CN114383619B - 一种高精度轨道计算方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种高精度轨道计算方法，包括：根据不同的轨道参数受摄动力的影响不同，以及星上轨道预报精度需求，选取不同的基函数，建立基于所述基函数的星上轨道预报模型；根据地面测控系统进行高精度轨道预报，获取所述基函数的系数向量矩阵的估计值；根据所述系数向量矩阵和所述星上轨道预报模型，通过递推得到惯性位置和惯性速度；上注系数向量矩阵和初始时刻的系统钟，本发明提高了卫星星上预报的精度，大幅度简化了卫星星上基于轨道动力学的轨道预报模型的复杂程度，同时避免了轨道参数地面频繁上注和上注数据过多的问题，降低了星载计算机和地面测控的压力，具有较强的工程可实现性。

Description

一种高精度轨道计算方法
技术领域
本发明涉及卫星星上轨道递推算法技术领域，具体涉及一种高精度轨道计算方法。
背景技术
地球静止轨道卫星、大椭圆轨道等高轨道卫星，从入轨阶段，到进入标称轨道后，通常都由给出卫星初始的位置和速度，然后由星上高精度轨道动力学模型进行递推，实现星上轨道预报。
但是上述方法在卫星轨道精度要求越来越高时，卫星星上轨道预报模型变得越来越复杂；同时也要求地面测控对上注的卫星初始位置和速度的频度越来越快，增加了地面测控的任务量。因而迫切需要寻求一种高精度的轨道预报算法，在保证预报精度的前提下，实现预报模型简化同时减小地面上注频度。
发明内容
本发明的目的是为了提供一种高精度轨道计算方法。此方法旨在解决传统方法中卫星轨道精度要求越来越高时，卫星星上轨道预报模型变得越来越复杂、要求地面测控对上注的卫星初始位置和速度的频度越来越快，增加了地面测控的任务量的问题。
为达到上述目的，本发明提供了一种高精度轨道计算方法，包括：
步骤S1：根据不同的轨道参数受摄动力的影响不同，以及星上轨道预报精度需求，选取不同的基函数，建立基于所述基函数的星上轨道预报模型；
步骤S2：根据地面测控系统进行高精度轨道预报，获取所述基函数的系数向量矩阵的估计值；
步骤S3：根据所述系数向量矩阵和所述星上轨道预报模型，通过递推得到惯性位置和惯性速度；
步骤S4：上注系数向量矩阵和初始时刻的系统钟，根据所述星上轨道预报模型，以实现在轨高精度计算卫星轨道。
优选的，在所述步骤S1中，所述摄动力包括：地球非球形摄动、日月三体引力摄动和太阳光压摄动。
优选的，所述步骤S2具体包括：
步骤S2.1：由所述地面测控系统利用地面资源对卫星轨道进行高精度预报，得到在一定时间内卫星的轨道六根数；
步骤S2.2：假定一采样频率，并取若干个星历数据，根据所述卫星的轨道六根数，计算所述系数向量矩阵的估计值。
优选的，所述初始时刻为第一个星历数据的系统钟时刻。
优选的，将所述步骤S3中得到的惯性位置和惯性速度与精确星历表进行对比，若三轴位置和速度误差小于或等于设定的阈值，则系数向量矩阵计算正确；否则，则缩短拟合总时长。
优选的，所述步骤S1中，对于不同的轨道，选取不同的基函数，以地球静止轨道为例，建立的所述基函数的星上轨道预报模型的递推表达式为：
其中，a为半长轴，λ为平经度，ex为卫星轨道在x轴的偏心率，ey为卫星轨道在y轴的偏心率，ix为卫星轨道与x轴的倾角，iy为卫星轨道与y轴的倾角；
下角标0表示常数项系数；
下角标ic表示第i阶的cos函数系数；
下角标is表示第i阶的sin函数系数；
t表示相对参考时刻的时间；
l表示平赤经；
Ck表示参数k的系数，k为参数a，λ，ex，ey，ix和iy中的任意一个，其中，k分别表示为a，λ，ex，ey，ix和iy。
优选的，所述λ和l的表达式分别为：
λ＝ω+Ω+M-θ
l＝ω+Ω+M
其中，ω为轨道近地点辐角；
Ω为轨道升交点赤经；
M为轨道平近点角；
θ为格林尼治时角。
优选的，所述步骤S2具体包括：
步骤S2.1：根据地面测控系统进行高精度轨道预报，并根据地面动力学，获取卫星的精密星历参数；
步骤S2.2：根据所述卫星的精密星历参数，获取所述基函数的系数向量矩阵的估计值。
优选的，所述卫星的精密星历参数为fk(tj)，则对星历表中的任意点，tj∈[t0,tf]，存在
f(tj)＝ΦT(tj)P，j＝1,2,…,n
其中：P为系数向量矩阵，Φ(tj)为基函数；
tj为第j个采样时间点；
t0为精密星历参数对应的初始时间点；
tf为精密星历参数对应的结束时间点，
所述系数向量矩阵P满足的线性方程组为：
根据超定方程组的最小二乘法对系数矩阵P进行估计，得到：
其中：Φ(t)＝(Φ0(t)…Φn(t))T。
优选的，所述基函数基于卫星空间摄动力对轨道根数的影响规律和所述星上轨道预报精度需求，选取不同的阶数。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
