一种近地轨道卫星的星上实时轨道预报方法

1.本发明总的来说涉及卫星轨道预报技术领域。具体而言，本发明涉及一种近地轨道卫星的星上实时轨道预报方法。


背景技术：

2.近地轨道(low earth orbit leo)卫星通常运行于300
‑
2000km的近地球轨道，其飞行速度快，相对于地面监测站的图形几何构型变化快，是天然的全球卫星导航系统(global navigation sate ll i te system gnss)监测站和导航信号播发平台。相比高地球轨道的gnss卫星，leo卫星所播发的导航信号传播过程中具有损失更小、落地功率大、并且拥有较快的图形变化结构的优点，有利于地面精密单点定位的模糊度快速收敛。因此，基于大规模leo星座构建低轨导航增强系统成为导航增强领域的研究热点。
3.为了保证leo卫星提供实时高精度的定位、导航、授时(positioning、navigation、timing pnt)服务，必须实现leo卫星星上实时高精度轨道预报。目前通常使用的leo卫星轨道预报方法包括多项式拟合法、轨道根数分析法以及动力学拟合法。然而，多项式拟合法及轨道根数分析法精度过低，无法满足低轨导航增强系统的轨道预报精度需求。而动力学拟合法尽管精度有所保障，但需依赖强大的计算能力，不适用于处理能力十分有限的leo卫星星载处理器，只能将星载观测数据下传到地面再进行计算，无法满足实时性要求。


技术实现要素：

4.为至少部分解决现有技术中的上述问题，本发明提出一种近地轨道卫星的星上实时轨道预报方法，包括下列步骤：
5.由近地轨道卫星接收数据，并且对所述数据进行内容检验以及格式转换；
6.由近地轨道卫星对所述数据进行预处理；以及
7.由近地轨道卫星根据预处理后的数据确定预报轨道，其中包括由近地轨道卫星执行下列动作：
8.根据预处理后的数据进行精密单点定位解算以确定离散轨道点；
[0009][0010]
对所述离散轨道点进行拟合以确定初始轨道；
[0011]
计算地球中心引力以及非球形地球重力场摄动；以及
[0012]
根据所述初始轨道、地球中心引力以及非球形地球重力场摄动进行轨道积分外推以确定预报轨道。
[0013]
在本发明一个实施例中规定，所述近地轨道卫星具有星载全球卫星导航系统接收机，其中所述星载全球卫星导航系统接收机接收全球卫星导航系统卫星发出的数据。
[0014]
在本发明一个实施例中规定，其特征在于，近地轨道卫星接收的数据包括：近地轨道星载相位、近地轨道伪距、全球卫星导航系统轨道数据、全球卫星导航系统钟差、地球定向参数以及卫星天线相位中心改正值。
[0015]
在本发明一个实施例中规定，所述数据内容检验包括数据容量检验、数据日期检验以及数据来源检验。
[0016]
在本发明一个实施例中规定，由近地轨道卫星对所述数据进行预处理包括：
[0017]
进行电离层延迟修正以确定电离层延迟误差；
[0018]
进行全球卫星导航系统卫星/近地轨道卫星的天线相位中心修正以确定全球卫星导航系统卫星/近地轨道卫星的天线相位中心偏差；以及
[0019]
进行相对论修正以确定相对论延迟误差。
[0020]
在本发明一个实施例中规定，所述全球卫星导航系统卫星/近地轨道卫星的天线相位中心修正包括将全球卫星导航系统卫星/近地轨道卫星的天线相位中心与全球卫星导航系统卫星/近地轨道卫星的质心之间的偏差α从卫星星固坐标系转换到j2000惯性坐标系中，表示为下式：
[0021]
α
′
＝r(t)α
[0022]
r(t)＝[g1，g2，g3]
t
[0023]
g3＝g1×
g2[0024]
其中，r(t)表示在观测历元t时寸刻卫星星固坐标系与j2000惯性坐标系之间的转换矩阵，α
′
表示j2000惯性坐标系下全球卫星导航系统卫星/近地轨道卫星的天线相位中心与全球卫星导航系统卫星/近地轨道卫星的质心之间的偏差，r(t)、r
′
(t)分别表示全球卫星导航系统卫星/近地轨道卫星在j2000惯性坐标系下的位置和速度。
[0025]
在本发明一个实施例中规定，所述相对论修正包括计算狭义相对论效应周期性误差并且进行修正，表示为下式：
[0026][0027]
其中，δρ
rel
表示狭义相对论效应周期性误差，及表示近地轨道卫星的坐标及速度，c表示光速，及表示全球卫星导航系统卫星的坐标及速度。
[0028]
在本发明一个实施例中规定，由近地轨道卫星根据预处理后的数据进行精密单点定位解算包括下列步骤：
