基于GNSS精密定轨的圆轨道切向小推力在轨标定方法

摘要

本发明提供一种基于GNSS精密定轨的圆轨道切向小推力在轨标定方法，标定后的切向推力F用于航天器轨道控制。利用GNSS测量得到的航天器位置信息，采用Unscented卡尔曼滤波方法，得到J2000坐标系下航天器位置和速度信息的估计值。根据位置和速度信息的估计值，计算出航天器的瞬时轨道半长轴。针对每一个测量时刻，将该时刻前一个轨道交点周期内的轨道瞬时半长轴求平均值，得到该时刻的平均轨道半长轴。将圆轨道切向推力作用前后的平均轨道半长轴作差，得到轨道半长轴变化量Δa，根据Δa计算得到圆轨道切向推力标定值。本发明计算过程完全利用GNSS获得的实时轨道数据，无需地面测控站数据支持，方法标定结果准确、可靠，算法简便，容易实现。

主权项

基于GNSS精密定轨的圆轨道切向小推力在轨标定方法，标定后的切向推力F用于航天器轨道控制，其特征在于步骤如下：步骤一、利用GNSS测量得到的测量时刻t_k的WGS‑84坐标系下航天器的位置信息，k＝0,1,…n，通过坐标转换得到t_k时刻J2000坐标系下航天器的位置信息；步骤二、以J2000坐标系下航天器的位置信息作为测量量，获得航天器的位置和速度信息的估计值；步骤三、利用滤波处理后的航天器位置和速度信息估计值计算航天器t_k时刻的瞬时轨道半长轴该步骤具体为：根据Unscented卡尔曼滤波得到的t_k时刻航天器位置、速度估计状态向量计算对应时刻的瞬时轨道半长轴计算公式为其中μ为引力常数，k＝0,1,…n；步骤四、针对每一个测量时刻，将该时刻前一个轨道交点周期内的轨道瞬时半长轴求平均值，作为t_k时刻的平均轨道半长轴步骤五、将圆轨道切向推力结束、并经过一个轨道交点周期之后的时刻的平均轨道半长轴和圆轨道切向推力开始前一个时刻的平均轨道半长轴作差，得到圆轨道切向推力引起的轨道半长轴的变化量Δa；步骤六、根据轨道半长轴的变化量Δa，计算圆轨道切向推力的标定量其中M为推力作用期间的航天器质量，μ为引力常数，a为推力作用期间轨道瞬时半长轴的平均值，Δt为推力作用时间。