CN111060111A - 一种低轨卫星入轨初期定轨方法 - Google Patents

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李云鹏
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    • G01S19/48—Determining position by combining or switching between position solutions derived from the satellite radio beacon positioning system and position solutions derived from a further system

Abstract

本发明公开了一种适用于低轨卫星发射初期的自主定轨方法，其利用卫星磁强计测量的地球磁场信息作为观测量，利用状态方程和观测方程，在初始条件下，建立起状态量也就是卫星位置、速度、姿态的递推公式，通过多点信息的迭代和滤波不断校正输出轨道信息，从而实现卫星全磁自主导航计算；卫星可以在不依赖GNSS系统的情况下，仍然能够计算出较为精确的轨道参数，地面系统利用卫星下传的这些轨道参数，可以保证地面天线持续稳定跟踪卫星。

Description

一种低轨卫星入轨初期定轨方法
技术领域
本发明涉及卫星定轨领域，尤其是涉及一种适用于低轨卫星发射初期的自主定轨方法。
背景技术
目前，我国低轨微小卫星主要采用星载GNSS导航系统，获取卫星实时的位置速度信息，从而确定卫星轨道。卫星收到GPS数据通常为卫星在惯性系中的位置和速度，我们根据轨道递推公式计算得的卫星的轨道参数r,V,a,e,i,Ω,ω,λ,最终计算出轨道外推根数，并以此为初值进行轨道外推。该方法必须要依赖单独的GNSS导航设备，同时必须保证所依赖的外部导航系统(北斗、GPS)可用。而低轨卫星中，微小卫星占绝大多数，普遍具有供电功率较低、蓄电池容量小的特点。GNSS作为能耗较高的部件，大部分的低轨微小卫星在入轨初期不能做到常开机的状态，甚至部分微小卫星为了保证卫星能源安全在入轨初期不开GNSS。如果卫星在入轨初期无法得到GNSS数据，同时发射方提供星箭分离点的轨道信息存在较大误差的话，卫星实际轨道将不断偏离初始轨道参数从而导致地面测控无法捕获卫星，存在丢失卫星的极端风险。为此，本发明提供了一种自主的适用于低轨卫星发射初期的定轨方法。该方法确定的卫星轨道精度可以保证地面测控站稳定跟踪卫星，从而极大的提高了卫星在入轨初期的安全性。
发明内容
本发明的目的在于提供一种适用于低轨卫星发射初期的自主定轨方法，以解决现有技术中卫星实际轨道不断偏离初始轨道参数，从而导致地面无法捕获卫星甚至丢失卫星的技术问题。
本发明提供一种适用于低轨卫星发射初期的自主定轨方法，该方法用卫星磁强计测量的地球磁场信息作为观测量，利用状态方程和观测方程，在初始条件下，建立起状态量的递推公式，所述状态量为卫星位置、速度、姿态，通过多点信息的迭代和滤波，不断校正输出轨道信息，从而实现卫星全磁自主导航计算。
所述状态方程为：
Figure BDA0002331800390000011
式中，
Figure BDA0002331800390000021
Figure BDA0002331800390000022
Figure BDA0002331800390000023
Figure BDA0002331800390000024
Figure BDA0002331800390000025
Figure BDA0002331800390000026
其中，x、y、z、vx、vy、vz分别表示卫星在惯性坐标系中的位置和速度分量，在轨道坐标系0XYZ中，地磁场强度记为矢量B，在轨道坐标系下的分量为Bx、By、Bz,三轴磁强计沿卫星本体坐标系ObXbYbZb三轴方向安装，输出测量值分别为Bbx、Bby、Bbz。
所述观测方程的建立方式为：
根据IGRF地磁场模型建立地磁场矢量与卫星轨道位置关系的观测方程：
h＝H(t)X
其中，t为时间，然后根据卫星姿态，将轨道坐标系下的地磁场矢量分量转换为磁强计测量坐标系下的地磁场矢量分量，最终建立起观测方程；其中
h＝[Bbx Bby Bbz]
地磁场矢量在轨道坐标系和测量坐标系下的转换关系为：
Figure BDA0002331800390000031
Figure BDA0002331800390000032
式中，
Figure BDA0002331800390000033
为滚动角，θ为俯仰角，ψ为偏航角。
本发明的有益效果在于：卫星可以在不依赖GNSS系统的情况下，只需要利用卫星磁强计测量的地球磁场信息作为观测量，仍然能够计算出较为精确的轨道参数，地面系统利用卫星下传的这些轨道参数，可以保证地面天线持续稳定跟踪卫星，避免现有技术中卫星实际轨道不断偏离初始轨道参数，从而导致地面无法捕获卫星甚至丢失卫星的问题。
附图说明
图1为本发明具体实施方式的位置误差统计图；
图2为本发明具体实施方式的速度误差统计图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。
通常在此处附图中描述和显示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。
基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。
该方法利用卫星磁强计测量的地球磁场信息作为观测量，利用状态方程和观测方程，在初始条件下，建立起状态量也就是卫星位置、速度、姿态的递推公式，通过多点信息的迭代和滤波不断校正输出轨道信息，从而实现卫星全磁自主导航计算。
进一步的，所述状态方程为：
Figure BDA0002331800390000041
式中，
Figure BDA0002331800390000042
Figure BDA0002331800390000043
Figure BDA0002331800390000044
Figure BDA0002331800390000045
Figure BDA0002331800390000046
Figure BDA0002331800390000047
其中，x、y、z、vx、vy、vz分别表示卫星在惯性坐标系中的位置和速度分量，在轨道坐标系0XYZ中，地磁场强度记为矢量B，在轨道坐标系下的分量为Bx、By、Bz,三轴磁强计沿卫星本体坐标系ObXbYbZb三轴方向安装，输出测量值分别为Bbx、Bby、Bbz。
进一步的，所述观测方程的建立方式为：
根据IGRF地磁场模型建立地磁场矢量与卫星轨道位置关系的观测方程：
h＝H(t)X
其中，t为时间，然后根据卫星姿态，将轨道坐标系下的地磁场矢量分量转换为磁强计测量坐标系下的地磁场矢量分量，最终建立起观测方程；其中
h＝[Bbx Bby Bbz]
地磁场矢量在轨道坐标系和测量坐标系下的转换关系为：
Figure BDA0002331800390000051
Figure BDA0002331800390000052
式中，
Figure BDA0002331800390000053
为滚动角，θ为俯仰角，ψ为偏航角。
设置仿真初始条件：时间：2019年8月9日04：00(UTC)，仿真时长4000s，轨道半长轴为6948.2km，轨道倾角44.95°，真近地点角26.30°。均方差阵P＝10-6I8×8,系统噪声和测量噪声方差矩阵分别为Q＝1×10-8、R＝1/3600。
卫星初始位置为[6238.74-2294.121992.66]km，初始速度为[0.57135.77754.8791]km/s。设卫星初始姿态及角速度为0。
我们可以得到卫星位置和速度误差如图1、图2所示。
根据以上仿真结果，可以得出该算法在卫星入轨初期，星箭分离点位置确定的情况下，自主导航得到的卫星位置速度与实际位置速度偏差仍然在常用的UV测控捕获范围内即不超过10°的偏差角。因此该算法可以作为低轨卫星定轨特别是利用GNSS定轨的有效主份或者备份手段，极大的提高卫星入轨初期的安全。
与现有技术相比较，本发明的有益效果在于：卫星可以在不依赖GNSS系统的情况下，仍然能够计算出较为精确的轨道参数，地面系统利用卫星下传的这些轨道参数，可以保证地面天线持续稳定跟踪卫星。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (3)

