一种运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补方法技术

本发明专利技术请求保护一种运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补方法，主要解决在卫星发射试验任务中，实时综合处理系统通过运载器主动飞行段结束后的初轨实时外推计算运载器在整个滑行段的飞行轨迹，实时填补运载器滑行段测量盲区的飞行弹道，展示运载器全程飞行态势，生成各类指挥决策支持信息，并实现测量设备全程引导。包括：1.提出了初轨弹道点选取策略。2.提出了初轨选优策略。3.确定了运载器滑行段轨道外推计算方法。4.制定了运载器飞行弹道填补方法。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航天测控领域运载器的数据分析处理技术，特别是对运载器滑行段飞行轨迹的计算，具体是一种运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补方法。
技术介绍
在卫星发射过程中，运载器经过主动段的动力飞行后，在关机点具有了一定的位置和速度，并以关机点为起始点转入无动力的自由飞行段，即滑行段。由于测控设备部署地理位置及跟踪性能原因，对运载器滑行段的跟踪测量常常会存在测量盲区。为了提供滑行段测量盲区的指挥决策支持信息，展示运载器全程飞行态势，并生成测量设备全程引导弹道，有必要对运载器在测量盲区的运行轨迹进行自动填补。开展运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补方法研究具有较大的现实意义，主要体现在：1)可以实现运载器全程飞行态势展示，为各级指挥员提供完整的指挥决策支持信息。2)生成测量设备的全程引导弹道，帮助设备及时捕获目标。3)运载器滑行段的运动特性与卫星的轨道运动特性是相同的，本方法同样可以用于实现星箭分离后卫星测量盲区的运行轨迹的填补。
技术实现思路
针对现有技术的不足，提出了一种运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补方法方法。本专利技术的技术方案如下：一种运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补方法，其包括以下步骤：101、首先对初轨弹道点进行选取，并对弹道值进行从发射系到地惯系的坐标转换，得到地惯系弹道点；102、其次利用地惯系弹道点计算运载器滑行段初轨，并进行运载器滑行段初轨选优；103、利用选优初轨GDXY进行实时轨道外推，计算得到运载器在当前飞行时刻的发射系弹道值Orbitex；104、利用步骤103得到的当前飞行时刻的发射系弹道值Orbitex，对需要填补的全程弹道进行填补。进一步的，步骤101中参与初轨弹道点选取的弹道有GNSS弹道和遥测惯组YCGZ弹道，初轨弹道点的选取采用人机结合的选取策略，具体为：首先，通过人机控制界面，在运载器滑行段内设置初轨计算弹道时间点tr，每设置一个弹道时间点，就重新选取弹道、重复后续步骤；其次，如果在人工控制界面中人工设置了初轨计算弹道时间点tr，就选取GNSS和YCGZ在人工设置时间点的弹道值，即OrbitGNSS(tr)、OrbitYCGZ(tr)；如果没有人工设置初轨计算时间点，就通过遥测时间参数TKzdgj判断主动段关机发生后15秒的GNSS和YCGZ弹道值，即OrbitGNSS(tr)、OrbitYCGZ(tr)，其中tr＝TKzdgj+15；然后，将选取的发射系下弹道OrbitGNSS(tr)、OrbitYCGZ(tr)转换到地心惯性坐标系下，得到地惯系下弹道值OrbitiI(tr)=IG(T0,tr)×Orbiti(tr),i=GNSS,YCGZ]]>其中，IG(T0,tr)为发射系到地惯系的转换矩阵，是发射绝对时T0和相对飞行时tr的函数。进一步的，步骤102中利用步骤101的地惯系弹道点计算运载器滑行段初轨，并进行初轨选优，具体为：首先，利用地惯系下弹道值分别计算出一个初轨值，即GDGNSS、GDYCGZ；GDi=CalGD(OrbitiI(tr)),i=GNSS,YCGZ]]>其中，CalGD(OrbitI(t))为初轨计算函数，是起飞绝对时T0和地惯系弹道值的函数；初轨GD由六要素进行描述GD＝＜a,e,i,Ω,ω,M＞，分别为a(长半轴)、e(偏心率)、i(轨道倾角)、Ω(升交点赤经)、ω(近心点幅角)、M(平近点角)。Orbit的数据结构为tagOrbit＝[TXYZVxVyVz]，其中T表示弹道时间，X表示弹道坐标轴x方向上的大小，Y表示弹道坐标轴Y方向上的大小，Z表示弹道坐标轴z方向上的大小，Vx表示x方向上的速度分量，Vy表示Y方向上的速度分量，Vz表示z方向上的速度分量。初轨计算函数CalGD由Orbit弹道分量求轨道要素的方法和步骤如下：1)计算运载器的地心距r和速度V，r=X2+Y2+Z2]]>V=Vx2+Vy2+Vz2]]>2)计算轨道半长轴aV2=μ(2r-1a)]]>其中，μ为常数，μ＝3.986004415×10143)计算轨道偏心率e和偏近点角EesinE=1μa(X×Vx+Y×Vy+Z×Vz)ecosE=1-ra]]>4)计算平近点角MM＝E-esinE5)计算轨道倾角ii=acos(X×Vy-Y×Vxμa(1-e2))]]>6)计算升交点赤经ΩsinΩ=Y×Vz-Z×Vyμa(1-e2)sini]]>cosΩ=X×Vz-Z×Vxμa(1-e2)sini]]>7)计算近地点幅角ωθ=2atan(1+e1-etan(E2))]]>sinu=zrsin(i)]]>cosu=yrsinΩ+xrcosΩ]]>ω＝u-θ其次，进行初轨选优，具体如下：当初轨已计算后的20秒内，如果没有进行人工初轨选择，则自动选择GDGNSS为选优轨道GDXY，即GDXY＝GDGNSS，人工可在运载器滑行段内进行人工初轨选优，即从GDGNSS、GDYCGZ两者之中选择用于轨道外推的初轨值，即GDXY=GDGNSS,ifOrbitXY=OrbitGNSSI(tr)GDYCGZ,ifOrbitXY=OrbitYCGZI(tr).]]>进一步的，步骤103进行轨道外推，计算出当前飞行时刻运载器的发射系下弹道值，具体为：首先，对基于步骤102得到的选优初轨外推计算滑行段当前飞行时刻tex的地惯系弹道值OrbitI(tex)OrbitI(tex)＝ExSlideGD(GDXY,tex)其中，ExSlideGD为轨道外推函数；然后，对地惯系弹道值OrbitI(tex)进行坐标转换，得到发射系下弹道值Orbitex(tex)Orbitex(tex)＝GI(T0,tex)×OrbitI(tex)其中，GI(T0,tex)为地惯系到发射系的转换矩阵，是起飞绝对时T0和相对飞行时tex的函数。进一步的，步骤104对需要弹道填补的全程弹道进行弹道填补，具体为：首先，确定弹道填补的全程弹道有全程综合弹道OrbitZH，全程GNSS弹道OrbitGNSS和全程YCGZ弹道OrbitYCGZ；然后，如果人工设置弹道填补标志为真，且tex时刻判断全程弹道Orbiti已连续中断3秒以上，则用轨道外推得到的弹道值Orbitex(te本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补方法，其特征在于：包括以下步骤：101、首先对初轨弹道点进行选取，并对弹道值进行从发射系到地惯系的坐标转换，得到地惯系弹道点；102、其次利用地惯系弹道点计算运载器滑行段初轨，并进行运载器滑行段初轨选优；103、利用选优初轨GDXY进行实时轨道外推，计算得到运载器在当前飞行时刻的发射系弹道值Orbitex；104、利用步骤103得到的当前飞行时刻的发射系弹道值Orbitex，对需要填补的全程弹道进行填补。

