CN105468882A - 卫星自主定轨方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种自主定轨方法，包括以下步骤：在滤波初始化阶段，利用M步滤波启动操作完成滤波初始化；在对应于每个滤波时刻的滤波执行周期中，利用N步滤波执行操作进行滤波。同时还公开了一种自主定轨系统，本发明可用于解决星载自主定轨算法计算量大，占用星载处理器计算资源过多的问题，通过采用本发明可在占用较少星载处理器计算资源的情况下，允许星载自主定轨算法选用更复杂、更精确的计算模型，从而输出更高精度的轨道信息。

Description

卫星自主定轨方法及系统

技术领域

本发明属于卫星自主定轨领域，涉及一种卫星自主定轨方法及系统，特别涉及一种简单的适用于星载GNSS的自主定轨方法及系统。

背景技术

随着卫星应用技术的快速发展，各类卫星在科学实践中起着越来越大作用。同时、卫星任务越来越多，而小卫星、微小卫星的星载处理器计算能力有限，处理器计算资源分配越来越紧张。另一方面，未来航天任务对实时高精度卫星自主定轨，高精度轨道预报提出更高要求，自主定轨算法需要综合考虑各种复杂力学模型，高精度的自主定轨结果需要更高阶数的各种模型参数，从而需要占用更多的计算资源，对星载处理器计算能力提出更高要求。

发明内容

本发明为解决上述至少一项不足或缺点，并提供下述至少一项优点，提出了一种自主定轨方法及系统，本发明可适用于星载GNSS系统，用于解决星载自主定轨算法计算量大，占用星载处理器计算资源过多的问题，通过采用本发明可在占用较少星载处理器计算资源的情况下，允许星载自主定轨算法选用更复杂、更精确的计算模型，从而输出更高精度的轨道信息。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案如下：

一方面，本发明提供了一种自主定轨方法，包括以下步骤：

在滤波初始化阶段，利用M步滤波启动操作完成滤波初始化；

在对应于每个滤波时刻的滤波执行周期中，利用N步滤波执行操作进行滤波。

进一步的，在两个所述滤波执行周期之间，只利用轨道插值处理确定卫星轨道。

进一步的，所述轨道插值处理5阶Hermite多项式。

进一步的，在每个所述滤波执行周期中，利用滤波更新的卫星轨道状态作为初值，计算卫星运动方程获取下一预报时刻的卫星轨道状态。

进一步的，所述卫星运动方程采用4阶的Runge-Kutta积分方法。

另一方面，本发明提供了一种自主定轨系统，其特征在于包括：

滤波初始化模块，用于在滤波初始化阶段，利用M步滤波启动操作完成滤波初始化；

滤波执行模块，用于在对应于每个滤波时刻的滤波执行周期中，利用N步滤波执行操作进行滤波。

进一步的，还包括：轨道插值模块，用于利用轨道插值处理确定卫星轨道，且在两个所述滤波执行周期之间，只利用轨道插值处理确定卫星轨道。

进一步的，所述轨道插值模块采用5阶Hermite多项式进行轨道插值处理。

进一步的，所述滤波执行模块，在每个所述滤波执行周期中，利用滤波时刻的卫星轨道状态作为初值，计算卫星运动方程，并利用积分运算获取下一预报时刻的卫星轨道状态。

进一步的，所述滤波执行模块采用4阶的Runge-Kutta积分方法作为所述卫星运动方程。

本发明在滤波初始化和滤波执行时，通过分步实现分时计算，从而实现了一种以空间换时间的策略，同时，分步操作的划分可根据处理器性能和星上对自主定轨算法的计算资源分配，结合算法各功能模块对计算资源的消耗量，对算法进行分时计算。分时各步的计算量相当，每一步分时计算耗时均衡。在滤波初始化完成之后，利用轨道内插进行自主定轨，同时提高了自主定轨的精度。

附图说明

图1为本发明实施例自主定轨方法流程图；

图2为本发明实施例分步操作时序图；

图3为本发明实施例系统模块示意图。

具体实施方式

为使本发明解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面将结合附图对本发明实施例的技术方案作进一步的详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下面结合附图对本发明做进一步详细说明。

