本發(fā)明涉及飛行器控制領(lǐng)域。更具體地，涉及一種基于gnss信息的冷啟動(dòng)航天器在軌導(dǎo)航初值建立方法。

背景技術(shù)：

航天器的在軌導(dǎo)航初值建立是航天器實(shí)施在軌導(dǎo)航的必要條件。傳統(tǒng)的航天器在軌導(dǎo)航初值建立主要有兩種方式：一是在航天器起飛之前，利用發(fā)射慣性系初始位置作為導(dǎo)航初值，并利用精確的發(fā)射場(chǎng)地理位置信息以及對(duì)時(shí)信息將發(fā)射慣性系航天器位置速度轉(zhuǎn)換到赤道慣性系位置速度，在起飛后的整個(gè)運(yùn)載段航天器需要全程加電并持續(xù)導(dǎo)航，在星箭分離時(shí)刻記錄航天器位置和速度，將其作為航天器在軌導(dǎo)航的軌道初值；另一種是通過(guò)基準(zhǔn)傳遞的方法，即在航天器星箭分離前，通過(guò)運(yùn)載主慣導(dǎo)系統(tǒng)向航天器子慣導(dǎo)系統(tǒng)傳遞軌道初值，航天器子慣導(dǎo)系統(tǒng)接受到軌道初值后，啟動(dòng)在軌導(dǎo)航，在星箭分離時(shí)刻記錄航天器位置和速度，將其作為航天器在軌導(dǎo)航的軌道初值。以上的方法中，第一種方法需要航天器起飛前處于加電狀態(tài)，并保持運(yùn)載段持續(xù)加電導(dǎo)航；第二種方法需要航天器與運(yùn)載進(jìn)行數(shù)據(jù)交互，需要一些接口和電纜支持，增加了整個(gè)系統(tǒng)的重量和成本，降低了系統(tǒng)的可靠性。對(duì)于與運(yùn)載只有機(jī)械接口的航天器，在與運(yùn)載分離后才加電，加電時(shí)航天器無(wú)任何先驗(yàn)信息，屬于冷啟動(dòng)范疇。在這樣的情況下，現(xiàn)有技術(shù)方案無(wú)法實(shí)現(xiàn)軌道初值建立?？梢酝ㄟ^(guò)利用航天器gnss設(shè)備提供的信息進(jìn)行軌道初值建立，然而，gnss接收設(shè)備容易受到各種短時(shí)間電磁因素、環(huán)境因素干擾，影響定時(shí)、定位功能；同時(shí)航天器是在嵌入式環(huán)境下實(shí)時(shí)進(jìn)行導(dǎo)航初值建立，缺乏外部其他比較基準(zhǔn)，無(wú)法進(jìn)行必要的驗(yàn)證，其定時(shí)、定位誤差可能帶入整個(gè)導(dǎo)航系統(tǒng)中，導(dǎo)致導(dǎo)航錯(cuò)誤，進(jìn)而導(dǎo)致整個(gè)航天器的飛行任務(wù)失敗。

因此，需要提供一種抗干擾能力強(qiáng)、誤差小的基于gnss信息的冷啟動(dòng)航天器在軌導(dǎo)航初值建立方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的一個(gè)目的在于提供一種基于gnss信息的冷啟動(dòng)航天器在軌導(dǎo)航初值建立方法，提高基于gnss信息的冷啟動(dòng)航天器在軌導(dǎo)航初值建立的抗干擾能力，克服干擾因素，并進(jìn)行驗(yàn)證，減小誤差，提高導(dǎo)航準(zhǔn)確度。

