一种导航卫星星座自主定轨的方法.pdf

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1、10申请公布号CN104048664A43申请公布日20140917CN104048664A21申请号201410310639X22申请日20140701G01C21/2420060171申请人南京航空航天大学地址210000江苏省南京市白下区御道街29号72发明人高有涛徐波74专利代理机构北京世誉鑫诚专利代理事务所普通合伙11368代理人郭官厚54发明名称一种导航卫星星座自主定轨的方法57摘要本发明属于卫星自主定轨领域，涉及一种导航卫星星座自主定轨的方法。其包括如下步骤1自主定轨开始，系统初始化；2获取卫星之间的星间测距；3计算星间测距的观测矩阵；4利用轨道动力学模型进行轨道预报；5利用卡尔。

2、曼滤波算法分别进行量测更新和状态估计；6判断自主定轨是否结束，若未结束，则再次运行步骤2步骤6；反之，则结束退出自主定轨程序。本发明相对于传统的导航卫星星座自主定轨的方法，具有以下优点1、可以解决导航星座仅利用星间测距进行自主定轨时的秩亏问题；2、长期自主定轨精度较高。51INTCL权利要求书2页说明书6页附图4页19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书2页说明书6页附图4页10申请公布号CN104048664ACN104048664A1/2页21一种导航卫星星座自主定轨的方法，包括如下步骤1、自主定轨开始，系统初始化；2、获取卫星之间的星间测距；3、计算星间测距的观测矩阵；。

3、4、利用轨道动力学模型进行轨道预报；5、利用卡尔曼滤波算法分别进行量测更新和状态估计；6、判断自主定轨是否结束，若未结束，则再次运行步骤2步骤6；反之，则结束退出自主定轨程序。2如权利要求1中所述的导航卫星星座自主定规的方法，其特征在于，步骤2中所述测距包括导航卫星之间的测距和导航卫星与拉格朗日卫星之间的测距。3如权利要求1中所述的导航卫星星座自主定轨的方法，其特征在于，若步骤2中的测距为导航卫星之间的测距，则按1式计算导航卫星之间的观测矩阵IJ为星间测距，I,J为两颗导航卫星的轨道根数；1式中其中，XEIYEIZEIT和XEJYEJZEJT分别为近地卫星I和近地卫星J在惯性系下的位置坐标。4。

4、如权利要求1中所述的导航卫星星座自主定轨的方法，其特征在于，若步骤2中的测距为导航卫星与拉格朗日卫星之间的测距，则按4式计算导航卫星与拉格朗日卫星之间的观测矩阵其中，且权利要求书CN104048664A2/2页3为拉格朗日轨道导航卫星在地心惯性系下的位置向量。5如权利要求1中所述的导航卫星星座自主定轨的方法，其特征在于，步骤4中所述利用轨道动力学模型进行轨道预报包括以下步骤41将前一时刻的定轨结果作为轨道预报的初值；42将初值带入卫星的动力学模型，其中动力学模型的考虑了了大气阻力、太阳光压、地球非球形引力、第三体引力、潮汐力的影响；43利用RKF78数值积分方法得到轨道预报的结果。6如权利要求。

5、1中所述的导航卫星星座自主定轨的方法，其特征在于，步骤5中利用卡尔曼滤波算法分别进行量测更新和状态估计，包括如下步骤51按7式和8式对被估状态进行一步预测52将步骤1的结果作为先验信息，按9式计算增益矩阵KK153利用KK1，按10式得到新的状态估计值54按11式计算新的协方差矩阵，为下一步滤波做准备权利要求书CN104048664A1/6页4一种导航卫星星座自主定轨的方法技术领域0001本发明属于卫星自主定轨领域，具体涉及一种导航卫星星座自主定轨的方法。背景技术0002自主定轨能力对卫星导航系统的发展将具有越来越重要的意义。拥有自主定轨能力的卫星导航系统不需要通过全球布站来提供支持，同时可以。

6、减轻有限的地面站的负担，提高卫星导航系统的安全性。0003卫星导航系统的自主定轨既可以利用单星自主定轨方法，通过系统中每颗卫星独立的自主定轨实现整个导航系统的自主定轨。也可以利用卫星之间的相对测量实现卫星导航系统的整网定轨。相对测量包括导航系统中卫星间的相对角度、相对距离和相对速度等信息。相对于卫星与一个表面不规则的天体之间的测量，两颗卫星之间的相对测量精度要高的多。因此利用导航卫星间的相对测量信息进行自主定轨是一个可行的方式。早期研究指出只需要利用星间测角信息就可以进行自主定轨，仅用测角的自主定轨精度为几百米。但联合使用星间测距和测角的自主定轨精度为米级。这说明在利用星间测量信息进行自主定轨。

