本发明专利技术公开了一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法及系统，涉及临近空间飞行器飞行仿真技术领域。包括：获取航天器发射点在地心系下的初始位置和地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；根据航天器发射点在地心系下的初始位置、地心系到发射系的方向余弦转换矩阵及航天器飞行过程中在发射系的当前位置，计算航天器飞行过程中在地心系下的当前位置；根据航天器飞行过程中在地心系下的当前位置，计算航天器飞行过程中的当前位置经度；迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，对比上述两步的海拔高度，如果收敛精度达到要求，则结束迭代，否则将新值带入继续迭代，直至收敛。本发明专利技术能够精准、实时解算航天器飞行过程中的实时位置。程中的实时位置。程中的实时位置。
【技术实现步骤摘要】
一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法及系统
[0001]本专利技术涉及临近空间飞行器飞行仿真
，具体涉及一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法及系统。
技术介绍
[0002]航天器在临近空间（20
‑
100km）飞行运动仿真计算时，需要提供精确的大气密度、温度和压力等飞行环境参数，而飞行环境参数主要是通过飞行海拔高度在标准大气参数中进行插值计算得到。在标准椭球体地球模型中，航天器飞行海拔高度是指航天器距离地球表面水平面的高度。航天器海拔高度的确定是航天器飞行的重要参数，如果不能准确计算，航天器在飞行过程中动力学分析和导航定位将无法开展。
[0003]航天器飞行过程中的实时位置包括经度、纬度和海拔高度，而传统的航天器飞行海拔高度由当前位置的地心距与地球的半径之差计算得到，该计算是在地球为球体模型下开展进行，并忽略了地球自转的影响。因此，传统方法并不能实时、精准获取航天器飞行过程中的实时位置。
技术实现思路
[0004]本专利技术所要解决的技术问题是传统方法并不能实时、精准获取航天器飞行过程中的实时位置。本专利技术目的在于提供一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法及系统，能够精准、实时解算航天器飞行过程中的实时位置。
[0005]本专利技术通过下述技术方案实现：第一方面，本专利技术提供了一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，该方法包括：获取航天器发射点在地心系下的初始位置和地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；根据航天器发射点在地心系下的初始位置、地心系到发射系的方向余弦转换矩阵及航天器飞行过程中在发射系的当前位置，计算航天器飞行过程中在地心系下的当前位置；根据航天器飞行过程中在地心系下的当前位置，计算航天器飞行过程中的当前位置经度；迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，对比上述两步计算得到的海拔高度，如果收敛精度达到要求，则结束迭代，否则将新值带入继续迭代，直至收敛。
[0006]其中，地心系的表示：原点在地球质心；z轴沿地球自转轴指向协议地极；x轴通过赤道面和本初子午线的交点；y轴满足赤道平面上的右手定则。
[0007]发射系的表示：坐标原点与发射点固连，x轴在发射点水平面内，指向发射瞄准方向，y轴垂直于发射点水平面指向上方，z轴满足右手定则。发射系与地心系的转换由发射点的纬度经度，高度以及发射方位角确定。
[0008]进一步地，迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，包括：根据初始海拔高度和初始纬度，计算一步得到航天器飞行过程中的当前纬度和当前海拔高度；根据当前纬度和当前海拔高度，迭代计算得到航天器飞行过程中下一步的纬度和海拔高度。
[0009]进一步地，迭代计算的步骤为：步骤A，设定初始海拔高度、初始纬度为航天器发射点纬度；步骤B，根据初始海拔高度和初始纬度，计算迭代步的初始纬度的更新值，计算公式为：，其中，，其中为地球椭球半长轴，表示椭球偏心率；为地心系z轴的位置坐标；e为地球椭球偏心率，取0.0818192；步骤C，从开始，进行迭代计算，计算相邻两步的纬度和海拔高度；计算公式为：，其中，为航天器飞行过程中下一步的纬度；为航天器飞行过程中一步的纬度；为当前步的曲率半径，是一个中间变量；为航天器飞行过程中下一步的海拔高度；为地心系x轴的位置坐标，为地心系y轴的位置坐标，为地心系z轴的位置坐标。
[0010]进一步地，航天器飞行过程中在地心系下的当前位置为：=，其中，为航天器飞行过程中在地心系下的当前位置地心矢径；为航天器飞行过程中在发射系的当前位置，；为发射系到地心系的方向余弦转换矩阵，=；为地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；为航天器发射点在地心系下的初始位置；为飞行器飞行实时的地心系位置坐标，为地心系x轴的位置坐标，为地心系y轴的位置坐标，为地心系z轴的位置坐标。
[0011]进一步地，航天器飞行过程中的当前位置经度为：，其中，为航天器飞行过程中的当前位置经度。
[0012]进一步地，航天器发射点在地心系下的初始位置计算如下：
根据航天器发射点的初始经度、初始纬度、初始海拔高度、地球椭球半长轴和偏心率，计算航天器发射点在地心系下的初始位置。
[0013]进一步地，地心系到发射系的方向余弦转换矩阵计算如下：根据航天器发射点的初始经度、初始纬度和发射方位角，建立地心系到发射系的方向余弦转换矩阵。
[0014]进一步地，地心系到发射系的方向余弦转换矩阵的表达式为：，其中，为航天器发射点的初始纬度；为航天器发射点的初始经度；为航天器发射点的发射方位角。