[0029]
由近地轨道卫星根据预处理后的数据构建双频消电离层方程，表示为下式：
[0030][0031][0032]
其中，角标r、s分别表示星载全球卫星导航系统接收机r以及全球卫星导航系统卫星s，伪距观测值，表示星载相位观测值，表示全球卫星导航系统卫星s至星载全球卫星导航系统接收机r的几何距离，c表示光速，δt
r
表示星载全球卫星导航系统接收机钟差，δt
s
表示全球卫星导航系统卫星钟差，δρ
ion
表示电离层延迟误差，δρ
rel
表示相对论延迟误差，δρ
pco
表示星载全球卫星导航系统接收机天线相位中心偏差，表示全球卫星导航系统卫星天线相位中心偏差，λ表示波长，n表示相位整周模糊度，ε表示观测噪声；
[0033]
将所述双频消电离层方程在近似坐标(x0，y0，z0)处展开，表示为下式：
[0034][0035]
其中，ρ表示近似展开项，x
sat
、y
sat
、z
sat
表示gnss卫星坐标，ρ0表示gnss卫星与leo卫星的近似几何距离；
[0036]
基于伪距观测值对同一历元下所有观测到的gnss卫星构建伪距定位方程，表示为下式：
[0037][0038]
基于星载相位观测值，并且添加模糊度参数以构建相位定位方程；以及
[0039]
通过卡尔曼滤波参数估计方法解算所述伪距定位方程和相位定位方程以确定离散轨道点。
[0040]
在本发明一个实施例中规定，由近地轨道卫星计算地球中心引力表示为下式：
[0041][0042]
该式中，表示地球中心引力，g表示万有引力常数，m
e
表示地球质量，表示近地轨道卫星与地心的距离矢量，r表示近地轨道卫星与地心的距离数值，m表示近地轨道卫星质量；以及
[0043]
由近地轨道卫星计算非球形地球重力场摄动，其中包括将所述非球形地球重力场摄动进行归一化处理，归一化处理后的摄动函数t表示为下式：
[0044][0045]
该式中，gm表示地球引力常数，r表示地心向经，φ表示地心纬度，λ表示地心经度，a表示地球赤道平均半径，表示规格化的位系数，表示n阶m次的规格化勒让德函数，n表示地球引力位的最大阶次。
[0046]
在本发明一个实施例中规定，本发明方法还包括对所述预报轨道进行精度检核，其中当所述预报轨道符合精度要求时由近地轨道卫星输出所述预报轨道，当所述预报轨道不符合精度要求时由近地轨道卫星重复根据预处理后的数据确定预报轨道的步骤。
[0047]
本发明至少具有如下有益效果：本发明提出一种算法简洁高效，并且能够满足高精度需求的le0星上实时轨道预报方法，避免了复杂的动力学信息计算负担，相对于传统动力学拟合法计算所需资源更少，十分适合用于星上实时计算；本发明保留部分重要动力学信息，相对于多项式拟合法、轨道根数分析法等精度更高；本发明的计算效率高，利用本发明方法预报轨道平均速度快；以及本发明的计算可靠性高。
附图说明
[0048]
为进一步阐明本发明的各实施例中具有的及其它的优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。
[0049]
图1示出了本发明一个实施例中近地轨道卫星进行星上实时轨道预报的流程示意图。
[0050]
图2示出了本发明一个实施例中近地轨道卫星进行精密单点定位解算的定位结果精度示意图。
[0051]
图3a
‑
c示出了本发明一个实施例中grace
‑
c卫星进行轨道预报的结果示意图。
[0052]
图4a
‑
c示出了本发明一个实施例中hy2a卫星进行轨道预报的结果示意图。
具体实施方式
[0053]
应当指出，各附图中的各组件可能为了图解说明而被夸大地示出，而不一定是比例正确的。在各附图中，给相同或功能相同的组件配备了相同的附图标记。
[0054]
在本发明中，除非特别指出，“布置在
…
上”、“布置在
…
上方”以及“布置在
…
之上”并未排除二者之间存在中间物的情况。此外，“布置在
…
上或上方”仅仅表示两个部件之间的相对位置关系，而在一定情况下、如在颠倒产品方向后，也可以转换为“布置在
…
下或下方”，反之亦然。
[0055]
在本发明中，各实施例仅仅旨在说明本发明的方案，而不应被理解为限制性的。
[0056]
在本发明中，除非特别指出，量词“一个”、“一”并未排除多个元素的场景。
[0057]