為達(dá)到上述目的，本發(fā)明采用下述技術(shù)方案：

本發(fā)明公開(kāi)了一種基于gnss信息的冷啟動(dòng)航天器在軌導(dǎo)航初值建立方法，所述方法包括：

s1：獲取航天器gnss輸出數(shù)據(jù)；

s2：判斷時(shí)間有效性；

s3：判斷數(shù)據(jù)有效性；

s4：軌道外推，建立在軌導(dǎo)航初值。

優(yōu)選地，所述s1獲取連續(xù)多幀的航天器gnss輸出的時(shí)間、位置、速度數(shù)據(jù)。

優(yōu)選地，s2包括：

tb＝week×7×24×3600+weeksec

令

其中，week^j、weeksec^j分別為gnss輸出的連續(xù)多幀的周、周秒，j為幀數(shù)，取值范圍為1～n，n為采集的幀數(shù)；

若滿足則通過(guò)時(shí)間有效性判斷，否則，舍棄該幀數(shù)據(jù)，不再進(jìn)行后續(xù)的數(shù)據(jù)有效性判斷。

優(yōu)選地，所述s3包括：

s31：將wgs84坐標(biāo)系的航天器gnss輸出的位置、速度轉(zhuǎn)換到j(luò)2000坐標(biāo)系下的位置、速度為

其中，ciw為從wgs84坐標(biāo)系到j(luò)2000坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，ωd為地球轉(zhuǎn)速，為wgs84坐標(biāo)系的gnss輸出的位置坐標(biāo)，為wgs84坐標(biāo)系的gnss輸出的速度坐標(biāo)，上角標(biāo)j表示第j幀數(shù)，取值范圍為1～n，，n為采集的幀數(shù)，下角標(biāo)w表示為wgs84坐標(biāo)系下的數(shù)值，為j2000坐標(biāo)系的gnss輸出的位置坐標(biāo)，為j2000坐標(biāo)系的gnss輸出的速度坐標(biāo)；

s32：計(jì)算軌道根數(shù)，判斷軌道根數(shù)的有效性，若滿足

(a^j-2≥re+100000)&&(a^j-1≥re+100000)&&(a^j≥re+100000)

(|a^j-1-a^j-2|≤δa)&&(|a^j-a^j-1|≤δa)

(|e^j-1-e^j-2|≤δe)&&(|e^j-e^j-1|≤δe)

(|ω^j-1-ω^j-2|≤δω)&&(|ω^j-ω^j-1|≤δω)

(|i^j-1-i^j-2|≤δi)&&(|i^j-i^j-1|≤δi)

(|ω^j-1-ω^j-2|≤δω)&&(|ω^j-ω^j-1|≤δω)

其中，re為地球半徑，a^j,e^j,ω^j,i^j,ω^j為軌道根數(shù)，δa、δe、δω、δi、δω分別為軌道根數(shù)穩(wěn)定性判斷閾值，根據(jù)實(shí)際情況進(jìn)行設(shè)定；

則數(shù)據(jù)有效性判斷通過(guò)，否則舍棄該幀數(shù)據(jù)。

優(yōu)選地，假設(shè)第k幀時(shí)通過(guò)數(shù)據(jù)有效性判斷，則航天器的在軌導(dǎo)航初值為

tb＝week^k×7×24×3600+weeksec^k

其中，week^k、weeksec^k分別為gnss輸出的k幀時(shí)的周、周秒，δtbg為當(dāng)前時(shí)刻與gnss數(shù)據(jù)天秒時(shí)刻的差值，δt為采樣時(shí)間間隔，為j2000坐標(biāo)系的gnss輸出的k幀時(shí)的位置坐標(biāo)，為j2000坐標(biāo)系的gnss輸出的k幀時(shí)的速度坐標(biāo)，x0，y0，z0航天器的在軌導(dǎo)航初值的位置坐標(biāo)，vx0，vy0，vz0為航天器的在軌導(dǎo)航初值的速度坐標(biāo)。

本發(fā)明的有益效果如下：

本發(fā)明所述技術(shù)方案能夠使航天器在冷啟動(dòng)狀態(tài)下利用gnss信息獲取在軌導(dǎo)航初值，無(wú)需地面和運(yùn)載段加電，不依賴運(yùn)載基準(zhǔn)傳遞數(shù)據(jù)，可以有效降低由于gnss數(shù)據(jù)的不準(zhǔn)確帶來(lái)的風(fēng)險(xiǎn)，減少誤差，且本發(fā)明的計(jì)算方法抗干擾性強(qiáng)，定位準(zhǔn)確。本發(fā)明可以在準(zhǔn)確獲取在軌導(dǎo)航初值的前提下有效減少航天器與運(yùn)載的接口，降低成本。