[0015]第二方面，本专利技术又提供了一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析系统，该系统用于实现上述一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法；该系统包括：获取单元，用于获取航天器发射点在地心系下的初始位置和地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；第一计算单元，用于根据航天器发射点在地心系下的初始位置、地心系到发射系的方向余弦转换矩阵及航天器飞行过程中在发射系的当前位置，计算航天器飞行过程中在地心系下的当前位置；第二计算单元，用于根据航天器飞行过程中在地心系下的当前位置，计算航天器飞行过程中的当前位置经度；迭代计算单元，用于迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，包括：根据初始海拔高度和初始纬度，计算一步得到航天器飞行过程中的当前纬度和当前海拔高度；根据当前纬度和当前海拔高度，迭代计算得到航天器飞行过程中下一步的纬度和海拔高度；以及对比上述两步计算得到的海拔高度，如果收敛精度达到要求，则结束迭代，否则将新值带入继续迭代，直至收敛。
[0016]进一步地，迭代计算的执行过程为：设定初始海拔高度、初始纬度为航天器发射点纬度；根据初始海拔高度和初始纬度，计算迭代步的初始纬度的更新值，计算公式为：，其中，，其中为地球椭球半长轴，表示椭球偏心率，取0.0818192；为地心系z轴的位置坐标。
[0017]从开始，进行迭代计算，计算相邻两步的纬度和海拔高度；计算公式为：
，其中，为航天器飞行过程中下一步的纬度；为航天器飞行过程中一步的纬度；为当前步的曲率半径，是一个中间变量；为航天器飞行过程中下一步的海拔高度；为地心系x轴的位置坐标，为地心系y轴的位置坐标，为地心系z轴的位置坐标。
[0018]本专利技术与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：本专利技术一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法及系统，在椭球体地球模型中，利用地心系和发射系之间的方向余弦转换矩阵，仅已知航天器发射的初始位置而目标位置未知的情况下，实现精准迭代计算航天器在空中飞行过程中的实时位置，且解算航天器飞行海拔高度和纬度的迭代方法计算时间短、计算量不大。
附图说明
[0019]此处所说明的附图用来提供对本专利技术实施例的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本专利技术实施例的限定。在附图中：图1为本专利技术一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法流程图；图2为本专利技术一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法结构框图。
具体实施方式
...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，其特征在于，该方法包括：获取航天器发射点在地心系下的初始位置和地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；根据所述航天器发射点在地心系下的初始位置、地心系到发射系的方向余弦转换矩阵及航天器飞行过程中在发射系的当前位置，计算航天器飞行过程中在地心系下的当前位置；根据所述航天器飞行过程中在地心系下的当前位置，计算航天器飞行过程中的当前位置经度；迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，对比上述两步计算得到的海拔高度，如果收敛精度达到要求，则结束迭代，否则将新值带入继续迭代，直至收敛。2.根据权利要求1所述的一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，其特征在于，所述的迭代计算航天器飞行过程中相邻两步的纬度和海拔高度，包括：根据初始海拔高度和初始纬度，计算一步得到航天器飞行过程中的当前纬度和当前海拔高度；根据所述当前纬度和当前海拔高度，迭代计算得到航天器飞行过程中下一步的纬度和海拔高度。3.根据权利要求2所述的一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，其特征在于，所述迭代计算的步骤为：步骤A，设定初始海拔高度、初始纬度为航天器发射点纬度；步骤B，根据初始海拔高度和初始纬度，计算迭代步的初始纬度的更新值，计算公式为：，其中，，其中为地球椭球半长轴，表示椭球偏心率；为中间量；为地心系z轴的位置坐标；e为地球椭球偏心率；步骤C，从开始，进行迭代计算，计算相邻两步的纬度和海拔高度；计算公式为：，其中，为航天器飞行过程中下一步的纬度；为航天器飞行过程中一步的纬度；为当前步的曲率半径；为航天器飞行过程中下一步的海拔高度；为地心系x轴的位置坐标，为地心系y轴的位置坐标，为地心系z轴的位置坐标。4.根据权利要求1所述的一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，其特征在
于，所述航天器飞行过程中在地心系下的当前位置为：=，其中，为航天器飞行过程中在地心系下的当前位置地心矢径；为航天器飞行过程中在发射系的当前位置；为发射系到地心系的方向余弦转换矩阵，=；为地心系到发射系的方向余弦转换矩阵；为航天器发射点在地心系下的初始位置；为飞行器飞行实时的地心系位置坐标，为地心系x轴的位置坐标，为地心系y轴的位置坐标，为地心系z轴的位置坐标。5.根据权利要求4所述的一种航天器飞行中实时位置的精确迭代分析方法，其特征在于，所述航天器飞行过程中的当前位置经度为：，其中，为航天器飞行过程中的当前位置经度。...
【专利技术属性】
技术研发人员：欧朝，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：
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