在此还应当指出，在本发明的实施例中，为清楚、简单起见，可能示出了仅仅一部分部件或组件，但是本领域的普通技术人员能够理解，在本发明的教导下，可根据具体场景需要添加所需的部件或组件。另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本技术的公开范围或记载范围。
[0058]
在此还应当指出，在本发明的范围内，“相同”、“相等”、“等于”等措辞并不意味着二者数值绝对相等，而是允许一定的合理误差，也就是说，所述措辞也涵盖了“基本上相同”、“基本上相等”、“基本上等于”。以此类推，在本发明中，表方向的术语“垂直于”、“平行于”等等同样涵盖了“基本上垂直于”、“基本上平行于”的含义。
[0059]
另外，本发明的各方法的步骤的编号并未限定所述方法步骤的执行顺序。除非特别指出，各方法步骤可以以不同顺序执行。
[0060]
下面结合具体实施方式参考附图进一步阐述本发明。
[0061]
如图1所示，在本发明一个实施例中提出一个针对低轨导航增强系统的leo卫星星上实时轨道预报方法，其中可以包括下列步骤：
[0062]
步骤一、leo卫星接收数据、并且进行内容检验与格式转换。
[0063]
leo卫星进行星上轨道预报所需接收的数据主要包括leo星载相位、leo伪距数据、gnss轨道、gnss钟差数据、以及地球定向参数(earth 0rientation parameters，eop)和卫星天线相位中心改正值等辅助数据。
[0064]
在数据接收后leo卫星需要进行数据内容检验及格式转换。内容检验例如可以包括数据容量检验、数据日期检验以及数据来源检验，其中通过所述内容检验可以保证leo卫星输入数据合法有效。格式转换则是将原始的数据格式转换为处理内部可识别的格式，并根据不同的数据类型分别将转换后的数据送至leo卫星的预处理模块。
[0065]
步骤二、leo卫星进行数据预处理。
[0066]
leo卫星进行精密单点定位解算(leo
‑
ppp)需要基于步骤一中所接收的数据，然而这些数据会受到电离层延迟、多路径等误差的影响，因此必须对其进行数据预处理以修正公共误差，其中所述数据预处理例如可以包括电离层延迟修正、gnss/le0卫星的天线相位中心修正以及相对论修正。
[0067]
需要进行gnss/le0卫星的天线相位中心修正是由于gnss/le0卫星天线相位中心与gnss/le0卫星质心之间存在偏差。gnss/le0卫星的天线相位中心修正包括将gnss/le0卫星天线相位中心与gnss/le0卫星质心之间的偏差α从卫星星固坐标系转换到j2000惯性坐标系中，表示为下式：
[0068]
α
′
＝r(t)α
[0069]
r(t)＝[g1，g2，g3]t
[0070]
g3＝g1×
g2[0071]
其中，r(t)表示在观测历元t时寸刻卫星星固坐标系与j2000惯性坐标系之间的转换矩阵，α
′
表示j2000惯性坐标系下gnss/le0卫星天线相位中心与gnss/le0卫星质心之间的偏差，r(t)、r
′
(t)表示gnss/leo卫星在j2000惯性坐标系下的位置和速度。
[0072]
需要进行相对论修正是由于gnss卫星以及leo卫星轨道高度差异较大，因此必须考虑相对论效应对gnss/leo钟差的影响。相对论效应误差包括相对论效应常量误差和周期误差，其中，常量部分通常在卫星发射前通过人工干预消除，而相对论效应周期性误差可以通过下式计算：
[0073][0074]
其中，δρ
rel
表示狭义相对论效应周期性误差，及表示leo卫星的坐标及速度，c表示光速，及表示gnss卫星的坐标及速度。
[0075]
步骤三、leo卫星根据预处理后的数据进行leo
‑
ppp解算以获得离散轨道点，其中包括下列步骤：
[0076]
利用预处理后的星载gnss接收机r接收到gnss卫星s的伪距、相位观测量，leo卫星可以构建双频消电离层方程，表示为下式：
[0077][0078][0079]
其中，表示伪距观测值，表示相位观测值，表示gnss卫星s至星载接收机r的几何距离，c表示光速，δt
r
表示星载gnss接收机钟差，δt
s
表示gnss卫星钟差，δρ
ion
表示电
离层延迟误差，δρ
rel
表示相对论延迟误差，δρ
pco
表示星载gnss接收机天线相位中心偏差，表示gnss卫星天线相位中心偏差，λ表示波长，n表示相位整周模糊度，ε表示观测噪声。
[0080]
将所述双频消电离层方程在近似坐标(x0，y0，z0)处展开，表示为下式：
