CN108562295B - 一种基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法 - Google Patents

一种基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108562295B
CN108562295B CN201810812286.1A CN201810812286A CN108562295B CN 108562295 B CN108562295 B CN 108562295B CN 201810812286 A CN201810812286 A CN 201810812286A CN 108562295 B CN108562295 B CN 108562295B
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
orbit
equation
value
time difference
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201810812286.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108562295A (zh
Inventor
魏平
谭枫俊
陈锐滨
赵路杨
李万春
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
University of Electronic Science and Technology of China
Original Assignee
University of Electronic Science and Technology of China
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by University of Electronic Science and Technology of China filed Critical University of Electronic Science and Technology of China
Priority to CN201810812286.1A priority Critical patent/CN108562295B/zh
Publication of CN108562295A publication Critical patent/CN108562295A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108562295B publication Critical patent/CN108562295B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/24—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 specially adapted for cosmonautical navigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)

Abstract

本发明属于电子对抗技术领域，涉及一种基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法。本发明提出了一种基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法。通过三个地面观测站接收到的卫星信号构成两组不同的时差信息，利用参数优化算法对轨道方程中的六个卫星轨道根数进行求解，把它们带入卫星轨道方程后得到卫星的实时位置，实现对同步轨道卫星的定轨解算。参数优化时需要进行时间积累，求解最小二乘解析解，这样能够解决地面接收站个数不足导致观测程度低的问题。

Description

一种基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法
技术领域
本发明属于电子对抗技术领域，涉及一种基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法。
背景技术
随着空间科学、计算机科学、以及通讯数据传输等技术的发展，人类对太空的探索不断取得新的进展。卫星定轨是卫星顺利完成在轨任务的前提与基础，研究卫星定轨技术一直都是航天领域的重要课题之一，获取其准确的轨道信息在同步卫星导航定位、卫星控制等众多方面具有重要的意义。而同步轨道卫星在高空中受太阳辐射等多种摄动力的影响，这使得单纯的二体运动无法准确的捕获卫星位置。
目前，卫星的定轨技术多是以测角型、测速测距型资料作为观测资料，基本都是有源定位的方式测得。有源定位要发射大功率的信号，但在电子战中容易暴露自己，从而遭到对方电子干扰或反辐射武器的打击。时差定位技术通过测量信号到达多个接收站之间的时间差，实现对辐射源进行定位跟踪，属于无源定位。多站情况下的时差定位技术由于可以获得较高的定位精度，同时对接收系统的要求较低，易于组网。但是目前利用时差定位技术进行测轨时，并没有考虑卫星运动过程，直接对卫星定位，会受到布站方式、基线长度和站址误差等多个因素的限制，所以定位精度并不理想。而且在只有三个地面接收站的情况下，利用时差信息定位属于欠定问题，观测程度低，即单纯依靠时差信息是无法解算出卫星的所在位置，也就没法对卫星进行定轨。所以在较低观测程度下的卫星无源定位技术仍值得研究。
