[发明专利]一种地月空间航天器的天基测定轨方法

说明书

本发明属于航天器轨道判定领域，尤其涉及一种地月空间航天器的天基测定轨方法。该方法包括：步骤1、获取待定轨航天器在初始历元时的初始状态以及初始误差；步骤2、在初始历元的下一历元时，获取低轨卫星与待定轨航天器之间的距离，根据该距离对所述初始状态以及所述初始误差进行扩展卡尔曼滤波处理，得到待定轨航天器在下一历元的状态以及误差；步骤3、以所述下一历元作为初始历元，以所述下一历元的状态作为初始状态，以所述下一历元的误差作为初始误差，重复执行步骤2，得到多组状态以及误差，将所有历元的状态以及误差进行整合得到待定轨航天器的轨迹。通过该方法能够达到地月空间航天器的快速和高精度定轨的效果。

技术领域

本发明属于航天器轨道判定领域，尤其涉及一种地月空间航天器的天基测定轨方法。

背景技术

一般航天器的定轨方式主要有两种，一种是依靠全球导航卫星系统(GNSS)，另一种是依靠地面站测量。在距离地球几万公里以内的空间范围内，基于GNSS测量的定轨方式已经比较成熟，利用GNSS实现航天器的定轨是最常用的方法。绕地运行的航天器通过GNSS信号接收机接收GNSS星座发出的测量信号获得测量数据，然后对测量数据进行处理，计算出位置速度状态信息进而实现定轨。由于GNSS测量信号随着距离的增加而衰减，当航天器距离地球太远时无法利用GNSS实现定轨，所以远距离航天器的定轨一般采用其它方法。

处于地月转移轨道、环月轨道及太阳系其他行星转移轨道的航天器距地球远，主要依靠地面站测量实现定轨，如果对定轨的精度要求不高，还可以采用天文导航的方式，通过测量距航天器较近的天体与遥远恒星的星光角距，利用星光角距变化与航天器位置变化的关系，实现自主定轨。

在以往的月球探测任务和行星探测任务中，通过地面站测量实施定轨的方式已经被广泛使用，其可行性和可靠性已经被验证，但这种方式具有一定的局限性。航天器远离地球，速度较慢，地面站随地球自转同步旋转，当地面站被地球遮挡，位于相对于航天器的地球背面时，无法进行定轨，且持续时间可达十小时以上。另一方面，航天器的低速和地球的低转速导致航天器相对于地面站的距离和速度变化较为缓慢，因此测量敏感性较低，对于实时定轨方法，需要很长的时间才能收敛，定轨精度也不高。通过增加地面站的数量和覆盖范围虽然可以解决这些问题，但是为了满足未来地月空间的大量探索任务，需要建设覆盖全球的地面站，这显然具有较大的阻力，而且花费巨大，所以需要更好的解决方法。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种地月空间航天器的天基测定轨方法。

本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种地月空间航天器的天基测定轨方法，包括：

步骤1、获取待定轨航天器在初始历元时的初始状态以及初始误差；

步骤2、在初始历元的下一历元时，获取低轨卫星与待定轨航天器之间的距离，根据该距离对所述初始状态以及所述初始误差进行扩展卡尔曼滤波处理，得到待定轨航天器在下一历元的状态以及误差；

步骤3、以所述下一历元作为初始历元，以所述下一历元的状态作为初始状态，以所述下一历元的误差作为初始误差，重复执行步骤2，得到多组状态以及误差，将所有历元的状态以及误差进行整合得到待定轨航天器的轨迹。

本发明的有益效果是：采用基于低轨卫星的天基测量方式，实现地月空间航天器的快速和高精度定轨，解决传统地基测量信号容易遮挡、定轨收敛慢的问题，定轨精度高于传统定轨方案。

在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。

进一步，所述扩展卡尔曼滤波处理具体包括：

时间更新以及测量更新。

进一步，所述时间更新的具体过程为：

基于动力学模型，根据第i个历元的状态对第i+1个历元的状态进行预测。

进一步，所述测量更新的具体过程为：