[发明专利]一种基于GNSS信息的冷启动航天器在轨导航初值建立方法

权利要求书

1.一种基于GNSS信息的冷启动航天器在轨导航初值建立方法，其特征在于，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，包括：

t_B＝Week×7×24×3600+WeekSec

令

其中，Week^j、WeekSec^j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；

若满足则通过时间有效性判断，否则，舍弃该帧数据，不再进行后续的数据有效性判断；

S3：判断数据有效性；

S4：轨道外推，建立在轨导航初值。

2.根据权利要求1所述的冷启动航天器在轨导航初值建立方法，其特征在于，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。

3.根据权利要求1所述的冷启动航天器在轨导航初值建立方法，其特征在于，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，C_iw为从WGS84坐标系到J2000坐标系的转换矩阵，ω_D为地球转速，为WGS84坐标系的GNSS输出的位置坐标，为WGS84坐标系的GNSS输出的速度坐标，上角标j表示第j帧数，取值范围为1～N， N为采集的帧数，下角标w表示为WGS84坐标系下的数值，为J2000坐标系的GNSS输出的位置坐标，为J2000坐标系的GNSS输出的速度坐标；

S32：计算轨道根数，判断轨道根数的有效性，若满足

(a^j-2≥R_e+100000)&&(a^j-1≥R_e+100000)&&(a^j≥R_e+100000)

(|a^j-1-a^j-2|≤△a)&&(|a^j-a^j-1|≤△a)

(|e^j-1-e^j-2|≤△e)&&(|e^j-e^j-1|≤△e)

(|Ω^j-1-Ω^j-2|≤△Ω)&&(|Ω^j-Ω^j-1|≤△Ω)

(|i^j-1-i^j-2|≤△i)&&(|i^j-i^j-1|≤△i)

(|ω^j-1-ω^j-2|≤△ω)&&(|ω^j-ω^j-1|≤△ω)

其中，R_e为地球半径，a^j,e^j,Ω^j,i^j,ω^j为轨道根数，△a、△e、△Ω、△i、△ω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。

4.根据权利要求1所述的冷启动航天器在轨导航初值建立方法，其特征在于，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

t_B＝Week^k×7×24×3600+WeekSec^k

其中，Week^k、WeekSec^k分别为GNSS输出的K帧时的周、周秒，△t_BG为当前时刻与GNSS数据天秒时刻的差值，△T为采样时间间隔，为J2000坐标系的GNSS输出的K帧时的位置坐标，为J2000坐标系的GNSS输出的K帧时的速度坐标，x₀，y₀，z₀航天器的在轨导航初值的位置坐标，vx₀，vy₀，vz₀为航天器的在轨导航初值的速度坐标。