CN116227237A - 一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法及系统 - Google Patents

一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法及系统 Download PDF

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CN116227237A CN202310504468.3A CN202310504468A CN116227237A CN 116227237 A CN116227237 A CN 116227237A CN 202310504468 A CN202310504468 A CN 202310504468A CN 116227237 A CN116227237 A CN 116227237A
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Abstract

本发明公开了一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法及系统，涉及临近空间飞行器飞行仿真技术领域。包括：获取航天器发射点在地心系下的初始位置和地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；根据航天器发射点在地心系下的初始位置、地心系到发射系的方向余弦转换矩阵及航天器飞行过程中在发射系的当前位置，计算航天器飞行过程中在地心系下的当前位置；根据航天器飞行过程中在地心系下的当前位置，计算航天器飞行过程中的当前位置经度；迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，对比上述两步的海拔高度，如果收敛精度达到要求，则结束迭代，否则将新值带入继续迭代，直至收敛。本发明能够精准、实时解算航天器飞行过程中的实时位置。

Description

一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法及系统
技术领域
本发明涉及临近空间飞行器飞行仿真技术领域，具体涉及一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法及系统。
背景技术
航天器在临近空间（20-100km）飞行运动仿真计算时，需要提供精确的大气密度、温度和压力等飞行环境参数，而飞行环境参数主要是通过飞行海拔高度在标准大气参数中进行插值计算得到。在标准椭球体地球模型中，航天器飞行海拔高度是指航天器距离地球表面水平面的高度。航天器海拔高度的确定是航天器飞行的重要参数，如果不能准确计算，航天器在飞行过程中动力学分析和导航定位将无法开展。
航天器飞行过程中的实时位置包括经度、纬度和海拔高度，而传统的航天器飞行海拔高度由当前位置的地心距与地球的半径之差计算得到，该计算是在地球为球体模型下开展进行，并忽略了地球自转的影响。因此，传统方法并不能实时、精准获取航天器飞行过程中的实时位置。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是传统方法并不能实时、精准获取航天器飞行过程中的实时位置。本发明目的在于提供一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法及系统，能够精准、实时解算航天器飞行过程中的实时位置。
本发明通过下述技术方案实现：
第一方面，本发明提供了一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，该方法包括：
获取航天器发射点在地心系下的初始位置和地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；
根据航天器发射点在地心系下的初始位置、地心系到发射系的方向余弦转换矩阵及航天器飞行过程中在发射系的当前位置，计算航天器飞行过程中在地心系下的当前位置；
根据航天器飞行过程中在地心系下的当前位置，计算航天器飞行过程中的当前位置经度；
迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，对比上述两步计算得到的海拔高度，如果收敛精度达到要求，则结束迭代，否则将新值带入继续迭代，直至收敛。
其中，地心系的表示：原点在地球质心；z轴沿地球自转轴指向协议地极；x轴通过赤道面和本初子午线的交点；y轴满足赤道平面上的右手定则。
发射系的表示：坐标原点与发射点固连，x轴在发射点水平面内，指向发射瞄准方向，y轴垂直于发射点水平面指向上方，z轴满足右手定则。发射系与地心系的转换由发射点的纬度
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经度/>
Figure SMS_2
，高度/>
Figure SMS_3
以及发射方位角/>
Figure SMS_4
确定。/>
进一步地，迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，包括：
根据初始海拔高度和初始纬度，计算一步得到航天器飞行过程中的当前纬度和当前海拔高度；
根据当前纬度和当前海拔高度，迭代计算得到航天器飞行过程中下一步的纬度和海拔高度。
进一步地，迭代计算的步骤为：
步骤A，设定初始海拔高度
Figure SMS_5
、初始纬度为航天器发射点纬度/>
Figure SMS_6
；
步骤B，根据初始海拔高度和初始纬度，计算迭代步的初始纬度的更新值
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，计算公式为：/>
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，其中，/>
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，其中/>
Figure SMS_10
为地球椭球半长轴，/>
Figure SMS_11
表示椭球偏心率；/>
Figure SMS_12
为地心系z轴的位置坐标；e为地球椭球偏心率，取0.0818192；
步骤C，从
Figure SMS_14
开始，进行迭代计算，计算相邻两步的纬度和海拔高度；计算公式为：/>
Figure SMS_17
，其中，
Figure SMS_19
为航天器飞行过程中下一步的纬度；/>
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为航天器飞行过程中一步的纬度；/>
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为当前步的曲率半径，是一个中间变量；/>
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为航天器飞行过程中下一步的海拔高度；/>
Figure SMS_21
为地心系x轴的位置坐标，/>
