专利名称：一种静止轨道卫星自主导航方法
技术领域：
本发明涉及一种静止轨道卫星自主导航方法，属于卫星自主导航研究领域，可以应用于静止轨道卫星自主导航任务。
背景技术：
传统卫星在寿命周期内完全依赖地面测控系统的支持，与之相比，中星2A卫星是我国第一颗具有自主生存能力的地球静止轨道通信卫星，其所采用的自主导航方法为该技术首次工程应用，所用的方法属于天文导航方法，这一大类方法从算法角度已经较为成熟，并也产生了多种新型敏感器，如空间六分仪等，如中星2A上用到的基于地球敏感器和星敏感器的导航滤波算法是比较适合目前发展趋势的方法，首先是方法较为简单(已经获得我国专利保护)，其次是方法所用到的部件属于星上常用姿态确定部件，能够长期在轨不间断 工作，即导航方案不对星上资源产生新的需求；在原有导航滤波方法的基础上，中星2A针对静止轨道卫星的运行要求，尤其是轨道控制要求，创造性将星上轨道解析外推算法和导航滤波后的处理结果有机结合起来，既使得卫星自主获取了实时位置，同时也获得了适合于轨道控制的轨道信息。
发明内容
本发明的目的是为了提出一种静止轨道卫星自主导航方法，该方法能够给出静止轨道卫星实时的轨道信息。本发明的目的是通过以下技术方案实现的。本发明的一种静止轨道卫星自主导航方法，该方法的步骤为I)基于星敏感器和地球敏感器的kalman滤波算法，实时得到卫星相对于定点的位置偏差值；2)对步骤I)得到的位置偏差值用最小二乘方法进行数据处理，获得一天内的轨道平面内的平均轨道根数即半长轴、偏心率、近地点幅角和真近点角；对步骤I)得到的位置偏差值用平均滤波方法获得一天内的轨道平面外的平均轨道根数即轨道倾角和升交点赤经；3)以步骤2)得到的平均轨道根数作为星上轨道解析外推算法的输入值，外推计算一天内卫星轨道位置，提供连续导航定位信息，实现卫星自主导航功能。有益效果本发明的方法已经在中星2A上成功应用，经过在轨标定后自主轨道确定精度优于10km，该方法可以推广应用于所有要求具备自主功能的地球静止轨道卫星。
图I为卫星自主导航测量原理示意图；图2为轨道平面参数确定示意图。
具体实施例方式下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。实施例I)卫星自主导航所需的星上测量部件为星敏感器和地球敏感器，基于星敏感器和地球敏感器的kalman滤波算法以此标称轨道定点位置建立Hill方程，即卫星相对标称轨道定点位置的相对运动方程，作为kalman滤波算法的状态方程，方程形式如下
权利要求
1.一种静止轨道卫星自主导航方法，其特征在于该方法的步骤为 1)基于星敏感器和地球敏感器的kalman滤波算法，实时得到卫星相对于定点的位置偏差值； 2)对步骤I)得到的位置偏差值用最小二乘方法进行数据处理，获得一天内的轨道平面内的平均轨道根数即半长轴、偏心率、近地点幅角和真近点角；对步骤I)得到的位置偏差值用平均滤波方法获得一天内的轨道平面外的平均轨道根数即轨道倾角和升交点赤经； 3)以步骤2)得到的平均轨道根数作为星上轨道解析外推算法的输入值，外推计算一天内卫星轨道位置，提供连续导航定位信息，实现卫星自主导航功能。
