A method for determining low earth orbit based on atmospheric drag acceleration measurement is presented in this paper. The steps are as follows: 1. preparation work; 2. atmospheric drag acceleration measurement; 3. nonconservative force acceleration vector unit; 4. initial orbit determination value; 5. constructing orbit determination equation; 6. solving orbit determination equation. Through the above steps, the invention uses the three-axis accelerometer and star sensor carried by the spacecraft, obtains the acceleration of the non-conservative force and the coordinate transformation matrix of the spacecraft body relative to the geocentric inertial coordinate system, obtains the initial value of the orbit determination iteration calculation under the circular orbit assumption, and uses the atmospheric rotation term to correct it. The non-conservative force acceleration obtains the velocity unit vector, constructs the orbit determination equation and solves it by using the orbit predictor and the numerical method, realizes the high precision orbit determination. This method can be used independently on spacecraft, and is not disturbed by electromagnetic environment. It is cheap and easy to realize. It is widely used in low-orbit spacecraft.
【技术实现步骤摘要】
一种基于大气阻力加速度测量的近地轨道确定方法
本专利技术提供一种基于大气阻力加速度测量的近地轨道确定方法，它涉及一种通过测量大气阻力加速度，对近地轨道飞行器进行轨道确定的方法，属于导航
技术介绍
航天器的自动化、自主化、智能化是未来航天器发展的重要方向。航天器的自主运行和自我管理，一方面可以大大减少对地面系统的依赖，在降低任务运营成本的同时，提高作业效率；另一方面可以在很大程度上增强和改善航天器的功能和性能。航天器自主导航是实现航天器自主化的关键技术之一。对于近地轨道运行的航天器，基于全球导航卫星系统(GlobalNavigationSatelliteSystem，GNSS)的导航是当前研究较多的自主导航方式。由于具备高精度、全天候和实时三维定位等优点，GNSS系统，尤其是全球定位系统(GlobalPositioningSystem，GPS)，已广泛应用于各类低轨卫星任务(对地成像、海洋测高、重力场测量、编队飞行等)。但是，GNSS系统的运行依赖于昂贵的地面监控和维护设施；且GNSS的信号较弱，容易受到干扰和欺骗，无法摆脱电子武器的威胁。因此，寻找一种可...
【技术保护点】
1.一种基于大气阻力加速度测量的近地轨道确定方法，其特征在于：其步骤如下：步骤一：准备工作地心惯性坐标系的定义：地心惯性坐标系的原点在地球中心，x轴在地球赤道平面内，指向春分点，z轴垂直于赤道平面指向北极，y轴按右手法则确定。地心赤道旋转坐标系的定义：地心赤道旋转坐标系的原点在地球中心，x轴沿赤道平面于格林尼治(Greenwich)子午面的相交线，z轴垂直于赤道平面，y轴按右手法则确定。航天器第二轨道坐标系的定义：航天器第二轨道坐标系的原点在航天器质心，z轴指向地心，y轴垂直于轨道平面且与轨道动量矩相反，x轴在轨道平面内指向前。该坐标系是对地三轴稳定航天器姿态的参考基准。航...
【技术特征摘要】
1.一种基于大气阻力加速度测量的近地轨道确定方法，其特征在于：其步骤如下：步骤一：准备工作地心惯性坐标系的定义：地心惯性坐标系的原点在地球中心，x轴在地球赤道平面内，指向春分点，z轴垂直于赤道平面指向北极，y轴按右手法则确定。地心赤道旋转坐标系的定义：地心赤道旋转坐标系的原点在地球中心，x轴沿赤道平面于格林尼治(Greenwich)子午面的相交线，z轴垂直于赤道平面，y轴按右手法则确定。航天器第二轨道坐标系的定义：航天器第二轨道坐标系的原点在航天器质心，z轴指向地心，y轴垂直于轨道平面且与轨道动量矩相反，x轴在轨道平面内指向前。该坐标系是对地三轴稳定航天器姿态的参考基准。航天器本体坐标系的定义：航天器本体坐标系的固连在航天器本身，坐标原点位于航天器质心，x，y，z三个轴在设计过程中进行定义，对于三轴姿态稳定的航天器，在没有姿态误差的情况下，其本体坐标系的三个轴与第二轨道坐标系重合。航天器上搭载的三轴加速度计的x，y，z三个测量轴分别与航天器本体坐标系的x，y，z三个轴重合，这样三轴加速度计测量得到的加速度分量值就是在航天器本体坐标系下的分量值，省去了一步坐标转换过程。三轴加速度计测量得到的是航天器在空间中所受到的非保守力，包括大气阻力、太阳光压力、航天器发动机推力等。因此，在利用大气阻力加速度测量进行定轨时，航天器应在近地轨道飞行且所有发动机处于关机状态，以保证航天器所受到的所有非保守力中，除了大气阻力以外的其他非保守力都可以看作是无穷小量而忽略不计。星敏感器通过感光元件对星图的识别，可以获取当前航天器相对惯性空间的姿态信息，并用坐标转换矩阵将其表示出来。轨道预报器是指已知航天器在某一时刻的位置和速度矢量{r，v}，对航天器任意时间间隔Δt之后的位置和速度矢量进行计算的一种工具。常见的轨道预报器有二体轨道预报器、高精度轨道预报器等。步骤二：大气阻力加速度测量通过三轴加速度计对航天器所受到的非保守力进行测量，获得航天器所受非保守力在航天器本体坐标系下的分量列阵：上式中，abx表示航天器所受到的非保守力在航天器本体坐标系的x轴方向的分量，同样地aby，abz分别为航天器所受到的非保守力在航天器本体坐标系的y，z两个轴方向的分量。在第一次测量之后，每隔一段相等时间Δt(间隔时间远小于轨道周期)测量一次，从而获得n个非保守力加速度测量值{ab1，ab2，...，abn}，n≥4。通过星敏感器的测量信息，获得航天器本体坐标系到地球惯性坐标系的坐标转换矩阵Lib，则在地心赤道惯性坐标系下，航天器所受非保守力的分量列阵如下：上式中，aix表示航天器所受到的非保守力在地心赤道惯性坐标系的x轴方向的分量，同样地aiy，aiz分别为航天器所受到的非保守力在地心赤道惯性坐标系的y，z两个轴方向的分量。将测得的n个非保守力加速度测量值按照以上步骤转换到地心赤道惯性坐标系下，可得{ai1，ai2，...，ain}，n≥4。步骤三：非保守力加速度矢量单位化由于大气模型具有一定的不确定性，为避免使用大气模型造成较大的计算误差，这里将加速度计测得的航天器所受到的非保守力加速度单位化，仅利用其中的加速度方向信息，单位化的过程如下：将地心赤道惯性坐标系下的n个非保守力加速度测量值分别按照公式(3)进行单位化可得应注意的是，由于大气随地球的转动效应，后续步骤需要对测量得到的带有上标的非保守力加速度单位矢量进行校正，从而得到航天器速度矢量的单位矢量并将其代入定轨方程进行计算。步骤四：给出轨道确定初始值在圆轨道假设下，使用即可确定基于大气阻力加速度测量的轨道确定初始值。首先计算真近点角差：其中θ表示航天器轨道的真近点角，Δθ表示两个真近点角之间的差值，表示未经过校正的非保守力加速度单位矢量。计算轨道半长轴：其中地球引力常数为μ＝GM＝3.98×1014，G为万有引力常量，其值为6.67×10-11N·m2·kg-2，M为地球质量，其值为5.965×1024...
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