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为地心系y轴的位置坐标，/>
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为地心系z轴的位置坐标。
进一步地，航天器飞行过程中在地心系下的当前位置为：
Figure SMS_25
=
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，其中，/>
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为航天器飞行过程中在地心系下的当前位置地心矢径；/>
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为航天器飞行过程中在发射系的当前位置，/>
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；/>
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为发射系到地心系的方向余弦转换矩阵，
Figure SMS_35
=/>
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；/>
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为地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；/>
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为航天器发射点在地心系下的初始位置；/>
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为飞行器飞行实时的地心系位置坐标，/>
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为地心系x轴的位置坐标，/>
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为地心系y轴的位置坐标，/>
Figure SMS_30
为地心系z轴的位置坐标。
进一步地，航天器飞行过程中的当前位置经度为：
Figure SMS_36
，其中，/>
Figure SMS_37
为航天器飞行过程中的当前位置经度。
进一步地，航天器发射点在地心系下的初始位置计算如下：
根据航天器发射点的初始经度、初始纬度、初始海拔高度、地球椭球半长轴和偏心率，计算航天器发射点在地心系下的初始位置。
进一步地，地心系到发射系的方向余弦转换矩阵计算如下：
根据航天器发射点的初始经度、初始纬度和发射方位角，建立地心系到发射系的方向余弦转换矩阵。
进一步地，地心系到发射系的方向余弦转换矩阵
Figure SMS_38
的表达式为：
Figure SMS_39
，其中，
Figure SMS_40
为航天器发射点的初始纬度；/>
Figure SMS_41
为航天器发射点的初始经度；/>
Figure SMS_42
为航天器发射点的发射方位角。
第二方面，本发明又提供了一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析系统，该系统用于实现上述一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法；该系统包括：
获取单元，用于获取航天器发射点在地心系下的初始位置和地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；
第一计算单元，用于根据航天器发射点在地心系下的初始位置、地心系到发射系的方向余弦转换矩阵及航天器飞行过程中在发射系的当前位置，计算航天器飞行过程中在地心系下的当前位置；
第二计算单元，用于根据航天器飞行过程中在地心系下的当前位置，计算航天器飞行过程中的当前位置经度；
迭代计算单元，用于迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，包括：根据初始海拔高度和初始纬度，计算一步得到航天器飞行过程中的当前纬度和当前海拔高度；根据当前纬度和当前海拔高度，迭代计算得到航天器飞行过程中下一步的纬度和海拔高度；以及对比上述两步计算得到的海拔高度，如果收敛精度达到要求，则结束迭代，否则将新值带入继续迭代，直至收敛。
进一步地，迭代计算的执行过程为：
设定初始海拔高度
Figure SMS_43
、初始纬度为航天器发射点纬度/>
Figure SMS_44
；
根据初始海拔高度和初始纬度，计算迭代步的初始纬度的更新值
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，计算公式为：
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，其中，/>
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，其中/>
Figure SMS_48
为地球椭球半长轴，/>
Figure SMS_49
表示椭球偏心率，取0.0818192；/>
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为地心系z轴的位置坐标。
从
Figure SMS_52
开始，进行迭代计算，计算相邻两步的纬度和海拔高度；计算公式为：/>
Figure SMS_56
，其中，/>
Figure SMS_58
为航天器飞行过程中下一步的纬度；/>
Figure SMS_53
为航天器飞行过程中一步的纬度；/>
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为当前步的曲率半径，是一个中间变量；/>
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为航天器飞行过程中下一步的海拔高度；/>
Figure SMS_59
为地心系x轴的位置坐标，/>
Figure SMS_51
为地心系y轴的位置坐标，/>
Figure SMS_55
为地心系z轴的位置坐标。
本发明与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：
本发明一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法及系统，在椭球体地球模型中，利用地心系和发射系之间的方向余弦转换矩阵，仅已知航天器发射的初始位置而目标位置未知的情况下，实现精准迭代计算航天器在空中飞行过程中的实时位置，且解算航天器飞行海拔高度和纬度的迭代方法计算时间短、计算量不大。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。在附图中：
图1为本发明一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法流程图；
