基于多源数据驱动的航天器轨道确定方法技术

本发明专利技术公开了一种基于多源数据驱动的航天器轨道确定方法，包含：对GNSS测量数据进行轨道数据预处理；对GNSS测量数据进行坐标系转换；对滤波时刻、星载计算机运行时刻进行系统时间维护，对滤波得到的轨道数据进行时间补偿；构造导航滤波算法，使用EKF滤波器的计算结果作为航天器轨道确定的主份方案；对航天器轨道确定得到惯性系位置、速度信息进行转换得到瞬时轨道参数和轨道平根数；针对轨道平根数进行导航滤波的稳定性判断；使用轨道递推算法作为航天器轨道确定的备份方案；根据GNSS测量系统的工作状态设计主备份方案之间的切换逻辑。本发明专利技术克服GNSS测量系统产生的噪声误差和卫星平台分系统之间时间偏差产生的影响，给姿轨控系统提供高精度的时空基准。

Orbit determination method of Spacecraft Based on multi-source data drive

The invention discloses a method for determining the orbit of a spacecraft based on multi-source data drive, which includes: preprocessing the orbit data of the GNSS measurement data; transforming the coordinate system of the GNSS measurement data; maintaining the system time of the filtering time and the running time of the onboard computer, and compensating the time of the filtered orbit data; constructing the navigation filtering algorithm and using EKF filtering The calculation results of the controller are used as the main scheme for orbit determination of spacecraft; the position and velocity information of inertial system are converted from orbit determination of spacecraft to obtain the instantaneous orbit parameters and the number of orbit flat elements; the stability of navigation filter is determined according to the number of orbit flat elements; the orbit recurrence method is used as the backup scheme for orbit determination of spacecraft; and the working state of GNSS measurement system is set Switching logic between the primary and secondary backup schemes. The invention overcomes the influence of noise error generated by GNSS measurement system and time deviation between satellite platform subsystems, and provides high-precision space-time reference for attitude and orbit control system.

