本发明属于航天测控领域火箭和航天器的数据处理分析技术，特别是卫星与火箭分离时刻的数据处理分析技术，具体是一种通用的星箭分离时刻卫星飞行状态确定方法。
背景技术：
：在卫星发射任务中，火箭将卫星推送到预定轨道时，执行星箭分离预定指令。因此卫星的初始轨道参数(以下简称为：卫星初轨根数)是衡量卫星发射任务是否成功的关键指标。卫星初轨根数由星箭分离时刻卫星飞行状态计算得到。初轨计算算法已经成熟。因此，准确确定卫星初轨的关键是确定星箭分离时刻卫星的运动状态。受任务特点、政治、经济和时间等因素的影响，发射任务可能是一箭一星、一箭双星、一箭三星或者其它形式。星箭分离方式可能为分离弹簧箭体轴正向弹射、分离弹簧箭体轴斜向弹射、火箭自旋甩分或多种方式的组合分离。此前，针对不同形式的星箭分离方式，实时数据处理系统有单独的卫星分离状态处理模型和函数，导致软件越来越庞大，维护细节较多，容易人为引入缺陷。在高密度发射任务期间，时间紧任务重，软件维护时间短，避免软件维护引入软件缺陷显得尤其困难。开展通用的星箭分离时刻卫星飞行状态确定方法研究具有较大的现实意义。主要表现在：1)能够为实时数据处理系统提供统一的星箭分离时刻卫星飞行状态确定方法，适应不同形式的发射任务，从而精简实时数据处理系统，提高软件可靠性。2)统一的数据输入接口能实现实时数据处理系统的可配置化，通过配置卫星个数、卫星安装参数、星箭分离参数，就能确定星箭分离时刻卫星飞行状态，进而进行卫星初轨预报，降低了软件维护难度，缩短软件维护周期，满足高密度发射任务需求。技术实现要素：本发明针对现有实时数据处理系统现状，为了适应发射任务中的不同星箭分离方式，提高实时数据处理系统可靠性，实现软件可配置化，降低软件维护难度，缩短维护周期，提出了一种通用的星箭分离时刻卫星飞行状态确定系统及方法。本发明的技术方案如下：一种通用的星箭分离时刻卫星飞行状态确定系统，其特征在于，包括位置变化量计算模块、速度变化量计算模块、弹道变化量计算模块及弹道确定模块，其中所述位置变化量计算模块，用于根据根据卫星安装方式，计算星箭分离时刻卫星相对于火箭的箭体系位置变化量；速度变化量计算模块，用于根据星箭分离方式，计算星箭分离时刻卫星相对于火箭的箭体系速度变化量；弹道变化量计算模块，用于将箭体系位置变化量和速度变化量通过箭体系到发射系的坐标转换，计算得到星箭分离时刻卫星相对于火箭的发射系弹道变化量；弹道确定模块，用于将发射系弹道变化量通过弹道合成，计算得到星箭分离时刻卫星在发射系下的弹道，完成星箭分离时刻卫星飞行状态的确定。(位置变化量计算模块和速度变化量计算模块的输出结果是弹道变化量计算模块的输入，弹道变化量计算模块的输出是弹道确定模块的输入。括号内的关系内容在这段文字中已表达清楚)进一步的，所述位置变化量计算模块中根据卫星安装方式计算星箭分离时刻卫星相对于火箭的箭体系位置变化量具体为：卫星安装方式对星箭分离时刻卫星飞行状态的影响模型，即卫星相对于火箭的箭体系位置变化量bdx计算模型如下：其中，install_ay为在箭体横截面即yoz面上箭体y轴正向与卫星安装点与箭体中心的连线的夹角，逆时针为正；install_ax为在箭体纵截面即xoy面上箭体x轴正向与卫星轴向的夹角，逆时针为正；install_x为卫星质点中心在箭体轴上的坐标；install_r为卫星质点中心与箭体轴的距离；mi[a](i＝1,2,3)为两个坐标系的方向余弦矩阵，表示第i轴平行，另外两个坐标轴的夹角相同，均为α。进一步的，进一步的，所述速度变化量计算模块根据星箭分离方式计算星箭分离时刻卫星相对于火箭的箭体系速度变化量具体为：星箭分离方式对星箭分离时刻卫星飞行状态的影响模型，即卫星在星箭分离时刻获得的箭体系速度变化量bdv计算模型如下：其中，fenli_dvad为卫星在分离时刻从分离弹簧的分离动作获得的卫星轴向速度增量，沿轴向正向方向为正；fenli_da为分离时刻箭体轴向与卫星轴向的夹角，逆时针方向为正；fenli_dvrd为卫星在分离时刻从火箭的自旋获得的径向速度增量，从火箭底部看逆时针方向为正。