图2为本发明一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法结构框图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作为对本发明的限定。
基于传统方法并不能实时、精准获取航天器飞行过程中的实时位置，尤其传统的航天器飞行海拔高度计算基于地球为球体模型下开展进行，忽略了地球自转的影响；且在解算航天器飞行海拔高度迭代方法计算时间长、计算量大、实时性差的问题。本发明设计了一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法及系统，在椭球体地球模型中，利用地心系和发射系之间的方向余弦转换矩阵，仅已知航天器发射的初始位置而目标位置未知的情况下，实现精准迭代计算航天器在空中飞行过程中的实时位置，且解算航天器飞行海拔高度和纬度的迭代方法计算时间短、计算量不大。
其中，地心系的表示：原点在地球质心；z轴沿地球自转轴指向协议地极；x轴通过赤道面和本初子午线的交点；y轴满足赤道平面上的右手定则。
发射系的表示：坐标原点与发射点固连，x轴在发射点水平面内，指向发射瞄准方向，y轴垂直于发射点水平面指向上方，z轴满足右手定则。发射系与地心系的转换由发射点的纬度
Figure SMS_60
经度/>
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，高度/>
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以及发射方位角/>
Figure SMS_63
确定。
实施例1
如图1所示，本发明一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，该方法包括：
步骤1，根据航天器发射点的初始经度
Figure SMS_66
、初始纬度/>
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、初始海拔高度/>
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、地球椭球半长轴和偏心率，计算航天器发射点在地心系下的初始位置/>
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，/>
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的计算方法如下：/>
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，式中，/>
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，其中/>
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地球椭球半长轴，/>
Figure SMS_67
表示椭球偏心率。
步骤2，根据航天器发射点的初始经度、初始纬度和发射方位角，建立地心系到发射系的方向余弦转换矩阵。其中，地心系到发射系的方向余弦转换矩阵
Figure SMS_73
的表达式为：
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，其中，
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为航天器发射点的初始纬度；/>
Figure SMS_76
为航天器发射点的初始经度；/>
Figure SMS_77
为航天器发射点的发射方位角。
则发射系到地心系的方向余弦转换矩阵为：
Figure SMS_78
。
步骤3，获取航天器发射点在地心系下的初始位置和地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；
并根据航天器发射点在地心系下的初始位置、地心系到发射系的方向余弦转换矩阵及航天器飞行过程中在发射系的当前位置，计算航天器飞行过程中在地心系下的当前位置；
具体地，航天器飞行过程中在发射系的当前位置
Figure SMS_81
，将其转换至地心系的为位置为/>
Figure SMS_83
,计算得到航天器飞行过程中在地心系下的当前位置地心矢径
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=/>
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，其中，/>
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为航天器飞行过程中在地心系下的当前位置地心矢径；/>
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为发射系到地心系的方向余弦转换矩阵，/>
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=/>
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；/>
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为地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；/>
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为航天器发射点在地心系下的初始位置；/>
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为飞行器飞行实时的地心系位置坐标，/>
Figure SMS_80
为地心系x轴的位置坐标，/>
Figure SMS_84
为地心系y轴的位置坐标，/>
Figure SMS_88
为地心系z轴的位置坐标。
步骤4，根据航天器飞行过程中在地心系下的当前位置，计算航天器飞行过程中的当前位置经度；
具体地，根据上述航天器飞行过程中在地心系下的当前位置地心矢径
Figure SMS_93
，计算得到航天器飞行过程中的当前位置经度，计算如下：/>
Figure SMS_94
，其中，/>
Figure SMS_95
为航天器飞行过程中的当前位置经度。
步骤5，迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，对比上述两步计算得到的海拔高度，如果收敛精度达到要求，则结束迭代，否则将新值带入继续迭代，直至收敛。
具体地，迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，包括：
根据初始海拔高度和初始纬度，计算一步得到航天器飞行过程中的当前纬度和当前海拔高度；
根据当前纬度和当前海拔高度，迭代计算得到航天器飞行过程中下一步的纬度和海拔高度。
本实施例中，迭代计算的步骤为：
步骤A，设定初始海拔高度
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、初始纬度为航天器发射点纬度/>
