方位角、俯仰角和翻滾角分別為[5, -3,2]度，則星載發射天線R、S 至地面接收天線A、B，星載發射天線R、T至地面接收天線A、B，星載發射天線R、S至地面接 收天線A、C的理論距離差分別為：
[0088] R_AB-S_AB= (|R-A|-1R-B|)-(|S-A|-1S-B|) = -9. 27910 米
[0089] R_AB-T_AB= (|R-A|-|R-B|)-(|T-A|-|T-B|) = 61.82122 米
[0090] R_AC-S_AC= (|R-A|-1R-C|)-(|S-A|-1S-C|) = -46. 52461 米
[0091] 如果航天器工作在S頻段、干涉相位提取精度為0. 01周，則實際距離差的測量噪 聲方差為〇. 0015米。將方差為0. 0015米的測量噪聲[-0. 001060. 00042-0. 00081]米附加 至理論距離差，則星載發射天線R、S至地面接收天線A、B，星載發射天線R、T至地面接收天 線A、B，星載發射天線R、S至地面接收天線A、C的實測距離差分別為：
[0092] a=R_AB-S_AB-〇. 00106 = -9. 28016 米
[0093] b=R_AB-T_AB+0. 00042 = 61. 82164 米
[0094] c=R_AC-S_AC-〇. 00081 = -46. 52542 米
[0095] 輸入星載發射天線至地面接收天線的實測距離差結果，設置航天器方位角、俯仰 角、翻滾角的初始值均為〇度，進行航天器姿態迭代解算，且解算精度門限為〇. 01度。經過 4次迭代，解算結束。解算過程及結果如表1所示（距離單位：米，角度單位：度）。
[0096] 結果顯示，經過較少的4次迭代，利用地基觀測的同波束干涉測量結果即可解算 出高精度的航天器姿態信息。
[0097] 本實施例中雖然以3個星載發射天線、3個地面接收測站為例進行介紹，但是并不 限制本發明適用于多個星載發射天線和多個地面接收測站的使用。
[0098] 表1如下：
[0099]
【主權項】
1. 一種利用地面測站同波束干設測量的航天器姿態測定方法，其特征在于，包括如下 步驟： 51, 對同一航天器的不同星載發射天線開展同波束干設測量，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； 52, 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。2. 根據權利要求1所述利用地面測站同波束干設測量的航天器姿態測定方法，其特征 在于，步驟Sl中對同一航天器的不同星載發射天線開展同波束干設測量，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： S11，假設同一航天器的不同星載發射天線編號為n= 1，2, ...，N，地面接收天線編號 為Hi= 定義任一星載發射天線n與任一地面接收天線m之間的幾何延遲為T。"，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T1。。。。、 和Tpqm，定義地面接收天線m的接收鐘差為Tehekm; 512, 假設星載發射天線n的發射信號為X。(t)，發射信號X。(t)經過幾何延遲T。"、電離 層延遲Ti。。。。、大氣延遲Ttrwm、設備延遲Tpqm和測站鐘差Ttktkm后，地面接收天線m接收 到的信號Xn' (t)為Xn(t-Tnm-T1。瞧-T化聊-Teqm-TClOCkm); 513, 對不同地面接收天線m= 1，2收到的同一星載發射天線n= 1的信號進行干設測 量處理，獲取星載發射天線n= 1到不同地面接收天線m= 1，2之間的時延差1。1。12二（T 12+Tiono2+Ttrop2+Teq2+Tclocks) ( 了 11+ 了ionol+ 了tropl+ 了eql+ 了clocki); 514, 對不同地面接收天線m= 1，2收到的同一星載發射天線n= 2的信號進行干設測 量處理，獲取星載發射天線n= 2到不同地面接收天線m=l，2之間的時延差T"2mi2=(T 22+Tiono2+Ttrop2+Teq2+Tclocks) ^ 了 21+ 了ionol+ 了tropl+ 了eql+ 了clocki), 515, 對星載發射天線n= 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T"i2mi2=T"imi2-T"2ml2 = (T12-T11) _ (T22-T21); 516, 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W不同星載 發射天線n= 1，2至不同地面接收天線的時延差T。12。12。3. 根據權利要求1或2所述利用地面測站同波束干設測量的航天器姿態測定方法，其 特征在于，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： S31，建立直角坐標系XYZ，令地面接收天線1、2、3的坐標和航天器質屯、坐標為A、B、C和0 ; W0為原點重新建立子直角坐標系X'rZ'，其中X'rZ'方向軸和坐標系XYZ方向軸 平行； 子直角坐標系中，令R'、S'和T'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Z的旋轉，R'、S'、T'旋轉至R、S、T; S32,設R、S到達A、B的距離差a，R、T到達A、B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0 = [x，y，z]T，[]T表示轉置運算；設定解算精度 口限和解算最大迭代次數，解算過程如下： S321，建立距離差方程f( 0 ) =d: 令f(白）=f(X，y，Z) = [fi(x，y，Z)，f2(x，y，Z)，f3(x，y，z)]T， 其中：f(e)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，令f( 0 )=山其中，d為同波束干設測量得到的設R、S到達A、B的距離差曰，R、T到達 A、B的距離差b，R、S到達A、C的距離差C組成的矢量，d=[曰，b，c]T; S322，給定旋轉角初始值0。=[x。，y。，z。]T，在f(0)在初始值0。處進行一階泰勒級 數展開f(e) =f(e〇)+J(e-e〇)+〇(e-e。)，其中f(e〇)+J(e-e。）為f(e)的一階近 似，J為雅克比矩陣，，〇( 0 - 0。）為0 -e。的高階項； 忽略高階項，得到一階線性距離差方程f(0) >f(0c)+J( 0 - 0。）=d即J(e-e〇) =d-f(目。）； 5323, 對j(0-0。）=d-f(e。）兩邊同時左乘矩陣J的轉置，得到jTj(0-0。）= jT(d-f(目〇)); 對打（e- 0。）=jT(d-f(0。)）求解，得到一階線性距離差方程的解 5324, 若一階線性距離差方程的解各與初始值0。之間的差大于解算精度口限時，將谷' 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^與初始 值0。之間的差小于解算精度口限時，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。
【專利摘要】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，包括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；基于距離差，解算航天器的姿態信息。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。
【IPC分類】G01C21/24
【公開號】CN105371854
【申請號】CN201510647844
【發明人】任天鵬, 唐歌實, 陳略, 孫靖, 韓松濤, 王美, 李黎
【申請人】北京航天飛行控制中心
【公開日】2016年3月2日
【申請日】2015年9月18日