图1为本发明实施例自主定轨方法流程图。

参考图1，卫星在轨道运行过程中，通过自主定轨完成对卫星轨道状态的确定。为了满足未来航天任务对实时高精度卫星轨道的需求，使用高阶的地球重力场模型参数进行定轨滤波。在如图1所示，卫星在运行过程中始终获取用于完成定轨的观测数据，该观测数据包括导航星星历、伪距、载波相位、多普勒数据等。在进行自主定轨的初始阶段，首先需要进行滤波的初始化，滤波初始化操作包括初始化卫星初始位置速度、卫星钟差、钟漂、大气阻力摄动、光压摄动、补偿加速度等信息，在本发明实施例中，为保证运算资源的合理分配，采用分步执行的方式完成滤波初始化，设利用M步滤波启动操作对整个的滤波初始化进行划分，从而可将整个滤波初始化阶段的运算操作及处理分配到M步滤波启动操作中完成。经过对滤波初始化的划分，在完成M步滤波启动操作后，完成滤波初始化阶段。在本发明实施例中，从第1步～第M步依次进行划分完成的滤波启动操作，在完成第M步滤波启动操作后，滤波初始化阶段结束，并且同时生成用于进行轨道插值操作的起始端点和终止端点。

进一步参考图1，在完成滤波初始化阶段后，在随后的每个滤波时刻，都会进入与当前滤波时刻对应的滤波执行周期，在每个滤波执行周期中，滤波执行操作同样按步进行，设每个滤波执行周期中利用N步完成滤波执行操作，则每个滤波执行周期中依次进行N步滤波执行操作。

同样，进一步参考图1，在完成每个滤波执行周期后，在下一个滤波时刻到来前，处于两个相邻滤波时刻之间的间隔期，在该间隔期，则进行轨道插值(轨道内插)操作，用于根据滤波执行周期中确定的轨道内插的起始端点和终止端点，完成插值运算。除在每两个相邻滤波时刻之间进行该轨道内插操作外，在滤波初始化阶段完成后，且未到达滤波时刻的间隔期，同样进行轨道内插操作，该轨道内插操作利用的起始端点和终止端点则由上述的滤波启动操作生成。

在上述滤波执行周期中，根据当前滤波时刻的观测数据进行滤波更新，得到滤波时刻更新后的卫星轨道状态。以此更新后的卫星轨道状态作为初值，利用卫星运动方程(其中包含地球非球形引力、大气阻力等计算量很大的摄动模型)进行计算预报下一时刻的卫星轨道状态。将滤波更新的卫星状态和预报时刻的卫星状态作为轨道内插的起始端点和终止端点。

上述卫星运动方程计算选用4阶的Runge-Kutta积分方法，并选用5阶Hermite多项式进行轨道内插，得到当前时刻的卫星位置和速度矢量。在滤波执行周期的间隔进行的轨道内插的计算量很小，其插值精度与轨道积分处于同一量级。

在本发明实施例中，对滤波初始化和滤波执行进行分步处理，需根据各个不同处理阶段的运算量和耗时进行评估，根据星载处理器计算性能和星上用户对自主定轨算法软件的实时性要求，按各模块计算耗时大小对滤波初始化阶段的滤波启动处理和滤波执行周期中的滤波执行处理进行分步划分。划分后的各步处理操作所带来的计算量相当，从而可以满足卫星定轨的整体耗时均衡性，不会因为运算量的过于集中以至于过度消耗运算时刻的星载处理器的处理能力。作为本发明的实施例的一种可实现方案，滤波初始化按照M＝5来划分滤波启动操作，在滤波执行周期中按照N＝10来划分滤波执行操作。

图2为本发明实施例分步操作时序图。

参考图2，进一步通过时序图对本发明实施例进行说明。在图2中，对应于滤波初始化阶段，通过滤波启动操作完成滤波初始化，同样设采用M步完成滤波初始化，在执行滤波启动操作时，在T0时刻开始滤波启动，执行第1步滤波启动操作，同时依次进行后续的每一步操作，直到在T0+M-1时刻完成第M步滤波启动操作，完成滤波初始化，同时对应于T0时刻和T0+M-1时刻生成用于进行轨道内插的起始端点和终止端点。

在完成滤波初始化阶段后，卫星进行自主定轨阶段，则在T0+M-1时刻之后，下一个滤波时刻到来之前，利用轨道内插进行自主定轨计算。

当经过时间间隔S后，在T0+S时刻到达滤波时刻时，则进入滤波执行周期，同样设采用N步滤波执行操作，在T0+S时刻执行第1步滤波执行操作，并依次进行每一步滤波执行操作，直到第T0+S+N-1时刻，完成对应于一个滤波时刻的滤波执行周期。进一步的，在执行第1步滤波执行操作时，生成用于进行轨道内插的起始端点，在执行第N步滤波执行操作时，生成用于进行轨道内插的终止端点。

