一种地月空间航天器的天基测定轨方法

　　步骤2、在初始历元的下一历元时，获取低轨卫星与待定轨航天器之间的距离，根据该

　　距离对所述初始状态以及所述初始误差进行扩展卡尔曼滤波处理，得到待定轨航天器在下

　　步骤3、以所述下一历元作为初始历元，以所述下一历元的状态作为初始状态，以所述

　　下一历元的误差作为初始误差，重复执行步骤2，得到多组状态以及误差，将所有历元的状

　　2.根据权利要求1所述的一种地月空间航天器的天基测定轨方法，其特征在于，所述扩

　　3.根据权利要求2所述的一种地月空间航天器的天基测定轨方法，其特征在于，所述时

　　4.根据权利要求2所述的一种地月空间航天器的天基测定轨方法，其特征在于，所述测

　　5.根据权利要求3所述的一种地月空间航天器的天基测定轨方法，其特征在于，所述根

　　6.根据权利要求4所述的一种地月空间航天器的天基测定轨方法，其特征在于，所述利

　　星间链路距离测量值，r代表待定轨航天器，s代表用于测量的低轨卫星，为低轨卫星

　　一般航天器的定轨方式主要有两种，一种是依靠全球导航卫星系统(GNSS)，另一

　　种是依靠地面站测量。在距离地球几万公里以内的空间范围内，基于GNSS测量的定轨方式

　　已经比较成熟，利用GNSS实现航天器的定轨是最常用的方法。绕地运行的航天器通过GNSS

　　信号接收机接收GNSS星座发出的测量信号获得测量数据，然后对测量数据进行处理，计算

　　出位置速度状态信息进而实现定轨。由于GNSS测量信号随着距离的增加而衰减，当航天器

　　距离地球太远时无法利用GNSS实现定轨，所以远距离航天器的定轨一般采用其它方法。

　　要依靠地面站测量实现定轨，如果对定轨的精度要求不高，还可以采用天文导航的方式，通

　　过测量距航天器较近的天体与遥远恒星的星光角距，利用星光角距变化与航天器位置变化

　　被广泛使用，其可行性和可靠性已经被验证，但这种方式具有一定的局限性。航天器远离地

　　球，速度较慢，地面站随地球自转同步旋转，当地面站被地球遮挡，位于相对于航天器的地

　　球背面时，无法进行定轨，且持续时间可达十小时以上。另一方面，航天器的低速和地球的

　　低转速导致航天器相对于地面站的距离和速度变化较为缓慢，因此测量敏感性较低，对于

　　实时定轨方法，需要很长的时间才能收敛，定轨精度也不高。通过增加地面站的数量和覆盖

　　范围虽然可以解决这些问题，但是为了满足未来地月空间的大量探索任务，需要建设覆盖

　　全球的地面站，这显然具有较大的阻力，而且花费巨大，所以需要更好的解决方法。

　　步骤2、在初始历元的下一历元时，获取低轨卫星与待定轨航天器之间的距离，根

　　据该距离对所述初始状态以及所述初始误差进行扩展卡尔曼滤波处理，得到待定轨航天器

　　步骤3、以所述下一历元作为初始历元，以所述下一历元的状态作为初始状态，以

　　所述下一历元的误差作为初始误差，重复执行步骤2，得到多组状态以及误差，将所有历元

　　的快速和高精度定轨，解决传统地基测量信号容易遮挡、定轨收敛慢的问题，定轨精度高于

　　利用第i+1个历元下的低轨卫星与所述待定轨航天器之间的距离，对第i+1个历元

　　)为星间链路距离测量值，r代表待定轨航天器，s代表用于测量的低轨卫星， 为低

　　图2为本发明一种地月空间航天器的天基测定轨方法的实施例提供的LEO卫星天

　　图3为本发明一种地月空间航天器的天基测定轨方法的实施例提供的DRO轨道地

　　图4为本发明一种地月空间航天器的天基测定轨方法的实施例提供的DRO轨道地

