一种地球轨道中航天器的轨迹预测方法及系统技术方案

本发明专利技术公开的一种地球轨道中航天器的轨迹预测方法，包括：从预测时间步长内选取多个配点；根据航天器的初始位置和速度确定航天器在每个配点时的初始预测状态信息；采用反馈加速Picard迭代方法对航天器在每个配点时的初始预测状态信息进行修正，获得航天器在每个配点时的修正后的状态信息；对航天器在每个配点时的修正后的状态信息进行插值，获得航天器在每个时刻的修正后的状态信息。本发明专利技术采用高精度的反馈加速Picard迭代方法对初始预测状态信息进行修正，无需对矩阵求逆，在提高轨迹预测精度的同时，能够降低轨道计算中的复杂加速度项的计算耗时，并且结合配点法的思想，进一步减少了计算量，本发明专利技术为航天器提供了精确、实时的轨道预测方法。

【技术实现步骤摘要】
一种地球轨道中航天器的轨迹预测方法及系统
本专利技术涉及航天动力学
，特别涉及一种地球轨道中航天器的轨迹预测方法及系统。
技术介绍
在未来空间任务中，航天器自主程度更高，协同和交互操作更加频繁，研究新型高性能空间轨道计算方法对于航天工程具有重大应用价值。对于轨道递推，研究人员关注的焦点在于计算精度和计算效率。过去的几十年中，已经有大量研究人员对轨道递推计算方法进行研究。传统的数值方法中，为了得到高精度的计算结果，需要选择非常小的计算步长，并构造大规模的代数矩阵方程，这在实际操作中往往难以实现。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种地球轨道中航天器的轨迹预测方法及系统，以提高轨迹预测的精度和效果。为实现上述目的，本专利技术提供了如下方案：一种地球轨道中航天器的轨迹预测方法，所述预测方法包括如下步骤：从预测时间步长内选取多个配点；根据航天器的初始位置和速度确定航天器在每个配点时的初始预测状态信息；采用反馈加速Picard迭代方法对航天器在每个配点时的初始预测状态信息进行修正，获得航天器在本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种地球轨道中航天器的轨迹预测方法，其特征在于，所述预测方法包括如下步骤：/n从预测时间步长内选取多个配点；/n根据航天器的初始位置和速度确定航天器在每个配点时的初始预测状态信息；/n采用反馈加速Picard迭代方法对航天器在每个配点时的初始预测状态信息进行修正，获得航天器在每个配点时的修正后的状态信息；/n对航天器在每个配点时的修正后的状态信息进行插值，获得航天器在每个时刻的修正后的状态信息。/n

【技术特征摘要】
1.一种地球轨道中航天器的轨迹预测方法，其特征在于，所述预测方法包括如下步骤：
从预测时间步长内选取多个配点；
根据航天器的初始位置和速度确定航天器在每个配点时的初始预测状态信息；
采用反馈加速Picard迭代方法对航天器在每个配点时的初始预测状态信息进行修正，获得航天器在每个配点时的修正后的状态信息；
对航天器在每个配点时的修正后的状态信息进行插值，获得航天器在每个时刻的修正后的状态信息。


2.根据权利要求1所述的地球轨道中航天器的轨迹预测方法，其特征在于，所述从预测时间步长内选取多个配点，具体包括：
利用公式ξm＝cos[(m-1)π/(M-1)],m＝1,...,M，在[-1,1]区间中选取M个节点；
分别令ξ＝ξ1,…,ξM，利用公式确定每个节点对应的第i个预测时间步长内的实际时间作为配点；
其中，ξ1、ξm和ξM表示分别表示第1个、第m个和第M个节点，M表示节点的个数，ti和ti+1为第i个预测时间步长的左端点和右端点，t表示实际时间，ξ表示实际时间t对应的[-1,1]区间内的缩放后的时间。


3.根据权利要求1所述的地球轨道中航天器的轨迹预测方法，其特征在于，所述根据航天器的初始位置和速度确定航天器在每个配点时的初始预测状态信息，具体包括：
判断预测时间步长是否小于一个轨道周期，获得第一判断结果；
若所述第一判断结果表示是，则分别令t＝t1,t2,…,tM，根据航天器的初始位置和初始速度，利用公式确定航天器在每个配点时的初始预测状态信息；
其中，x(t)表示实际时间t的初始预测状态信息，r(t)和v(t)分别表示实际时间t的初始预测位置矢量和初始预测速度矢量，r0和v0为航天器的初始位置和初始速度，t1、t2和tM分别表示第1个、第2个和第M个配点，t0为初始时刻；
若所述第一判断结果表示否，则分别令t＝t1,t2,…,tM，根据航天器的初始位置r0和初始速度v0，利用公式确定航天器在每个配点时的初始预测状态信息；
其中，a表示轨道长半轴，a＝-μ/(||v0||2-2μ/||r0||)，e为偏心率，E为偏近点角，通过求解关系式获得，为偏近点角的时间导数，μ为地球引力常数。


4.根据权利要求1所述的地球轨道中航天器的轨迹预测方法，其特征在于，所述采用反馈加速Picard迭代方法对航天器在每个配点时的初始预测状态信息进行修正，获得航天器在每个配点时的修正后的状态信息，具体包括：
利用公式对航天器在每个配点时的初始预测状态信息进行第n+1次修正，获得航天器在每个配点时的第n+1次修正后的状态信息；
其中，Un和Un+1分别为航天器在每个配点时的第n次和第n+1次修正后的状态信息，T0、T1和G分别为第一变量矩阵、第二变量矩阵和第三变量矩阵，T0＝diag[-1,-1,...]，G＝EUn-f(Un,t)，J为雅可比矩阵，t为配点向量，t＝[t1,t2,...,tM]，t1、t2和tM分别表示第1个、第2个和第M个配点，f为一阶形式的轨道动力学方程的右端函数，E和分别为第一常值矩阵和第二常值矩阵，E＝diag[(LB)B-1,(LB)B-1,...,(LB)B-1,...,(LB)B-1]，L为微分算子，L-1为积分算子，diag[·]表示对角矩阵，B表示变换矩阵，B＝[Φ(t1)T,Φ(t2)T,...,Φ(tM)T]T，Φ(t)为横向量，Φ(t)＝[T1(t),T2(t)...TM(t)]，t为实际时间，t＝t1,t2,…,tM,，T1(t)、T2(t)和TM(t)分别为横向量Φ(t)中的第1个、第2个和第M个元素，N为插值函数阶数，M为配点个数；
判断航天器在每个配点时的第n+1次修正后的状态信息与第n次修正后的状态信息的差值是否小于误差限值，获得第二判断结果；
若所述第二判断结果表示否，则令n的...

【专利技术属性】
技术研发人员：汪雪川，冯浩阳，刘绮帆，岳晓奎，代洪华，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61