发明内容
本发明的目的，就是针对上述问题，提出了一种基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法。通过三个地面观测站接收到的卫星信号构成两组不同的时差信息，利用参数优化算法对轨道方程中的六个卫星轨道根数进行求解，把它们带入卫星轨道方程后得到卫星的实时位置，实现对同步轨道卫星的定轨解算。参数优化时需要进行时间积累，求解最小二乘解析解，这样能够解决地面接收站个数不足导致观测程度低的问题。
为了便于理解，对本发明采用的技术做如下说明：
卫星运动及时差定位相关基本原理
A.根据卫星轨道动力学原理，给出由卫星的六个轨道根数表示的卫星二体运动轨道方程如下。
Figure GDA0003032388130000021
Figure GDA0003032388130000022
其中，
Figure GDA0003032388130000023
Figure GDA0003032388130000024
对于六个轨道根数
Figure GDA0003032388130000025
a为轨道半长轴、e为轨道椭圆偏心率、i为轨道倾角、Ω为升交点赤经、ω为近地点幅角、E0为真近点角。μ为地心引力常数，μ＝3.986004418×1014m3/s。
B.二体运动中，前五个轨道根数是固定常数，而第六个轨道根数真近点角E0满足开普勒方程
Figure GDA0003032388130000026
只能通过求解开普勒方程才能得到，其中M为卫星的平近点角。而求解开普勒方程过程如下。
1)由给定的时刻t和M＝nt算出，通常假定tp＝0，而
Figure GDA0003032388130000027
可事先算出；
2)由下式计算出E0；
Figure GDA0003032388130000028
3)由下式迭代的计算出Ei，其中f(E)＝E-esinE-M；
Figure GDA0003032388130000031
4)计算误差Δε＝|Ei-Ei-1|。
判断误差Δε是否小于预先给定的允许误差ε，如果Δε≥ε则跳到3)继续迭代计算，如果Δε≤ε则算法结束，这时的Ei就是开普勒方程的解。
C.由于时差值仅为距离差值除以光速，为了方便，后面都用距离差方程代替时差方程。
距离差方程如下。
Figure GDA0003032388130000032
Figure GDA0003032388130000033
其中，n12,n13为距离差测量方程的噪声，而
Figure GDA0003032388130000034
为六个轨道根数。
D.J2000.0惯性坐标系到ECEF地心地固坐标系的转换关系如下，
rE＝WRNPrJ
其中，矩阵P,N,R,W分别为岁差修正矩阵、章动修正矩阵、地球自转角修正矩阵和极移修正矩阵。
1)岁差修正矩阵
P＝RZ(-zA)RX(θA)RZ(-ζA)
国际地球自转服务组织1996年年会(IERS Conventions 1996)在其技术文档中给出了上述三个岁差角的计算公式：
Figure GDA0003032388130000035
T为从历元J2000.0起算的儒略世纪数。
2)章动修正矩阵
N＝RX(-ε)RZ(-Δψ)RX(-εA)
εA为平黄赤交角，ε＝εA+Δε为真黄赤交角，Δψ为黄经章动，Δε为黄赤交角章动。
Figure GDA0003032388130000041
其中σi＝a1,il+a2,il′+a3,iF+a4,iD+a5,iΩ，
Figure GDA0003032388130000042
3)地球自转角修正矩阵
R＝RZ(GAST)
格林尼治真恒星时GAST＝GMST+Δψcosε
4)极移修正矩阵
Figure GDA0003032388130000043
设瞬时地极为P，它相对于国际协议原点CIO的偏移量，即极移量，在两个方向分别是xp,yp，它们都很小的量(最大值约为0″.3)计算时要化为弧度为单位。
注：
Figure GDA0003032388130000044
Figure GDA0003032388130000045
Figure GDA0003032388130000051
本发明的技术方案为：
S1、通过三个地面观测站测量到的卫星信号构成两组不同的距离差信息sc1(t),sc2(t)(与时差等价)，设地面三个接收站坐标设置为s1＝[x1,y1,z1]T，s2＝[x2,y2,z2]T，s3＝[x3,y3,z3]T，估计一组可用的卫星六个轨道根数初值；
设定时差值仅为距离差值除以光速，采用距离差方程代替时差方程，建立距离差方程为：
Figure GDA0003032388130000052
Figure GDA0003032388130000053
其中，在ECEF地心地固坐标系下，卫星位置设为rE＝[x′,y′,z′]T；
对于同步轨道卫星而言，轨道长半轴相对固定，常预设为42166.2609km，后面对轨道根数的优化不用考虑它；同步轨道卫星轨道为近圆形，偏心率较小，设定为2×10-4。对其他各个轨道根数设置搜索范围和搜索间隔，把这些轨道根数带入卫星二体运动模型方程和时差方程中计算时差数据，使得该时差数据与接收时差信号数据误差的均方根最小的那组轨道根数被认为是搜索出来的最优值，如下式所示；