附圖說(shuō)明

下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施方式作進(jìn)一步詳細(xì)的說(shuō)明。

圖1示出本發(fā)明一種基于gnss信息的冷啟動(dòng)航天器在軌導(dǎo)航初值建立方法具體實(shí)施例的流程圖。

具體實(shí)施方式

為了更清楚地說(shuō)明本發(fā)明，下面結(jié)合優(yōu)選實(shí)施例和附圖對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步的說(shuō)明。附圖中相似的部件以相同的附圖標(biāo)記進(jìn)行表示。本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解，下面所具體描述的內(nèi)容是說(shuō)明性的而非限制性的，不應(yīng)以此限制本發(fā)明的保護(hù)范圍。

如圖1所示，本發(fā)明公開(kāi)了一種基于gnss信息的冷啟動(dòng)航天器在軌導(dǎo)航初值建立方法，該方法包括：

s1：獲取航天器gnss輸出數(shù)據(jù)。獲取連續(xù)多幀的航天器gnss輸出的時(shí)間、位置、速度。采集gnss輸出的連續(xù)n幀的周、周秒、位置、速度，將其分別記錄為week^j，weeksec^j，(j＝1:n)。其中，上角標(biāo)j表示第j幀數(shù)，下角標(biāo)w表示為wgs84坐標(biāo)系下的數(shù)值。

s2：判斷時(shí)間有效性。從第二幀開(kāi)始，進(jìn)行時(shí)間有效性判斷。具體的，

tb＝week×7×24×3600+weeksec

令

其中，week^j、weeksec^j分別為gnss輸出的連續(xù)多幀的周、周秒，tb為其轉(zhuǎn)成成的天秒，j為幀數(shù)，取值范圍為1～n，n為采集的幀數(shù)。week和weeksec為航天器經(jīng)過(guò)對(duì)時(shí)后根據(jù)晶振計(jì)算得到的精確的星上周和周秒。

若滿足則通過(guò)時(shí)間有效性判斷，否則，舍棄該幀數(shù)據(jù)，不再進(jìn)行后續(xù)的數(shù)據(jù)有效性判斷。

s3：判斷數(shù)據(jù)有效性。所述s3包括：

s31：將wgs84坐標(biāo)系的航天器gnss輸出的位置、速度轉(zhuǎn)換到j(luò)2000坐標(biāo)系下的位置、速度為

其中，ciw為從wgs84坐標(biāo)系到j(luò)2000坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，ωd為地球轉(zhuǎn)速，為wgs84坐標(biāo)系的gnss輸出的位置坐標(biāo)，為wgs84坐標(biāo)系的gnss輸出的速度坐標(biāo)，上角標(biāo)j表示第j幀數(shù)，取值范圍為1～n，，n為采集的幀數(shù)，下角標(biāo)w表示為wgs84坐標(biāo)系下的數(shù)值，為j2000坐標(biāo)系的gnss輸出的位置坐標(biāo)，為j2000坐標(biāo)系的gnss輸出的速度坐標(biāo)；

s32：計(jì)算軌道根數(shù)，判斷軌道根數(shù)的有效性。軌道根數(shù)a^j,e^j,ω^j,i^j,ω^j的計(jì)算方法為成熟算法，不再贅述。若滿足

(a^j-2≥re+100000)&&(a^j-1≥re+100000)&&(a^j≥re+100000)

(|a^j-1-a^j-2|≤δa)&&(|a^j-a^j-1|≤δa)

(|e^j-1-e^j-2|≤δe)&&(|e^j-e^j-1|≤δe)

(|ω^j-1-ω^j-2|≤δω)&&(|ω^j-ω^j-1|≤δω)

(|i^j-1-i^j-2|≤δi)&&(|i^j-i^j-1|≤δi)

(|ω^j-1-ω^j-2|≤δω)&&(|ω^j-ω^j-1|≤δω)

其中，re為地球半徑，a^j,e^j,ω^j,i^j,ω^j為軌道根數(shù)，δa、δe、δω、δi、δω分別為軌道根數(shù)穩(wěn)定性判斷閾值，根據(jù)實(shí)際情況進(jìn)行設(shè)定；

