一種利用地面測站同波束干涉測量的航天器姿態測定方法
【技術領域】
[0001] 本發明屬于航天器姿態測定和無線電干涉測量領域，涉及一種利用地面測站同波 束干涉測量的航天器姿態測定方法。
【背景技術】
[0002] 在軌航天器均有特定任務，在飛行中對飛行姿態及精度均有明確要求。已有文獻 分析顯示，航天器軌道姿態變化對星載合成孔徑雷達（SAR)成像效果有較大影響。在一定 的成像條件下，航天器三軸姿態變化需滿足相應的精度指標，才有可能達到既定的SAR成 像精度。通信航天器則需要基于姿態信息將星載發射天線始終指向地面接收天線。而且隨 著我國航天和通信事業的發展，點波束天線以其靈活性好、增益高、安全保密性強等特點， 獲得了越來越廣泛的應用。但是，點波束地面覆蓋區域是由點波束天線指向確定的。如果 航天器姿態俯仰角發生Γ的偏差，點波束中心經度偏移可達十幾度，點波束將完全偏離原 覆蓋區，從而直接導致任務失敗。因此，航天器姿態是地球資源、氣象、通信和導航等航天器 的正常工作的基礎性信息。
[0003] 隨著在軌運行狀態變化，航天器姿態控制是一項常規測控工作。通常，航天器的姿 態控制即確定航天器的姿態，給出航天器的所需姿態，通過向航天器施加控制力矩來消除 航天器所需姿態與當前姿態之間的偏差。然而由于確定當前姿態的自由陀螺漂移，使得姿 態確定精度不高，增加了姿態控制功耗。因此姿態確定精度對提高姿態控制精度、降低姿態 控制功耗具有重要作用。
[0004] 目前，航天器姿態測量與確定常用器件包括激光陀螺儀、星敏感器以及太陽敏感 器等。激光陀螺儀具有結構簡單、工作壽命較長等優點，但是隨著陀螺的漂移，其姿態輸出 存在累計誤差，導致精度下降。星敏感器是星載姿態敏感器中最精確的元件，精度較高太陽 敏感器高出一個量級。但是星敏感器結構復雜、體積大、功耗高、價格昂貴。無論激光陀螺 儀，或是星敏感器、太陽敏感器，均屬于星載設備，一旦發生故障，難以維修，甚至造成整星 失效。
【發明內容】
[0005] 本發明的目的是提供一種利用地面測站同波束干涉測量的航天器姿態測定方法， 突破傳統航天器姿態測定依靠星載傳感器的限制。
[0006] 為達到上述發明目的，本發明的技術方案是：
[0007] -種利用地面測站同波束干涉測量的航天器姿態測定方法，包括如下步驟：
[0008] S1，對同一航天器的不同星載發射天線開展同波束干涉測量，獲取同一航天器的 不同星載發射天線至不同地面接收天線的距離差；
[0009] S2,基于同一航天器的不同星載發射天線至不同地面接收天線的距離差，解算航 天器的姿態信息。
[0010] 進一步，步驟S1中對同一航天器的不同星載發射天線開展同波束干涉測量，獲取 同一航天器的不同星載發射天線至不同地面接收天線的距離差的具體步驟為：
[0011] S11，假設同一航天器的不同星載發射天線編號為η= 1，2, ...，N，地面接收天線 編可為πι= 1，2，···，Μ;
[0012] 定義任一星載發射天線η與任一地面接收天線m之間的幾何延遲為τηηι，定義所 有星載發射天線與任一地面接收天線m之間的電離層延遲、大氣延遲和設備延遲分別為 Tlcin?、了_和τ _，定義地面接收天線m的接收鐘差為τ"
[0013] S12,假設星載發射天線η的發射信號為xn(t)，發射信號\(〇經過幾何延遲τηηι、 電離層延遲T1C]_、大氣延遲Ttropn、設備延遲和測站鐘差τ后，地面接收天線m 接收到的信號xn' (t)為xn (t_τ nm Τ ionom丁tropm丁eqm丁clockm^，
[0014] S13,對不同地面接收天線m= 1，2收到的同一星載發射天線η= 1的信號進行干 涉測量處理，獲取星載發射天線η= 1到不同地面接收天線m= 1，2之間的時延差τnlml2 (Τ 12+ T iono2+ T trop2+ T eq2+ T clock2) (丁11+丁ionol+丁tropl+丁eql+丁clocki)，
