本發(fā)明屬于超低軌，尤其是涉及一種超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤方法及系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
1、超低軌道飛行器在發(fā)射入軌后，由于其軌道維持的常態(tài)化，往往使得地面測定軌無法按照正常情況實施(正常情況下地面測定軌需要在衛(wèi)星無軌道控制情況下連續(xù)測量4～5軌后進(jìn)行定軌預(yù)報，精度很高)。在無地面測定軌的情況下，地面測控天線跟蹤往往會存在問題。地面設(shè)備跟蹤依賴于計算獲得的星歷，仰角和方位角進(jìn)行初捕獲，地面設(shè)備的視場角度約5°，對應(yīng)250km超低軌道，3°仰角時距離約為1500km，5°只能接受誤差為65km，250km超低軌道的維持單軌的控制需求為72m/s，一軌控制位置達(dá)到約200km，在國內(nèi)測站支持下，最長測控間隔達(dá)到6軌以上，是無法估計準(zhǔn)確的，從而導(dǎo)致無法完成對衛(wèi)星測控的基礎(chǔ)任務(wù)，極易造成超低軌道飛行器不可挽回的損失。
2、當(dāng)前面對有軌控的測定軌問題，根據(jù)推進(jìn)策略進(jìn)行預(yù)報是地面常用的手段，但這種方法精度低，在推進(jìn)策略由星上自主完成時無操作性。衛(wèi)星開展自主軌控、地面無法預(yù)報軌道的情況下，地面站如何實現(xiàn)對衛(wèi)星的準(zhǔn)確跟蹤是本領(lǐng)域亟待解決的技術(shù)問題。
3、現(xiàn)有專利cn103178895b公開一種衛(wèi)星移動通信星座星間測控方法，利用三顆geo衛(wèi)星分別對各自視場范圍內(nèi)leo衛(wèi)星進(jìn)行測控；三顆geo衛(wèi)星包括一顆主geo衛(wèi)星和兩顆從geo衛(wèi)星；geo衛(wèi)星獲取上傳的測控指令，并直接或通過所述兩顆從geo衛(wèi)星發(fā)送到對應(yīng)的leo衛(wèi)星；所述兩顆從geo衛(wèi)星和所述主geo衛(wèi)星將接收到的所述leo衛(wèi)星的測控信息通過所述主geo衛(wèi)星進(jìn)行下傳。但相關(guān)現(xiàn)有技術(shù)并沒有提出以天基為主導(dǎo)的地面測控跟蹤方法。
技術(shù)實現(xiàn)思路
1、本發(fā)明的目的就是為了克服上述現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷而提供一種可實現(xiàn)高效跟蹤、不需要大范圍盲掃捕獲的超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤方法及系統(tǒng)。
2、本發(fā)明的目的可以通過以下技術(shù)方案來實現(xiàn)：
3、一種超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤方法，包括以下步驟：
4、s1、獲取飛行器單點定位數(shù)據(jù)，判斷是否發(fā)生星歷出境，若是，則執(zhí)行步驟s2，若否，則返回步驟s1；
5、s2、基于所述單點定位數(shù)據(jù)進(jìn)行軌道外推；
6、s3、基于自主軌道控制策略對軌道外推結(jié)果進(jìn)行修正，獲取用于星歷計算的預(yù)測軌道數(shù)據(jù)；
7、s4、基于所述預(yù)測軌道數(shù)據(jù)計算獲得下一次測控跟蹤所需要的站址和測控時間；
8、s5、判斷下一次測控跟蹤的測控時間與當(dāng)前時間的差是否小于設(shè)定閾值，若是，則執(zhí)行步驟s6，若否，則返回步驟s4；
9、s6、計算下一次測控跟蹤所需的俯仰角和方位角，整合所述預(yù)測軌道數(shù)據(jù)、測控時間、俯仰角和方位角按所述站址進(jìn)行短報文發(fā)送。
10、進(jìn)一步地，所述下一次測控跟蹤所需要的站址基于預(yù)置的星上地面測站站址數(shù)據(jù)庫獲取。
11、進(jìn)一步地，所述預(yù)測軌道數(shù)據(jù)包括時間和軌道六根數(shù)。
12、進(jìn)一步地，計算所述下一次測控跟蹤所需要的站址具體為：
13、根據(jù)所述預(yù)測軌道數(shù)據(jù)獲取對應(yīng)的wgs84坐標(biāo)系軌道信息，計算wgs84坐標(biāo)系下第i個地面測站指向飛行器的矢量rsi，若存在|rsi|<rmax，則判定飛行器入境該第i個地面測站，進(jìn)而確定所述下一次測控跟蹤所需要的站址。
14、進(jìn)一步地，若同時存在多個地面測站滿足|rsi|<rmax，則選擇優(yōu)先級最高的地面測站或入境時長最長的地面測站確定所述下一次測控跟蹤所需要的站址。
15、進(jìn)一步地，地面測站的所述俯仰角和方位角的計算公式如下：