Figure GDA0003032388130000054
S2、利用牛顿法求解一组卫星轨道根数
Figure GDA0003032388130000055
使得距离差模型产生的数据的与测量到的距离差数据误差最小。设定在一段时间内卫星轨道根数是不变的，则可以进行时间积累，此时解迭代方程就可以运用最小二乘法求解。建立牛顿法迭代公式为
Figure GDA0003032388130000061
Figure GDA0003032388130000062
其中，sc1(t),sc2(t)为测量到的距离差数据，视为常数；不同的t代表不同的时刻，sc1(t),sc2(t),
Figure GDA0003032388130000063
也就都不相同；而
Figure GDA0003032388130000064
则为迭代k次后得到的卫星轨道根数估计值；而
Figure GDA0003032388130000065
等于步骤S1中求出的卫星轨道根数初值，即
Figure GDA0003032388130000066
在实际运用中，预设好积累时长，前一次迭代出的
Figure GDA0003032388130000067
通过距离差方程产生数据，通过牛顿法的迭代公式求解
Figure GDA0003032388130000068
的最小二乘解，再更新
Figure GDA0003032388130000069
当
Figure GDA00030323881300000610
的值小于预设阈值时迭代停止，此时迭代出的
Figure GDA00030323881300000611
为是最优解；
下面为距离差方程关于轨道根数求导的相关方程：
Figure GDA00030323881300000612
和
Figure GDA00030323881300000613
公式中仅s2,s3不同，且他们与
Figure GDA00030323881300000614
无关，所以计算
Figure GDA00030323881300000615
可等价得到
Figure GDA00030323881300000616
Figure GDA00030323881300000617
的表达式如下，
Figure GDA00030323881300000618
由六个轨道根数表示的卫星二体运动模型方程是在J2000.0坐标系下的，而此处为卫星的ECEF坐标对六个轨道根数求导，所以需要进行坐标转换，
Figure GDA0003032388130000071
卫星二体运动模型方程中的E是由开普勒方程E-esinE＝M0+nt求解出的，所以在计算
Figure GDA0003032388130000072
之前，需要根据开普勒方程求解
Figure GDA0003032388130000073
结果如下所示；
Figure GDA0003032388130000074
Figure GDA0003032388130000075
接下来计算卫星二体运动模型方程对六个轨道根数的导数
Figure GDA0003032388130000076
Figure GDA0003032388130000077
Figure GDA0003032388130000078
Figure GDA0003032388130000079
Figure GDA00030323881300000710
Figure GDA00030323881300000711
其中，
Figure GDA00030323881300000712
Figure GDA0003032388130000081
Figure GDA0003032388130000082
S3、对偏心率e进行修正：
e的变化对于时差方程不敏感，即它对模型产生的距离差与测量距离差的误差即
Figure GDA0003032388130000083
和
Figure GDA0003032388130000084
的影响很小，这使得偏心率估计值
Figure GDA0003032388130000085
不能收敛到准确值，导致最后牛顿法求解出的
Figure GDA0003032388130000086
是有偏的，所以需要改进牛顿法，使它能够解决这个问题。
现在把步骤S3中的牛顿法式1改为如下所示，
Figure GDA0003032388130000087
其中，
Figure GDA0003032388130000088
即
Figure GDA0003032388130000089
分别是该积累时间间隔内两个距离差数据与之对应的测量数据的误差值的均值。同样，
Figure GDA00030323881300000810
等于步骤S2中求出的卫星轨道根数初值，即
Figure GDA00030323881300000811
这里的
Figure GDA00030323881300000812
实际为一个常数即Δek-1，仅仅是对偏心率e进行迭代求解；迭代求解过程和步骤S2中介绍的牛顿法相同。
S4、对i,Ω,ω,E0进行修正：在修正了偏心率估计值
Figure GDA00030323881300000815
后，需要对其他轨道参数进行一次更新，即采用与步骤S2相同的牛顿法进行修正，带入的迭代初值为步骤S3给出的轨道根数；得到最终估计的轨道根数
