[发明专利]一种大偏心率轨道高精度轨道计算方法

说明书

本申请公开了一种大偏心率轨道高精度计算方法，包含：S1、生成轨道计算区间内的轨道六根数和位置矢量序列；S2、初始化18维的轨道计算参数，前6个参数取为初始六根数，其余参数取为0；S3、判断轨道计算参数的修正次数是否大于5次，若是进入S4，若否则进入S5；S4、结束轨道计算参数的计算；S5、由轨道计算参数生成轨道六根数序列；S6、将轨道六根数序列转换为位置矢量序列，求取位置矢量计算误差；S7、计算位置矢量关于轨道计算参数的雅可比矩阵；S8、最小二乘法求解轨道计算参数修正量；S9、修正轨道计算参数，返回S3。本发明具有复杂度低、覆盖时间长、计算精度高的特点。

技术领域

本申请涉及航天器导航技术领域，具体涉及一种大偏心率轨道高精度轨道计算方法。

背景技术

大偏心率轨道是一类近地点在1000km左右，远地点高度几万公里的轨道。在大偏心率轨道的远地点附近，卫星运动慢，可见时间长，适合对特殊地区的覆盖，尤其是高纬度地区，如苏联的闪电通讯卫星采用的就是大偏心率轨道。为实现高精度对地指向，卫星对地姿态基准需要实时高可靠地获取高精度的卫星位置信息，精度通常要求小于200m。现有的导航方法包括卫星导航、脉冲星导航、紫外导航和上注参数轨道计算等，其中卫星导航是中低轨卫星的主要导航方式，但对于大偏心率轨道，由于其运行高度跨度大，存在卫星导航信号不稳定、不同弧段精度一致性差的问题。上注参数轨道计算的方式基于地面的测定轨结果进行轨道参数拟合，可靠性高，通常作为备份方案保证导航可靠性或者作为主份应用于导航精度要求高且稳定性强的航天器上。现有的参数轨道计算方法主要由以下两种，一种是通过瞬平转换和平根递推的分析法，另一种是基于瞬根谐波分解的拟合法。这两种方法均无法实现大偏心率轨道的高精度轨道计算，分析法的瞬平转换前提是卫星偏心率较小，大偏心率下瞬平转换将引入病态，转换误差大；拟合法的谐波分解要求轨道在不同弧段的特性均一，谐波特性一致，但大偏心率轨道在不同弧段的轨道角速度不同，特性差异大，谐波拟合精度低。

发明内容

为了解决或部分解决相关技术中存在的问题，本申请提供了一种大偏心率轨道高精度轨道计算方法，采用18参数计算轨道六根数，引入地心距谐波修正项、倾角谐波修正项和纬度幅角谐波修正项分别提升轨道计算的径向、法向和切向精度，通过最小二乘法对18参数进行迭代修正，使得轨道计算精度达到卫星导航精度要求，参数维数小、覆盖时间长，可以有效降低地面注数频次。

本申请第一方面提供了一种大偏心率轨道高精度轨道计算方法，其特征在于，包含：

步骤S1、生成轨道计算时间内的轨道六根数序列和轨道位置矢量序列，作为真值；

步骤S2、初始化轨道计算参数，其维数为18，前6个参数初始化为初始时刻轨道六根数，后12个参数初始化为0；

步骤S3、判断轨道计算参数的修正次数是否大于5次，若是，则进入步骤S4，若否，则进入步骤S5；

步骤S4、结束轨道计算参数的迭代求解；

步骤S5、由轨道计算参数和轨道计算时间生成轨道根数序列；

步骤S6、将计算的轨道根数序列转换为位置矢量序列，与真值序列做差，得到位置矢量计算误差；

步骤S7、由生成的轨道根数序列更新位置矢量关于轨道计算参数的雅可比矩阵；

步骤S8、基于位置矢量计算误差和雅可比矩阵，采用最小二乘法求解轨道计算参数的修正量；

步骤S9、对轨道计算参数进行修正，进入步骤S3，开始新的一次参数修正或结束轨道计算参数的求取。

可选地，所述步骤S2中轨道计算参数参数定义如下：