一种适用于动中成像的基于GNSS数据的轨道获取方法与流程

本发明涉及一种适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取方法，适用于基于gnss定轨、有动中成像需求的近圆或椭圆轨道卫星，属于航天器姿态和轨道控制技术领域。

背景技术：

遥感卫星有动中成像的需求，为保证载荷工作任务顺利实现，对卫星的姿态机动和姿态稳定度提出了极高的要求。遥感卫星成像时需要根据轨道数据进行目标偏流角计算，尤其是动中成像模式下偏流角幅值变化剧烈，当定轨数据有随机误差时对偏流角稳定度有较大的影响。而现有技术中，并未发现适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取方法。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取方法，采用实时定轨与轨道外推相结合的定轨方式，首先在非动中成像模式下利用gnss实时测量的轨道数据确定卫星的平根数，再根据平根数进行卫星短周期项的计算，最后根据平根数和短周期项确定卫星的瞬根数；在短期的动中成像模式下，首先利用最近更新的gnss数据外推卫星轨道平根数，再进行短周期项计算，最后根据平根数和短周期项确定卫星的瞬根数。其中短周期项计算考虑轨道偏心率影响，方法同样适用于大偏心率的椭圆轨道，轨道确定精度较高。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取方法，包括如下步骤：

s1、判断卫星是否处于动中成像模式，如果卫星处于非动中成像模式，转入s2，否则转入s3；

s2、利用gnss实时测量的轨道数据确定卫星轨道平根数，然后转入s4；

s3、利用最近更新的gnss数据外推卫星轨道平根数，然后转入s4；

s4、利用卫星轨道平根数计算卫星短周期项；

s5、根据卫星轨道平根数和卫星短周期项确定卫星的瞬时轨道根数，完成轨道获取。

一种适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取方法，包括如下步骤：

s11、当卫星处于非动中成像模式时，利用gnss实时测量的轨道数据，计算轨道外推初值；若卫星进入动中成像模式，转入s12，否则利用gnss实时测量的轨道数据确定卫星轨道平根数，转入s13；

s12、利用轨道外推初值确定卫星轨道平根数，转入s13；

s13、利用卫星轨道平根数计算卫星短周期项；

s14、根据卫星轨道平根数和卫星短周期项确定卫星的瞬时轨道根数，完成轨道获取。

上述适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取方法，优选的，所述卫星轨道为圆轨道或椭圆轨道。

上述适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取方法，优选的，所述动中成像模式的连续工作时间不超过300s。

上述适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取方法，优选的，当卫星处于非动中成像模式时，gnss实时数据无效或者数据异常时，根据最近更新的gnss数据外推计算轨道外推初值。

上述适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取方法，优选的，当卫星处于动中成像模式结束时，转入非动中成像模式。

一种适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取装置，包括模式判别模块、卫星轨道平根数获取模块、卫星短周期项获取模块、瞬时轨道根数获取模块；

所述模式判别模块用于判别卫星处于动中成像模式或非动中成像模式，并将判别结果发送给所述卫星轨道平根数获取模块；

所述卫星轨道平根数获取模块根据所述判别结果，确定卫星轨道平根数，并发送给所述卫星短周期项获取模块和瞬时轨道根数获取模块；

所述卫星短周期项获取模块利用卫星轨道平根数计算卫星短周期项，发送给瞬时轨道根数获取模块；

所述瞬时轨道根数获取模块根据卫星轨道平根数和卫星短周期项确定卫星的瞬时轨道根数，完成轨道获取。

上述适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取装置，当卫星处于非动中成像模式时，所述卫星轨道平根数模块利用gnss实时测量的轨道数据确定卫星轨道平根数；当卫星处于动中成像模式时，所述卫星轨道平根数模块利用最近更新的gnss数据外推卫星轨道平根数。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)本发明方法基于gnss数据，给出一种适用于动中成像的高精度轨道获取方法，解决了动中成像过程中定轨数据随机误差增大时引起的目标姿态角计算误差增大的问题，提高了卫星的定轨精度和姿态控制稳定度；

