卫星自主定轨方法及系统的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于卫星自主定轨领域，涉及一种卫星自主定轨方法及系统，特别涉及一 种简单的适用于星载GNSS的自主定轨方法及系统。
【背景技术】
[0002] 随着卫星应用技术的快速发展，各类卫星在科学实践中起着越来越大作用。同时、 卫星任务越来越多，而小卫星、微小卫星的星载处理器计算能力有限，处理器计算资源分配 越来越紧张。另一方面，未来航天任务对实时高精度卫星自主定轨，高精度轨道预报提出更 高要求，自主定轨算法需要综合考虑各种复杂力学模型，高精度的自主定轨结果需要更高 阶数的各种模型参数，从而需要占用更多的计算资源，对星载处理器计算能力提出更高要 求。
【发明内容】
[0003] 本发明为解决上述至少一项不足或缺点，并提供下述至少一项优点，提出了一种 自主定轨方法及系统，本发明可适用于星载GNSS系统，用于解决星载自主定轨算法计算量 大，占用星载处理器计算资源过多的问题，通过采用本发明可在占用较少星载处理器计算 资源的情况下，允许星载自主定轨算法选用更复杂、更精确的计算模型，从而输出更高精度 的轨道信息。
[0004] 为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案如下：
[0005] -方面，本发明提供了一种自主定轨方法，包括以下步骤：
[0006] 在滤波初始化阶段，利用Μ步滤波启动操作完成滤波初始化；
[0007] 在对应于每个滤波时刻的滤波执行周期中，利用Ν步滤波执行操作进行滤波。
[0008] 进一步的，在两个所述滤波执行周期之间，只利用轨道插值处理确定卫星轨道。
[0009] 进一步的，所述轨道插值处理5阶Hermite多项式。
[0010] 进一步的，在每个所述滤波执行周期中，利用滤波更新的卫星轨道状态作为初值， 计算卫星运动方程获取下一预报时刻的卫星轨道状态。
[0011] 进一步的，所述卫星运动方程采用4阶的Runge-Kutta积分方法。
[0012] 另一方面，本发明提供了一种自主定轨系统，其特征在于包括：
[0013] 滤波初始化模块，用于在滤波初始化阶段，利用Μ步滤波启动操作完成滤波初始 化；
[0014] 滤波执行模块，用于在对应于每个滤波时刻的滤波执行周期中，利用Ν步滤波执 行操作进行滤波。
[0015] 进一步的，还包括：轨道插值模块，用于利用轨道插值处理确定卫星轨道，且在两 个所述滤波执行周期之间，只利用轨道插值处理确定卫星轨道。
[0016] 进一步的，所述轨道插值模块采用5阶Hermite多项式进行轨道插值处理。
[0017] 进一步的，所述滤波执行模块，在每个所述滤波执行周期中，利用滤波时刻的卫星 轨道状态作为初值，计算卫星运动方程，并利用积分运算获取下一预报时刻的卫星轨道状 〇
[0018] 进一步的，所述滤波执行模块采用4阶的Runge-Kutta积分方法作为所述卫星运 动方程。
[0019] 本发明在滤波初始化和滤波执行时，通过分步实现分时计算，从而实现了一种以 空间换时间的策略，同时，分步操作的划分可根据处理器性能和星上对自主定轨算法的计 算资源分配，结合算法各功能模块对计算资源的消耗量，对算法进行分时计算。分时各步的 计算量相当，每一步分时计算耗时均衡。在滤波初始化完成之后，利用轨道内插进行自主定 轨，同时提高了自主定轨的精度。
【附图说明】
[0020] 图1为本发明实施例自主定轨方法流程图；
[0021] 图2为本发明实施例分步操作时序图；
[0022] 图3为本发明实施例系统模块示意图。
【具体实施方式】
[0023] 为使本发明解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面 将结合附图对本发明实施例的技术方案作进一步的详细描述，显然，所描述的实施例仅仅 是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在 没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0024] 下面结合附图对本发明做进一步详细说明。
[0025] 图1为本发明实施例自主定轨方法流程图。
[0026] 参考图1，卫星在轨道运行过程中，通过自主定轨完成对卫星轨道状态的确定。为 了满足未来航天任务对实时高精度卫星轨道的需求，使用高阶的地球重力场模型参数进行 定轨滤波。在如图1所示，卫星在运行过程中始终获取用于完成定轨的观测数据，该观测数 据包括导航星星历、伪距、载波相位、多普勒数据等。在进行自主定轨的初始阶段，首先需要 进行滤波的初始化，滤波初始化操作包括初始化卫星初始位置速度、卫星钟差、钟漂、大气 阻力摄动、光压摄动、补偿加速度等信息，在本发明实施例中，为保证运算资源的合理分配， 采用分步执行的方式完成滤波初始化，设利用Μ步滤波启动操作对整个的滤波初始化进行 划分，从而可将整个滤波初始化阶段的运算操作及处理分配到Μ步滤波启动操作中完成。 经过对滤波初始化的划分，在完成Μ步滤波启动操作后，完成滤波初始化阶段。在本发明实 施例中，从第1步~第Μ步依次进行划分完成的滤波启动操作，在完成第Μ步滤波启动操作 后，滤波初始化阶段结束，并且同时生成用于进行轨道插值操作的起始端点和终止端点。
[0027] 进一步参考图1，在完成滤波初始化阶段后，在随后的每个滤波时刻，都会进入与 当前滤波时刻对应的滤波执行周期，在每个滤波执行周期中，滤波执行操作同样按步进行， 设每个滤波执行周期中利用Ν步完成滤波执行操作，则每个滤波执行周期中依次进行Ν步 滤波执行操作。
[0028] 同样，进一步参考图1，在完成每个滤波执行周期后，在下一个滤波时刻到来前，处 于两个相邻滤波时刻之间的间隔期，在该间隔期，则进行轨道插值（轨道内插）操作，用于 根据滤波执行周期中确定的轨道内插的起始端点和终止端点，完成插值运算。除在每两个 相邻滤波时刻之间进行该轨道内插操作外，在滤波初始化阶段完成后，且未到达滤波时刻 的间隔期，同样进行轨道内插操作，该轨道内插操作利用的起始端点和终止端点则由上述 的滤波启动操作生成。
[0029] 在上述滤波执行周期中，根据当前滤波时刻的观测数据进行滤波更新，得到滤波 时刻更新后的卫星轨道状态。以此更新后的卫星轨道状态作为初值，利用卫星运动方程 (其中包含地球非球形引力、大气阻力等计算量很大的摄动模型）进行计算预报下一时刻 的卫星轨道状态。将滤波更新的卫星状态和预报时刻的卫星状态作为轨道内插的起始端点 和终止端点。
[0030] 上述卫星运动方程计算选用4阶的Runge-Kutta积分方法，并选用5阶Hermite 多项式进行轨道内插，得到当前时刻的卫星位置和速度矢量。在滤波执行周期的间隔进行 的轨道内插的计算量很小，其插值精度与轨道积分处于同一量级。
[0031] 在本发明实施例中，对滤波初始化和滤波执行进行分步处理，需根据各个不同处 理阶段的运算量和耗时进行评估，根据星载处理器计算性能和星上用户对自主定轨算法软 件的实时性要求，按各模块计算耗时大小对滤波初始化阶段的