[0081][0082]
其中，x
sat
、y
sat
、z
sat
表示gnss卫星坐标，ρ0表示gnss卫星与leo卫星的近似几何距离。
[0083]
使用伪距观测数据可以对同一历元下所有观测到的gnss卫星建立伪距定位方程，表示为下式：
[0084][0085]
所述伪距定位方程仅使用伪距观测数据，使用相位数据时需要添加一个模糊度参数即可以相位定位方程。
[0086]
以及在建立伪距、相位定位方程后，可以通过卡尔曼滤波参数估计方法进行解算，便可得到leo
‑
ppp定位结果，其中所获得的定位结果为离散轨道点。本发明一个实施例中leo卫星在一天内的leo
‑
ppp定位结果精度如图2所示。
[0087]
步骤四、leo卫星对所述离散轨道点进行拟合以获取初始轨道。
[0088]
为获取指定时刻的初始轨道对所述离散轨道点进行拟合，其中可以采用最小二乘拟合方法，以获取所述指定时刻的坐标及速度信息。
[0089]
步骤五、leo卫星计算地球中心引力以及非球形摄动力。
[0090]
读取重力场文件，计算摄动力量级最大的地球中心引力及非球形摄动力，其中，地球和卫星之间的万有引力称为二体问题。引力的表达式如下：
[0091][0092]
因此，卫星的加速度为：
[0093][0094]
该式中，表示地球中心引力，g表示万有引力常数，m
e
表示地球质量，表示近地轨道卫星与地心的距离矢量，r表示近地轨道卫星与地心的距离数值，m表示近地轨道卫星质量。
[0095]
真实地球实际是不规则椭球体，且地球内部质量分布不均匀，因此地球非球形摄
动对leo卫星的影响不可忽视，它的量级也是除地球中心引力外最大的。由leo卫星计算非球形地球重力场摄动，其中包括将所述非球形地球重力场摄动进行归一化处理，归一化处理后的摄动函数t表示为下式
[0096][0097]
该式中，，gm表示地球引力常数，r表示地心向经，φ表示地心纬度，λ表示地心经度，a表示地球赤道平均半径，表示规格化的位系数，表示n阶m次的规格化勒让德函数，n表示地球引力位的最大阶次。
[0098]
步骤六、leo卫星根据步骤四中所述初始轨道以及步骤五中所述地球中心引力和非球形地球重力场摄动进行轨道积分外推以确定预报轨道。
[0099]
计算过程中不考虑n体摄动、大气阻力、太阳光压、经验力等复杂摄动力，在本发明一个实施例中通过考虑多种地球重力场阶数，分析采用本发明方法基于不同策略对于grace
‑
c卫星及hy2a卫星的轨道预报精度的影响。
[0100]
策略1：考虑10
×
10阶的重力场摄动，海潮、固体潮对重力场的影响不予考虑，其余n体摄动、相对论、大气阻力、太阳光压、经验力等全部不予考虑。轨道预报长度为1min、5min、10min；
[0101]
策略2：考虑30
×
30阶的重力场摄动，海潮、固体潮对重力场的影响不予考虑，其余n体摄动、相对论、大气阻力、太阳光压、经验力等全部不予考虑。轨道预报长度为1min、5min、10min；
[0102]
策略3：考虑60
×
60阶的重力场摄动，海潮、固体潮对重力场的影响不予考虑，其余n体摄动、相对论、大气阻力、太阳光压、经验力等全部不予考虑。轨道预报长度为1min、5min、10min；
[0103]
图3a
‑
c和图4a
‑
c分别示出了grace
‑
c卫星以及hy2a卫星基于上述三种策略下三维位置(3d)方向预报精度的详细变化。其中，图3a示出了使用策略1预报grace
‑
c卫星轨道的3d方向误差，图3b示出了使用策略2预报grace
‑
c卫星轨道的3d方向误差，图3c示出了使用策略3预报grace
‑
c卫星轨道的3d方向误差；图4a示出了使用策略1预报hy2a卫星轨道的3d方向误差，图4b示出了使用策略2预报hy2a卫星轨道的3d方向误差，图4c示出了使用策略3预报hy2a卫星轨道的3d方向误差。另外，上述轨道预报在r、t、n以及3d方向上的平均精度统计结果如表1所示
[0104]
表1leo卫星轨道预报精度统计单位：cm
[0105][0106]
此外，leo卫星在完成上述步骤一至步骤六的实时轨道预报后，可以对轨道预报结
果进行精度检核，若精度检核不合格则重复步骤三至步骤六，直至精度检核合格生成并且输出预报轨道。
[0107]
尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。