卫星轨道的预测方法
【专利摘要】本发明提供了一种卫星轨道的预测方法，包括以下步骤：获得过去N小时的卫星事后精密轨道，获得卫星初始状态；计算卫星受力参数；根据所述的卫星受力参数计算未来M小时卫星第一预测轨道根数；根据所述过去N小时的卫星事后精密轨道计算轨道根数修正系数；根据所述轨道根数修正系数修正第一预测轨道根数，获得修正轨道根数；利用所述修正轨道根数计算轨道状态，获得第一预测轨道状态；根据所述过去N小时的卫星事后精密轨道计算卫星初始状态修正系数；以及根据初始状态修正系数修正第一预测轨道状态，获得预测的卫星轨道状态。本发明的技术可用于预测卫星轨道，满足导航定位类卫星的基于预测的方法实现实时定轨需求。
【专利说明】卫星轨道的预测方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种卫星轨道预测方法，尤其是一种适用于低轨卫星的精密轨道预测方法，属于航天轨道动力学【技术领域】。
【背景技术】
[0002]近年来，低轨卫星导航正引起越来越多地关注。与现有的全球导航卫星相比，低轨卫星导航具有三大主要优势:相同发射功率下，较低的路径损耗给地面用户带来高于20dB的接收功率增益；卫星视角变化快，有利于快速精确的解算载波相位整周模糊度；适应导航能力泛在化发展趋势。
[0003]低轨卫星导航的一个基本问题，是实时定轨问题。在低轨卫星实时定轨领域，最常见的手段是在低轨卫星上安装全球导航卫星系统(Global Navigation Satellite System,GNSS)接收机。全球导航卫星系统主要包括中国的北斗(BeiDou-2)、美国的全球定位系统(Global Positioning System, GPS)、俄罗斯的全球导航卫星系统(Global NavigationSatellite System, GL0NASS)和欧洲的伽利略系统(Galileo)。全球导航卫星系统接收机工作的基本原理是:接收到导航卫星发送的无线电信号并提取伪距，并根据4个以上伪距计算自身在地理坐标系中的位置，常见的解算算法有最小二乘法和卡尔曼滤波法。
[0004]然而，这种方法的缺点是:全球导航卫星系统自身的实时轨道确定存在误差，时钟也存在误差，这导致低轨卫星星载接收机的实时定位精度大于6米，而低轨导航增强通常要求低轨卫星的实时轨道确定精度达到甚至优于I米，从而导致卫星轨道的预测不够精确。
【发明内容】
[0005]综上所述，确有必要提供一种具有较高预测精度的卫星精密轨道的预测方法。
[0006]一种卫星轨道的预测方法，主要包括以下步骤:步骤S10，获得过去N小时的卫星事后精密轨道，获得卫星初始状态；步骤S20，根据所述过去N小时的卫星事后精密轨道计算卫星受力参数；步骤S30，根据所述的卫星受力参数计算未来M小时卫星第一预测轨道根数；步骤S40，根据所述过去N小时的卫星事后精密轨道计算轨道根数修正系数；步骤S50，根据所述轨道根数修正系数修正第一预测轨道根数，获得修正轨道根数；步骤S60，利用所述修正轨道根数计算轨道状态，获得第一预测轨道状态；步骤S70，根据所述过去N小时的卫星事后精密轨道计算卫星初始状态修正系数；以及步骤S80，根据初始状态修正系数修正第一预测轨道状态，获得预测的卫星轨道状态。
[0007]本发明提供的卫星精密轨道的预测方法，利用事后精密轨道数据来预测未来轨道，综合利用了轨道动力学、事后精密轨道数据和低轨卫星轨道根数特征，其预测位置精度能达到米级。
【专利附图】
【附图说明】[0008]图1是本发明第一实施例提供的低轨卫星导航系统示意图。
[0009]图2是本发明提供的卫星轨道预测方法流程图。
[0010]图3本发明提供的卫星轨道预测方法应用于GRACE卫星的轨道预测位置误差。
[0011]图4本发明提供的卫星轨道预测方法应用于GRACE卫星的轨道预测速度误差。
[0012]图5是本发明第二实施例提供的卫星轨道预测方法。
【具体实施方式】
[0013]下面根据说明书附图并结合具体实施例对本发明的技术方案进一步详细表述。
[0014]请参阅图l，SfS5为传统导航卫星，它们为中轨导航卫星，工作轨道高度一般为2万公里。现有一个低轨导航星LI，工作轨道不高于3000公里，能够发射导航信号。一用户终端Ul通过接收低轨导航星LI和传统导航卫星Sf S5的信号实现定位。在这个系统中，为了提高导航精度，要求低轨导航星LI的精度越高越好。
[0015]请一并参阅图2，图2为本发明提供的卫星轨道预测方法流程图，主要包括以下步骤:
步骤S10，获得过去N小时的卫星事后精密轨道，获得卫星初始状态；
步骤S20，根据所述过去N小时的卫星事后精密轨道计算卫星受力参数；
步骤S30，根据所述的卫星受力参数计算未来M小时卫星第一预测轨道根数；
步骤S40，根据所述过去N小时的卫星事后精密轨道计算轨道根数修正系数；
步骤S50，根据所述轨道根数修正系数修正第一预测轨道根数，获得修正轨道根数； 步骤S60，利用所述修正轨道根数计算轨道状态，获得第一预测轨道状态；
步骤S70，根据所述过去N小时的卫星事后精密轨道计算卫星初始状态修正系数；以及 步骤S80，根据初始状态修正系数修正第一预测轨道状态，获得预测的卫星轨道状态。
