CN109000666B - 一种基于中心天体矢量观测的自主定轨方法及其系统 - Google Patents

一种基于中心天体矢量观测的自主定轨方法及其系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种基于中心天体矢量观测的自主定轨方法及其系统，所述方法包括以下步骤：S1、获取不同时刻的航天器对中心天体的位置方向矢量；S2、根据所述位置方向矢量得到真近点角的角速度以及角加速度；S3、根据所述真近点角的角速度以及角加速度确定航天器的轨道根数；其中，tn时刻时航天器对中心天体的位置方向矢量为Pn，n表示时刻的数目。本发明解决了航天器的在轨飞行自主定轨问题。

Description

一种基于中心天体矢量观测的自主定轨方法及其系统
技术领域
本发明涉及定位导航与控制技术领域，特别是涉及一种基于中心天体矢量观测的自主定轨方法及其系统。
背景技术
航天器的定轨技术是指通过观测数据来确定飞行轨道，航天器的轨道确定理论最初来源于天体力学，早起轨道确定的对象是自然天体，航天器的轨道确定步骤大概分为：数据获取预处理，初轨确定，轨道改进，轨道确定过程中运用的基本理论包括：轨道误差估计理论、航天器轨道运动理论、计算方法等。结合观测数据与轨道动力学进行轨道确定是基本的、通用的定轨途径。针对初始轨道的确定，其核心为应用少量的观测数据，来确定一个粗略的飞行轨道，作为判断航天器的运动情况或为下一步轨道改进提供较好的初值。实际中因出轨计算要求快速，所以一般应用较简单的动力学模型，不包括复杂的摄动计算。针对轨道的改进，常用的方法有加权最小二乘法、广义卡尔曼滤波法等。
现有常用的轨道确定方法主要利用地面站来进行测轨，通过测量航天器的位置和速度等来进行轨道计算。适用于纯角度观测的双r迭代法通过已知地面站的位置和观测航天器方向信息来进行轨道计算；高斯方法利用两个时刻的航天器位置矢量进行迭代求解计算；利用多普勒测速数据计算轨道的方法通过求解航天器相对于地面站的径向速度来实现轨道确；最常用的轨道确定方法为通过“导航星”全球定位系统，它能够输出实时的、连续的、高精度的三维位置、三维速度和时间信号。
不依赖地面测站、导航星定位系统的自主定轨方法对高轨航天器和深孔探测航天器尤为重要，利用星敏感器、星光折射、脉冲星等是进行自主定轨的途径。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于中心天体矢量观测的自主定轨方法及其系统，解决航天器的在轨飞行自主定轨问题。
为达到上述目的，本发明第一方面提出一种基于中心天体矢量观测的自主定轨方法，包括以下步骤：
S1、获取不同时刻的航天器对中心天体的位置方向矢量；
S2、根据所述位置方向矢量得到真近点角的角速度以及角加速度；
S3、根据所述真近点角的角速度以及角加速度确定航天器的轨道根数；
其中，tn时刻时航天器对中心天体的位置方向矢量为Pn，n表示时刻的数目。
优选地，所述S1包括：
通过不同时刻的航天器的姿态信息以及中心天体的方向信息得到不同时刻的航天器对中心天体的位置方向矢量。
优选地，所述S2包括：
S21、分别选取三个相邻时刻的所述位置方向矢量作为第一组观测数据以及第二组观测数据，其中，第一组观测数据以及第二组观测数据中的时刻完全不同，所述第一组观测数据包括ti+1、Pi+1，ti+2、Pi+2以及ti+3、Pi+3，所述第二组观测数据包括tj+1、Pj+1，tj+2、Pj+2以及tj+3、Pj+3。
S22、分别得到所述第一组观测数据以及第二组观测数据中的相邻时刻的所述位置方向矢量之间的夹角；
S23、根据所述第一组观测数据以及第二组观测数据中的所述相邻时刻的所述位置方向矢量之间的夹角得到第一组观测数据以及第二组观测数据中的真近点角的角速度以及角加速度。
优选地，所述S22包括：
通过下式得到第一组观测数据以及第二组观测数据中的相邻时刻的所述位置方向矢量之间的夹角：
Figure GDA0003206057370000021
其中，θi+2为Pi+1与Pi+2之间的夹角，θi+3为Pi+1与Pi+3之间的夹角，θj+2为Pj+1与Pj+2之间的夹角，θj+3为Pj+1与Pj+3之间的夹角。
优选地，所述S23包括：