【技术实现步骤摘要】
基于多源数据驱动的航天器轨道确定方法
本专利技术涉及航天器工程技术应用领域，特别涉及一种基于多源数据驱动的航天器轨道确定方法，更特别地说，是一种针对GNSS测量系统(GlobalNavigationSatelliteSystem，全球卫星导航系统)获取的实时轨道信息和地面测定轨获取的基准时刻轨道参数，使用滤波算法或轨道递推算法进行航天器轨道确定的方法；相较直接使用GNSS系统测量值的方式，本专利技术设计的航天器轨道确定方法能够获取更高精度的时空基准。
技术介绍
在轨航天器的轨道确定，可以基于GNSS系统的实时测量数据或轨道递推算法的预报获取。两种方式中，GNSS实时测量数据精度较高，但存在卫星平台各分系统之间的时间偏差，会对姿态确定造成影响。轨道递推算法的轨道预报精度相对较差，考虑到该算法稳定性较好且不受分系统之间的时间偏差影响，可以作为航天器轨道确定的备份方案。目前，针对姿轨控系统基于多源数据驱动的航天器轨道确定方法，尚未有公开的专利或论文等研究成果。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种基于多源数据驱动的航天器轨道确定方法，该方法能够克服卫星平台各分系统之间的时间偏差对轨道确定的影响；本专利技术的新方法相较直接使用GNSS系统测量值的方式或使用轨道递推算法，能够为姿轨控系统提供更高精度的时空基准。为了达到上述目的，本专利技术通过以下技术方案实现：一种基于多源数据驱动的航天器轨道确定方法，包含以下过程：针对GNSS测量数据进行轨道数据预处理，剔除错误数据；对经过预处理后的GNSS测量数据进行坐标系转换；对滤波时刻、星载计算机运行时刻进行系统时间维护，用以对滤波得到的轨道数据进行时间补偿；构造导航滤波算法，使用EKF滤波器的计算结果作为航天器轨道确定的主份方案；对航天器轨道确定得到惯性系位置、速度信息进行转换，得到瞬时轨道参数和轨道平根数；针对轨道平根数进行导航滤波的稳定性判断；使用轨道递推算法作为航天器轨道确定的备份方案；根据GNSS测量系统的工作状态，提供主份方案与备份方案之间的切换逻辑。优选地，所述轨道数据预处理包含以下过程：根据轨道动力学特性，设置阈值判断公式，如下：6.79×106m≤||r||≤7.05×106m且7.46×103m/s≤||v||≤7.75×103m/s其中，x,y,z分别为GNSS接收机测量的三轴位置数据；vx,vy,vz分别为GNSS接收机测量的三轴速度数据；超出阈值范围的测量输入作为错误数据剔除。优选地，接入滤波所需要的J2000.0坐标，坐标转换过程包括进行时间转换以及计算岁差RP、章动RN、极移RM和自转矩阵RS，可得：RJ2000＝(RMRSRNRP)-1R84式中，RJ2000为J2000.0坐标系的位置数据；vJ2000为J2000.0坐标系的速度数据；R84为WGS84坐标系的位置数据；v84为WGS84坐标系的速度数据。优选地，所述导航滤波算法包含：使用标准EKF滤波算法，对每一拍的绝对导航滤波运算，输入包括前一拍惯性系下位置与速度前一拍状态误差协方差阵Pk-1、系统状态噪声协方差阵Q、测量噪声协方差阵R、GNSS实时测量的绝对位置速度数据Zk，输出为当前拍惯性系下位置与速度和当前拍状态误差协方差阵Pk，计算过程如下：(1)由前一拍状态进行状态量预测算法输入的前一拍状态为惯性系下位置与速度记作[xyzvxvyvz]T，dX＝f(X)表达式如下：其中，式中，||r||是指卫星J2000.0惯性坐标系下位置模值；X＝[xyzvxvyvz]T是指卫星J2000.0惯性坐标系下位置与速度；μ表示地球重力常数；aJ2、aJ3、aJ4分别表示J2、J3和J4项摄动加速度；RE为地球半径；Δt是指时间差；(2)求解Pk/k-1，如下：Φk,k-1＝I+Fk-1Δt；式中，I为单位阵；Φk,k-1表示状态矩阵；Q表示系统状态噪声协方差阵；Pk-1表示状态误差矩阵；(3)求滤波增益KK，KK等于Pk/k-1(Pk/k-1+R)-1；(4)完成状态量估计等于(5)完成状态误差矩阵Pk更新，Pk等于(I-Kk)Pk/k-1。优选地，所述针对轨道平根数进行导航滤波的稳定性判断过程中，进一步包含：对轨道平根数进行采用存储，每M秒采样一次，取前N个平半长轴采样点，求取平半长轴均值作为当前拍平半长轴的平均值；其中，当不满N个点，则取当前已有个数的平半长轴求取平均值；每次重新接入基于GNSS数据的绝对导航时，把所有数据清零重新计算。优选地，绝对导航的稳定性判据为：当N个平半长轴采样点采集满后，若连续10个星载计算机的计算周期内满足前后拍平半长轴均值之差的模值小于判稳阈值adh时，则判定绝对导航滤波稳定；判稳阈值adh可注数修改。优选地，所述主份方案与备份方案之间的切换逻辑过程中，进一步包含：GNSS接收机数据长时间不可用时，启动航天器轨道确定的备份方案，若GNSS接收机重新有数据且连续一定时间内数据有效，重启绝对导航滤波；根据当前工作模式，决定接入系统的轨道数据；其中，当工作模式为强制使用GNSS，则由导航滤波的结果接入系统；若工作模式为星上自主，则使用备份方案的轨道数据接入系统。与现有技术相比，本专利技术的有益效果在于：本专利技术能够克服卫星平台各分系统之间的时间偏差对轨道确定的影响；本专利技术的新方法相较直接使用GNSS系统测量值的方式或使用轨道递推算法，能够为姿轨控系统提供更高精度的时空基准。附图说明图1是本专利技术的基于多源数据驱动的航天器轨道确定方法流程图；图2是本专利技术导航滤波算法的EKF滤波器设计流程图；图3是本专利技术的导航滤波算法的位置误差示意图；图4是本专利技术的导航滤波算法的速度误差示意图。具体实施方式为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。如图1-图4所示，本专利技术提供了一种基于多源数据驱动的航天器轨道确定方法，该方法包含以下步骤：步骤S1、针对GNSS测量数据进行轨道数据预处理，结合阈值判断，剔除错误数据。所述步骤S1中，所述轨道数据预处理包含以下过程：根据轨道动力学特性，设置阈值判断公式，如下：6.79×106m≤||r||≤7.05×106m且7.46×103m/s≤||v||≤7.75×103m/s其中，x,y,z分别为GNSS接收机测量的三轴位置数据，vx,vy,vz分别为GNSS接收机测量的三轴速度数据。对于超出上本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于多源数据驱动的航天器轨道确定方法，其特征在于，包含以下过程：/n针对GNSS测量数据进行轨道数据预处理，剔除错误数据；/n对经过预处理后的GNSS测量数据进行坐标系转换；/n对滤波时刻、星载计算机运行时刻进行系统时间维护；/n构造导航滤波算法，使用EKF滤波器的计算结果作为航天器轨道确定的主份方案；/n对航天器轨道确定得到惯性系位置、速度信息进行转换，得到瞬时轨道参数和轨道平根数；/n针对轨道平根数进行导航滤波的稳定性判断；/n使用轨道递推算法作为航天器轨道确定的备份方案；/n根据GNSS测量系统的工作状态，提供主份方案与备份方案之间的切换逻辑。/n

