本发明专利技术属于航天器姿态测定和无线电干涉测量领域，涉及一种利用地面测站同波束干涉测量的航天器姿态测定方法，包括对同一航天器的不同星载发射天线开展同波束干涉测量，获取同一航天器的不同星载发射天线至不同地面接收天线的距离差；基于距离差，解算航天器的姿态信息。本发明专利技术通过对航天器下行信号开展同波束干涉测量，获取精确的“星载发射天线-地面接收天线”之间距离差，实现航天器姿态信息解算。本发明专利技术利用地面接收天线，相比于现有基于星载设备的测量方法，具有较高的可靠性；而且干涉测量由地面测站实施，故障维修性较好，消除了由星载设备测姿失败带来的整星失效风险。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航天器姿态测定和无线电干涉测量领域，涉及一种利用地面测站同波 束干涉测量的航天器姿态测定方法。
技术介绍
在轨航天器均有特定任务，在飞行中对飞行姿态及精度均有明确要求。已有文献 分析显示，航天器轨道姿态变化对星载合成孔径雷达（SAR)成像效果有较大影响。在一定 的成像条件下，航天器三轴姿态变化需满足相应的精度指标，才有可能达到既定的SAR成 像精度。通信航天器则需要基于姿态信息将星载发射天线始终指向地面接收天线。而且随 着我国航天和通信事业的发展，点波束天线以其灵活性好、增益高、安全保密性强等特点， 获得了越来越广泛的应用。但是，点波束地面覆盖区域是由点波束天线指向确定的。如果 航天器姿态俯仰角发生Γ的偏差，点波束中心经度偏移可达十几度，点波束将完全偏离原 覆盖区，从而直接导致任务失败。因此，航天器姿态是地球资源、气象、通信和导航等航天器 的正常工作的基础性信息。 随着在轨运行状态变化，航天器姿态控制是一项常规测控工作。通常，航天器的姿 态控制即确定航天器的姿态，给出航天器的所需姿态，通过向航天器施加控制力矩来消除 航天器所需姿态与当前姿态之间的偏差。然而由于确定当前姿态的自由陀螺漂移，使得姿 态确定精度不高，增加了姿态控制功耗。因此姿态确定精度对提高姿态控制精度、降低姿态 控制功耗具有重要作用。 目前，航天器姿态测量与确定常用器件包括激光陀螺仪、星敏感器以及太阳敏感 器等。激光陀螺仪具有结构简单、工作寿命较长等优点，但是随着陀螺的漂移，其姿态输出 存在累计误差，导致精度下降。星敏感器是星载姿态敏感器中最精确的元件，精度较高太阳 敏感器高出一个量级。但是星敏感器结构复杂、体积大、功耗高、价格昂贵。无论激光陀螺 仪，或是星敏感器、太阳敏感器，均属于星载设备，一旦发生故障，难以维修，甚至造成整星 失效。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供， 突破传统航天器姿态测定依靠星载传感器的限制。 为达到上述专利技术目的，本专利技术的技术方案是： -种利用地面测站同波束干涉测量的航天器姿态测定方法，包括如下步骤： S1，对同一航天器的不同星载发射天线开展同波束干涉测量，获取同一航天器的 不同星载发射天线至不同地面接收天线的距离差； S2,基于同一航天器的不同星载发射天线至不同地面接收天线的距离差，解算航 天器的姿态信息。 进一步，步骤S1中对同一航天器的不同星载发射天线开展同波束干涉测量，获取 同一航天器的不同星载发射天线至不同地面接收天线的距离差的具体步骤为： S11，假设同一航天器的不同星载发射天线编号为η= 1，2, ...，N，地面接收天线 编可为πι= 1，2，···，Μ; 定义任一星载发射天线η与任一地面接收天线m之间的几何延迟为τηηι，定义所 有星载发射天线与任一地面接收天线m之间的电离层延迟、大气延迟和设备延迟分别为 Tlcin?、了_和τ _，定义地面接收天线m的接收钟差为τ" S12,假设星载发射天线η的发射信号为xn(t)，发射信号\(〇经过几何延迟τηηι、 电离层延迟T1C]_、大气延迟Ttropn、设备延迟和测站钟差τ后，地面接收天线m 接收到的信号xn' (t)为xn (t_τ nm Τ ionom丁tropm丁eqm丁clockm^， S13,对不同地面接收天线m= 1，2收到的同一星载发射天线η= 1的信号进行干 涉测量处理，获取星载发射天线η= 1到不同地面接收天线m= 1，2之间的时延差τnlml2 (Τ 12+ T iono2+ T trop2+ T eq2+ T