Figure GDA00030323881300000813
S5、将获得的轨道根数
Figure GDA00030323881300000814
代入前面介绍的卫星二体运动轨道方程中，即可算出同步卫星的位置坐标
Figure GDA0003032388130000091
和速度
Figure GDA0003032388130000092
S6、利用估算出的
Figure GDA0003032388130000093
更新
Figure GDA0003032388130000094
再通过求解开普勒方程计算出下一个时段的偏近地角E0，它和上述步骤获得的其他轨道根数替代步骤S1中估计的轨道根数初值，回到步骤S2；
S7、载入下个积累时段测量到的距离差信息sc′1(t),sc′2(t)，重复上述步骤，直至结束定轨过程。
进行定位误差分析如下：
根据以上分析，采用基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法对地球表面目标辐射源进行定位时，系统定位精度的影响因素主要为时差测量噪声n12，n13。下面对存在时差测量噪声条件下定位解算误差的克拉美-罗下限(CRB)进行分析计算。系统的测量方程
具体表示如下：
Figure GDA0003032388130000095
因同步轨道卫星的轨道长半轴固定，系统测量方程仅需对五个轨道根数求导。所以取
Figure GDA0003032388130000096
前面已经计算出了
Figure GDA0003032388130000097
和
Figure GDA0003032388130000098
直接代入即可。设时差测量噪声的协方差矩阵为C，则：
Figure GDA0003032388130000099
求得同步轨道卫星的5个轨道根数的理论精度界为：
Figure GDA00030323881300000910
那么rJ0＝(x0,y0,z0)T的CRB界应为：
Figure GDA00030323881300000911
本发明的有益效果为，能够解决时差定位中地面接收站个数不足导致观测程度低的问题。
附图说明
图1为同步轨道卫星定轨流程图；
图2为同步轨道卫星定轨解算的几何精度界CRB图；
图3为模拟某同步轨道卫星产生的时差信号时的卫星定轨误差图；
图4为利用STK软件产生噪声为0.1us的时差信号时的卫星定轨误差图；
图5为利用STK软件产生噪声为1us的时差信号时的卫星定轨误差图。
具体实施方式
下面将结合附图和实施例，对本发明的技术方案进行进一步说明。
实施例
本例中的设定为：
1、因为目标卫星为同步轨道卫星，轨道长半轴相对固定，基本在42164km-42166km之间，所以假设目标卫星轨道的长半轴为42166.2609km；
2、将工程实践中存在的卫星姿态测量等误差统一到时差误差中；
3、假定测量误差服从均值为零的高斯分布，且误差之间相互独立。
4、假设地面接收站固定在三亚，成都，嘉兴三个位置，它们对应的ECEF地心地固坐标为s1＝(-1978.56，-650.52，6008.28)，s2＝(-1334，5326，3235)和s3＝(-2792，4739，3218)，单位为km。
同步轨道卫星定轨解算的几何精度界
如图2所示，使用某一同步轨道卫星的轨道根数数据，a＝42166.2609km，e＝1.9721×e-4，i＝0.082669，Ω＝1.37455，ω＝5.30661，E0＝2.76373(均为弧度制)。设置积累时长为3小时，时差噪声标准差变化范围为0.1us-1us。其中各图为该同步轨道卫星定轨算法在x,y,z轴上的CRB界图及距离(
Figure GDA0003032388130000101
)上的CRB界图。
由图2中可以看出，本文提出的定轨解算方法性能稳定，时差误差在1us时，距离上的CRB界能达到900m左右，而时差误差0.1us时的距离CRB界在100m左右，因同步轨道卫星距离地心大约42000km，所以定位精度在万分之一以内，说明该算法能很好的求解出卫星的实时位置，实现同步轨道卫星的定轨操作。
模拟某同步轨道卫星产生的时差信号时的卫星定轨效果
如图3所示，对12小时长时差数据进行定轨解算。设置积累时长为3小时，即对每3个小时的时差数据进行一次卫星定轨解算；时差噪声标准差设置为0.1us。其中各图为对该同步轨道卫星解算出的轨道数据与原轨道x,y,z轴上的误差图及距离(
Figure GDA0003032388130000111
)上的误差图，横坐标为时间，单位为s，纵坐标表示误差值，单位为km。
由图3中可以看出，本文提出的定轨解算方法在对自己模型产生出的时差数据进行解算时性能稳定，刚开始3小时的误差在150m左右，而稳定以后，距离上的误差仅在100m以内，说明该算法能很好的求解出卫星的实时位置，实现同步轨道卫星的定轨操作。
利用STK软件产生时差信号时的卫星定轨效果
STK是由美国Analytical Graphics公司开发的一款在航天领域处于领先地位的商业分析软件。利用该软件产生某一同步轨道卫星轨道数据，再用该数据产生观测的时差信号。如图4所示，对24小时长时差数据进行定轨解算。设置积累时长为3小时，即对每3个小时的时差数据进行一次卫星定轨解算；时差噪声标准差设置为0.1us。其中各图为对该同步轨道卫星解算出的轨道数据与原轨道x,y,z轴上的误差图及距离(