16、θ＝asin(rsie(3)/|rsi|)
17、φ＝atan2(rsie(2),rsie(1))
18、其中，θ為俯仰角，φ為方位角，rsie為東北天坐標(biāo)系下地面測站指向飛行器的矢量，rsie＝[rsie(1),rsie(2),rsie(3)]，rsi為wgs84坐標(biāo)系下地面測站指向飛行器的矢量，|rsi|為rsi的模值。
19、進(jìn)一步地，所述短報文發(fā)送采用北斗短報文發(fā)送。
20、進(jìn)一步地，進(jìn)行所述軌道外推時，在初始化階段對預(yù)測時間周期內(nèi)的每分鐘的點進(jìn)行依次計算，完成初始化階段后按所述預(yù)測時間周期后的點進(jìn)行計算。
21、本發(fā)明還提供一種計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)，包括供電子設(shè)備的一個或多個處理器執(zhí)行的一個或多個程序，所述一個或多個程序包括用于執(zhí)行如上所述超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤方法的指令。
22、本發(fā)明還提供一種超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤系統(tǒng)，包括天基主體和地面測站，其中，
23、所述天基主體基于如上所述超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤方法的步驟獲取預(yù)測軌道數(shù)據(jù)、測控時間、俯仰角和方位角，并通過短報文發(fā)送給具有對應(yīng)站址的地面測站；
24、所述地面測站用于實現(xiàn)對地面對目標(biāo)天基主體的測控跟蹤。
25、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有以下有益效果：
26、1、本發(fā)明提出以天基為主導(dǎo)的地面測控跟蹤方法，能夠在推進(jìn)策略由星上自主完成時仍可實現(xiàn)地面設(shè)備對飛行器的測控跟蹤，實現(xiàn)超低軌道衛(wèi)星地面測控保障，精度高。
27、2、本發(fā)明通過飛行器自身完成單點定位下結(jié)合軌控策略進(jìn)行預(yù)報，并結(jié)合測站情況進(jìn)行星歷計算，從而實現(xiàn)在軌自主軌道控制基礎(chǔ)下的地面測站跟蹤，為超低軌道飛行器等一類需要高頻次軌道機(jī)動以及需星上自主軌道控制的飛行器提供一種地面測站高效跟蹤的可行方法，且不需要大范圍盲掃捕獲，具有較高準(zhǔn)確性。
1.一種超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤方法，其特征在于，所述下一次測控跟蹤所需要的站址基于預(yù)置的星上地面測站站址數(shù)據(jù)庫獲取。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤方法，其特征在于，所述預(yù)測軌道數(shù)據(jù)包括時間和軌道六根數(shù)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤方法，其特征在于，計算所述下一次測控跟蹤所需要的站址具體為：
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤方法，其特征在于，若同時存在多個地面測站滿足|rsi|<rmax，則選擇優(yōu)先級最高的地面測站或入境時長最長的地面測站確定所述下一次測控跟蹤所需要的站址。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤方法，其特征在于，地面測站的所述俯仰角和方位角的計算公式如下：
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤方法，其特征在于，所述短報文發(fā)送采用北斗短報文發(fā)送。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤方法，其特征在于，進(jìn)行所述軌道外推時，在初始化階段對預(yù)測時間周期內(nèi)的每分鐘的點進(jìn)行依次計算，完成初始化階段后按所述預(yù)測時間周期后的點進(jìn)行計算。
9.一種計算機(jī)可讀存儲介質(zhì)，其特征在于，包括供電子設(shè)備的一個或多個處理器執(zhí)行的一個或多個程序，所述一個或多個程序包括用于執(zhí)行如權(quán)利要求1-8任一所述超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤方法的指令。
10.一種超低軌道天基主導(dǎo)地面測控跟蹤系統(tǒng)，其特征在于，包括天基主體和地面測站，其中，