[发明专利]电推进转移轨道航天器星载GNSS在轨实时定轨方法

说明书

本发明公开了一种电推进转移轨道航天器星载GNSS在轨实时定轨方法，属于航天器自主轨道测定领域，本发明通过GNSS接收机实时获取GNSS观测数据、卫星姿态以及电推力广播数据，根据电推力器的安装方向，将电推力产生的本体系加速度转换到惯性系，在伪距实时定轨求解卫星运动方程中顾及电推力产生的惯性系加速度的影响，利用伪距观测值的验前残差检验先验轨道信息的准确性，当判别先验轨道信息不准确时，可通过调整补偿加速度的过程噪声来进一步保证自主定轨的稳定输出，不受轨道机动中电推力建模误差的影响。采用本发明可以克服转移轨道航天器受电推进轨道机动导致常规自主定轨滤波发散的问题，定轨计算稳定，提高了自主定轨的可靠性。

技术领域

本发明涉及航天器自主轨道测定领域，尤其是涉及一种电推进转移轨道航天器星载GNSS在轨实时定轨方法。

背景技术

转移轨道航天器是一类轨道可变的特殊类型航天器，比较典型如地球同步转移轨道(GTO)，月球探测器在发射后的地月转移轨道等。目前完成此类航天器的轨道转移，主要采用的推进系统有化学推进、冷气推进、电推进等，由于离子电推进具有宽范围连续精细调节、低噪声、长寿命和高比冲等特点，经常被用于转移轨道航天器的任务中。

轨道转移航天器高精度轨道确定是保证科学任务顺利完成的关键，因此对其导航系统的精度及可靠性提出了较高的要求。星载GNSS因其具有可连续观测、精度高、成本功耗低、体积小重量轻等优点，是完成航天器高精度轨道确定的主要技术手段。传统的GNSS伪距自主定轨只适用于无轨道机动的正常工况下，对于有离子电推进的轨道机动工况，会出现定轨滤波发散情形，因而不能保证自主定轨的精度、连续性及可靠性。此外，轨道转移航天器因轨道高度较高，星载GNSS信号多为弱信号，对GNSS弱信号跟踪捕获较为困难，难免存在伪距粗差多、粗差量级大的情况，如果不能有效识别伪距粗差，也必将影响定轨精度，严重时还将引起定轨滤波发散。这些都对GNSS伪距自主定轨数据处理也带来了挑战。

综上所述，传统GNSS伪距自主定轨方法无法满足有离子电推进情形的轨道转移航天器全过程高精度高可靠性轨道测控的需求，因而亟需一种顾及电推进影响的转移轨道航天器星载GNSS在轨实时定轨的数据处理方法。

发明内容

本发明的目的是提供一种电推进转移轨道航天器星载GNSS在轨实时定轨方法，可以克服转移轨道航天器受电推进轨道机动导致常规自主定轨滤波发散的问题，定轨计算稳定，提高了自主定轨的可靠性。

为实现上述目的，本发明提供了一种电推进转移轨道航天器星载GNSS在轨实时定轨方法，包括以下具体步骤：

步骤S1：实时获取GNSS观测数据、卫星姿态以及电推力广播数据；

步骤S2：当判断先验轨道信息有效标记有效时，计算并统计验前伪距观测值残差的均值和标准差，当判断先验轨道信息有效标记无效时，跳转到步骤S4；

步骤S3：根据步骤S2中得到的伪距观测值残差的均值和标准差信息判断先验轨道信息是否准确和接收机各通道是否含有伪距粗差，当先验轨道信息不准确时，调整补偿加速度的过程噪声；

步骤S4：完成顾及伪距粗差的伪距单点定轨；

步骤S5：完成顾及电推力影响的定轨时间更新过程；

步骤S6：完成顾及伪距粗差的定轨测量更新过程；

步骤S7：完成先验轨道的预报及先验轨道精度计算，标识先验轨道信息有效；

步骤S8：输出定轨滤波结果和先验轨道预报结果。

进一步的，步骤S2中，利用步骤S7中计算得到的先验轨道预报结果代入GNSS伪距观测方程来计算伪距观测值的验前残差，并根据导航系统类型的不同分别计算每个导航系统的伪距残差序列的均值和标准差，然后计算所有通道的伪距残差序列的均值和标准差。