Figure GDA0003032388130000112
)上的误差图，横坐标为时间，单位为s，纵坐标表示误差值，单位为km。
由图4中可以看出，本文提出的定轨解算方法在对STK软件产生出的时差数据进行解算时性能也相对稳定，刚开始3小时的误差值较大，在1.2km左右，但是逐渐收敛到1km以下，距离上的误差在稳定以后在500m以内，说明该算法能在噪声强度不大的情况下很好的求解出卫星的实时位置，实现同步轨道卫星的定轨操作。
如图5所示，各条件设置与图4中相同，仅仅改变时差噪声标准差为1us。由图5可以看出，观测时差噪声达到1us时，稳定后的定轨误差变大，但依然保持在1km以下，和积累3小时的CRB界情况基本吻合，说明该算法基本能够达到各时差噪声强度所对应的解算CRB界，能够求解出卫星的实时位置并实现同步轨道卫星的定轨操作。

Claims (2)

1.一种基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法，所述同步卫星二体模型为由卫星的六个轨道根数
Figure FDA0003032388120000011
表示的卫星二体运动轨道方程：
Figure FDA0003032388120000012
Figure FDA0003032388120000013
其中，在J2000.0惯性坐标系下，卫星位置为rJ＝[x,y,z]，vJ为卫星速度，
Figure FDA0003032388120000014
Figure FDA0003032388120000015
六个轨道根数
Figure FDA0003032388120000016
中，a为轨道半长轴、e为轨道椭圆偏心率、i为轨道倾角、Ω为升交点赤经、ω为近地点幅角、E0为真近点角，μ为地心引力常数，μ＝3.986004418×1014m3/s；前五个轨道根数是固定常数，而第六个轨道根数真近点角E0满足开普勒方程
Figure FDA0003032388120000017
只能通过求解开普勒方程才能得到，其中M为卫星的平近点角；
其特征在于，所述定轨方法包括以下步骤：
S1、设地面三个接收站坐标设置为s1＝[x1,y1,z1]，s2＝[x2,y2,z2]，s3＝[x3,y3,z3]，通过三个地面观测站测量到的卫星信号构成两组不同的与时差等价的距离差信息sc1(t),sc2(t)，并预估一组可用的卫星六个轨道根数初值；
设定时差值仅为距离差值除以光速，采用距离差方程代替时差方程，建立距离差方程为：
Figure FDA0003032388120000018
Figure FDA0003032388120000021
其中，在ECEF地心地固坐标系下，卫星位置设为rE＝[x′,y′,z′]，n12,n13为距离差测量方程的噪声；
S2、采用牛顿法求解一组卫星轨道根数
Figure FDA0003032388120000022
使得距离差模型产生的数据的与测量到的距离差数据误差最小；设定在一段时间内卫星轨道根数是不变的，进行时间积累，此时解迭代方程运用最小二乘法求解；建立牛顿法迭代公式为：
Figure FDA0003032388120000023
Figure FDA0003032388120000024
其中，将步骤S1获得的sc1(t),sc2(t)视为常数，不同的t代表不同的时刻，即
Figure FDA0003032388120000025
都不相同；
Figure FDA0003032388120000026
为迭代k次后得到的卫星轨道根数估计值；
Figure FDA0003032388120000027
为步骤S1中预估的卫星轨道根数初值，即
Figure FDA0003032388120000028
迭代过程为，设定积累时长，前一次迭代出的
Figure FDA0003032388120000029
通过距离差方程产生数据，通过牛顿法的迭代公式求解
Figure FDA00030323881200000210
的最小二乘解，再更新
Figure FDA00030323881200000211
当
Figure FDA00030323881200000212
的值小于预设阈值时迭代停止，此时迭代出的
Figure FDA00030323881200000213
为最优解；
S3、对偏心率e进行修正：
把步骤S2中的牛顿迭代公式改为：
Figure FDA0003032388120000031
其中，
Figure FDA0003032388120000032
即
Figure FDA0003032388120000033
分别是该积累时间间隔内两个距离差数据与之对应的测量数据的误差值的均值，
Figure FDA0003032388120000034
等于步骤S2中求出的卫星轨道根数初值，即
Figure FDA0003032388120000035
该步骤中
Figure FDA0003032388120000036
为一个常数即Δek-1，仅用于对偏心率e进行迭代求解；迭代求解过程同步骤S2；
S4、对i,Ω,ω,E0进行修正：
在修正了偏心率估计值
Figure FDA0003032388120000037
后，对其他轨道参数进行一次更新，即采用与步骤S2相同的牛顿法进行修正，带入的迭代初值为步骤S3给出的轨道根数；得到最终估计的轨道根数
