[发明专利]一种提高卫星轨道摄动力模型表示精度的方法

权利要求书

1.一种提高卫星轨道摄动力模型表示精度的方法，所述卫星是近地的人造卫星，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1.将卫星轨道摄动力模型分为三类，分别为可精确建模的引力模型、不确定性摄动力模型以及高频摄动力噪声，其中所述引力模型包括地球质点引力、低阶地球非球形引力以及日月引力，所述不确定性摄动力模型包括高阶地球非球形引力、大气阻力、太阳能光压力、地球潮汐力以及地球辐射压力；

步骤2.根据卫星轨道摄动力模型的分类，将卫星真实轨道分为三部分，分别为引力模型产生的第一轨道、不确定性摄动力模型产生的第二轨道以及高频摄动力噪声产生的第三轨道；

步骤3.获取由不确定性摄动力模型和高频摄动力噪声引起的卫星轨道摄动偏差；

步骤4.采用小波分析算法，建立卫星轨道摄动偏差的小波基函数模型；

步骤5.利用小波基函数模型表示卫星轨道摄动偏差，获取卫星轨道摄动残差，基于时间序列建模算法，建立卫星轨道摄动残差的平稳自回归时间序列参数模型；

步骤6.结合所述引力模型、卫星轨道摄动偏差的小波基函数模型以及卫星轨道摄动残差的平稳自回归时间序列参数模型，利用卫星精密定轨算法，实现卫星轨道摄动力模型的参数辨识以及精密定轨。

2.根据权利要求1所述的一种提高卫星轨道摄动力模型表示精度的方法，其特征在于，步骤1中所述卫星轨道摄动力模型如表达式1所示，其中X(t)＝(x(t),y(t),z(t),为t时刻的卫星真实轨道，x(t)，y(t)，z(t)，分别为t时刻的卫星真实轨道的位置和速度三分量，F(X(t),t)为t时刻的卫星轨道摄动力模型，F_A(x(t),t)为t时刻的可精确建模的引力模型，F_B(x(t),t)为t时刻的不确定性摄动力模型，F_C(x(t),t)为t时刻的高频摄动力噪声。

3.根据权利要求2所述的一种提高卫星轨道摄动力模型表示精度的方法，其特征在于，步骤2中所述卫星真实轨道如表达式2所示，X(t)＝X_A(F_A,t)+X_B(F_B,t)+X_C(F_C,t)，其中X_A(F_A,t)为可精确建模的引力模型产生的轨道，X_B(F_B,t)为不确定性摄动力模型产生的轨道，X_C(F_C,t)为高频摄动力噪声产生的轨道。

4.根据权利要求3所述的一种提高卫星轨道摄动力模型表示精度的方法，其特征在于，步骤4中所述小波基函数模型如表达式3所示，其中N_B为分解层数，β_i(i＝1,2,…,N_B)为模型表示参数，ψ_i(t)(i＝1,2,…,N_B)为不同分解上的小波基函数。

5.根据权利要求4所述的一种提高卫星轨道摄动力模型表示精度的方法，其特征在于，步骤5中所述卫星轨道摄动残差的平稳自回归时间序列参数模型如表达式4所示，

其中p为自回归时间序列模型的阶数，(i＝1,2,…,p)为自回归参数，ε(t)为零均值的高斯白噪声，方差为

6.根据权利要求5所述的一种提高卫星轨道摄动力模型表示精度的方法，其特征在于，所述卫星的轨道参数如下，地球赤道半径R_e＝6.378×10⁶m，卫星轨道长半轴a＝7865km，偏心率e＝0.000572，轨道倾角i＝50.04°，升交点赤经Ω＝220.05°，近心点幅角ω＝339.8°，平近心点角M＝84.8°。

7.根据权利要求6所述的一种提高卫星轨道摄动力模型表示精度的方法，其特征在于，步骤4中所述卫星轨道摄动偏差的小波基函数模型中的小波基函数为symlet8函数。

8.根据权利要求7所述的一种提高卫星轨道摄动力模型表示精度的方法，其特征在于，所述步骤6包括以下步骤：

步骤61.设定6个地面测控站的雷达测角和测距方式，测角随机误差10”，测距随机误差5m，采样间隔0.1min，观测时长48h，产生全部测轨数据；

步骤62.利用所述卫星轨道摄动偏差的小波基函数模型、卫星轨道摄动残差的平稳自回归时间序列参数模型，结合卫星精密定轨原理，在卫星轨道确定过程中，同时求解小波基函数模型的表示参数、平稳自回归时间序列模型的自回归参数，及卫星轨道参数；

步骤63.利用各地面测控站的测轨数据，利用卫星精密定轨算法，实现卫星轨道摄动力模型的参数辨识以及精密定轨。