进一步的，所述弹道变化量计算模块计算星箭分离时刻卫星相对于火箭的发射系弹道变化量具体为：其中，gdx、gdv分别为卫星在分离时刻的发射系弹道位置变化量和弹道速度变化量；m_b2g为分离时刻箭体系到发射系的转换矩阵；γ、ψ、分别为分离时刻箭体相对于发射系的滚动角、偏航角、俯仰角。进一步的，所述弹道确定模块得到星箭分离时刻卫星在发射系下的弹道，完成星箭分离时刻卫星飞行状态的确定，具体内容为：弹道结构定义为tagorbit＝[txv]其中，t表示弹道时间，x表示弹道位置矢量，v表示弹道速度矢量；星箭分离时刻，卫星在发射系下的弹道orbits如下计算得到其中，txf为星箭分离时间；orbittxf、gjxtxf、gjvtxf分别为火箭在txf时刻的发射系弹道、位置和速度；gxxtxf、gxvtxf分别为卫星在txf时刻的发射系弹道位置和速度。一种基于所述系统的通用的星箭分离时刻卫星飞行状态确定方法，其包括以下步骤：101、首先，根据卫星安装方式，计算星箭分离时刻卫星相对于火箭的箭体系位置变化量；102、其次，根据星箭分离方式，计算星箭分离时刻卫星相对于火箭的箭体系速度变化量；103、将箭体系位置变化量和速度变化量，通过箭体系到发射系的坐标转换，得到星箭分离时刻卫星相对于火箭的发射系弹道变化量；104、最后，将火箭的发射系弹道变化量通过弹道合成，计算得到星箭分离时刻卫星在发射系下的弹道，完成星箭分离时刻卫星飞行状态的确定。本发明的优点及有益效果如下：本发明法对不同卫星安装方式和星箭分离方式进行了统一建模，能够适应不同星箭分离方式的卫星发射任务，从而精简实时数据处理系统结构，提高实时数据处理系统的可维护性和可靠性；为实现软件可配置化提供支持，避免引入人为软件缺陷，降低维护难度，缩短维护周期，满足高密度发射任务需求。本方法已应用于本中心的实时任务数据处理软件中，成功执行了五次卫星发射任务。在任务实施过程中，基于本方法成功完成了北斗igso卫星(一箭一星发射方式)、北斗meo卫星(一箭双星发射方式)、遥感卫星(一箭三星发射方式)的初轨预报，与卫星测控中心综合卫星测量数据得到的卫星初轨根数基本一致，方法的正确性和有效性得到验证，为各级指挥员提供了正确的指挥决策支持信息。附图说明图1是本发明提供优选实施例实时数据处理系统应用本方法的处理流程示意图；表1是某次卫星发射中实时数据处理系统应用本方法基于理论数据计算的卫星初轨根数精度；表2是某次卫星发射中实时数据处理系统应用本方法基于实测数据计算的卫星初轨根数精度。具体实施方式下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、详细地描述。所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例。本发明解决上述技术问题的技术方案是：根据上述研究背景，本发明的目的是提出一种通用的星箭分离时刻卫星飞行状态确定方法。本方法包括：1、卫星安装方式对星箭分离时刻卫星飞行状态的影响模型卫星安装方式对星箭分离时刻卫星飞行状态的影响模型，即卫星相对于火箭的箭体系位置变化量bdx计算模型为：其中，install_ay为在箭体横截面(yoz面)上箭体y轴正向与卫星安装点与箭体中心的连线的夹角，逆时针为正；install_ax为在箭体纵截面(xoy面)上箭体x轴正向与卫星轴向的夹角，逆时针为正；install_x为卫星质点中心在箭体轴上的坐标；install_r为卫星质点中心与箭体轴的径向距离；mi[a](i＝1,2,3)为两个坐标系的方向余弦矩阵，表示第i轴平行，另外两个坐标轴的夹角相同，均为α，即install_ay、install_ax、install_x、install_r的具体数值在卫星发射方案设计阶段已经确定。2、星箭分离方式对星箭分离时刻卫星飞行状态的影响模型星箭分离方式对星箭分离时刻卫星飞行状态的影响模型，即卫星在星箭分离时刻获得的箭体系速度变化量bdv计算模型如下：其中，fenli_dvad为卫星在分离时刻从分离弹簧的分离动作获得的卫星轴向速度增量，沿轴向正向方向为正；fenli_da为分离时刻箭体轴向与卫星轴向的夹角，逆时针方向为正；fenli_dvrd为卫星在分离时刻从火箭的自旋获得的径向速度增量，从火箭底部看逆时针方向为正。fenli_dvad、fenli_da具体数值在卫星发射方案设计阶段已经确定；fenli_dvrd根据实时遥测参数计算得到。3、星箭分离时刻卫星相对于火箭的发射系弹道变化量的计算方法通过箭体系到发射系的坐标转换模型，计算星箭分离时刻卫星相对于火箭的发射系弹道变化量的计算方法如下：其中，gdx、gdv分别为卫星在分离时刻的发射系弹道位置变化量和弹道速度变化量；m_b2g为分离时刻箭体系到发射系的转换矩阵；γ、ψ、分别为分离时刻箭体相对于发射系的滚动角、偏航角、俯仰角。4、星箭分离时刻卫星飞行状态的计算方法弹道结构定义为tagorbit＝[txv]其中，t表示弹道时间，x表示弹道位置矢量，v表示弹道速度矢量。星箭分离时刻，卫星在发射系下的弹道orbits如下计算得到。其中，txf为星箭分离时间；orbittxf、gjxtxf、gjvtxf分别为火箭在txf时刻的发射系弹道、位置和速度；gxxtxf、gxvtxf分别为卫星在txf时刻的发射系弹道位置和速度。5、方法步骤下面以伪代码形式，描述实时数据处理系统利用本方法计算分离时刻卫星飞行状态及卫星初轨的具体步骤。实时数据处理系统中利用本方法的流程如图1所示。如图1所示，实时数据处理系统利用本方法在星箭分离后计算每颗卫星初轨的流程。首先利用本方法确定星箭分离时刻每颗卫星飞行状态，然后计算该卫星初轨根数。为了将卫星分离时刻卫星飞行状态确定函数做得通用，每颗卫星的安装参数和分离参数单独配置，以适应搭载不同个数卫星和不同分离方式的发射任务及卫星初轨预报任务。如表1所示，实时数据处理系统应用本方法在某次卫星发射任务准备阶段基于理论数据计算的卫星初轨根数精度。本方法根据理论数据计算的卫星初轨根数与精确弹道设计的卫星初轨根数基本一致。以精确弹道设计的卫星初轨根数为真值，本方法计算的卫星初轨根数的预报精度在计算误差范围之内。表1卫星初轨根数绝对误差相对误差半长轴11.353m1.627×10-6偏心率0.0000030.00328倾角0.000618°1.765×10-5升交点经度0.000966°2.907×10-6如表2所示，实时数据处理系统应用本方法在某次卫星发射任务实施阶段基于实测数据计算的卫星初轨根数精度。在卫星发射过程中，利用实测数据应用本方法实时计算预报的卫星初轨根数与卫星测控中心计算的初轨根数基本一致。卫星测控中心计算的卫星初轨综合了星箭分离时刻火箭测量数据和分离后的卫星测量数据。以卫星测控中心计算结果为卫星初轨真值，本方法计算的卫星初轨根数的预报精度在计算误差范围之内。表2卫星初轨根数绝对误差相对误差半长轴554.881m7.95×10-5偏心率0.00007340.05258倾角0.00049°1.399×10-5升交点经度0.00048°1.445×10-6以上这些实施例应理解为仅用于说明本发明而不用于限制本发明的保护范围。在阅读了本发明的记载的内容之后，技术人员可以对本发明作各种改动或修改，这些等效变化和修饰同样落入本发明权利要求所限定的范围。当前第1页12