申请/专利权人：西北工业大学

申请日：2020-10-27

公开（公告）日：2024-06-25

公开（公告）号：CN112415559B

主分类号：G01S19/50

分类号：G01S19/50;G01C21/00

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.06.25#授权;2021.03.16#实质审查的生效;2021.02.26#公开

摘要：本发明公开了一种基于多项式展开技术的高阶容错卫星轨道确定方法，涉及卫星的轨道确定领域。通过动态地调整估计过程中的测量误差协方差矩阵，确保其与实际的测量误差相匹配，从而提高非线性高阶容错扩展卡尔曼滤波器的滤波一致性和对错误测量的鲁棒性，提高卫星轨道确定的精度。本发明方法综合考虑了动力学方程和测量方程的非线性特性，在滤波器预测阶段，采用高阶泰勒多项式逼近高精度预测卫星状态，在保证估计精度的要求下，有助于减少滤波器对测量新息的更新需求和降低滤波器对测量频率的要求；容错策略的设计进一步保证了滤波器的鲁棒性。能够普遍用于卫星、空间碎片等的轨道确定，可缓解测量设备的测量负担并保持对错误测量的鲁棒性。

主权项：1.一种基于多项式展开技术的高阶容错卫星轨道确定方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一，建立卫星轨道动力学方程；步骤二，建立航天器的观测方程；步骤三，基于泰勒展开多项式分别对步骤一的卫星轨道动力学方程和步骤二的观测方程进行非线性预测，得到卫星轨道的状态预测值和航天器的观测预测值，并结合真实观测值计算预测误差，得到协方差矩阵；步骤三的具体操作为：假设tk时刻航天器的标称状态为初始偏差为δxk，状态多项式变量为微分方程微分方程在tk+1时刻的解为对该解在标称状态处做泰勒展开，得到高阶展开式其中表示状态邻域[xk+1]对初始邻域大小δxk的非线性依赖关系；得到卫星轨道的预测状态为： 其中，状态矢量的索引值为i，标称状态初始偏差δxk＝[δxk,1,L,δxk,n]T，泰勒展开式系数为各状态偏差分量的指数γ＝[γ1,L,γn]T；计算得到预测状态均值和协方差矩阵 式中，E[]表示期望值，γ＝[γ1,L,γn]T和l＝[l1,L,ln]T表示变量偏差分量的指数，表示过程噪声的协方差矩阵；式5中，和其余的和与对应的均相等；步骤三所述的航天器的预测观测值为：zk+1＝hxk+1,tk+1+uk+16其中，zk+1表示tk+1时刻的观测量，xk+1表示tk+1时刻的状态预测值，uk+1表示tk+1时刻的观测噪声；在tk+1时刻，将式6在标称状态处做泰勒展开，得到高阶展开式为： 式7中，p表示m维测量矢量的索引值，表示对应于标称观测值，系数表示泰勒展开系数；在tk+1时刻，预测观测值的均值如下： 式8中，E[]表示期望值；步骤四，根据步骤三得到的测量误差，设计缩放矩阵因子，自适应调整测量协方差矩阵，保证滤波一致性；步骤四所述的自适应调整测量协方差矩阵具体为：通过观测设备得到tk+1时刻新的观测值时，将其融合到步骤三得到的预测值中，其公式为： 其中，为卫星轨道预测状态的协方差矩阵；γ＝[γ1,L,γn]T和l＝[l1,L,ln]T，表示变量偏差分量的指数，p和q表示测量矢量的索引值，i表示状态的索引值，表示观测噪声的协方差矩阵，系数与表示泰勒展开项的系数；步骤四的缩放矩阵的设计过程具体为：定义测量新息矢量为 其中L表示数据采集的窗口宽度，默认为3；因此，缩放矩阵通过以下公式得到， 最终的缩放矩阵I表示m维单位矩阵，缩放矩阵进一步用于计算卡尔曼滤波器的增益， 步骤五，设置观测时间，对步骤三的卫星轨道的状态预测值进行更新，得到任意时刻航天器的轨道估计状态。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 西北工业大学 一种基于多项式展开技术的高阶容错卫星轨道确定方法

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