clock2) (丁11+丁ionol+丁tropl+丁eql+丁clocki)， S14,对不同地面接收天线m= 1，2收到的同一星载发射天线η= 2的信号进行干 涉测量处理，获取星载发射天线η= 2到不同地面接收天线m= 1，2之间的时延差τn2ml2 (Τ 22+ T iono2+ T trop2+ T eq2+ T clock2) (丁21+丁ionol+丁tropl+丁eql+丁clocki)， S15,对星载发射天线η= 1，2至地面接收天线m= 1，2的时延差进行求差，得 到不同星载发射天线n=l，2至不同地面接收天线的时延差τη12ηι12=τη1ηι12-τη2ηι12 = (τ12-τη)-(τ22-τ21)； S16,同一航天器的不同星载发射天线至地面接收天线的距离差为光速乘以不同 星载发射天线η= 1，2至不同地面接收天线的时延差τnlM2。 进一步，步骤S2中基于同一航天器的不同星载发射天线至不同地面接收天线的 距离差，解算航天器的姿态信息的具体步骤为： S31，建立直角坐标系XYZ，令地面接收天线1、2、3的坐标和航天器质心坐标为A、 B、C和 0; 以0为原点重新建立子直角坐标系X'Y'Z'，其中X'Y'Z'方向轴和坐标系XYZ方 向轴平行； 子直角坐标系中，令R'、S'和Τ'分别代表星载发射天线1、2、3的坐标，航天器经 过方位角X、俯仰角y、翻滚角ζ的旋转，R'、S'、Τ'旋转至R、S、Τ; S32,设R、S到达Α、Β的距离差a，R、Τ到达Α、Β的距离差b，R、S到达A、C的距离 差c，解算R'、S'、T'旋转至R、S、T的旋转角Θ='[^表示转置运算；设定解算 精度门限和解算最大迭代次数，解算过程如下： S321，建立距离差方程f(Θ) =d: 令f(Θ) =f(x，y，Z) = T， 其中：f(Θ)为R、S到达A、B的理论距离差，R、T到达A、B的理论距离差，R、S到 达A、C的理论距离差，; 令f(θ) =d，其中，d为同波束干涉测量得到的设R、S到达A、B的距离差a，R、T 到达A、Β的距离差b，R、S到达A、C的距离差c组成的矢量，d= T; S322,给定旋转角初始值Θ。= [x。，y。，ZJT，在f(Θ)在初始值Θ。处进行一阶泰 勒级数展开以9)=以0。)+了（0-0。)+0(0-0。)，其中以0。)+了（0-0。）为以0)的一阶 近似，J为雅克比矩阵0(θ-θ。）为Θ-Θ。的高阶项； 忽略高阶项，得到一阶线性距离差方程f(Θ)~f(Θ。)竹（θ-Θ。）=d 即J(θ-Θ〇) =d_f(Θ〇); S323,对ΚΘ-Θ。）=d-f(0。）两边同时左乘矩阵J的转置，得到JTJ(0-0。）= JT(d-f(9〇))； 对JTJ(θ-Θ。）=JT (d-f(Θ。)）求解，得到一阶线性距离差方程的解 S324,若一阶线性距离差方程的解g与初始值Θ。之间的差大于解算精度门限时， 将古作为新的初始值进行步骤S322至S324的循环迭代；当一阶线性距离差方程的解g与初 始值Θ。之间的差小于解算精度门限时，迭代主动结束；当迭代次数大于解算最大迭代次数 时，迭代强制结束。 本专利技术通过对航天器下行信号开展同波束干涉测量，获取精确的"星载发射天 线-地面接收天线"之间距离差，实现航天器姿态信息解算。本专利技术利用地面接收天线，相 比于现有基于星载设备的测量方法，具有较高的可靠性；而且干涉测量由地面测站实施，故 障维修性较好，消除了由星载设备测姿失败带来的整星失效风险；同时，同波束干涉测量能 够获取高精度相时延信息，确保了航天器姿态解算精度较高。【附图说明】当前第1本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种利用地面测站同波束干涉测量的航天器姿态测定方法，其特征在于，包括如下步骤：S1，对同一航天器的不同星载发射天线开展同波束干涉测量，获取同一航天器的不同星载发射天线至不同地面接收天线的距离差；S2，基于同一航天器的不同星载发射天线至不同地面接收天线的距离差，解算航天器的姿态信息。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：任天鹏，唐歌实，陈略，孙靖，韩松涛，王美，李黎，
申请(专利权)人：北京航天飞行控制中心，
类型：发明
国别省市：北京;11
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