通过下式得到第一组观测数据以及第二组观测数据中的真近点角的角速度以及角加速度：
Figure GDA0003206057370000031
其中，
Figure GDA0003206057370000032
为第一组观测数据中的真近点角的角速度，
Figure GDA0003206057370000033
为第二组观测数据中的真近点角的角加速度，
Figure GDA0003206057370000034
为第一组观测数据中的真近点角的角速度，
Figure GDA0003206057370000035
为第二组观测数据中的真近点角的角加速度。
优选地，所述S3中：
通过下式确定航天器的轨道根数：
Figure GDA0003206057370000036
其中，t表示轨道根数的时刻，P表示位置矢量，V表示速度矢量，r为地心距，
Figure GDA0003206057370000037
为第一组观测数据中的位置矢量的变化率。
可选的，所述
Figure GDA0003206057370000038
可由下式得到：
Figure GDA0003206057370000039
可选的，所述r可由下式得到：
Figure GDA00032060573700000310
其中，μ为中心天体引力常数，λ为系数，
Figure GDA00032060573700000311
为第二组观测数据中的位置矢量的变化率。
可选的，所述
Figure GDA00032060573700000312
可由下式得到：
Figure GDA00032060573700000313
本发明第二方面提出一种自主定轨系统，包括：
获取模块，用于获取不同时刻的航天器对中心天体的位置方向矢量；
处理模块，用于根据所述位置方向矢量得到真近点角的角速度以及角加速度；
定轨模块，用于根据所述真近点角的角速度以及角加速度确定航天器的轨道根数。
本发明的有益效果如下：
本发明所述技术方案具有原理明确、设计简单的优点，本发明解决了航天器的在轨飞行自主定轨问题，可以用于高轨、深孔探测航天器的轨道确定，也适用于航天器的自主定轨。相比于传统的自主定轨方法，本发明能够快速的对航天器的在轨飞行进行自主定轨，提高工作效率。
附图说明
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
图1示出本发明中的一个实施例提供的自主定轨方法的流程图；
图2示出本发明中的一个实施例提供的自主定轨系统的流程图；
图3示出本发明中的一个实施例提供的计算机设备的结构示意图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
航天器的定轨技术是指通过观测数据来确定飞行轨道，航天器的轨道确定理论最初来源于天体力学，早起轨道确定的对象是自然天体，航天器的轨道确定步骤大概分为：数据获取预处理，初轨确定，轨道改进，轨道确定过程中运用的基本理论包括：轨道误差估计理论、航天器轨道运动理论、计算方法等。结合观测数据与轨道动力学进行轨道确定是基本的、通用的定轨途径。针对初始轨道的确定，其核心为应用少量的观测数据，来确定一个粗略的飞行轨道，作为判断航天器的运动情况或为下一步轨道改进提供较好的初值。实际中因出轨计算要求快速，所以一般应用较简单的动力学模型，不包括复杂的摄动计算。针对轨道的改进，常用的方法有加权最小二乘法、广义卡尔曼滤波法等。
现有常用的轨道确定方法主要利用地面站来进行测轨，通过测量航天器的位置和速度等来进行轨道计算。适用于纯角度观测的双r迭代法通过已知地面站的位置和观测航天器方向信息来进行轨道计算；高斯方法利用两个时刻的航天器位置矢量进行迭代求解计算；利用多普勒测速数据计算轨道的方法通过求解航天器相对于地面站的径向速度来实现轨道确定；最常用的轨道确定方法为通过“导航星”全球定位系统，它能够输出实时的、连续的、高精度的三维位置、三维速度和时间信号。
图1示出本发明的一个实施例中的自主定轨方法的流程图，其具体步骤包括：
S1、获取不同时刻的航天器对中心天体的位置方向矢量；
S2、根据所述位置方向矢量得到真近点角的角速度以及角加速度；
S3、根据所述真近点角的角速度以及角加速度确定航天器的轨道根数；