本发明充分利用地面高精度轨道预报的资源，结合卫星轨道参数自身在摄动影响下的变化规律，进行星上轨道预报，提高了卫星星上预报的精度，大幅度简化了卫星星上基于轨道动力学的轨道预报模型的复杂程度，同时避免轨道参数地面频繁上注和上注数据过多的问题，从而降低了星载计算机和地面测控的压力，具有较强的工程可实现性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一个实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图：
图1为本发明一实施例提供的一种高精度轨道计算方法的流程示意图。
具体实施方式
以下结合附图1和具体实施方式对本发明提出的一种高精度轨道计算方法作进一步详细说明。根据下面说明，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施方式的目的。为了使本发明的目的、特征和优点能够更加明显易懂，请参阅附图。须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。
鉴于现有技术中卫星轨道精度要求越来越高时，卫星星上轨道预报模型变得越来越复杂、要求地面测控对上注的卫星初始位置和速度的频度越来越快，增加了地面测控的任务量的问题，为了实现对高轨道卫星在转移段以及入轨后对卫星轨道进行高精度预报，简化卫星星上轨道递推模型，降低地面上注频度，本实施例提供了一种高精度轨道计算方法，包括以下步骤：
步骤S1：建立基于基函数的星上高精度轨道预报模型：
针对不同的轨道，选取不同的轨道根数表示方式。根据卫星所处的空间环境，对于高轨卫星考虑地球非球形摄动、日月三体引力摄动、太阳光压摄动三个主要摄动力的影响，建立卫星轨道根数受摄动力的影响规律模型。(以地球静止轨道为例说明星上高精度轨道预报模型的建立过程)
步骤S2：针对地球静止轨道卫星，为了避免由于小偏心率和小倾角引起的歧义，选取以下的轨道根数表述方式：
选取半长轴a，平经度λ和平赤经l，则
λ＝ω+Ω+M-θ (1)
l＝ω+Ω+M (2)
其中，ω为轨道近地点辐角；
Ω为轨道升交点赤经；
M为轨道平近点角；
θ为格林尼治时角。
摄动力引起的平经度的变化率Δλ与平赤经变化量Δl一致，即Δλ＝Δl。
卫星轨道偏心率矢量e为：
卫星轨道倾角矢量i为：
建立如下式(6)形式的星上轨道递推模型：
其中：下角标0表示常数项系数；
下角标ic表示第i阶的cos函数系数；
下角标is表示第i阶的sin函数系数；
t表示相对参考时刻的时间；
Ck表示参数k的系数，k为参数a，λ，ex，ey，ix和iy中的任意一个，其中，k分别表示为a，λ，ex，ey，ix和iy。
结合地面测控系统进行高精度轨道预报，由地面测控系统经过高精度定轨，并由地面动力学获取卫星的精密星历参数fk(ti)。
利用地面高精度轨道预报，获取基函数系数矩阵P。
以半长轴a为例，根据星上递推模型采用的基函数为：Φ(t)＝(1 t cos nt sinnt cos 2nt sin 2nt)T，系数向量矩阵对星历表中的数据采样点，tj∈[t0,tf]，存在
f(tj)＝ΦT(tj)P，j＝1,2,…,n (7)
tj为第j个采样时间点；
t0为精密星历参数对应的初始时间点；
tf为精密星历参数对应的结束时间点。
因此有，系数向量矩阵P满足的线性方程组为：
利用超定方程组的最小二乘法对系数向量矩阵P进行估计，得到：
其中：Φ(t)＝(Φ0(t)…Φn(t))T为基函数，该基函数基于卫星空间摄动对轨道根数的影响规律，并根据卫星星上轨道预报精度要求，选取合适的阶数。
重复上述步骤S2，获取其他轨道根数的基函数系数向量矩阵的估计值。
步骤S3：根据计算的系数向量矩阵估计值和星上轨道预报模型，递推得到惯性位置、惯性速度，并与精确星历表进行比对，若三轴位置和速度误差小于设定的阈值，则系数向量矩阵计算正确，可以使用；若超出阈值，则需缩短拟合总时长。
步骤S4：上注系数向量矩阵和初始时刻的系统钟，利用星上轨道预报模型，在轨可实现高精度计算卫星轨道。
综上所述，本实施例充分利用地面高精度轨道预报的资源，结合卫星轨道参数自身在摄动影响下的变化规律，进行星上轨道预报，提高了卫星星上预报的精度，大幅度简化了卫星星上基于轨道动力学的轨道预报模型的复杂程度，同时避免轨道参数地面频繁上注和上注数据过多的问题，从而降低了星载计算机和地面测控的压力，具有较强的工程可实现性。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