Figure SMS_97
；
步骤B，根据初始海拔高度和初始纬度，计算迭代步的初始纬度的更新值
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，计算公式为：/>
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，其中，/>
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，其中/>
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地球椭球半长轴，/>
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表示椭球偏心率，取0.0818192；/>
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为中间量；/>
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为当前位置的地心系z轴坐标。
步骤C，从
Figure SMS_105
开始，进行迭代计算，计算相邻两步的纬度和海拔高度；计算公式为：/>
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，其中，/>
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为航天器飞行过程中下一步的纬度；/>
Figure SMS_108
为航天器飞行过程中一步的纬度；/>
Figure SMS_109
为当前步的曲率半径，是一个中间变量；/>
Figure SMS_110
为航天器飞行过程中下一步的海拔高度。
根据以上步骤，一般迭代十余步即可达到高度米级的收敛精度，本发明计算得到航天器飞行过程中的精准实时位置：
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、/>
Figure SMS_112
和/>
Figure SMS_113
，且解算航天器飞行海拔高度和纬度的迭代方法计算时间短、计算量不大。
实施例2
如图2所示，本实施例与实施例1的区别在于，本实施例提供了一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析系统，该系统用于实现实施例1的一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法；该系统包括：
获取单元，用于获取航天器发射点在地心系下的初始位置和地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；
第一计算单元，用于根据航天器发射点在地心系下的初始位置、地心系到发射系的方向余弦转换矩阵及航天器飞行过程中在发射系的当前位置，计算航天器飞行过程中在地心系下的当前位置；
第二计算单元，用于根据航天器飞行过程中在地心系下的当前位置，计算航天器飞行过程中的当前位置经度；
迭代计算单元，用于迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，包括：根据初始海拔高度和初始纬度，计算一步得到航天器飞行过程中的当前纬度和当前海拔高度；根据当前纬度和当前海拔高度，迭代计算得到航天器飞行过程中下一步的纬度和海拔高度；以及对比上述两步计算得到的海拔高度，如果收敛精度达到要求，则结束迭代，否则将新值带入继续迭代，直至收敛。
作为进一步地实施，迭代计算的执行过程为：
设定初始海拔高度
Figure SMS_114
、初始纬度为航天器发射点纬度/>
Figure SMS_115
；
根据初始海拔高度和初始纬度，计算迭代步的初始纬度的更新值
Figure SMS_116
，计算公式为：
Figure SMS_117
，其中，/>
Figure SMS_118
，其中/>
Figure SMS_119
地球椭球半长轴，/>
Figure SMS_120
表示椭球偏心率；取0.0818192；/>
Figure SMS_121
为中间量；/>
Figure SMS_122
为当前位置的地心系z轴坐标。
从
Figure SMS_123
开始，进行迭代计算，计算相邻两步的纬度和海拔高度；计算公式为：
Figure SMS_124
，其中，/>
Figure SMS_125
为航天器飞行过程中下一步的纬度；/>
Figure SMS_126
为航天器飞行过程中一步的纬度；/>
Figure SMS_127
为当前步的曲率半径，是一个中间变量；/>
Figure SMS_128
为航天器飞行过程中下一步的海拔高度。
其中，各个单元的执行过程按照实施例1的一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法流程步骤执行即可，此实施例中不再一一赘述。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质（包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等）上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备（系统）、和计算机程序产品的流程图和／或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和／或方框图中的每一流程和／或方框、以及流程图和／或方框图中的流程和／或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和／或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，其特征在于，该方法包括：
获取航天器发射点在地心系下的初始位置和地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；
根据所述航天器发射点在地心系下的初始位置、地心系到发射系的方向余弦转换矩阵及航天器飞行过程中在发射系的当前位置，计算航天器飞行过程中在地心系下的当前位置；
根据所述航天器飞行过程中在地心系下的当前位置，计算航天器飞行过程中的当前位置经度；
迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，对比上述两步计算得到的海拔高度，如果收敛精度达到要求，则结束迭代，否则将新值带入继续迭代，直至收敛。
2.根据权利要求1所述的一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，其特征在于，所述的迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，包括：
根据初始海拔高度和初始纬度，计算一步得到航天器飞行过程中的当前纬度和当前海拔高度；
根据所述当前纬度和当前海拔高度，迭代计算得到航天器飞行过程中下一步的纬度和海拔高度。
