\stackrel{\→}{b_n}\·\stackrel{\→}{i})x_b)]\\ z_b={({\mathrm{\ρ}}_1^2-x_b^2-y_b^2)}^{\frac{1}{2}}\end{array}\right.$

步骤4，利用基线坐标与地球坐标的转换矩阵R_be，得到卫星在赤道惯性坐标的位置矢量：

r=R_ei ^T[R₁+R_be ^T|x_by_bz_b|^T]

其中，R_be由测控中心根据测控站址给出， $R_{\mathrm{ei}}=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos G& -\sin G\\ 0& \sin G& \cos G\end{array}\right],$ G为格林尼治恒星时角。

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