在完成一次滤波时刻的滤波执行周期后，每经过固定时间间隔S，则重新到达滤波时刻，并在对应该滤波时刻的滤波执行周期分步进行滤波执行操作。对应于时间间隔S的确定，综合考虑滤波初始化阶段和滤波执行阶段，时间间隔可定义为滤波周期，并应满足S>(Max(M，N))，从而保证能够在第一个的滤波周期中能够完成滤波初始化和一次滤波执行，并在后续的每个滤波周期中，能够利用当前观测数据进行滤波更新。

进一步通过参考图2，各个轨道内插的插值时刻对应的轨道前后端点时刻表见下表1，设定预报后端点的积分步长为P，即插值前后端点间隔为P，P应满足P≥S+N。

表1各时刻对应的轨道插值前后端点时刻表

图3为本发明实施例系统模块示意图。

参考图3，在本发明实施例自主定轨系统中，包括滤波初始化模块和滤波执行模块。滤波初始化模块用于在滤波初始化阶段通过分步执行滤波启动操作的方式完成滤波初始化，滤波执行模块用于在每个滤波时刻通过分步执行的方式完成滤波执行操作。

与上述图1、2所示实施例相类似，滤波初始化模块在初始化阶段执行M步滤波启动操作以完成滤波初始化，在完成M步滤波启动操作后同时生成用于轨道内插的起始端点和终止端点。滤波执行模块在每个滤波时刻利用N步滤波执行操作在对应的滤波执行周期中完成一次滤波。同时在执行完最后一步滤波执行操作后生成用于轨道内插的起始端点和终止端点。

进一步的，在本发明实施例中，还包括用于完成轨道内插的轨道插值模块，该轨道插值模块在滤波初始化完成之后利用轨道内插的起始端点和终止端点进行轨道内插运算。

采用本发明实施例，通过分步进行滤波初始化和滤波执行操作，可以充分利用星载处理器的处理能力，并能够允许自主定轨算法选用更高阶的模型参数、使用更复杂更精确的滤波模型，从而得到更加精确的轨道信息。同时，本发明实施例计算量小，占用计算资源少，可广泛应用于各类应用卫星的高精度定轨。

以上实施例提供的技术方案中的全部或部分内容可以通过软件编程实现，其软件程序存储在可读取的存储介质中，存储介质例如：卫星的硬盘或内存中。

应当注意的是，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (10)

1.一种自主定轨方法，其特征在于包括以下步骤：

在滤波初始化阶段，利用M步滤波启动操作完成滤波初始化；

在对应于每个滤波时刻的滤波执行周期中，利用N步滤波执行操作进行滤波。

2.如权利要求1所述自主定轨方法，其特征在于：在两个所述滤波执行周期之间，只利用轨道插值处理确定卫星轨道。

3.如权利要求2所述自主定轨方法，其特征在于：所述轨道插值处理为5阶Hermite多项式插值。

4.如权利要求1所述自主定轨方法，其特征在于：在每个所述滤波执行周期中，利用滤波更新的卫星轨道状态作为初值，计算卫星运动方程获取下一预报时刻的卫星轨道状态。

5.如权利要求4所述自主定轨方法，其特征在于：所述卫星运动方程采用4阶的Runge-Kutta积分方法。

6.一种自主定轨系统，其特征在于包括：

滤波初始化模块，用于在滤波初始化阶段，利用M步滤波启动操作完成滤波初始化；

滤波执行模块，用于在对应于每个滤波时刻的滤波执行周期中，利用N步滤波执行操作进行滤波。

7.如权利要求6所述自主定轨系统，其特征在于，还包括：轨道插值模块，用于利用轨道插值处理确定卫星轨道，且在两个所述滤波执行周期之间，只利用轨道插值处理确定卫星轨道。

8.如权利要求7所述自主定轨系统，其特征在于，所述轨道插值模块采用5阶Hermite多项式进行轨道插值处理。

9.如权利要求6所述自主定轨系统，其特征在于，所述滤波执行模块，在每个所述滤波执行周期中，利用滤波更新的卫星轨道状态作为初值，计算卫星运动方程，并利用积分运算获取下一预报时刻的卫星轨道状态。

10.如权利要求9所述自主定轨系统，其特征在于，所述滤波执行模块采用4阶的Runge-Kutta积分方法作为所述卫星运动方程。