其中，tn时刻时航天器对中心天体的位置方向矢量为Pn，n表示时刻的数目。
本发明所述的技术方案具有原理明确、设计简单的优点，解决了航天器的在轨飞行自主定轨问题，可以用于高轨、深孔探测航天器的轨道确定，也适用于航天器的自主定轨。相比于传统的自主定轨方法，本发明能够快速的对航天器的在轨飞行进行自主定轨，提高工作效率。
在本实施例的可选实施方式中，在S1中，不同时刻的航天器对中心天体的位置方向矢量可以通过不同时刻的航天器的姿态信息以及中心天体的方向信息来得到，航天器的姿态信息以及中心天体的方向信息可由GPS得到。
在本实施例中，所述S2包括：
S21、分别选取三个相邻时刻的所述位置方向矢量作为第一组观测数据以及第二组观测数据，其中，第一组观测数据以及第二组观测数据中的时刻完全不同，所述第一组观测数据包括ti+1、Pi+1，ti+2、Pi+2以及ti+3、Pi+3，所述第二组观测数据包括tj+1、Pj+1，tj+2、Pj+2以及tj+3、Pj+3。
S22、分别得到所述第一组观测数据以及第二组观测数据中的相邻时刻的所述位置方向矢量之间的夹角；
S23、根据所述第一组观测数据以及第二组观测数据中的所述相邻时刻的所述位置方向矢量之间的夹角得到第一组观测数据以及第二组观测数据中的真近点角的角速度以及角加速度。
在本实施例中，所述S22包括：
通过下式得到第一组观测数据以及第二组观测数据中的相邻时刻的所述位置方向矢量之间的夹角：
Figure GDA0003206057370000061
其中，θi+2为Pi+1与Pi+2之间的夹角，θi+3为Pi+1与Pi+3之间的夹角，θj+2为Pj+1与Pj+2之间的夹角，θj+3为Pj+1与Pj+3之间的夹角。
在本实施例中，所述S23包括：
通过下式得到第一组观测数据以及第二组观测数据中的真近点角的角速度以及角加速度：
Figure GDA0003206057370000062
其中，
Figure GDA0003206057370000063
为第一组观测数据中的真近点角的角速度，
Figure GDA0003206057370000064
为第二组观测数据中的真近点角的角加速度，
Figure GDA0003206057370000065
为第一组观测数据中的真近点角的角速度，
Figure GDA0003206057370000066
为第二组观测数据中的真近点角的角加速度。
在实施例中，所述S3中：
通过下式确定航天器的轨道根数：
Figure GDA0003206057370000067
其中，t表示轨道根数的时刻，P表示位置矢量，V表示速度矢量，r为地心距，
Figure GDA0003206057370000068
为第一组观测数据中的位置矢量的变化率。
具体的，在本实施中，所述
Figure GDA0003206057370000069
可由下式得到：
Figure GDA00032060573700000610
具体的，在本实施例中，所述r可由下式得到：
Figure GDA0003206057370000071
其中，μ为中心天体引力常数，λ为系数，
Figure GDA0003206057370000072
为第二组观测数据中的位置矢量的变化率。
具体的，在本实施例中，所述
Figure GDA0003206057370000073
可由下式得到：
Figure GDA0003206057370000074
如图2所示，本发明的另一个实施例提出一种自主定轨系统，包括：
获取模块，用于获取不同时刻的航天器对中心天体的位置方向矢量；
处理模块，用于根据所述位置方向矢量得到真近点角的角速度以及角加速度；
定轨模块，用于根据所述真近点角的角速度以及角加速度确定航天器的轨道根数。
本发明的又一个实施例提供了一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行程序时实现上述自主定轨的方法。如图3所示，适于用来实现本实施例提供的计算机设备的计算机系统，包括中央处理单元(CPU)，其可以根据存储在只读存储器(ROM)中的程序或者从存储部分加载到随机访问存储器(RAM)中的程序而执行各种适当的动作和处理。在RAM中，还存储有计算机系统操作所需的各种程序和数据。CPU、ROM以及RAM通过总线被此相连。输入/输入(I/O)接口也连接至总线。