(2)本发明方法中的轨道短周期项计算考虑轨道偏心率影响，方法同样适用于大偏心率的椭圆轨道，轨道确定精度较高。

附图说明

图1为本发明方法实施例的步骤流程图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

一种适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取方法，包括如下步骤：

s1、判断卫星是否处于动中成像模式，如果卫星处于非动中成像模式，转入s2，否则转入s3；

s2、利用gnss实时测量的轨道数据确定卫星轨道平根数，然后转入s4；

s3、利用最近更新的gnss数据外推卫星轨道平根数，然后转入s4；

s4、利用卫星轨道平根数计算卫星短周期项；

s5、根据卫星轨道平根数和卫星短周期项确定卫星的瞬时轨道根数，完成轨道获取。

一种适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取方法，包括如下步骤：

s11、当卫星处于非动中成像模式时，利用gnss实时测量的轨道数据，计算轨道外推初值；若卫星进入动中成像模式，转入s12，否则利用gnss实时测量的轨道数据确定卫星轨道平根数，转入s13；

s12、利用轨道外推初值确定卫星轨道平根数，转入s13；

s13、利用卫星轨道平根数计算卫星短周期项；

s14、根据卫星轨道平根数和卫星短周期项确定卫星的瞬时轨道根数，完成轨道获取。

上述两种适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取方法，所述卫星轨道为圆轨道或椭圆轨道；所述动中成像模式的连续工作时间不超过300s。当卫星处于非动中成像模式时，gnss实时数据无效或者数据异常时，根据最近更新的gnss数据外推计算轨道外推初值。当卫星处于动中成像模式结束时，转入非动中成像模式。

一种适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取装置，包括模式判别模块、卫星轨道平根数获取模块、卫星短周期项获取模块、瞬时轨道根数获取模块；

所述模式判别模块用于判别卫星处于动中成像模式或非动中成像模式，并将判别结果发送给所述卫星轨道平根数获取模块；

所述卫星轨道平根数获取模块根据所述判别结果，确定卫星轨道平根数，并发送给所述卫星短周期项获取模块和瞬时轨道根数获取模块；具体的，当卫星处于非动中成像模式时，所述卫星轨道平根数模块利用gnss实时测量的轨道数据确定卫星轨道平根数；当卫星处于动中成像模式时，所述卫星轨道平根数模块利用最近更新的gnss数据外推卫星轨道平根数；

所述卫星短周期项获取模块利用卫星轨道平根数计算卫星短周期项，发送给瞬时轨道根数获取模块；

所述瞬时轨道根数获取模块根据卫星轨道平根数和卫星短周期项确定卫星的瞬时轨道根数，完成轨道获取。

实施例：

一种适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取方法，如图1所示，包括步骤如下：

1)在卫星非动中成像模式下，利用gnss实时测量的轨道数据确定卫星的平根数，再根据平根数进行卫星短周期项的计算，最后根据平根数和短周期项确定卫星的瞬根数。

step11:根据当前时刻t的gnss数据，计算轨道外推初值aδ、a0、i0、ω0、ω1、a、β、ξδ、ηδ、ω1、λ0、λ1、λ2。

其中：

t0＝t；

aδ为t0时刻gnss数据确定的拟平半长轴的一阶长期系数，单位：千米/秒；

a0为t0时刻gnss数据确定的轨道拟平半长轴，单位：千米；

i0为t0时刻gnss数据确定的轨道拟平半长轴，单位：弧度；

ω0为t0时刻gnss数据确定的拟平升交点赤经，单位：弧度；

ω1为t0时刻gnss数据确定的拟平升交点赤经的一阶长期项系数，单位：弧度/秒；

a为t0时刻gnss数据确定的和的长周期变化幅值；

β为t0时刻gnss数据确定的和的长周期变化相位，单位：弧度；

ξδ为t0时刻gnss数据确定的的一阶长期项系数，单位：1/秒；

ηδ为t0时刻gnss数据确定的的一阶长期项系数，单位：1/秒；

为t0时刻gnss数据确定的的二阶摄动相关系数，单位：弧度；

ω1为t0时刻gnss数据确定的拟平近地点幅角的一阶长期项系数，单位：弧度；

λ0为t0时刻gnss数据确定的的初值，单位：弧度；

λ1为t0时刻gnss数据确定的的一阶长期项系数，单位：弧度/秒；

λ2为t0时刻gnss数据确定的的二阶长期项系数，单位：弧度/秒²；

step12:根据当前时刻t的gnss数据对轨道平根数赋初值。

其中:

