本发明涉及飞行器控制领域。更具体地，涉及一种基于gnss信息的冷启动航天器在轨导航初值建立方法。
背景技术：
航天器的在轨导航初值建立是航天器实施在轨导航的必要条件。传统的航天器在轨导航初值建立主要有两种方式：一是在航天器起飞之前，利用发射惯性系初始位置作为导航初值，并利用精确的发射场地理位置信息以及对时信息将发射惯性系航天器位置速度转换到赤道惯性系位置速度，在起飞后的整个运载段航天器需要全程加电并持续导航，在星箭分离时刻记录航天器位置和速度，将其作为航天器在轨导航的轨道初值；另一种是通过基准传递的方法，即在航天器星箭分离前，通过运载主惯导系统向航天器子惯导系统传递轨道初值，航天器子惯导系统接受到轨道初值后，启动在轨导航，在星箭分离时刻记录航天器位置和速度，将其作为航天器在轨导航的轨道初值。以上的方法中，第一种方法需要航天器起飞前处于加电状态，并保持运载段持续加电导航；第二种方法需要航天器与运载进行数据交互，需要一些接口和电缆支持，增加了整个系统的重量和成本，降低了系统的可靠性。对于与运载只有机械接口的航天器，在与运载分离后才加电，加电时航天器无任何先验信息，属于冷启动范畴。在这样的情况下，现有技术方案无法实现轨道初值建立。可以通过利用航天器gnss设备提供的信息进行轨道初值建立，然而，gnss接收设备容易受到各种短时间电磁因素、环境因素干扰，影响定时、定位功能；同时航天器是在嵌入式环境下实时进行导航初值建立，缺乏外部其他比较基准，无法进行必要的验证，其定时、定位误差可能带入整个导航系统中，导致导航错误，进而导致整个航天器的飞行任务失败。
因此，需要提供一种抗干扰能力强、误差小的基于gnss信息的冷启动航天器在轨导航初值建立方法。
技术实现要素：
本发明的一个目的在于提供一种基于gnss信息的冷启动航天器在轨导航初值建立方法，提高基于gnss信息的冷启动航天器在轨导航初值建立的抗干扰能力，克服干扰因素，并进行验证，减小误差，提高导航准确度。
为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：
本发明公开了一种基于gnss信息的冷启动航天器在轨导航初值建立方法，所述方法包括：
s1：获取航天器gnss输出数据；
s2：判断时间有效性；
s3：判断数据有效性；
s4：轨道外推，建立在轨导航初值。
优选地，所述s1获取连续多帧的航天器gnss输出的时间、位置、速度数据。
优选地，s2包括：
tb＝week×7×24×3600+weeksec
令
其中，weekj、weeksecj分别为gnss输出的连续多帧的周、周秒，j为帧数，取值范围为1～n，n为采集的帧数；
若满足
优选地，所述s3包括：
s31：将wgs84坐标系的航天器gnss输出的位置、速度转换到j2000坐标系下的位置、速度为
其中，ciw为从wgs84坐标系到j2000坐标系的转换矩阵，ωd为地球转速，
s32：计算轨道根数，判断轨道根数的有效性，若满足
(aj-2≥re+100000)&&(aj-1≥re+100000)&&(aj≥re+100000)
(|aj-1-aj-2|≤δa)&&(|aj-aj-1|≤δa)
(|ej-1-ej-2|≤δe)&&(|ej-ej-1|≤δe)
(|ωj-1-ωj-2|≤δω)&&(|ωj-ωj-1|≤δω)
(|ij-1-ij-2|≤δi)&&(|ij-ij-1|≤δi)
(|ωj-1-ωj-2|≤δω)&&(|ωj-ωj-1|≤δω)
其中，re为地球半径，aj,ej,ωj,ij,ωj为轨道根数，δa、δe、δω、δi、δω分别为轨道根数稳定性判断阈值，根据实际情况进行设定；
则数据有效性判断通过，否则舍弃该帧数据。
优选地，假设第k帧时通过数据有效性判断，则航天器的在轨导航初值为
tb＝weekk×7×24×3600+weekseck
其中，weekk、weekseck分别为gnss输出的k帧时的周、周秒，δtbg为当前时刻与gnss数据天秒时刻的差值，δt为采样时间间隔，
本发明的有益效果如下：
本发明所述技术方案能够使航天器在冷启动状态下利用gnss信息获取在轨导航初值，无需地面和运载段加电，不依赖运载基准传递数据，可以有效降低由于gnss数据的不准确带来的风险，减少误差，且本发明的计算方法抗干扰性强，定位准确。本发明可以在准确获取在轨导航初值的前提下有效减少航天器与运载的接口，降低成本。