以下部件连接至I/O接口:包括键盘、鼠标等的输入部分；包括诸如液晶显示器(LCD)等以及扬声器300300等的输出部分；包括硬盘等的存储部分；以及包括诸如LAN卡、调制解调器等的网络接口卡的通信部分。通信部分经由诸如因特网的网络执行通信处理。驱动器也根据需要连接至I/O接口。可拆卸介质，诸如磁盘、光盘、磁光盘、半导体存储器等等，根据需要安装在驱动器上，以便于从其上读出的计算机程序根据需要被安装入存储部分。
特别地，提据本实施例，上文流程图描述的过程可以被实现为计算机软件程序。例如，本实施例包括一种计算机程序产品，其包括有形地包含在计算机可读介质上的计算机程序，上述计算机程序包含用于执行流程图所示的方法的程序代码。在这样的实施例中，该计算机程序可以通过通信部分从网络上被下载和安装，和/或从可拆卸介质被安装。
附图中的流程图和示意图，图示了本实施例的系统、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或示意图中的每个方框可以代表一个模块、程序段或代码的一部分，上述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个接连地表示的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，示意图和/或流程图中的每个方框、以及示意和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或操作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
描述于本实施例中所涉及到的模块可以通过软件的方式实现，也可以通过硬件的方式来实现。所描述的模块也可以设置在处理器中，例如，可以描述为：一种处理器包括处理模块等。其中，这些模块的名称在某种情况下并不构成对该模块本身的限定。例如，处理模块还可以被描述为“计算模块”。
作为另一方面，本申请还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质可以是上述实施例中所述装置中所包含的计算机可读存储介质；也可以是单独存在，未装配入终端中的计算机可读存储介质。所述计算机可读存储介质存储有一个或者一个以上程序，所述程序被一个或者一个以上的处理器用来执行描述于本发明的自主定轨的方法。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (2)

1.一种基于中心天体矢量观测的自主定轨方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、通过不同时刻的航天器的姿态信息以及中心天体的方向信息获取不同时刻的航天器对中心天体的位置方向矢量；
S2、根据所述位置方向矢量得到真近点角的角速度以及角加速度，包括：
S21、分别选取三个相邻时刻的所述位置方向矢量作为第一组观测数据以及第二组观测数据，其中，第一组观测数据以及第二组观测数据中的时刻完全不同，所述第一组观测数据包括ti+1、Pi+1，ti+2、Pi+2以及ti+3、Pi+3，所述第二组观测数据包括tj+1、Pj+1，tj+2、Pj+2以及tj+3、Pj+3；
S22、通过下式分别得到所述第一组观测数据以及第二组观测数据中的相邻时刻的所述位置方向矢量之间的夹角：
Figure FDA0003206057360000011
其中，θi+2为Pi+1与Pi+2之间的夹角，θi+3为Pi+1与Pi+3之间的夹角，θj+2为Pj+1与Pj+2之间的夹角，θj+3为Pj+1与Pj+3之间的夹角；
S23、根据所述第一组观测数据以及第二组观测数据中的所述相邻时刻的所述位置方向矢量之间的夹角，通过下式得到第一组观测数据以及第二组观测数据中的真近点角的角速度以及角加速度：
Figure FDA0003206057360000012
其中，
Figure FDA0003206057360000013
为第一组观测数据中的真近点角的角速度，
Figure FDA0003206057360000014
为第二组观测数据中的真近点角的角加速度，