　　图5为本发明一种地月空间航天器的天基测定轨方法的实施例提供的RO轨道示意

　　图6为本发明一种地月空间航天器的天基测定轨方法的实施例提供的DRO入轨转

　　图9为本发明一种地月空间航天器的天基测定轨方法的实施例提供的仅使用LEO

　　图11为本发明一种地月空间航天器的天基测定轨方法的实施例提供的仅使用LEO

　　图14为本发明一种地月空间航天器的天基测定轨方法的实施例提供的仅使用LEO

　　步骤3，重复步骤2，得到n个定轨结果，将n个所述定轨结果进行整合得到待定轨航

　　天器的快速和高精度定轨，解决传统地基测量信号容易遮挡、定轨收敛慢的问题，定轨精度

　　需要说明的是，“测定轨”指的就是轨迹确定，而且是地月空间航天器的轨道。“天

　　基”指的是相对于“地基”而言，地基定轨方法中使用的是位置已知的地面站。本专利中，定

　　轨方法中使用的是位置速度状态已知的低轨(LEO)卫星，不是地面站；因为低轨卫星是运行

　　在天上的，绕地球运动，所以叫做“天基”。本专利中提及的历元为一种航天领域的时间计量

　　本专利的技术方案如图2所示，LEO卫星配置GNSS接收机接收GNSS导航卫星信号，

　　在轨可实现m级定位精度和30ns级授时精度。LEO卫星和地月空间航天器均配备无线电收发

　　设备，使得LEO卫星能与地月航天器建立链路，完成测距测速。地月航天器接收到测距信号

　　器实施定轨的方法。该方法有两个关键点：一个是低轨卫星的状态和轨道已知时，仅使用距

　　离测量数据对地月空间航天器进行定轨的原理；另一个是基于测量数据的扩展卡尔曼滤波

　　利用GNSS测量实现低轨卫星定轨的方法已经比较成熟，精度较高，所以低轨卫星

　　的轨道已确定。一颗低轨卫星与地月空间航天器之间建立测量链路(LEO星载设备发送测距

　　信号，该测距信号含有发送时刻的时间信息，地月空间航天器星载接收机接收到测距信号，

　　提取出发射时间，然后计算出发射与接收的时间差，将其乘以光速获得距离，该技术为成熟

　　技术)，获得两者之间的距离随时间的变化序列(这里提到的序列是一个理论上的描述，每

　　个历元一个距离数据，不同历元的数据合在一起称作序列。测量数据用于定轨过程，可以不

　　记录，数据获取后直接发送给定轨程序；即便需要记录，简单地写入文件或内存即可，不需

　　要特别的算法。)。与地面站测量不同，因为低轨卫星的运行速度非常快，绕地周期短，所以

　　星间测量被地球遮挡的时间也短，星间距离变化相对较快，具有更好的测量敏感性。地月空

　　间航天器初始状态不同时，轨道也不一样，测量链路获得的测量序列也不一样，因此当测量

　　序列(不同时间的距离测量数据组成的序列)和初始状态已知时，可以唯一地确定地月空间

　　航天器的轨道。(这一段文字的第一句中说：“低轨卫星的轨道由GNSS确定”，因此低轨卫星

　　的位置速度状态是已知的，是前提条件，相当于导航星；需要定轨的是地月空间的其他航天

　　器。这一句之前的文字是对定轨原理的描述，即为什么可以实现定轨，后续的才是具体的实

　　现方法。)距离测量数据的时间序列与动力学模型(高精度轨道动力学模型，计算使用的模

　　型是实测地球月球引力模型，在后面的实施例的“力学模型及积分器设置”表给出了具体的

　　名称。)进行匹配(匹配的过程在扩展卡尔曼滤波中实现，输出结果是不同历元的航天器位

　　代表测量值，实心圆圈代表预测值，图中，从第i‑1历元的定轨结果到第i个历元的预测值之

　　间进行时间更新，第i个历元的预测值到第i星空综合个历元的定轨结果之间进行测量更新，第i个历

