CN111027137B - 基于遥测数据的航天器动力学模型高精度动态构建方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于航天发射领域与航天测控领域，公开了一种基于遥测数据的航天器动力学模型高精度动态构建方法。本发明首先根据航天器遥测弹道序列计算发射惯性坐标系的视速度序列；然后通过计算发射惯性坐标系与发射坐标系之间的方向余项矩阵，得到发射坐标系视速度序列；最后根据发射坐标系视速度序列，动态构建航天器动力学模型。本发明只需要直接应用遥测数据构建航天器动力学模型，成功地避开了所有与航天器具体结构、性能参数和控制规律相关的细节，同时又能够真实准确反映其动力学特性，是以往从来没有出现过的新方法。

Description

基于遥测数据的航天器动力学模型高精度动态构建方法

技术领域

本发明属于航天发射领域与航天测控领域，涉及一种基于遥测数据的航天器动力学模型高精度动态构建方法。

背景技术

在我国当前的航天发射任务中，现有的光学、雷达与导航卫星测量数据融合机理比较简单、融合程度不高，而且目前还没有出现将遥测弹道数据与其他测量数据实时进行深度融合处理的相关研究结果。随着航天发射高密度常态化发展的趋势越来越明显，对航天发射过程中大量的光学、雷达、遥测和导航测量数据进行融合处理、获得高品质的实时处理结果，对航天发射过程中的指挥决策和分析评估具有重要的现实意义，实时深度融合处理航天发射光学、雷达、遥测弹道数据与导航卫星测量数据已成为必然要求。

为了实时深度融合航天发射测量数据，实时准确估算航天器飞行状态，就必需建立航天器的高精度动力学模型。航天器的动力学模型与其具体结构、飞行状态、制导规律、制造误差、大气参数等密切相关，这就制约了模型的独立性与通用性，也影响了模型的准确性，难以满足高品质实时融合处理航天发射测量数据的需求。从工程实现与技术发展的角度来说，正是因为难以独立建立航天器的高精度动力学模型，所以航天发射任务测量数据实时融合的效果一直较差且发展缓慢，实时与事后高精度一体化综合处理的发展目标也一直无法有效推进。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种新的航天器动力学模型构建方法，建立的模型既避开了所有与航天器具体结构、性能参数和控制规律相关的细节，又真实反映航天器的动力学特性。

为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：

一种基于遥测数据的航天器动力学模型高精度动态构建方法，包括如下步骤：

步骤一：根据发射惯性坐标系遥测弹道序列

计算发射惯性坐标系视速度序列/>

步骤二：根据发射惯性坐标系视速度序列

计算发射坐标系视速度序列W_i；

步骤三：根据发射坐标系视速度序列W_i(i＝0，1，…，n)，动态构建航天器动力学模型。

进一步的，所述步骤一中，计算发射惯性坐标系的视速度序列

的公式如下：

当i＝0时，令

当i＝1，…，n时，按照(1)式计算发射惯性坐标系的视速度序列

其中，g(X^I)为发射惯性坐标系的地球引力模型，X^I为遥测弹道参数。

进一步的，所述步骤二中，计算发射坐标系的视速度序列W_i的公式如下：

式中，T_FA为发射惯性坐标系与发射坐标系之间的方向余弦矩阵，具体表达式为：

式中，ω_e为地球自转角速率；T_i为遥测弹道第i个输出节点对应的导航计算机解算弹道的累积积分时间长度；A_f、B_f分别表示航天器的发射方位角与发射点地理纬度。

进一步的，所述步骤三进一步包括：

3.1根据发射系视速度序列W_i(i＝0，1，…，n)，构建视速度插值函数W(t)；

利用(3)式构建视速度的拉格朗日插值函数W(t)：

该函数为关于时刻t的二次连续函数。

3.2对于不超过t_n时刻的任意两个连续时刻t_k与t_k+1，按照(4)式建立航天器动力学模型：

式中，X_k表示航天器t_k时刻的发射坐标系弹道参数，X_k+1表示航天器t_k+1时刻的发射坐标系弹道参数，

式中，g为地球引力加速度，a_e为离心加速度，a_c为哥氏加速度；

表示视加速度，视加速度/>

的积分计算式为/>

W(t_k)与W(t_k+1)由(3)式计算。

本发明的优点是：

本发明直接应用遥测弹道数据在每一个时刻动态建立航天器飞行全过程动力学模型，成功地避开了所有与航天器具体结构、性能参数和控制规律相关的细节，同时又能够真实准确反映其动力学特性，是以往从来没有出现过的新方法。本发明利用的遥测弹道数据来自航天器惯性测量器件，由此建立的航天器飞行全过程动力学模型的精度可达到航天器惯性测量器件的精度。

附图说明

图1为基于遥测数据的航天器动力学模型高精度动态构建方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

航天器的导航计算机通过处理高精度加速度计输出脉冲数、高精度陀螺输出脉冲数和高精度地球引力模型，得到发射惯性坐标系的弹道参数，发射惯性坐标系的弹道参数经航天器上遥测系统向外发送。地面接收的遥测数据中，包括发射惯性坐标系的弹道数据，这些数据经地面遥测数据处理系统解码还原即为遥测弹道数据。