Figure FDA0003032388120000038
S5、将获得的轨道根数
Figure FDA0003032388120000039
代入卫星二体运动轨道方程中，即可获得同步卫星的估计位置坐标
Figure FDA00030323881200000310
和速度
Figure FDA00030323881200000311
S6、利用估算出的
Figure FDA00030323881200000312
更新
Figure FDA00030323881200000313
再通过求解开普勒方程计算出下一个时段的偏近地角E0，它和上述步骤获得的其他轨道根数替代步骤S1中预估的轨道根数初值，回到步骤S2；
S7、载入下个积累时段测量到的距离差信息sc′1(t),sc′2(t)，重复上述步骤，直至结束定轨过程。
2.根据权利要求1所述的一种基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法，其特征在于，所述步骤S1中预估一组可用的卫星六个轨道根数初值的方法为：
对同步轨道卫星，设定其轨道长半轴相对固定，即a值为固定值；设定同步轨道卫星轨道为近圆形，将偏心率e设定为2×10-4；对其他轨道根数设置搜索范围和搜索间隔，把这些轨道根数带入卫星二体运动模型方程和距离差方程中计算距离差数据，使得该距离差数据与接收距离差数据误差的均方根最小的那组轨道根数被认为是搜索出来的最优值，即预估值：
Figure FDA0003032388120000041
CN201810812286.1A 2018-07-23 2018-07-23 一种基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法 Active CN108562295B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810812286.1A CN108562295B (zh) 2018-07-23 2018-07-23 一种基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810812286.1A CN108562295B (zh) 2018-07-23 2018-07-23 一种基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108562295A CN108562295A (zh) 2018-09-21
CN108562295B true CN108562295B (zh) 2021-07-02

Family

ID=63555862

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810812286.1A Active CN108562295B (zh) 2018-07-23 2018-07-23 一种基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108562295B (zh)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
TWI671565B (zh) 2018-09-26 2019-09-11 大立光電股份有限公司 成像光學系統、取像裝置及電子裝置
CN109633724B (zh) * 2019-01-16 2023-03-03 电子科技大学 基于单星与多地面站联合测量的无源目标定位方法
CN113740887A (zh) * 2019-04-30 2021-12-03 上海微小卫星工程中心 一种卫星注入轨道外推及卫星理论轨道确定方法
CN110873813B (zh) * 2019-12-02 2021-09-28 中国人民解放军战略支援部队信息工程大学 一种水流速度估算方法、组合导航方法及装置
CN112800169B (zh) * 2021-04-15 2021-07-13 航天宏图信息技术股份有限公司 同步带卫星的数据匹配方法、装置、设备及存储介质
CN113310496B (zh) * 2021-05-08 2024-01-09 北京航天飞行控制中心 一种确定月地转移轨道的方法及装置
CN113238188A (zh) * 2021-05-14 2021-08-10 深圳华创电科技术有限公司 一种基于wgs-84地球模型三站时差快速精确定位方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0283302A2 (en) * 1987-03-20 1988-09-21 Massachusetts Institute Of Technology Techniques for determining orbital data
CN104408326A (zh) * 2014-12-16 2015-03-11 电子科技大学 一种对深空探测自主导航滤波算法的评估方法
CN107656293A (zh) * 2017-08-30 2018-02-02 清华大学 基于无奇点根数的14参数广播星历卫星位置估计方法
CN108226978A (zh) * 2018-01-15 2018-06-29 电子科技大学 一种基于wgs-84模型的双星定位方法
