[發明專利]航天器自主測控覆蓋分析方法

有效

• 申請號: 201910319256.1
• 申請日: 2019-04-19
• 公開（公告）號: CN110046436B
• 公開（公告）日: 2023-05-05
• 發明（設計）人: 李蒙;馬曉兵;白梵露;張亞鋒;楊海峰;王曦
• 申請（專利權）人: 北京空間技術研制試驗中心
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;B64G1/24;G06F111/04;G06F119/14
• 代理公司: 北京謹誠君睿知識產權代理事務所(特殊普通合伙) 11538
• 代理人: 陸鑫;延慧

1.一種航天器自主測控覆蓋分析方法，包括以下步驟：

a.建立用于對地面指定點描述航天器相對測站運動的地面測站坐標系，建立地心赤道固連坐標系，建立所述測站坐標系到所述固連坐標系的正交變換矩陣；

b.計算航天器可被所述測站測控覆蓋的邊界條件；

c.根據所述b步驟中的測控覆蓋邊界條件進行測控覆蓋計算；

在所述b步驟中，根據所述測站在所述固連坐標系下的參數，以及被觀測航天器的軌道參數，求航天器可被測站觀測到的邊界升交點經度及緯度幅角，獲得航天器未來過測站的圈次；

根據被觀測航天器的軌道參數，求航天器經過測站時的地心距；

在所述b步驟中，求解單一測站對航天器的測控覆蓋邊界條件，根據測站S的位置、最低測控仰角α以及被觀測航天器t的軌道根數，求航天器可被測站S觀測到的邊界星下點軌跡升交點經度Ω，及對應的緯度幅角Φ；

在所述c步驟中，根據所述步驟b中獲得的過測站時的圈次、緯度幅角和地心距，利用自主軌道預報算法，直接將航天器軌道由外推至過測站的粗略時刻；在過測站的粗略時刻的基礎上，精確計算進出測站時刻及過站時間；

在所述c步驟中，包括自主軌道預報，采用擬平均根數法進行軌道外推；

對于地球非球型引力攝動，無奇點攝動解表示為式三：

在一階意義下，形式為式四：

式中，σ(t)為瞬時軌道根數，為平均軌道根數，為一階短周期項，為二階短周期項，σ₁為一階長期項，σ₂為二階長期項，為一階長周期項，t₀表示初始時刻；

低軌載人航天器需考慮大氣阻力，可采用平均密度模型構造大氣阻力攝動解；將大氣阻力攝動作為二階長期項代入式四中第1式后即得到考慮地球非球型引力及大氣阻力的軌道外推解析表達式；

由此可得自主軌道預報步驟如下：當航天器通過自主定軌獲得t₀時刻的瞬時軌道根數σ₀后，通過式四中第3式得到此時對應的平均軌道根數根據式四中第1式及各階攝動表達式得到任意時刻t的平均軌道根數最后根據式三得到時刻t的瞬時軌道根數σ(t)；

在所述c步驟中，計算進出測站時間即求航天器相對測站的仰角大于測站最低仰角α的時間段；

任意時刻航天器相對于測站的仰角為：

將航天器軌道推進的整個過程離散為m等份，即m+1個離散點，記相應時間序列為t_i，i＝1，2，…，m+1；求得m+1個點上航天器相對測站的仰角與最小觀測仰角之差δ；當δ_i≥0且δ_i-10時，則t_i為測控開始的時間；當δ_i0且δ_i-1≥0時，則t_i為測控結束的時間；由于作了離散處理，此時只是真實的測控開始或結束時間的保守估計，為了更好地近似，可做線性插值，真實的測控開始或結束時間為t′_i，此時間必在區間[t_i-1，t_i]內，對應的仰角差為0，在仰角隨時間線性變化的前提下滿足：

從而得到：

2.根據權利要求1所述的航天器自主測控覆蓋分析方法，其特征在于，在所述a步驟中，所述測站坐標系用于對地面指定點描述航天器相對測站的運動；所述測站坐標系原點o_s取為測站中心，地球為球形時z_s軸由地心指向天頂，x_s軸、y_s軸位于當地水平面內，分別與過站的子午線與緯線平行，并分別指向東方、北方；

所述固連坐標系的基準平面為協議赤道面，x軸指向格林尼治子午線，z軸指向國際協議原點CIO，x軸、y軸、z軸構成右手系；

所述測站在所述固連坐標系下的經度為λ，緯度為地球平均半徑為R，則所述測站坐標系到所述固連坐標系的正交變換矩陣E為：

地心指向測站的矢量r_s在所述固連坐標系下可表示為：