在发明中，时刻t_i(i＝0，1，…，n)表示等间隔的时间节点，时刻t_k(k＝0，1，2，…)表示连续的时间点。

本发明中要用到的主要符号定义如下：

—t_i时刻发射惯性坐标系的航天器遥测弹道参数；

—t_i时刻发射惯性坐标系的航天器视速度；

W_i—t_i时刻发射坐标系的航天器视速度；

X_i—t_i时刻发射坐标系的航天器弹道参数；

X_k—t_k时刻发射坐标系的航天器弹道参数。

i＝0，1，…，n，k＝0，1，2，…。

如图1所示，本发明提供的一种基于遥测数据的航天器动力学模型高精度动态构建方法包括如下步骤：

步骤一：根据航天器发射惯性坐标系遥测弹道序列计算发射惯性坐标系视速度序列/>

当i＝0时，令

当i＝1，…，n时，按照(1)式计算发射惯性坐标系的视速度序列

式中，g(X^I)为发射惯性坐标系的地球引力模型，X^I为遥测弹道参数。

步骤二：根据发射惯性坐标系视速度序列

计算发射坐标系视速度序列W_i；

通过计算发射惯性坐标系与发射坐标系之间的方向余弦矩阵，即可将发射惯性坐标系的视速度序列变换至发射坐标系。

根据发射惯性坐标系视速度序列

按照(2)式计算其对应在发射坐标系的视速度序列W_i：

式中，T_FA为发射惯性坐标系与发射坐标系之间的方向余弦矩阵，具体表达式为：

式中，ω_e为地球自转角速率；T_i为遥测弹道第i个时间节点对应的导航计算机解算弹道的累积积分时间长度；A_f、B_f分别表示航天器的发射方位角与发射点地理纬度。

步骤三：根据发射坐标系视速度序列W_i(i＝0，1，…，n)，动态构建航天器动力学模型；

3.1根据发射系视速度序列W_i(i＝0，1，…，n)，构建视速度的拉格朗日插值函数W(t)；

利用(3)式构建视速度的拉格朗日插值函数W(t)：

该函数为关于时刻t的二次连续函数。

3.2对于不超过t_n时刻的任意两个连续时刻t_k与t_k+1，按照(4)式建立航天器动力学模型：

式中，X_k表示航天器t_k时刻的发射坐标系弹道参数，X_k+1表示航天器t_k+1时刻的发射坐标系弹道参数，

式中，

表示视加速度，视加速度/>的积分计算式为

W(t_k)与W(t_k+1)由(3)式计算；g为地球引力加速度，a_e为离心加速度，a_c为哥氏加速度，具体计算如下：

计算引力加速度g的方程如下：

式中，

表示引力加速度g在/>

方向上的投影，

表示引力加速度g在/>

方向上的投影；/>

表示航天器的地心纬度；

计算离心加速度a_e的方程如下：

计算哥氏加速度a_c的方程如下：

在上述各式中，

表示航天器发射点在发射坐标系上的地心矢量，φ_f＝tan^-1[(1-e²)tan B_f]表示发射点的地心纬度，μ_f＝B_f-φ_f表示发射点的地理纬度与地心纬度之差，A_f、H_f分别表示发射方位角与发射点的大地高程；

表示地球自转方向，/>

表示航天器在发射系的位置坐标,/>

表示航天器在发射系的速度坐标；R_a、R_b、e分别表示地球标准椭球模型的长半轴长度、短半轴长度和偏心率，GM表示地球万有引力常数与地球质量之积，J表示地球引力模型二阶项常数，ω_e为地球自转角速率。

以上实施方式仅用于说明本发明，而并非对本发明的限制，有关技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，还可以做出各种变化和变型，因此所有等同的技术方案也属于本发明的范畴，本发明的专利保护范围应由权利要求限定。

Claims (1)

1.一种基于遥测数据的航天器动力学模型高精度动态构建方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一：根据发射惯性坐标系遥测弹道序列

计算发射惯性坐标系视速度序列W_i ^I；

计算发射惯性坐标系的视速度序列W_i ^I的公式如下：

当i＝0时，令

当i＝1，…，n时，按照(1)式计算发射惯性坐标系的视速度序列W_i ^I：

其中，g(X^I)为发射惯性坐标系的地球引力模型，X^I为遥测弹道参数；

步骤二：根据发射惯性坐标系视速度序列

计算发射坐标系视速度序列W_i；

计算发射坐标系的视速度序列W_i的公式如下：

W_i＝TF_A·W_i ^I (2)

式中，T_FA为发射惯性坐标系与发射坐标系之间的方向余弦矩阵，具体计算式为：

式中，ω_e为地球自转角速率；T_i为遥测弹道第i个输出节点对应的导航计算机解箅弹道的累积积分时间长度；A_f、B_f分别表示航天器的发射方位角与发射点地理纬度；

步骤三：根据发射坐标系视速度序列W_i(i＝0，1，…，n)，动态构建航天器动力学模型；

3.1根据发射系视速度序列W_i(i＝0，1，…，n)，构建视速度的拉格朗日插值函数W(t)；

利用(3)式构建视速度的拉格朗日插值函数W(t)：

该函数为关于时刻t的二次连续函数；

3.2对于不超过t_n时刻的任意两个连续时刻t_k与t_k+1，按照(4)式建立航天器动力学模型：

式中，X_k表示航天器t_k时刻的发射坐标系弹道参数，X_k+1表示航天器t_k+1时刻的发射坐标系弹道参数，

式中，g为地球引力加速度，a_e为离心加速度，a_c为哥氏加速度；

表示视加速度，视加速度/>

的积分计算式为/>

W(t_k)与W(t_k+1)由(3)式计算。

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