Figure FDA0003206057360000015
为第一组观测数据中的真近点角的角速度，
Figure FDA0003206057360000021
为第二组观测数据中的真近点角的角加速度；
S3、根据所述真近点角的角速度以及角加速度通过下式确定航天器的轨道根数：
Figure FDA0003206057360000022
其中，t表示轨道根数的时刻，P表示位置矢量，V表示速度矢量，r为地心距，
Figure FDA0003206057360000023
为第一组观测数据中的位置矢量的变化率；
所述
Figure FDA0003206057360000024
可由下式得到：
Figure FDA0003206057360000025
所述r可由下式得到：
Figure FDA0003206057360000026
其中，μ为中心天体引力常数，λ为系数，
Figure FDA0003206057360000027
为第二组观测数据中的位置矢量的变化率；
所述
Figure FDA0003206057360000028
可由下式得到：
Figure FDA0003206057360000029
其中，tn时刻时航天器对中心天体的位置方向矢量为Pn，n表示时刻的数目。
2.一种基于中心天体矢量观测的自主定轨系统，其特征在于，包括：
获取模块，用于通过不同时刻的航天器的姿态信息以及中心天体的方向信息获取不同时刻的航天器对中心天体的位置方向矢量；
处理模块，用于根据所述位置方向矢量得到真近点角的角速度以及角加速度，包括：
分别选取三个相邻时刻的所述位置方向矢量作为第一组观测数据以及第二组观测数据，其中，第一组观测数据以及第二组观测数据中的时刻完全不同，所述第一组观测数据包括ti+1、Pi+1，ti+2、Pi+2以及ti+3、Pi+3，所述第二组观测数据包括tj+1、Pj+1，tj+2、Pj+2以及tj+3、Pj+3；
通过下式分别得到所述第一组观测数据以及第二组观测数据中的相邻时刻的所述位置方向矢量之间的夹角：
Figure FDA0003206057360000031
其中，θi+2为Pi+1与Pi+2之间的夹角，θi+3为Pi+1与Pi+3之间的夹角，θj+2为Pj+1与Pj+2之间的夹角，θj+3为Pj+1与Pj+3之间的夹角；
根据所述第一组观测数据以及第二组观测数据中的所述相邻时刻的所述位置方向矢量之间的夹角，通过下式得到第一组观测数据以及第二组观测数据中的真近点角的角速度以及角加速度：
Figure FDA0003206057360000032
其中，
Figure FDA0003206057360000033
为第一组观测数据中的真近点角的角速度，
Figure FDA0003206057360000034
为第二组观测数据中的真近点角的角加速度，
Figure FDA0003206057360000035
为第一组观测数据中的真近点角的角速度，
Figure FDA0003206057360000036
为第二组观测数据中的真近点角的角加速度；
定轨模块，用于根据所述真近点角的角速度以及角加速度通过下式确定航天器的轨道根数：
Figure FDA0003206057360000037
其中，t表示轨道根数的时刻，P表示位置矢量，V表示速度矢量，r为地心距，
Figure FDA0003206057360000038
为第一组观测数据中的位置矢量的变化率；
所述
Figure FDA0003206057360000041
可由下式得到：
Figure FDA0003206057360000042
所述r可由下式得到：
Figure FDA0003206057360000043
其中，μ为中心天体引力常数，λ为系数，
Figure FDA0003206057360000044
为第二组观测数据中的位置矢量的变化率；
所述
Figure FDA0003206057360000045
可由下式得到：
Figure FDA0003206057360000046
其中，tn时刻时航天器对中心天体的位置方向矢量为Pn，n表示时刻的数目。
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