附图说明
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
图1示出本发明一种基于gnss信息的冷启动航天器在轨导航初值建立方法具体实施例的流程图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
如图1所示，本发明公开了一种基于gnss信息的冷启动航天器在轨导航初值建立方法，该方法包括：
s1：获取航天器gnss输出数据。获取连续多帧的航天器gnss输出的时间、位置、速度。采集gnss输出的连续n帧的周、周秒、位置、速度，将其分别记录为weekj，weeksecj，
s2：判断时间有效性。从第二帧开始，进行时间有效性判断。具体的，
tb＝week×7×24×3600+weeksec
令
其中，weekj、weeksecj分别为gnss输出的连续多帧的周、周秒，tb为其转成成的天秒，j为帧数，取值范围为1～n，n为采集的帧数。week和weeksec为航天器经过对时后根据晶振计算得到的精确的星上周和周秒。
若满足
s3：判断数据有效性。所述s3包括：
s31：将wgs84坐标系的航天器gnss输出的位置、速度转换到j2000坐标系下的位置、速度为
其中，ciw为从wgs84坐标系到j2000坐标系的转换矩阵，ωd为地球转速，
s32：计算轨道根数，判断轨道根数的有效性。轨道根数aj,ej,ωj,ij,ωj的计算方法为成熟算法，不再赘述。若满足
(aj-2≥re+100000)&&(aj-1≥re+100000)&&(aj≥re+100000)
(|aj-1-aj-2|≤δa)&&(|aj-aj-1|≤δa)
(|ej-1-ej-2|≤δe)&&(|ej-ej-1|≤δe)
(|ωj-1-ωj-2|≤δω)&&(|ωj-ωj-1|≤δω)
(|ij-1-ij-2|≤δi)&&(|ij-ij-1|≤δi)
(|ωj-1-ωj-2|≤δω)&&(|ωj-ωj-1|≤δω)
其中，re为地球半径，aj,ej,ωj,ij,ωj为轨道根数，δa、δe、δω、δi、δω分别为轨道根数稳定性判断阈值，根据实际情况进行设定；
则数据有效性判断通过，否则舍弃该帧数据。
s4：轨道外推，建立在轨导航初值。假设第k帧时通过数据有效性判断，则航天器的在轨导航初值为
tb＝weekk×7×24×3600+weekseck
其中，weekk、weekseck分别为gnss输出的k帧时的周、周秒，δtbg为当前时刻与gnss数据天秒时刻的差值，δt为采样时间间隔，
下面通过一个实例来对本发明作进一步地说明，续采集5帧gnss数据，如表1所示。
表1gnss原始输出
表1的gnss原始输出数据经过时间有效性判断后的结果如表2所示。
表2时间有效性计算结果
注：-表示无需计算。
表1的gnss输出的wgs84坐标系的数据经过转换后得到的j2000系的结果为表3所示。
表3j2000坐标系下的结果
表3的gnss原始数据经过数据有效性判断后，可以得到轨道六根数，下面仅以半长轴a的结果作为示例，对于其他轨道根数的判断类似。结果为表4所示。
表4数据有效性判断结果
由表4可知，数据有效性性判断通过。
经过外推，得到
x0＝-1788880.7829806；
y0＝-5472827.5559055；
z0＝-3561727.5989835；
vx0＝5686.1912620268；
vy0＝-3977.2912748817；
vz0＝3273.3158471800。
本发明利用gnss接收机在定时解算过程是个具有固定周期、每个周期之间的数据具有连续性的特点，通过gnss输出绝对时间连续多帧数据间隔关系进行逻辑判断，确保gnss时间的有效性；同时，利用航天器轨道根数中的aj,ej,ωj,ij,ωj在短时间内基本保持不变的特性，将gnss输出的wgs84坐标系下的位置、速度转换为j2000系下的位置速度，并计算其轨道根数，根据轨道根数的稳定性，确保gnss输出位置速度的有效性。在时间和位置速度均有效的前提下，对位置速度进行轨道外推，建立在轨导航初值。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。