[發(fā)明專利]一種基于組合偏差軌道預(yù)報(bào)的航天器測(cè)站引導(dǎo)計(jì)算方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202111063244.0
• 申請(qǐng)日: 2021-09-10
• 公開（公告）號(hào): CN113722931B
• 公開（公告）日: 2023-08-01
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 黃靜琪;孫山鵬;王彥榮;陳俊收;景方;李菲菲;趙力文;蘇楊宋裔;趙哲龍
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)西安衛(wèi)星測(cè)控中心
• 主分類號(hào): G06F30/20
• 分類號(hào): G06F30/20;G06F17/18;G06F119/14
• 代理公司: 西安弘理專利事務(wù)所 61214
• 代理人: 涂秀清

本發(fā)明公開了一種基于組合偏差軌道預(yù)報(bào)的航天器測(cè)站引導(dǎo)計(jì)算方法，具體按照如下步驟進(jìn)行：步驟1：根據(jù)自主控制程序和軌道動(dòng)力學(xué)模型對(duì)自主控制航天器進(jìn)行軌道預(yù)報(bào)，將預(yù)報(bào)結(jié)果記作航天器標(biāo)稱星歷，利用標(biāo)稱星歷計(jì)算出標(biāo)稱引導(dǎo)數(shù)據(jù)；步驟2：將空間環(huán)境模型、動(dòng)力學(xué)模型誤差折算至控制偏差中，根據(jù)該控制偏差的范圍，預(yù)報(bào)生成多條偏差星歷；步驟3：根據(jù)偏差星歷計(jì)算出的偏差引導(dǎo)數(shù)據(jù)，并計(jì)算偏差引導(dǎo)數(shù)據(jù)與標(biāo)稱進(jìn)站點(diǎn)的角度差值和時(shí)間差值；步驟4：根據(jù)偏差星歷的引導(dǎo)數(shù)據(jù)，綜合計(jì)算出引導(dǎo)信息。本發(fā)明方法計(jì)算的引導(dǎo)數(shù)據(jù)進(jìn)行捕獲時(shí)，只需在理論等待點(diǎn)等待，等待時(shí)間為確定區(qū)間，測(cè)站操作簡(jiǎn)單，有利于判斷跟蹤情況和航天器狀態(tài)。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航天器測(cè)站跟蹤引導(dǎo)技術(shù)領(lǐng)域，提供了一種基于組合偏差軌道預(yù)報(bào)的航天器測(cè)站引導(dǎo)計(jì)算方法。

背景技術(shù)

航天器自主控制是指航天器在不用地面上注控制指令的情況下，依靠自身敏感器和控制裝置自主完成空間規(guī)定動(dòng)作或任務(wù)的過程，包括在軌自主控制、航天器再入返回等。在航天器自主控制過程中或者結(jié)束后，為了接收其遙測(cè)數(shù)據(jù)、判斷工作狀態(tài)，有時(shí)需要地面站跟蹤航天器獲取相關(guān)數(shù)據(jù)。為了給地面站提供跟蹤引導(dǎo)，地面系統(tǒng)需模擬航天器自主運(yùn)動(dòng)過程，對(duì)航天器星歷進(jìn)行預(yù)報(bào)，再將預(yù)報(bào)得到的航天器星歷轉(zhuǎn)為方位、俯仰數(shù)據(jù)為地面站提供跟蹤引導(dǎo)信息。但由于地面系統(tǒng)無法準(zhǔn)確模擬航天器自主控制過程，動(dòng)力學(xué)模型誤差及發(fā)動(dòng)機(jī)故障等也會(huì)影響實(shí)際控制結(jié)果，導(dǎo)致引導(dǎo)信息預(yù)報(bào)值與實(shí)際值存在偏差。地面站測(cè)控天線的波束寬度有限，該引導(dǎo)數(shù)據(jù)偏差會(huì)直接影響地面站的跟蹤捕獲和故障判別，因此，在航天器自主控制模式下，需研究一種綜合各種軌道預(yù)報(bào)偏差的測(cè)站引導(dǎo)方法。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是提供一種基于組合偏差軌道預(yù)報(bào)的航天器測(cè)站引導(dǎo)計(jì)算方法，解決了航天器自主控制偏差條件下地面站跟蹤引導(dǎo)的部分問題。

本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是，

一種基于組合偏差軌道預(yù)報(bào)的航天器測(cè)站引導(dǎo)計(jì)算方法，具體按照如下步驟進(jìn)行：

步驟1：根據(jù)自主控制程序和軌道動(dòng)力學(xué)模型對(duì)自主控制航天器進(jìn)行軌道預(yù)報(bào)，將預(yù)報(bào)結(jié)果記作航天器標(biāo)稱星歷，利用標(biāo)稱星歷計(jì)算出標(biāo)稱引導(dǎo)數(shù)據(jù)，即標(biāo)稱進(jìn)站時(shí)間和方位、俯仰角；

步驟2：將空間環(huán)境模型和動(dòng)力學(xué)模型誤差折算至控制偏差中，根據(jù)該控制偏差的范圍，預(yù)報(bào)生成多條偏差星歷；

步驟3：根據(jù)偏差星歷計(jì)算出的偏差引導(dǎo)數(shù)據(jù)，并計(jì)算出偏差引導(dǎo)數(shù)據(jù)與標(biāo)稱進(jìn)站點(diǎn)的角度差值和時(shí)間差值；

若某條偏差星歷計(jì)算出的引導(dǎo)數(shù)據(jù)角度差值大于或等于天線的半波束范圍，則在該偏差下，設(shè)備無法通過本方法進(jìn)行引導(dǎo)捕獲；

步驟4：根據(jù)偏差星歷的引導(dǎo)數(shù)據(jù)，綜合計(jì)算出引導(dǎo)信息。

本發(fā)明的特點(diǎn)還在于，

步驟1具體包括，在牛頓參考框架下，探測(cè)器的運(yùn)動(dòng)方程可寫作如下公式(1)、(2)以及(3)：

其中，為航天器受到的二體引力和其他各類攝動(dòng)力、為航天器自主控制過程受到的推力，給定探器的初值狀態(tài)r₀和通過積分上式即可得到探測(cè)器的標(biāo)稱星歷。

在步驟2中，多條偏差星歷的計(jì)算方法具體為：

設(shè)偏差星歷的總數(shù)為N；

將折算了其他偏差的控制偏差加入公式(1)中，得到公式(4)：

其中，為不同的控制偏差，根據(jù)公式(4)可以計(jì)算出多條偏差星歷。