[0016]在步骤SlO中，所述“事后精密轨道”，指的是过去N小时的精密卫星轨道。所述卫星事后精密轨道可通过常规技术获得，典型精度为f 10厘米。具体的，在卫星过顶时，将过去N小时星上的全球导航卫星系统接收机的初始观测量下载到地面，使用地面根据全球导航卫星系统的轨道、钟差和电离层修正数据产品经过约化动力学等方法进行计算，得到事后精密轨道。
[0017]在步骤S20中，根据N小时的卫星事后精密轨道计算卫星受力参数的方法，可进一步包括以下步骤:
步骤S21，将卫星所受力假想为保守力，并使用重力模型表示该保守力；
步骤S22，根据N小时的卫星事后精密轨道计算重力模型参数修正量；
步骤S23，利用所述重力模型参数修正量修正重力模型，所获得的重力模型即所求卫星受力参数。
[0018]在步骤S22中，所述重力模型参数修正量包括余弦规范化球面谐波系数C-的修正量以及正弦规范化球面谐波系数Skbi的修正量AShr。其中，Csm和Sss来源于重力场模型，在地心大地坐标系中的具体表达式为:
【权利要求】
1.一种卫星轨道的预测方法，主要包括以下步骤: 步骤S10，获得过去N小时的卫星事后精密轨道，获得卫星初始状态； 步骤S20，根据所述过去N小时的卫星事后精密轨道计算卫星受力参数； 步骤S30，根据所述的卫星受力参数计算未来M小时卫星第一预测轨道根数； 步骤S40，根据所述过去N小时的卫星事后精密轨道计算轨道根数修正系数； 步骤S50，根据所述轨道根数修正系数修正第一预测轨道根数，获得修正轨道根数； 步骤S60，利用所述修正轨道根数计算轨道状态，获得第一预测轨道状态； 步骤S70，根据所述过去N小时的卫星事后精密轨道计算卫星初始状态修正系数；以及 步骤S80，根据初始状态修正系数修正第一预测轨道状态，获得预测的卫星轨道状态。
2.如权利要求1所述的卫星轨道的预测方法，其特征在于，所述卫星受力参数的计算方法包括以下步骤: 将卫星所受力假想为保守力，并使用重力模型表示该保守力； 根据N小时的卫星事后精密轨道计算重力模型参数修正量； 根据所述重力模型参数修正量修正重力模型，修正后的重力模型即所述卫星受力参数。
3.如权利要求2所述的卫星轨道的预测方法，其特征在于，所述重力模型参数修正量包括余弦规范化球面谐波系数Cms的修正量ACfws以及正弦规范化球面谐波系数Ssw的修正量以腫。
4.如权利要求3为所述的卫星轨道的预测方法，其特征在于，和Ssih来源于重力场模型，在地心大地坐标系中的具体表达式为:
5.如权利要求4所述的卫星轨道的预测方法，其特征在于，所述重力模型参数修正量W观和的计算包括以下步骤: 将过去N小时中根据事后精密定轨结果所获得的任意时刻轨道状态定义为过去N小时中任意时刻的真实轨道状态； 根据所述真实轨道状态进行重力场反演，得到重力模型参数修正量和。
6.如权利要求5所述的卫星轨道的预测方法，其特征在于，所述重力场反演包括如下步骤: 将过去N小时的真实轨道状态在动力学积分轨道处进行下述泰勒展开:
7.如权利要求1所述的卫星轨道的预测方法，其特征在于，所述第一预测轨道根数包括轨道倾角4?和升交点赤经Ω#),所述轨道倾角i1(t)和升交点赤经q(i)的计算方法通过对下式进行积分获得:
8.如权利要求7所述的卫星轨道的预测方法，其特征在于，摄动源为非球形引力摄动，是为保守力，摄动加速度为:
9.如权利要求8所述的卫星轨道的预测方法，其特征在于，所述轨道根数修正量包括轨道倾角修正量和升交点赤经修正量。
10.如权利要求9所述的卫星轨道的预测方法，其特征在于，所述轨道倾角修正量的计算包括以下步骤: 计算过去N小时内事后精密轨道状态对应的轨道根数的轨道倾角抢)； 将过去N小时的冲)与过去N小时第一预测轨道根数的轨道倾角相减，获得ζ切； 用多项式拟合的长期缓慢变化
11.如权利要求10所述的卫星轨道的预测方法，其特征在于，所述升交点赤经修正量的计算包括以下步骤: 计算过去N小时内事后精密轨道状态对应的轨道根数的升交点赤经； 将过去N小时的Ω(?)与过去N小时第一预测轨道根数的升交点赤经相减，获得ΩΧ? ； 用多项式拟合的长期缓慢变化:
12.如权利要求11所述的卫星轨道的预测方法，其特征在于，所述初始误差修正量由以下方法计算:由卫星初始状态造成的位置误差表示为S(x) = ,其中X为任意一轴的卫星实际轨道位置分量；由卫星初始状态误差决定；通过最小二乘法计算出2和 进而上式计算未来M小时由初始状态引起的位置误差饵;O ,即所述初始误差修正量。
13.如权利要求1所述的卫星轨道的预测方法，其特征在于，进一步包括以下步骤: 在卫星过顶时下传过去N小时的全球导航卫星接收机观测量； 预测卫星未来M小时的轨道状态，并将所预测的未来M小时的轨道状态在卫星过顶同时上传； 在未来M小时使用根据当前时间所上传的预测的轨道状态，通过内插计算卫星的实时轨道位置和速度。
【文档编号】G01C21/24GK103453906SQ201310345613
【公开日】2013年12月18日 申请日期:2013年8月9日 优先权日:2013年8月9日
【发明者】陈曦, 张中华, 葛宁 申请人:清华大学