則數(shù)據(jù)有效性判斷通過(guò)，否則舍棄該幀數(shù)據(jù)。

s4：軌道外推，建立在軌導(dǎo)航初值。假設(shè)第k幀時(shí)通過(guò)數(shù)據(jù)有效性判斷，則航天器的在軌導(dǎo)航初值為

tb＝week^k×7×24×3600+weeksec^k

其中，week^k、weeksec^k分別為gnss輸出的k幀時(shí)的周、周秒，δtbg為當(dāng)前時(shí)刻與gnss數(shù)據(jù)天秒時(shí)刻的差值，δt為采樣時(shí)間間隔，為j2000坐標(biāo)系的gnss輸出的k幀時(shí)的位置坐標(biāo)，為j2000坐標(biāo)系的gnss輸出的k幀時(shí)的速度坐標(biāo)，x0，y0，z0航天器的在軌導(dǎo)航初值的位置坐標(biāo)，vx0，vy0，vz0為航天器的在軌導(dǎo)航初值的速度坐標(biāo)。

下面通過(guò)一個(gè)實(shí)例來(lái)對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步地說(shuō)明，續(xù)采集5幀gnss數(shù)據(jù)，如表1所示。

表1gnss原始輸出

表1的gnss原始輸出數(shù)據(jù)經(jīng)過(guò)時(shí)間有效性判斷后的結(jié)果如表2所示。

表2時(shí)間有效性計(jì)算結(jié)果

注：-表示無(wú)需計(jì)算。

表1的gnss輸出的wgs84坐標(biāo)系的數(shù)據(jù)經(jīng)過(guò)轉(zhuǎn)換后得到的j2000系的結(jié)果為表3所示。

表3j2000坐標(biāo)系下的結(jié)果

表3的gnss原始數(shù)據(jù)經(jīng)過(guò)數(shù)據(jù)有效性判斷后，可以得到軌道六根數(shù)，下面僅以半長(zhǎng)軸a的結(jié)果作為示例，對(duì)于其他軌道根數(shù)的判斷類似。結(jié)果為表4所示。

表4數(shù)據(jù)有效性判斷結(jié)果

由表4可知，數(shù)據(jù)有效性性判斷通過(guò)。

經(jīng)過(guò)外推，得到

x0＝-1788880.7829806；

y0＝-5472827.5559055；

z0＝-3561727.5989835；

vx0＝5686.1912620268；

vy0＝-3977.2912748817；

vz0＝3273.3158471800。

本發(fā)明利用gnss接收機(jī)在定時(shí)解算過(guò)程是個(gè)具有固定周期、每個(gè)周期之間的數(shù)據(jù)具有連續(xù)性的特點(diǎn)，通過(guò)gnss輸出絕對(duì)時(shí)間連續(xù)多幀數(shù)據(jù)間隔關(guān)系進(jìn)行邏輯判斷，確保gnss時(shí)間的有效性；同時(shí)，利用航天器軌道根數(shù)中的a^j,e^j,ω^j,i^j,ω^j在短時(shí)間內(nèi)基本保持不變的特性，將gnss輸出的wgs84坐標(biāo)系下的位置、速度轉(zhuǎn)換為j2000系下的位置速度，并計(jì)算其軌道根數(shù)，根據(jù)軌道根數(shù)的穩(wěn)定性，確保gnss輸出位置速度的有效性。在時(shí)間和位置速度均有效的前提下，對(duì)位置速度進(jìn)行軌道外推，建立在軌導(dǎo)航初值。

顯然，本發(fā)明的上述實(shí)施例僅僅是為清楚地說(shuō)明本發(fā)明所作的舉例，而并非是對(duì)本發(fā)明的實(shí)施方式的限定，對(duì)于所屬領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在上述說(shuō)明的基礎(chǔ)上還可以做出其它不同形式的變化或變動(dòng)，這里無(wú)法對(duì)所有的實(shí)施方式予以窮舉，凡是屬于本發(fā)明的技術(shù)方案所引伸出的顯而易見(jiàn)的變化或變動(dòng)仍處于本發(fā)明的保護(hù)范圍之列。