ag为gnss实时测量的平半长轴，单位：千米；

eg为gnss实时测量的偏心率；

ωg为gnss实时测量的近地点幅角，单位：弧度；

ig为gnss实时测量的轨道倾角，单位：弧度；

ωg为gnss实时测量的升交点赤经，单位：弧度；

mg为gnss实时测量的平近点角，单位：弧度；

函数y＝mod(x,π)的作用是对x以π为范围进行取模操作，使得：

y＝x+2k×π，k为整数使得，|y|≤π。

step13:进行当前时刻t的轨道短周期项as、us、is、ωs、ξs、ηs、λs计算，按如下方法迭代多次(优选的，迭代6次及以上)：

其中的初值取

其中：

地球半长轴re＝6378.140(千米)；

常数

step14:进行当前时刻t的瞬时轨道根数a、e、i、ω、u、r、f、ω0计算，按如下方法迭代多次(优选的，迭代6次及以上)：

其中的初值取λ

ω＝atan2(-η,ξ)

f＝mod(u-ω,π)

其中：

a为轨道半长轴，单位：千米；

e为轨道偏心率；

i为轨道倾角，单位：弧度；

ω为轨道升交点赤经，单位：弧度；

u为轨道幅角，单位：弧度；

r为地心距离，单位：千米；

f为真近点角，单位：弧度；

ω0为平均轨道角速度，单位：弧度/秒；

μ为地球引力常数，μ＝3.9860044×10⁵，单位：千米³/秒²；

2)在短期的动中成像模式下，首先利用最近更新的gnss数据外推卫星轨道平根数，再进行短周期项计算，最后根据平根数和短周期项确定卫星的瞬根数。

step21:根据t0时刻的gnss数据外推t时刻的卫星轨道平根数，对赋初值

step22:按照1)的step13的公式，进行轨道短周期项as、us、is、ωs、ξs、ηs、λs计算；

step23:按照1)的step14的公式，进行瞬时轨道根数a、e、i、ω、u、r、f、ω0计算；

3)在动中成像结束后自动引入gnss数据进行实时定轨。

基于本发明方法给出了算例：卫星采用降交点地方时为10:30am的太阳同步回归轨道，轨道高度约500km。具体实施如下：

1)在卫星非动中成像时根据gnss数据进行轨道确定，并计算近圆轨道的外推初值计算和轨道平根数、短周期项和瞬根数计算。

gnss采样的时间tg＝184244509.99999997；

gnss采样的wgs84坐标系的位置矢量为：

x＝1463.8938480576544(km)

y＝-5094.8698877617053(km)

z＝4378.8390611106443(km)

gnss采样的wgs84坐标系的速度矢量为：

vx＝-2.9289184515723825(km/s)

vy＝4.1329448601291237(km/s)

vz＝5.7827275540313190(km/s)

step11：根据上述gnss实时采样数据，计算出近圆轨道的轨道外推初值为：

t0＝184244509.99999997；

a0＝493.82432492754651；

aδ＝-9.0252145955177299e-007；

i0＝1.7015375048712837；

ω0＝0.34596211438166857；

ω1＝2.0148516162730949e-007；

ξδ＝6.4289541488986596e-011；

ηδ＝-5.0575130899355903e-011；

ω1＝-7.0932512286826160e-007；

a＝0.00099249928828087290；

β＝1.4337830271932090；

λ0＝0.69741543684696161；

λ1＝0.0011068341590795866；

λ2＝1.0916350482552800e-013；

step12：根据当前时刻t的gnss数据对轨道平根数赋初值。

step13:进行当前时刻t的轨道短周期项as、us、is、ωs、ξs、ηs、λs计算

as＝1.6830527037303322；

us＝0.69581719581238199；

is＝-1.6190384812730511e-005；

ωs＝-9.0170152617969246e-005；

ξs＝-0.00064178042925891921；

ηs＝-5.1739837161390375e-005；

λs＝0.0010031256846005929；

step14：进行当前时刻t的瞬时轨道根数a、e、i、ω、u、r、f、ω0计算

a＝6873.6996715560235；

e＝0.00052976190137664272；

i＝1.7021438021890172；

ω＝0.34169034073131122

u＝0.69591787078970135；

r＝6875.6700180799126；

f＝-2.1429771837093425；

ω0＝0.0011072204129823960；

2)在动中成像过程中，基于t0时刻根据gnss确定的高精度轨道外推初值和当前星时t-t0的误差进行动中成像过程中的轨道外推计算。

3)在姿态机动结束后自动引入gnss新数据进行高度精度轨道确定。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

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