[0015] S14,對不同地面接收天線m= 1，2收到的同一星載發射天線η= 2的信號進行干 涉測量處理，獲取星載發射天線η= 2到不同地面接收天線m= 1，2之間的時延差τn2ml2 (Τ 22+ T iono2+ T trop2+ T eq2+ T clock2) (丁21+丁ionol+丁tropl+丁eql+丁clocki)，
[0016] S15,對星載發射天線η= 1，2至地面接收天線m= 1，2的時延差進行求差，得 到不同星載發射天線n=l，2至不同地面接收天線的時延差τη12ηι12=τη1ηι12-τη2ηι12 = (τ12-τη)-(τ22-τ21)；
[0017] S16,同一航天器的不同星載發射天線至地面接收天線的距離差為光速乘以不同 星載發射天線η= 1，2至不同地面接收天線的時延差τnlM2。
[0018] 進一步，步驟S2中基于同一航天器的不同星載發射天線至不同地面接收天線的 距離差，解算航天器的姿態信息的具體步驟為：
[0019] S31，建立直角坐標系XYZ，令地面接收天線1、2、3的坐標和航天器質心坐標為A、 B、C和 0;
[0020] 以0為原點重新建立子直角坐標系X'Y'Z'，其中X'Y'Z'方向軸和坐標系XYZ方 向軸平行；
[0021] 子直角坐標系中，令R'、S'和Τ'分別代表星載發射天線1、2、3的坐標，航天器經 過方位角X、俯仰角y、翻滾角ζ的旋轉，R'、S'、Τ'旋轉至R、S、Τ;
[0022] S32,設R、S到達Α、Β的距離差a，R、Τ到達Α、Β的距離差b，R、S到達A、C的距離 差c，解算R'、S'、T'旋轉至R、S、T的旋轉角Θ=[^7,2]'[^表示轉置運算；設定解算 精度門限和解算最大迭代次數，解算過程如下：
[0023] S321，建立距離差方程f(Θ) =d:
[0024] 令f(Θ) =f(x，y，Z) = [fjx，y，Z)，f2(x，y，Z)，f3(x，y，Z)]T，
[0025] 其中：f(Θ)為R、S到達A、B的理論距離差，R、T到達A、B的理論距離差，R、S到 達A、C的理論距離差，
[0026]
;
[0027] 令f(θ) =d，其中，d為同波束干涉測量得到的設R、S到達A、B的距離差a，R、T 到達A、Β的距離差b，R、S到達A、C的距離差c組成的矢量，d= [a，b，c]T;
[0028] S322,給定旋轉角初始值Θ。= [x。，y。，ZJT，在f(Θ)在初始值Θ。處進行一階泰 勒級數展開以9)=以0。)+了（0-0。)+0(0-0。)，其中以0。)+了（0-0。）為以0)的一階 近似，J為雅克比矩陣
0(θ-θ。）為Θ-Θ。的高階項；
[0029] 忽略高階項，得到一階線性距離差方程f(Θ)~f(Θ。)竹（θ-Θ。）=d
[0030] 即J(θ-Θ〇) =d_f(Θ〇);
[0031] S323,對ΚΘ-Θ。）=d-f(0。）兩邊同時左乘矩陣J的轉置，得到JTJ(0-0。）= JT(d-f(9〇))；
[0032] 對JTJ(θ-Θ。）=JT (d-f(Θ。)）求解，得到一階線性距離差方程的解
[0033]
[0034] S324,若一階線性距離差方程的解g與初始值Θ。之間的差大于解算精度門限時， 將古作為新的初始值進行步驟S322至S324的循環迭代；當一階線性距離差方程的解g與初 始值Θ。之間的差小于解算精度門限時，迭代主動結束；當迭代次數大于解算最大迭代次數 時，迭代強制結束。
[0035] 本發明通過對航天器下行信號開展同波束干涉測量，獲取精確的"星載發射天 線-地面接收天線"之間距離差，實現航天器姿態信息解算。本發明利用地面接收天線，相 比于現有基于星載設備的測量方法，具有較高的可靠性；而且干涉測量由地面測站實施，故 障維修性較好，消除了由星載設備測姿失敗帶來的整星失效風險；同時，同波束干涉測量能 夠獲取高精度相時延信息，確保了航天器姿態解算精度較高。
【附圖說明】