【技术特征摘要】
1.一种运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补方法，其特征在
于：包括以下步骤：
101、首先对初轨弹道点进行选取，并对弹道值进行从发射系到
地惯系的坐标转换，得到地惯系弹道点；
102、其次利用地惯系弹道点计算运载器滑行段初轨，并进行运
载器滑行段初轨选优；
103、利用选优初轨GDXY进行实时轨道外推，计算得到运载器在
当前飞行时刻的发射系弹道值Orbitex；
104、利用步骤103得到的当前飞行时刻的发射系弹道值Orbitex，
对需要填补的全程弹道进行填补。
2.根据权利要求1所述的运载器滑行段测量盲区运行轨迹填补
方法，其特征在于：步骤101中参与初轨弹道点选取的弹道有GNSS弹道和
遥测惯组YCGZ弹道，初轨弹道点的选取采用人机结合的选取策略，具体为：
首先，通过人机控制界面，在运载器滑行段内设置初轨计算弹道时间点tr，
每设置一个弹道时间点，就重新选取弹道、重复后续步骤；
其次，如果在人工控制界面中人工设置了初轨计算弹道时间点tr，就选取
GNSS和YCGZ在人工设置时间点的弹道值，即OrbitGNSS(tr)、OrbitYCGZ(tr)；如
果没有人工设置初轨计算时间点，就通过遥测时间参数TKzdgj判断主动段关机发
生后15秒的GNSS和YCGZ弹道值，即OrbitGNSS(tr)、OrbitYCGZ(tr)，其中
tr＝TKzdgj+15；
然后，将选取的发射系下弹道OrbitGNSS(tr)、OrbitYCGZ(tr)转换到地心惯性
坐标系下，得到地惯系下弹道值OrbitiI(tr)=IG(T0,tr)×Orbiti(tr),]]>i＝GNSS,YCGZ
其中，IG(T0,tr)为发射系到地惯系的转换矩阵，是发射绝对时T0和相对飞行时tr的
函数。
3.根据权利要求1或2所述的运载器滑行段测量盲区运行轨迹填
补方法，其特征在于：步骤102中利用步骤101的地惯系弹道点计算运载器
滑行段初轨，并进行初轨选优，具体为：
首先，利用地惯系下弹道值分别计算出一个初
轨值，即GDGNSS、GDYCGZ；
GDi=CalGD(Orbit...

【专利技术属性】
技术研发人员：何京江，魏志东，董继辉，
申请(专利权)人：中国人民解放军六三七九六部队，
类型：发明
国别省市：四川;51