7、时，星间测距比测角的作用更大。然而仅利用星间测距对近地卫星导航系统进行自主定轨存在秩亏问题。发明内容0004发明目的为解决上述技术问题，本发明提供了一种导航卫星星座自主定轨的方法。该方法中的需要至少有一颗运行在地月系拉格朗日轨道上的导航卫星。0005技术方案一种导航卫星星座自主定轨的方法，包括如下步骤00061自主定轨开始，系统初始化；00072获取卫星之间的星间测距；00083计算星间测距的观测矩阵；00094利用轨道动力学模型进行轨道预报；00105利用卡尔曼滤波算法分别进行量测更新和状态估计；00116判断自主定轨是否结束，若未结束，则再次运行步骤2步骤6；反之，则结束退出自主定轨程序。。

8、0012作为本发明中导航卫星星座自主定轨的方法的优选方案步骤2中所述测距包括导航卫星之间的测距和导航卫星与拉格朗日卫星之间的测距。0013作为本发明中导航卫星星座自主定轨的方法的优选方案若步骤2中的测距为导航卫星之间的测距矩阵，则按1式计算导航卫星之间的观测矩阵00140015IJ为星间测距，I,J为两颗导航卫星的轨道根数；说明书CN104048664A2/6页500161式中00170018其中，00190020XEIYEIZEIT和XEJYEJZEJT分别为近地卫星I和近地卫星J在惯性系下的位置坐标。0021作为本发明中导航卫星星座自主定轨的方法的优选方案若步骤2中的测距矩阵为导航卫星与拉。

9、格朗日卫星之间的测距，则按4式计算导航卫星与拉格朗日卫星之间的观测矩阵00220023其中，00240025且00260027为拉格朗日轨道导航卫星在地心惯性系下的位置向量。0028作为本发明中导航卫星星座自主定轨的方法的优选方案步骤4中所述利用轨道动力学模型进行轨道预报包括以下步骤002941将前一时刻的定轨结果作为轨道预报的初值；003042将初值带入卫星的轨道动力学模型，其中轨道动力学模型考虑了大气阻力、太阳光压、地球非球形引力、第三体引力、潮汐力的影响；003143利用RKF78数值积分方法得到轨道预报的结果。说明书CN104048664A3/6页60032作为本发明中导航卫星星座自主。

10、定轨的方法的优选方案步骤5中利用卡尔曼滤波算法分别进行量测更新和状态估计，包括如下步骤003351按7式和8式对被估状态进行一步预测00340035003652将步骤1的结果作为先验信息，按9式计算增益矩阵KK10037003853利用KK1，按10式得到新的状态估计值0039004054按11式计算新的协方差矩阵，为下一步滤波做准备00410042有益效果本发明相对于传统的导航卫星星座自主定轨的方法，具有以下优点00431、可以解决导航星座仅利用星间测距进行自主定轨时的秩亏问题；00442、长期自主定轨精度较高。附图说明0045图1为圆型限制性三体问题的示意图0046图2为圆型限制性三体问题。

11、中五个拉格朗日点位置示意图0047图3为本发明的方法流程图0048图4对本发明进行仿真验证示意图0049图5为仿真实验中GPS导航卫星PRN9的位置误差和用户伪距误差0050图6为仿真实验中GPS导航卫星PRN30的位置误差和用户伪距误差0051图7为仿真实验中GPS导航卫星PRN31的位置误差和用户伪距误差具体实施方式0052为了更好地理解本发明相对于现有技术所作出的改进，在对本发明的具体实施方式进行详细说明之前，先对发明内容中的地月系拉格朗日轨道进一步补充。0053对于运行在拉格朗日轨道上的导航卫星，可以描述其动力学特征的最简单的模型为如图1所示圆型限制性三体问题模型设两个大天体M1和M2。

