航天器相对位置增量定轨方法
专利汇可以提供航天器相对位置增量定轨方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且航天器 相对 位置 增量定轨方法，属于航天器轨道确定技术领域。本 发明 是为了解决现有基于测量历元差分的定轨方法中，需要采用其他定轨方法获得初始位置信息的问题。本发明所述的航天器相对位置增量定轨方法，首先，确定航天器在三维空间中运动的轨道平面；然后，将三维相对位置矢量转换为二维平面内航天器相对位置坐标，在该二维平面内采用最小二乘原理进行航天器运动轨道形状的拟合，采用拉格朗日乘子法求解拟合矩阵的特征值；最后，根据拟合矩阵的特征值判断航天器的轨道类型，并根据中心天体的位置，获得航天器在惯性参考系下的绝对位置信息，实现航天器的初轨确定。本发明适用于对航天器实现定轨。，下面是航天器相对位置增量定轨方法专利的具体信息内容。
1.航天器相对位置增量定轨方法，其特征在于，该方法为：
首先，确定航天器在三维空间中运动的轨道平面；
然后，将三维相对位置矢量转换为二维平面内航天器相对位置坐标，在该二维平面内采用最小二乘原理进行航天器运动轨道形状的拟合，并采用拉格朗日乘子法求解拟合矩阵的特征值；
最后，根据拟合矩阵的特征值判断航天器的轨道类型，若航天器轨道为椭圆轨道，则中心天体位于椭圆的一个焦点处，结合开普勒时间方程与测量相对应的时间序列确定中心天体的位置；若航天器轨道为圆轨道，则中心天体在轨道的中心；根据中心天体的位置，获得航天器在惯性参考系下的绝对位置信息，实现航天器的初轨确定。
2.根据权利要求1所述的航天器相对位置增量定轨方法，其特征在于，确定航天器在三维空间中运动的轨道平面的具体方法为：
测量航天器在地心惯性坐标系下历元时刻tj与tj-1之间航天器移动的相对位置矢量Vr(tj-1,tj)，并根据该相对位置矢量Vr(tj-1,tj)获得航天器的初始位置r(t0)，其中j＝1,2,
3,...；
根据相对位置矢量Vr(tj-1,tj)，采用最小二乘原理确定单位角动量矢量h；
其中，hx、hy、hz分别为单位角动量矢量h在空间三维参考系中的x轴、y轴、z轴的分量，△rx(tj-1,tj)、△ry(tj-1,tj)、△rz(tj-1,tj)分别为相对位置矢量Vr(tj-1,tj)在三维参考系中x轴、y轴、z轴的分量，
根据下式利用单位角动量矢量h获得轨道倾角i和升交点赤经Ω，
i＝arccos(hz) (2)
利用轨道倾角i和升交点赤经Ω确定三维轨道平面坐标。
3.根据权利要求2所述的航天器相对位置增量定轨方法，其特征在于，将三维相对位置矢量转换为二维平面内航天器相对位置坐标的具体方法为：
设参考系Pxyz以航天器的初始位置为原点，z轴垂直于轨道平面，x,y轴由地球J2000参考系根据参考系Pxyz的坐标转换矩阵QXx获得；
根据轨道倾角i和升交点赤经Ω获得航天器相对位置在参考系Pxyz中的矢量xk：
xk＝QXxmk (4)
式中， 为k时刻航天器位置相对于初始位置的矢量，QXx为参考系Pxyz的
坐标转换矩阵，具体公式如下：
利用矢量xk在x,y轴上的投影获得航天器各点在二维平面内的位置坐标(xk,yk)。
4.根据权利要求1所述的航天器相对位置增量定轨方法，其特征在于，采用最小二乘原理进行航天器运动轨道形状拟合的具体方法为：
设平面内任意轨道的表达式为：
其中，U＝[A,B,C,D,E,M]，X＝[x2,xy,y2,x,y,1]，A、B、C、D、E、M均为多项式各项的系数，x和y分别为二维平面参考系Pxyz中轨道上各点坐标参数，
根据最小二乘原理将公式(6)转换为以下形式：
式中，
5.根据权利要求4所述的航天器相对位置增量定轨方法，其特征在于，采用拉格朗日乘子法求解拟合矩阵的特征值的具体方法为：
将公式(8)改写成矩阵形式：
其中，
采用拉格朗日乘子求解式(9)，则有：
上式中W＝VTV记为散布矩阵，采用拉格朗日乘子求解矩阵W特征值(λ1,Ui)，其中i＝1,
2,...,6，λ1为特征值，Ui为特征向量，最小的正实数解即为轨道拟合问题的解，即获得参数U的估计值。
6.根据权利要求5所述的航天器相对位置增量定轨方法，其特征在于，根据拟合矩阵的特征值判断航天器的轨道类型的具体方法为：
在无噪声的情况下参数A满足如下条件：
考虑噪声的影响，设置门限eps用以区分圆轨道情况，
将参数A,B,C代入下式，
(A/C-1)2+B2
若结果不满足式(22)，则轨道为椭圆轨道。
7.根据权利要求6所述的航天器相对位置增量定轨方法，其特征在于，航天器轨道为椭圆轨道时，航天器初轨确定的具体方法为：
根据以下椭圆的几何参数方程确定椭圆在参考系Pxyz下的几何参数α、x0、y0、a和b：
利用下式获得偏心率e：
设参考系Ox'y'z'以椭圆轨道中心为原点，z'轴垂直于轨道平面，x'，y'轴分别与椭圆长轴方向和短轴方向同向，将椭圆轨道上各点坐标转换到参考系Ox'y'z'下，满足右手定则，有：
pk＝Qxx'(xk+Sxx') (14)
其中，pk为航天器相对于参考系Ox'y'z'原点的位置矢量，Qxx'为参考系Ox'y'z'的坐标转换矩阵，Sxx'为坐标平移向量，解得：
设地球位于椭圆轨道的右焦点处，根据位置矢量pk在参考系Ox'y'z'下各方向分量获得轨道各点的真近点角θk：
将真近点角θk代入到开普勒时间方程中，获得平近点角Me(k)：
μ为中心天体的引力常数，
根据平近点角与时间的关系 获得相应位置相对于近地点时刻的时间
t'k，其中以近地点时刻为时间起点，若t'k与测量量记录的时间tk具有相同的变化趋势，则地球位于椭圆轨道的右焦点处，且仅有常值偏差；若t'k与tk变化趋势不符，则地球位于椭圆轨道的左焦点处，
根据地球位于椭圆轨道的位置获得近地点幅角ω和真近点角θ0：
其中， q0＝x0sin ω-y0cos ω，(p0,q0)为航天器初始
位置在近焦点坐标系 下的坐标；
即能够获得航天器在地心J2000参考系下相对地心的绝对位置矢量rk，
其中， 为坐标系 的坐标转换矩阵 的转置矩阵， 为坐标平移向量，
8.根据权利要求6所述的航天器相对位置增量定轨方法，其特征在于，航天器轨道为圆轨道时，航天器初轨确定的具体方法为：
利用下式确定圆轨道的半径Rc及中心位置坐标Oc：
利用圆轨道在平面参考系下的中心位置坐标Oc，确定圆轨道时航天器各点在地心J2000参考系下航天器的绝对位置矢量r'k：
根据角动量矢量h获得位置矢量r'k的速度信息vk：
其中，μ为中心天体的引力常数。
航天器相对位置增量定轨方法
技术领域
背景技术
发明内容
具体实施方式
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