3.根据权利要求2所述的一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，其特征在于，所述迭代计算的步骤为：
步骤A，设定初始海拔高度
Figure QLYQS_1
、初始纬度为航天器发射点纬度/>
Figure QLYQS_2
；
步骤B，根据初始海拔高度和初始纬度，计算迭代步的初始纬度的更新值
Figure QLYQS_3
，计算公式为：/>
Figure QLYQS_4
，其中，/>
Figure QLYQS_5
，其中/>
Figure QLYQS_6
为地球椭球半长轴，/>
Figure QLYQS_7
表示椭球偏心率；/>
Figure QLYQS_8
为中间量；/>
Figure QLYQS_9
为地心系z轴的位置坐标；e为地球椭球偏心率；
步骤C，从
Figure QLYQS_12
开始，进行迭代计算，计算相邻两步的纬度和海拔高度；计算公式为：
Figure QLYQS_15
，其中，/>
Figure QLYQS_17
为航天器飞行过程中下一步的纬度；/>
Figure QLYQS_11
为航天器飞行过程中一步的纬度；/>
Figure QLYQS_14
为当前步的曲率半径；/>
Figure QLYQS_16
为航天器飞行过程中下一步的海拔高度；/>
Figure QLYQS_18
为地心系x轴的位置坐标，/>
Figure QLYQS_10
为地心系y轴的位置坐标，/>
Figure QLYQS_13
为地心系z轴的位置坐标。
4.根据权利要求1所述的一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，其特征在于，所述航天器飞行过程中在地心系下的当前位置为：
Figure QLYQS_20
=/>
Figure QLYQS_25
，其中，
Figure QLYQS_28
为航天器飞行过程中在地心系下的当前位置地心矢径；/>
Figure QLYQS_22
为航天器飞行过程中在发射系的当前位置；/>
Figure QLYQS_26
为发射系到地心系的方向余弦转换矩阵，/>
Figure QLYQS_29
=/>
Figure QLYQS_31
；/>
Figure QLYQS_19
为地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；/>
Figure QLYQS_24
为航天器发射点在地心系下的初始位置；/>
Figure QLYQS_27
为飞行器飞行实时的地心系位置坐标，/>
Figure QLYQS_30
为地心系x轴的位置坐标，/>
Figure QLYQS_21
为地心系y轴的位置坐标，/>
Figure QLYQS_23
为地心系z轴的位置坐标。
5.根据权利要求4所述的一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，其特征在于，所述航天器飞行过程中的当前位置经度为：
Figure QLYQS_32
，其中，/>
Figure QLYQS_33
为航天器飞行过程中的当前位置经度。
6.根据权利要求1所述的一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，其特征在于，所述航天器发射点在地心系下的初始位置计算如下：
根据航天器发射点的初始经度、初始纬度、初始海拔高度、地球椭球半长轴和偏心率，计算航天器发射点在地心系下的初始位置。
7.根据权利要求1所述的一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，其特征在于，所述地心系到发射系的方向余弦转换矩阵计算如下：
根据航天器发射点的初始经度、初始纬度和发射方位角，建立地心系到发射系的方向余弦转换矩阵。
8.根据权利要求1所述的一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，其特征在于，所述地心系到发射系的方向余弦转换矩阵
Figure QLYQS_34
的表达式为：
Figure QLYQS_35
，其中，
Figure QLYQS_36
为航天器发射点的初始纬度；/>
Figure QLYQS_37
为航天器发射点的初始经度；/>
Figure QLYQS_38
为航天器发射点的发射方位角。
9.一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析系统，其特征在于，该系统包括：
获取单元，用于获取航天器发射点在地心系下的初始位置和地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；
第一计算单元，用于根据所述航天器发射点在地心系下的初始位置、地心系到发射系的方向余弦转换矩阵及航天器飞行过程中在发射系的当前位置，计算航天器飞行过程中在地心系下的当前位置；
第二计算单元，用于根据所述航天器飞行过程中在地心系下的当前位置，计算航天器飞行过程中的当前位置经度；
迭代计算单元，用于迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，包括：根据初始海拔高度和初始纬度，计算一步得到航天器飞行过程中的当前纬度和当前海拔高度；根据所述当前纬度和当前海拔高度，迭代计算得到航天器飞行过程中下一步的纬度和海拔高度；以及对比上述两步计算得到的海拔高度，如果收敛精度达到要求，则结束迭代，否则将新值带入继续迭代，直至收敛。
10.根据权利要求9所述的一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析系统，其特征在于，所述迭代计算的执行过程为：
设定初始海拔高度
Figure QLYQS_39
、初始纬度为航天器发射点纬度/>
Figure QLYQS_40
；
根据初始海拔高度和初始纬度，计算迭代步的初始纬度更新值
Figure QLYQS_41
，计算公式为：
Figure QLYQS_42
，其中，/>
Figure QLYQS_43
，其中/>
Figure QLYQS_44
为地球椭球半长轴，/>
Figure QLYQS_45
表示椭球偏心率；/>
Figure QLYQS_46
为中间量；/>
Figure QLYQS_47
为地心系z轴的位置坐标；e为地球椭球偏心率；
从
Figure QLYQS_49
开始，进行迭代计算，计算相邻两步的纬度和海拔高度；计算公式为：
Figure QLYQS_52
，其中，/>
Figure QLYQS_54
为航天器飞行过程中下一步的纬度；/>
Figure QLYQS_50
为航天器飞行过程中一步的纬度；/>
Figure QLYQS_53
为当前步的曲率半径；/>
Figure QLYQS_55
为航天器飞行过程中下一步的海拔高度；/>
Figure QLYQS_56
为地心系x轴的位置坐标，/>
Figure QLYQS_48
为地心系y轴的位置坐标，/>
Figure QLYQS_51
为地心系z轴的位置坐标。/>
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