12、仅在相互引力作用下运动，且它们之间相互绕行的轨道为半径为R12的圆。设一非惯性坐标系XYZ会合坐标系，坐标原点为两个大天体的质心，X轴由M1指向M2，Z轴垂直于M2绕M1的运行轨道平面，Y轴与X、Z轴满足右手定则。在此坐标系中，M1和M2看起来静止不动，现在引入质量为M的第三个物体，其质量与M1和M2相比可以忽略不计，M在M1和M2引力场作用下的运动就是所谓的圆型限制性三体问题。0054在会合坐标系中有五个拉格朗日点，如图2所示，其中三个共线拉格朗日点是不稳定的，两个三角拉格朗日点是稳定的，不管是稳定的拉格朗日点还是不稳定的拉格朗日说明书CN104048664A4/6页7点，其附近都存在周期轨。

13、道，本申请文件中的导航卫星星座正是分布在拉格朗日点周期轨道上的。0055如图3所示，一种导航卫星星座自主定轨的方法，包括如下步骤00561自主定轨开始，系统初始化；00572获取卫星之间的星间测距；00583计算星间测距的观测矩阵；00594利用轨道动力学模型进行轨道预报；00605利用卡尔曼滤波算法分别进行量测更新和状态估计；00616判断自主定轨是否结束，若未结束，则再次运行步骤2步骤6；反之，则结束退出自主定轨程序。0062步骤2中所述测距包括导航卫星之间的测距和导航卫星与拉格朗日卫星之间的测距。0063若步骤2中的测距为导航卫星之间的测距，则按1式计算导航卫星之间的观测矩阵006400。

14、65IJ为星间测距，I,J为两颗导航卫星的轨道根数；00661式中00670068其中，00690070XEIYEIZEIT和XEJYEJZEJT分别为近地卫星I和近地卫星J在惯性系下的位置坐标。0071若步骤2中的测距为导航卫星与拉格朗日卫星之间的测距，0072则按4式计算导航卫星与拉格朗日卫星之间的观测矩阵00730074其中，0075说明书CN104048664A5/6页80076且00770078为拉格朗日轨道导航卫星在地心惯性系下的位置向量。0079步骤4中所述利用轨道动力学模型进行轨道预报包括以下步骤008041将前一时刻的定轨结果作为轨道预报的初值；008142将初值带入卫星的轨。

15、道动力学模型，其中轨道动力学模型考虑了大气阻力、太阳光压、地球非球形引力、第三体引力、潮汐力的影响；008243利用RKF78数值积分方法得到轨道预报的结果。0083步骤5中利用卡尔曼滤波算法分别进行量测更新和状态估计，包括如下步骤008451按7式和8式对被估状态进行一步预测00850086008752将步骤1的结果作为先验信息，按9式计算增益矩阵KK10088008953利用KK1，按10式得到新的状态估计值0090009154按11式计算新的协方差矩阵，为下一步滤波做准备00920093仿真验证方案0094如图4所示，为了验证本发明的方法的正确性，采用仿真验证的方法进行验证，步骤如下00。

16、951、利用GPS卫星的精密星历产生导航卫星之间的星间测距；00962、利用拉格朗日卫星的精密星历结合GPS卫星的精密星历产生拉格朗日卫星与GPS卫星之间的星间测距，将两类测距中加入适当的测距误差；00973、利用卡尔曼滤波方法结合两类测距进行自主定轨；00984、将定轨结果与精密星历比较，对定轨精度进行评估。说明书CN104048664A6/6页90099仿真起始时刻选为2000/4/13，235947UTC，仿真时长180天，地球引力场模型采用1010阶WGS84模型，第三体日月引力摄动采用DE200计算日月星历，太阳光压摄动采用新的RPR模型。星间测距的观测间隔设为1小时，假设近地导航卫。

17、星间测距的系统误差为01M，随机差01M，近地导航卫星与拉格朗日导航卫星间测距系统误差05M，随机差05M；拉个朗日导航卫星之间测距系统差1M，随机差1M。LU为地月距离。0100表1拉格朗日导航卫星的初始状态01010102图5图7给出了拉格朗日卫星星间测距误差1M，初始位置误差01M条件下，利用扩展KALMAN滤波算法对拉格朗日点轨道上的卫星与GPS卫星组成的导航星座仅利用星间测距进行自主定轨的仿真结果。三个坐标轴上的最大误差见下表0103表2近地导航卫星的RNT坐标最大定轨误差01040105表3拉格朗日导航卫星的最大定轨误差0106说明书CN104048664A1/4页10图1图2说明书附图CN104048664A102/4页11图3说明书附图CN104048664A113/4页12图4图5说明书附图CN104048664A124/4页13图6图7说明书附图CN104048664A13。