【技术特征摘要】
1.一种基于多源数据驱动的航天器轨道确定方法，其特征在于，包含以下过程：
针对GNSS测量数据进行轨道数据预处理，剔除错误数据；
对经过预处理后的GNSS测量数据进行坐标系转换；
对滤波时刻、星载计算机运行时刻进行系统时间维护；
构造导航滤波算法，使用EKF滤波器的计算结果作为航天器轨道确定的主份方案；
对航天器轨道确定得到惯性系位置、速度信息进行转换，得到瞬时轨道参数和轨道平根数；
针对轨道平根数进行导航滤波的稳定性判断；
使用轨道递推算法作为航天器轨道确定的备份方案；
根据GNSS测量系统的工作状态，提供主份方案与备份方案之间的切换逻辑。


2.如权利要求1所述的基于多源数据驱动的航天器轨道确定方法，其特征在于，
所述轨道数据预处理包含以下过程：
根据轨道动力学特性，设置阈值判断公式，如下：
6.79×106m≤||r||≤7.05×106m且7.46×103m/s≤||v||≤7.75×103m/s



其中，x,y,z分别为GNSS接收机测量的三轴位置数据；vx,vy,vz分别为GNSS接收机测量的三轴速度数据；
超出阈值范围的测量输入作为错误数据剔除。


3.如权利要求1所述的基于多源数据驱动的航天器轨道确定方法，其特征在于，所述坐标系转换是指将GNSS接收机测量得到的WGS84坐标，转换接入滤波所需要的J2000.0坐标，坐标转换过程包括进行时间转换以及计算岁差RP、章动RN、极移RM和自转矩阵RS，可得：
RJ2000＝(RMRSRNRP)-1R84



式中，RJ2000为J2000.0坐标系的位置数据；vJ2000为J2000.0坐标系的速度数据；R84为WGS84坐标系的位置数据；v84为WGS84坐标系的速度数据。


4.如权利要求1所述的基于多源数据驱动的航天器轨道确定方法，其特征在于，
所述导航滤波算法包含：
使用标准EKF滤波算法，对每一拍的绝对导航滤波运算，输入包括前一拍惯性系下位置与速度前一拍状态误差协方差阵Pk-1、系统状态噪声协方差阵Q、测量噪声协方差阵R、GNSS实时测量的绝对位置速度数据Zk，输出为当前拍惯性系下位置与速度和当前拍状态误差协方差阵Pk，计算过程如下：
(1)由前一拍状态进行状态量预测
算法输入的...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨盛庆，贾艳胜，杜耀珂，王文妍，王禹，刘美师，王嘉轶，吴敬玉，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31