　　元的定轨结果到第i+1个历元的预测值之间进行时间更新，第i+1个历元的预测值到第i+1

　　个历元的定轨结果之间进行测量更新，第i+1个历元的定轨结果到下一个历元的预测值之

　　间进行时间更新，以此往复。)，使用扩展卡尔曼滤波的方法计算出最优匹配轨道，从而实现

　　示。位置矢量r和速度矢量v如式所示，x、y和z为航天器位置在J2000地心惯性系下的坐标分

　　每一次扩展卡尔曼滤波处理有两个步骤：第一个步骤叫做“时间更新”，即利用前

　　一历元状态(状态和状态协方差矩阵一起使用)使用高精度动力学模型对下一历元状态进

　　行预测；第二个步骤叫“测量更新”，利用下一历元的测量数据对获得的预测状态进行校正，

　　计算出下一历元的状态定轨结果。在“时间更新”阶段需用到轨道动力学模型，在“测量更

　　新”阶段需要用到测量数据对待估状态的偏导数，因此先详细先介绍轨道动力学模型、测量

　　球非球形摄动加速度。式中的向量均表示在J2000地心惯性坐标系中。令状态向量为Y＝

　　结合力学模型，使用数值积分的方式可以计算出轨道状态。任意历元t的状态相对

　　状态转移到下一历元状态的过程，状态转移矩阵乘以上一历元的状态等于下一历元的状

　　动力学模型误差。每个历元的u(t)都是不同的，但是服从均值为零的正态分布。t

　　对于单个星间链路(两个卫星)，通过测量获得低轨卫星和航天器之间的距离，其

　　其中，t为时间，z(t)为星间链路距离测量值，r代表航天器，s代表用于测量的低轨

　　在扩展卡尔曼滤波的“测量更新”定轨流程中，需要用到距离对状态的偏导数，因

　　[0080] 其中，r (t) 为航天器质心位置； (t) 为航天器指向低轨卫星的单位向量

　　矩阵。对角线上的值表示加速度噪声的标准差，是固定值，根据未建模的动力学模型误差设

　　置。增加加速度过程噪声能够防止状态协方差矩阵收敛过快进而导致定轨结果恶化，同时

　　允许后续的测量数据持续影响滤波估计。在定轨仿真测试中，采用试错法选择以获得最优

　　实施例1，下面以三种地月空间典型轨道为例，利用本专利的方法对位于这些轨道

　　第一种轨道是DRO轨道。航天器离地球数万公里之外，位于月球附近，在地月旋转

　　系下绕月球运动，绕月球旋转的方向与月球公转的方向相反，在地心惯性系下绕地球旋转

　　的方向与月球公转方向相同，而且月球的公转周期与航天器绕月球的周期成整数比，该比

　　例为共振比。此时航天器所在的轨道为远距离逆行轨道(DRO)，典型的共振比为2:1、3:1和

　　所示，图中的DU表示地月平均距离，图3是DRO(2:1)在地月旋转系中的表示，从图中可以看

　　出轨道距离月球相对较近，距离地球相对较远，形状近似椭圆。图4是DRO(2:1)在地心惯性

　　第二种是RO轨道。大椭圆轨道指偏心率很大，近地点较低，远地点很高的椭圆轨

　　道。这种轨道数量众多，其中一类具有特殊性质，即月球公转周期与其轨道周期成整数比，

　　这个性质使该类轨道受到关注。图5所示的是一种稳定的大椭圆轨道，左图为地月旋转系，

　　右图为地心惯性系，共振比为3:1，本专利仿真使用此RO轨道。图中的DU表示地月平均距离。

　　第三种是DRO入轨转移轨道。航天器从地球附近出发转移至DRO不采用直接转移方

　　式，而是使用低能耗转移轨道，这种方式不需要消耗太多燃料，但代价是很长的转移时间。

　　低能耗转移轨道如图6所示，位于该轨道上的航天器在地球、太阳和月球三体作用下，逐渐

　　运行到DRO轨道插入点，经过机动进入DRO轨道，在此过程中，航天器距离地球最远可达一百