应当注意的是，在本文的实施方式中所揭露的装置和方法，也可以通过其他的方式实现。以上所描述的装置实施方式仅仅是示意性的，例如，附图中的流程图和框图显示了根据本文的多个实施方式的装置、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，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序或代码的一部分，所述模块、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，所述模块、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方式中，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，两个连续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，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用于执行规定的功能或动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。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (9)

1.一种高精度轨道计算方法，其特征在于，包括：
步骤S1：根据不同的轨道参数受摄动力的影响不同，以及星上轨道预报精度需求，选取不同的基函数，建立基于所述基函数的星上轨道预报模型，
对于不同的轨道，选取不同的基函数，以地球静止轨道为例，建立的所述基函数的星上轨道预报模型的递推表达式为：
其中，a为半长轴，λ为平经度，ex为卫星轨道在x轴的偏心率，ey为卫星轨道在y轴的偏心率，ix为卫星轨道与x轴的倾角，iy为卫星轨道与y轴的倾角；
下角标0表示常数项系数；
下角标ic表示第i阶的cos函数系数；
下角标is表示第i阶的sin函数系数；
t表示相对参考时刻的时间；
l表示平赤经；
Ck表示参数k的系数，k为参数a，λ，ex，ey，ix和iy中的任意一个参数，其中，k分别表示为a，λ，ex，ey，ix和iy；
步骤S2：根据地面测控系统进行高精度轨道预报，获取所述基函数的系数向量矩阵的估计值；
步骤S3：根据所述系数向量矩阵的估计值和所述星上轨道预报模型，通过递推得到惯性位置和惯性速度；
步骤S4：上注系数向量矩阵和初始时刻的系统钟，根据所述星上轨道预报模型，以实现在轨高精度计算卫星轨道。
2.如权利要求1所述的高精度轨道计算方法，其特征在于，在所述步骤S1中，所述摄动力包括：地球非球形摄动、日月三体引力摄动和太阳光压摄动。
3.如权利要求2所述的高精度轨道计算方法，其特征在于，所述步骤S2具体包括：
步骤S2.1：由所述地面测控系统利用地面资源对卫星轨道进行高精度预报，得到在一定时间内卫星的轨道六根数；
步骤S2.2：假定一采样频率，并取若干个星历数据，根据所述卫星的轨道六根数，计算所述系数向量矩阵的估计值。
4.如权利要求3所述的高精度轨道计算方法，其特征在于，所述初始时刻为第一个星历数据的系统钟时刻。
5.如权利要求4所述的高精度轨道计算方法，其特征在于，将所述步骤S3中得到的惯性位置和惯性速度与精确星历表进行对比，若惯性位置和惯性速度误差小于或等于设定的阈值，则所述系数向量矩阵的估计值计算正确；否则，则缩短拟合总时长。
6.如权利要求5所述的高精度轨道计算方法，其特征在于，所述平经度λ与平赤经l的表达式分别为：
λ＝ω+Ω+M-θ
l＝ω+Ω+M
其中，ω为轨道近地点辐角；
Ω为轨道升交点赤经；
M为轨道平近点角；
θ为格林尼治时角。
7.如权利要求6所述的高精度轨道计算方法，其特征在于，所述步骤S2具体包括：
步骤S2.1：根据地面测控系统进行高精度轨道预报，并根据地面动力学，获取卫星的精密星历参数；
步骤S2.2：根据所述卫星的精密星历参数，获取所述基函数的系数向量矩阵的估计值。
8.如权利要求7所述的高精度轨道计算方法，其特征在于，所述卫星的精密星历参数为fk(tj)，则对星历表中的任意点，tj∈[t0,tf]，存在
f(tj)＝ΦT(tj)P，j＝1,2,…,n
其中：P为系数向量矩阵，Φ(tj)为基函数；
tj为第j个采样时间点；
t0为精密星历参数对应的初始时间点；
tf为精密星历参数对应的结束时间点，
所述系数向量矩阵P满足的线性方程组为：
根据超定方程组的最小二乘法对系数矩阵P进行估计，得到：
其中：Φ(t)＝(Φ0(t)…Φn(t))T。
9.权利要求8所述的高精度轨道计算方法，其特征在于，所述基函数基于卫星空间摄动力对轨道根数的影响规律和所述星上轨道预报精度需求，选取不同的阶数。
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