1.一种适用于低轨卫星发射初期的自主定轨方法，其特征在于：该方法利用卫星磁强计测量的地球磁场信息作为观测量，利用状态方程和观测方程，在初始条件下，建立起状态量的递推公式，所述状态量为卫星位置、速度、姿态，通过多点信息的迭代和滤波，不断校正输出轨道信息，从而实现卫星全磁自主导航计算。
2.根据权利要求1所述的一种适用于低轨卫星发射初期的自主定轨方法，其特征在于：所述状态方程为：
Figure FDA0002331800380000011
式中，
Figure FDA0002331800380000012
Figure FDA0002331800380000013
Figure FDA0002331800380000014
Figure FDA0002331800380000015
Figure FDA0002331800380000016
Figure FDA0002331800380000017
其中，x、y、z、vx、vy、vz分别表示卫星在惯性坐标系中的位置和速度分量，在轨道坐标系0XYZ中，地磁场强度记为矢量B，在轨道坐标系下的分量为Bx、By、Bz,三轴磁强计沿卫星本体坐标系ObXbYbZb三轴方向安装，输出测量值分别为Bbx、Bby、Bbz。
3.根据权利要求1所述的一种适用于低轨卫星发射初期的自主定轨方法，其特征在于：所述观测方程的建立方式为：
根据IGRF地磁场模型建立地磁场矢量与卫星轨道位置关系的观测方程：
h＝H(t)X
其中，t为时间，然后根据卫星姿态，将轨道坐标系下的地磁场矢量分量转换为磁强计测量坐标系下的地磁场矢量分量，最终建立起观测方程；其中
h＝[Bbx Bby Bbz]
地磁场矢量在轨道坐标系和测量坐标系下的转换关系为：
Figure FDA0002331800380000021
Figure FDA0002331800380000022
式中，
Figure FDA0002331800380000023
为滚动角，θ为俯仰角，ψ为偏航角。
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