CN108279426A (zh) * 2018-01-24 2018-07-13 北京电子工程总体研究所 一种测控站至卫星星下点航路捷径的解析计算方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120026033A1 (en) * 2010-08-02 2012-02-02 Honda Motor Co., Ltd. Position calculation method and apparatus with gps

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0283302A2 (en) * 1987-03-20 1988-09-21 Massachusetts Institute Of Technology Techniques for determining orbital data
CN104408326A (zh) * 2014-12-16 2015-03-11 电子科技大学 一种对深空探测自主导航滤波算法的评估方法
CN107656293A (zh) * 2017-08-30 2018-02-02 清华大学 基于无奇点根数的14参数广播星历卫星位置估计方法
CN108226978A (zh) * 2018-01-15 2018-06-29 电子科技大学 一种基于wgs-84模型的双星定位方法
CN108279426A (zh) * 2018-01-24 2018-07-13 北京电子工程总体研究所 一种测控站至卫星星下点航路捷径的解析计算方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
《ＷＧＳ－８４模型下时差频差半定规划定位算法》;李万春，等;《航空学报》;20170725;第38卷(第7期);正文第320843-1-320843-8页 *
北斗卫星轨道预报模型对比;车通宇，等;《测绘科学》;20151231;第40卷(第12期);正文第91-96页 *
基于角度量观测的卫星初轨计算技术研究;王志胜，等;《弹箭与制导学报》;20021231;第2卷(第4期);正文第190-193页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN108562295A (zh) 2018-09-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108562295B (zh) 一种基于同步卫星二体模型的三站时差定轨方法
CN108761507B (zh) 基于短弧定轨和预报的导航卫星轨道快速恢复方法
CN102878995B (zh) 一种静止轨道卫星自主导航方法
CN110132261B (zh) 一种基于数值拟合的高精度星上轨道预报方法
CN111427002B (zh) 地面测控天线指向卫星的方位角计算方法
CN101968542B (zh) 一种利用地球站对月球探测器进行跟踪的方法
CN110609972B (zh) 一种指定发射仰角的自由弹道构造方法
CN110068845B (zh) 一种基于平根数理论确定卫星理论轨道的方法
CN113375677B (zh) 一种基于脉冲星观测的航天器定速方法
CN107300700B (zh) 敏捷合成孔径雷达卫星聚束模式姿态机动需求计算方法
CN113632090A (zh) 全球碳盘点卫星的轨道设计系统
CN102878997A (zh) 一种大偏心率轨道的星上快速高精度外推方法
CN111505608B (zh) 一种基于星载激光单片足印影像的激光指向在轨检校方法
CN109606739A (zh) 一种探测器地月转移轨道修正方法及装置
CN111125874B (zh) 一种动平台高精度测轨预报方法
CN110595486B (zh) 基于双星在轨遥测数据的高精度半长轴偏差计算方法
CN114684389B (zh) 考虑再入约束的月地转移窗口及精确转移轨道确定方法
Jin et al. Sentinel-6A attitude modeling with dual GNSS antennas and its impact on precise orbit determination
Wood The evolution of deep space navigation: 1962-1989
CN111272336B (zh) 一种基于gnss观测实现大型低轨航天器质心位移估算的方法
CN114002710A (zh) 小偏心率低轨卫星的星上轨道位置自主预报方法
Leonard et al. Liaison-supplemented navigation for geosynchronous and lunar l1 orbiters
CN112327333A (zh) 一种卫星位置计算方法及装置
CN111090830A (zh) 一种高轨非合作目标在轨光压辨识方法
Sabol et al. Improved angular observations in geosynchronous orbit determination

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant