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CN111397561A - 一种基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法 - Google Patents

一种基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法 Download PDF

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CN111397561A
CN111397561A CN202010324083.5A CN202010324083A CN111397561A CN 111397561 A CN111397561 A CN 111397561A CN 202010324083 A CN202010324083 A CN 202010324083A CN 111397561 A CN111397561 A CN 111397561A
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CN
China
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measurement
equipment
angle
coordinates
data
Prior art date
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Application number
CN202010324083.5A
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廖清森
周辉峰
姜忠武
夏明飞
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Original Assignee
Unit 63816 Of Pla
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Publication date
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    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01B—MEASURING LENGTH, THICKNESS OR SIMILAR LINEAR DIMENSIONS; MEASURING ANGLES; MEASURING AREAS; MEASURING IRREGULARITIES OF SURFACES OR CONTOURS
    • G01B21/00—Measuring arrangements or details thereof, where the measuring technique is not covered by the other groups of this subclass, unspecified or not relevant
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    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C1/00—Measuring angles
    • G—PHYSICS
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    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
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  • General Physics & Mathematics (AREA)
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  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)

Abstract

本发明涉及一种基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法。包括：先确保在运载火箭的飞行航路两侧已完成遥测设备的布站，并进行了设备位置的大地测量，使得设备的地理位置坐标已知；在航天发射过程中，各遥测设备对运载火箭进行跟踪，使得同一时刻至少有两台异地的遥测设备处于自跟踪状态，在跟踪过程中，各遥测设备不断地往指控中心服务器发送测量角度，并且实时发送的频率不能过低以确保后续步骤运算所需的数据量；指控中心服务器接收测量角度后实时将数据通过交会测量方法进行运算，再结合数据优化手段，从而解算出火箭的空间位置坐标。本发明为航天测控系统提供新的外弹道测量数据备份手段，进一步验证其它外弹道测量数据的正确性。

Description

一种基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法
技术领域
本发明涉及运载火箭的空间坐标的计算方法，特别涉及一种基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法。
背景技术
在航天发射过程中，需要对运载火箭的进行空间定位，掌控其飞行轨迹，目前，主要利用光学测量设备和无线电跟踪测量设备进行外弹道测量来获取火箭的空间位置。
运载火箭属于一项巨大的系统，其造价昂贵，结构复杂，携带的载荷更是付出了大量的时间和成本才设计并生产出来的，因此，必须确保航天发射过程稳妥可靠，把风险降至最低。在航天发射过程中，往往在同一时刻，需要多台设备参与跟踪测量，才能保证火箭在飞行过程中能不间断地对其进行空间定位。
无论是光学测量设备和无线电跟踪测量设备，都具有一定的局限性。如光学测量会受到气象条件的制约，在阴雨、雪天等能见度低的天气条件下，难以完成测量任务，而无线电设备需依靠火箭上的合作设备才能更好地完成跟踪测量。对于地面上的测量设备，由于周围山体、房屋的遮挡，只能在航天发射过程中的某部分时间段参与跟踪，因此需要在飞行航路周围的各处分布多台设备进行接力测量。但每新增加一台测量设备，需要进行设备生产、设备选址、厂区建设、以及日常的维护管理，需要大量的人力物力财力，因此地面航天测控设备非常有限。同时，测量设备也具有一定的故障率，特别是使用年限较大的设备，很可能由于设备发生故障或者需进行设备返厂改造而不能参与跟踪测量。
在航天发射过程中，需要多台遥测设备参与跟踪捕获火箭上的遥测信号，目前，遥测设备主要用来掌握火箭在飞行过程中的内部状态，对于解调出的遥测数据具有较大的利用价值，而跟踪角度并没有充分地利用，若能有效利用多台遥测跟踪角度数据来实现对火箭的空间定位是非常有必要的。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法，以解决因个别设备发生异常带来数据缺失的问题，从而引导其它测控设备发现目标实现捕获，让航天测控系统更具可靠性。
为了解决上述技术问题，本发明的技术方案为：一种基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法，包括以下步骤： 步骤1）先确保在运载火箭的飞行航路两侧已完成遥测设备的布站，并进行了设备位置的大地测量，使得设备的地理位置坐标已知；
步骤2）在航天发射过程中，各遥测设备对运载火箭进行跟踪，使得同一时刻至少有两台异地的遥测设备处于自跟踪状态，在跟踪过程中，各遥测设备不断地往指控中心服务器发送测量角度，并且实时发送的频率不能过低以确保后续步骤运算所需的数据量；
步骤3）指控中心服务器接收测量角度后实时将数据通过交会测量方法进行运算，再结合数据优化手段，从而解算出火箭的空间位置坐标。
优选的，所述交会测量方法为最短距离法。
优选的，所述最短距离法为：通过计算出距离最近的两个点坐标后，根据设备测得的角度数据，结合最小二乘法，制定坐标值加权方案，从而降低测量野值带来的误差。
优选的，所述步骤3）中，还包括将交会测量结果，由地心坐标系转换至其它外弹道测量设备的测量坐标系中，与设备的测量结果进行比较，提供正确性验证。
优选的，在所述步骤3）中，所述数据优化手段具体为：以两台遥测的测角数据进行交会测量，已知的数据有：遥测设备一的大地坐标系的坐标
Figure DEST_PATH_IMAGE002
，
Figure DEST_PATH_IMAGE004
为设备一的纬度，
Figure DEST_PATH_IMAGE006
为设备一的经度，
Figure DEST_PATH_IMAGE008
为设备一的高程，遥测设备一在测量坐标系下的测角数据值，包含方位角
Figure DEST_PATH_IMAGE010
，俯仰角
Figure DEST_PATH_IMAGE012
，遥测设备二的大地坐标系的坐标
Figure DEST_PATH_IMAGE014
，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
为设备二的纬度，
Figure DEST_PATH_IMAGE018
为设备二的经度，
Figure DEST_PATH_IMAGE020
为设备二的高程，遥测设备二在测量坐标系下的测角数据值，包含方位角
Figure DEST_PATH_IMAGE022
，俯仰角
Figure DEST_PATH_IMAGE024
，将设备一和设备二的大地坐标系坐标均转换成地心坐标系，得到设备一的坐标
Figure DEST_PATH_IMAGE026
和设备二的坐标
Figure DEST_PATH_IMAGE028
，结合设备一的坐标
Figure 448396DEST_PATH_IMAGE002
及其测量值
Figure 209679DEST_PATH_IMAGE010
、
Figure 988148DEST_PATH_IMAGE012
，计算目标相对设备一在地心坐标系下的方向向量
Figure DEST_PATH_IMAGE030
，则：
Figure DEST_PATH_IMAGE032
采用同样的方法，计算出目标相对设备二在地心坐标系下的方向向量
Figure DEST_PATH_IMAGE034
，
Figure DEST_PATH_IMAGE036
和
Figure DEST_PATH_IMAGE038
构成了一条空间直线
Figure DEST_PATH_IMAGE040
；
Figure DEST_PATH_IMAGE042
和
Figure DEST_PATH_IMAGE044
构成了另一条空间直线
Figure DEST_PATH_IMAGE046
：
Figure DEST_PATH_IMAGE048
Figure DEST_PATH_IMAGE050
由于测量同一个目标，直线
Figure 856003DEST_PATH_IMAGE040
和直线
Figure 727138DEST_PATH_IMAGE046
会相交于一点，该点为目标位置，但由于测量角度误差的存在，使得
Figure 241296DEST_PATH_IMAGE040
和为异面关系，不能相交，因此计算出直线
Figure 575511DEST_PATH_IMAGE040
和直线
Figure 132395DEST_PATH_IMAGE046
距离最近的点的坐标，得到位于直线
Figure 133849DEST_PATH_IMAGE040
上的点
Figure DEST_PATH_IMAGE052
，直线
Figure 224427DEST_PATH_IMAGE046
上的点
Figure DEST_PATH_IMAGE054
，
假设最近的点为
Figure DEST_PATH_IMAGE056
，
Figure DEST_PATH_IMAGE058
，并且直线
Figure 17939DEST_PATH_IMAGE040
和
Figure 745724DEST_PATH_IMAGE046
永不平行，则：
Figure DEST_PATH_IMAGE060
Figure DEST_PATH_IMAGE062
则：
Figure DEST_PATH_IMAGE064
对
Figure DEST_PATH_IMAGE066
、
Figure DEST_PATH_IMAGE068
两点进行融合，得到目标地心坐标系下的坐标值
Figure DEST_PATH_IMAGE070
。
优选的，所述融合的方式为加权融合。
优选的，所述加权融合具体为：若设备一的方位角和俯仰角数据达不到60个，则加权值
Figure DEST_PATH_IMAGE072
取0.5；若数量足够，则对最近的60个方位角和俯仰角进行3阶最小二乘拟合，计算最后一个测量数据和拟合值的绝对误差，得到方位误差
Figure DEST_PATH_IMAGE074
，俯仰误差
Figure DEST_PATH_IMAGE076
，同时计算设备一的坐标
Figure 458641DEST_PATH_IMAGE036
和
Figure 618489DEST_PATH_IMAGE066
的距离
Figure DEST_PATH_IMAGE078
；采用同样的方法计算得到设备二最后一个测量点的方位误差
Figure DEST_PATH_IMAGE080
和俯仰误差
Figure DEST_PATH_IMAGE082
，以及
Figure 532087DEST_PATH_IMAGE042
和
Figure 430773DEST_PATH_IMAGE068
的距离
Figure DEST_PATH_IMAGE084
，则加权值
Figure 298497DEST_PATH_IMAGE072
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE086
则:
Figure DEST_PATH_IMAGE088
。
优选的，还包括通过仿真角度值与实测角度值分别进行交会测量，对比其结果。
优选的，所述通过仿真角度值进行交会测量的方法是通过将两台遥测设备在测量坐标系下的理论方位角、理论俯仰角均分别增加0.1度的角度随机值，模拟跟踪过程中的角度随机误差，根据该两台遥测设备的大地坐标系的地理坐标，计算得到每一组测角数据交会测量结果，并与目标位置地心坐标系下的理论坐标值相比较，得到仿真交会测量结果的空间误差。
优选的，所述通过实测角度值进行交会测量的方法是利用某次航天发射中两遥测设备的测角数据进行交会测量，并将交会测量结果与箭上北斗定位结果作对比，得到实测值交会测量结果的空间误差。
与现有技术相比，本发明的有益效果为：
本发明通过将两台或两台以上的遥测设备跟踪测量的角度数据加以利用，运用交会测量方法中的最短距离法，在不影响原有测量工作、不增加大量的人力、物力及财力的前提下，便可计算出运载火箭的空间定位坐标，为航天测控系统提供新的外弹道测量数据备份手段，进一步验证其它外弹道测量数据的正确性，弥补因个别设备发生异常带来数据缺失，引导其它测控设备发现目标实现捕获，让航天测控系统更具可靠性。
附图说明
图1为仿真值与实测值交会测量结果综合误差对比曲线图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
本发明的一种基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法，包括以下步骤： 步骤1）先确保在运载火箭的飞行航路两侧已完成遥测设备的布站，并进行了设备位置的大地测量，使得设备的地理位置坐标已知；步骤2）在航天发射过程中，各遥测设备对运载火箭进行跟踪，使得同一时刻至少有两台异地的遥测设备处于自跟踪状态，在跟踪过程中，各遥测设备不断地往指控中心服务器发送测量角度，并且实时发送的频率不能过低以确保后续步骤运算所需的数据量；步骤3）指控中心服务器接收测量角度后实时将数据通过交会测量方法进行运算，再结合数据优化手段，从而解算出火箭的空间位置坐标。
