一种基于大气阻力模型补偿的低轨卫星轨道预报方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航空航天领域，尤其涉及一种基于大气阻力模型补偿的低轨卫星轨道 预报方法。
【背景技术】
[0002] 目前低轨卫星的轨道预报精度不高，尤其是轨道迹向（切向）预报误差随时间增 加迅速变差，主要原因在于很难建立高精度大气阻力模型。现有技术都集中在对大气阻力 模型本身的改进上，通过调节大气阻力模型中一、两个系数或是通过改进大气密度模型期 望提高预报精度。然而现有方法扭曲了大气模型中动力学参数的物理意义而且未明显提高 预报精度，不具有普适性。
【发明内容】
[0003] 本发明的目的在于提供一种基于大气阻力模型补偿的低轨卫星轨道预报方法，在 已有GNSS观测量的时段对未模型化力进行估计，并经建模后用于轨道预报，从而解决现有 技术中存在的前述问题。
[0004] 为了实现上述目的，本发明所述基于大气阻力模型补偿的低轨卫星轨道预报方 法，通过对定轨过程中的经验加速度建模，与预先定义的确定性动力学模型组成增强型动 力学模型，在一定程度上补偿预报期间的大气阻力模型误差，具体包括以下步骤：
[0005] S1，利用星载接收机伪距观测量和IGS发布的超快星历对卫星进行定轨，得到卫 星的动力学参数，所述动力学参数包括卫星位置、速度、CD、CjP经验加速度；
[0006] S2,对经验加速度建模，然后与确定性动力学模型组成增强型动力学模型，最后利 用定轨最终历元的卫星的位置和速度作为初值进行轨道预报。
[0007] 优选地，步骤S1，具体按照下述步骤实现：
[0008] S11，利用IGS发布的超快星历，对已有星载接收机观测数据时段的伪距值做单点 定位，得到观测历元的单点位置值；
[0009] S12,采用简化动力学最小二乘批处理方法对单点位置值进行平滑，完成定轨，得 到平滑后的卫星位置和速度，还得到CD、CjP经验加速度。
[0010] 更优选地，步骤S12,采用简化动力学最小二乘批处理方法对单点位置值进行平 滑，完成定轨，具体按照下述步骤实现：
[0011] A1，设定子区间长度为I，将整个定轨时间区间[UtJ等间隔划分为n段；
[0012] A2,经验加速度a;=(aiR,aiT,aiN)T在子区间[ti,ti+1)上保持常量，其中ti= tc+it，i= 0, 1，…，n ;经验加速度ai的方向分别为卫星轨道径向eR(t)、切向eT(t)和法 向eN(t)，其中，轨道径向eR(t)、切向eT(t)和法向eN(t)的计算公式为公式组（1);
[00131
[0014] 其中，r和v为卫星在地心惯性系中的位置和速度向量；
[0015]A3,在确定性动力学模型的基础上增加经验加速度项，得到卫星动力学模型（2)， [0016"
[0017] 其中a为确定性动力学模型加速度矢量和；alR表示径向经验加速度；alT表示切向 经验加速度；alN表示法向经验加速度；〖Jt)定义为公式（3):
[0018]
[0019]A4,利用单点位置值作为伪观测量，待估参数Y包括卫星初值位置和初值速度y。、 〇)、〇；以及经验加速度a;,i= 0, 1，"'n-l,见公式（4);
[0020]
[0021] 其中，:< =表示卫星初始状态；
[0022] A5,最小二乘法方程（5)为计算待估参数初值Y。的修正量AY;
[0023]HTH?AY=HT (z-h(Y。)），（5)其中，h表示轨道单点位置值模型，h(Y。）表示加入 初值的模型值，# = |为设计矩阵；z为单点位置值Z，由单点定位过 程得到，假设共有nT个历元数据，任意历元单点位置值21= (Xl，yi，Zl)中包括卫星位置三 分量，i= 〇, 1，…，nT-l;
[0024]A6,轨道位置模型值h的计算利用初值状态y。和动力学参数作为输入，根据卫星 动力学模型（2)进行数值积分得到；
[0025] 最小二乘批处理过程是迭代过程，每次迭代完成后得到待估参数初值Y。的修正量 AY，并根据修正量AY对待估参数进行更新，把更新后的参数值Y。-AY作为初始值再进 行迭代计算，当待估参数收敛时，完成定轨。
[0026] 更优选地，在待估参数收敛前，经过3~4次迭代计算。
[0027] 更优选地，所述确定性动力学模型包括：
[0028]静态重力场：GGM01Cl2〇Xl2〇 ;
[0029]潮汐力：固体潮IERS2003、海潮UT/CSR3. 0和极潮IERS2003 ;
[0030] 三体引力：日月引力解析表达式；
[0031]大气阻力：NRLMSISE2000、NOAAsolarfluxdaily、geomagneticactivity3 hourly；
[0032] 太阳辐射光压：双锥体地球阴影模型；
[0033] 地球反照光压：短波可见光辐射和长波红外辐射。
[0034] 优选地，步骤S2具体按照下述步骤实现：
[0035]S21，采用高阶傅立叶级数对切向经验加速度时间序列{alT|i=0, 1，…，n}进行拟 合，拟合模型（6)为：
[0036]
[0037] 其中，a。为常偏系数，a_j和b为频率系数，（〇为基频，t。彡t彡tn;
[0038]S22,所述拟合模型与确定性动力学模型组成增强型动力学模型，并利用定轨得到 的卫星初值状态％作为输入，通过轨道外推完成轨道预报。
[0039] 本发明的有益效果是：
[0040] 本发明所述方法只要求存在星载接收机伪距观测量即可；并且易于实现，定轨后 的经验加速度经拟合，即可应用于轨道预报；同时，所述方法还具有一定普适性和可操作 性，在一定程度上补偿了大气阻力模型误差，提高预报精度，应用于在轨高精度导航。
【附图说明】
[0041] 图1是基于大气阻力模型补偿的低轨卫星轨道预报流程图；
[0042] 图2是利用2006年1月3日的GRACE-A星载伪距观测量对切向经验加速度进行 估计的结果（离散点）以及傅立叶级数拟合曲线；
[0043] 图3是在预报时间起点为2006年1月7日零时，预报3天，考虑和不考虑切向经 验加速度傅立叶级数拟合模型的轨道切向预报精度对比；三角形组成的曲线表示不考虑拟 合模型的轨道切向预报精度，正方形组成的曲线表示考虑拟合模型的轨道切向预报精度；
[0044] 图4是在预报时间起点为2006年1月6日零时，预报3天，考虑和不考虑切向经 验加速度傅立叶级数拟合模型的轨道切向预报精度对比；三角形组成的曲线表示不考虑拟 合模型的轨道切向预报精度，正方形组成的曲线表示考虑拟合模型的轨道切向预报精度；
[0045] 图5是在预报时间起点为2006年1月5日零时，预报3天，考虑和不考虑切向经 验加速度傅立叶级数拟合模型的轨道切向预报精度对比；三角形组成的曲线表示不考虑拟 合模型的轨道切向预报精度，正方形组成的曲线表示考虑拟合模型的轨道切向预报精度；
[0046] 图6是在预报时间起点为2006年1月4日零时，预报3天，考虑和不考虑切向经 验加速度傅立叶级数拟合模型的轨道切向预报精度对比；三角形组成的曲线表示不考虑拟 合模型的轨道切向预报精度，正方形组成的曲线表示考虑拟合模型的轨道切向预报精度；
[0047] 图7是在3天的预报时间内，图3至图6中两种轨道预报策略的最大切向预报偏 差对比示意图。
【具体实施方式】
[0048] 为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图，对本发明进 行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的【具体实施方式】仅仅用以解释本发明，并不用于 限定本发明。
[0049] 在基于GNSS星载接收机观测量（伪距）的简化动力学定轨过程中，预先定义的逐 段常量经验加速度使卫星的确定性动力学模型能够匹配GN