2.根据权利要求I所述的一种静止轨道卫星自主导航方法，其特征在于步骤I)的具体步骤为 以此标称轨道定点位置建立Hill方程，即卫星相对标称轨道定点位置的相对运动方程，作为kalman滤波算法的状态方程，方程形式如下 - 2ω0γ =— Y β+ω1β-— rγ + 2ω0 - 3ω^χ -—r 其中 α为经度偏差，单位为rad ； β为纬度偏差，单位为rad ； Y为径向偏差，单位为rad ； f为静止轨道卫星理论半径，单位为km ； O为标称静止轨道角速度，单位为rad/s ； ax、ay、az是外界加速度在标称轨道定点位置为原点的坐标系的分量； 标称轨道定点位置定义为不考虑卫星漂移且轨道倾角为零的情况下的理论定点位置，与地球自转完全同步； 卫星自主导航测量要用到地球、卫星和标称轨道定点位置；其中，尾表示星敏感器给出的第一个方向矢量，无表不星敏感器给出的第二个方向矢量，孟代表地球敏感器给出的地心方向矢量; 方向矢量矣、艮在卫星本体系下的坐标位置由星敏的安装矩阵决定；根据星敏感器的测量原理，其测量输出为方向矢量S1、艮在惯性坐标系中的方位坐标，分别记为(矣);和(及2)/，具体表达为(Si)/ = ^Uy 1^hz] = [^2 ^hy ^hz ]； 红外地球敏感器的测量输出为滚动角(^和俯仰角eh;根据测量得到的滚动角和俯仰角，经过两次旋转变换即可得到在本体坐标系下卫星轨道坐标系原点到地心的位置矢量，记为
3.根据权利要求I所述的一种静止轨道卫星自主导航方法，其特征在于步骤2)的具体步骤为对步骤I)得到的位置偏差值用最小二乘方法进行数据处理，获得一天内的轨道平面内的平均轨道根数即半长轴、偏心率、近地点幅角和真近点角；对步骤I)得到的位置偏差值用平均滤波方法获得一天内的轨道平面外的平均轨道根数即轨道倾角和升交点赤经； 根据步骤I)中kalman滤波后获得的真实卫星相对于标称轨道定点位置的相对位置偏差值，为了获得便于轨道控制的控制变量以及提高导航精度，取滤波结果中的东西偏差α和南北偏差β，基于静止轨道卫星的受摄漂移原理，通过最小二乘法和平均滤波方法获得卫星的平均轨道六根数，包括半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角和真近点角，其中平均的意义为利用一天的α和β数据拟合获得； 根据α和β，可以转换成卫星的赤经和赤纬，即赤经为ατ+α ，赤纬为δτ_β，可以获得当前k时刻的地心单位矢量 ，其表达式为
4.根据权利要求I所述的一种静止轨道卫星自主导航方法，其特征在于步骤3)的具体步骤为以步骤2)得到的六个平均轨道根数作为星上轨道解析外推算法的输入值，外推计算一天内卫星轨道位置，提供连续导航定位信息，实现卫星自主导航功能； 由于地球同步轨道卫星偏心率e和轨道倾角i量级都比较小，故在进行解析外推计算时需采用适用于O≤e<l和0≤i< 180°的第二类六个无奇点根数 ο = [a，h，k，ξ，Π，入]其表达是为a 为半长轴，
全文摘要
本发明涉及一种静止轨道卫星自主导航方法，属于卫星自主导航研究领域。基于星敏感器和地球敏感器的kalman滤波算法，实时得到卫星相对于定点的位置偏差值；对位置偏差值用最小二乘方法进行数据处理，获得一天内的轨道平面内的平均轨道根数，再用平均滤波方法获得一天内的轨道平面外的平均轨道根数；以平均轨道根数作为星上轨道解析外推算法的输入值，外推计算一天内卫星轨道位置，提供连续导航定位信息，实现卫星自主导航功能。本发明的方法已经在中星2A上成功应用，经过在轨标定后自主轨道确定精度优于10km，该方法可以推广应用于所有要求具备自主功能的地球静止轨道卫星。
文档编号G01C21/02GK102878995SQ20121041399
公开日2013年1月16日 申请日期2012年10月24日 优先权日2012年10月24日
发明者郭建新, 常建松, 刘新彦, 王颖, 王玉峰, 谢军 申请人:北京控制工程研究所