交会测量方法为最短距离法，最短距离法为：通过计算出距离最近的两个点坐标后，根据设备测得的角度数据，结合最小二乘法，制定坐标值加权方案，从而降低测量野值带来的误差。
为了降低设备往指控中心服务器发送错误的风险，将交会测量结果，由地心坐标系转换至其它外弹道测量设备的测量坐标系中，与设备的测量结果进行比较，提供正确性验证，从而达到降低设备往指控中心服务器发送错误的风险的目的。
数据优化手段具体为：以两台遥测的测角数据进行交会测量为例，已知的数据有：遥测设备一的大地坐标系的坐标
Figure 121091DEST_PATH_IMAGE002
，
Figure 233403DEST_PATH_IMAGE004
为设备一的纬度，
Figure 302991DEST_PATH_IMAGE006
为设备一的经度，
Figure 500754DEST_PATH_IMAGE008
为设备一的高程，遥测设备一在测量坐标系下的测角数据值，包含方位角
Figure 297677DEST_PATH_IMAGE010
，俯仰角
Figure 467759DEST_PATH_IMAGE012
，遥测设备二的大地坐标系的坐标
Figure 442668DEST_PATH_IMAGE014
，
Figure 144039DEST_PATH_IMAGE016
为设备二的纬度，
Figure 495386DEST_PATH_IMAGE018
为设备二的经度，
Figure 316711DEST_PATH_IMAGE020
为设备二的高程，遥测设备二在测量坐标系下的测角数据值，包含方位角
Figure 180631DEST_PATH_IMAGE022
，俯仰角
Figure 87407DEST_PATH_IMAGE024
，将设备一和设备二的大地坐标系坐标均转换成地心坐标系，得到设备一的坐标
Figure 976866DEST_PATH_IMAGE026
和设备二的坐标
Figure 183856DEST_PATH_IMAGE028
，结合设备一的坐标
Figure 251300DEST_PATH_IMAGE002
及其测量值
Figure 848635DEST_PATH_IMAGE010
、
Figure 807364DEST_PATH_IMAGE012
，计算目标相对设备一在地心坐标系下的方向向量
Figure 55811DEST_PATH_IMAGE030
，则：
Figure DEST_PATH_IMAGE032A
采用同样的方法，计算出目标相对设备二在地心坐标系下的方向向量
Figure 231840DEST_PATH_IMAGE034
，
Figure 316470DEST_PATH_IMAGE036
和
Figure 796999DEST_PATH_IMAGE038
构成了一条空间直线
Figure 713003DEST_PATH_IMAGE040
；
Figure 637096DEST_PATH_IMAGE042
和
Figure 705895DEST_PATH_IMAGE044
构成了另一条空间直线
Figure 662219DEST_PATH_IMAGE046
：
Figure DEST_PATH_IMAGE048A
Figure DEST_PATH_IMAGE050A
由于测量同一个目标，直线
Figure 527669DEST_PATH_IMAGE040
和直线
Figure 75194DEST_PATH_IMAGE046
会相交于一点，该点为目标位置，但由于测量角度误差的存在，使得
Figure 931154DEST_PATH_IMAGE040
和
Figure 504218DEST_PATH_IMAGE046
为异面关系，不能相交，因此计算出直线
Figure 394813DEST_PATH_IMAGE040
和直线
Figure 411442DEST_PATH_IMAGE046
距离最近的点的坐标，得到位于直线
Figure 489120DEST_PATH_IMAGE040
上的点
Figure 334716DEST_PATH_IMAGE052
，直线
Figure 63506DEST_PATH_IMAGE046
上的点
Figure 500304DEST_PATH_IMAGE054
，
假设最近的点为
Figure 330857DEST_PATH_IMAGE056
，
Figure 245723DEST_PATH_IMAGE058
，并且直线
Figure 799326DEST_PATH_IMAGE040
和
Figure 407025DEST_PATH_IMAGE046
永不平行，则：
Figure DEST_PATH_IMAGE060A
Figure DEST_PATH_IMAGE062A
则：
Figure DEST_PATH_IMAGE064A
对
Figure 928136DEST_PATH_IMAGE066
、
Figure 115535DEST_PATH_IMAGE068
两点进行融合，得到目标地心坐标系下的坐标值
Figure 789224DEST_PATH_IMAGE070
。融合的方式为加权融合。加权融合具体为：若设备一的方位角和俯仰角数据达不到60个，则加权值
Figure 833404DEST_PATH_IMAGE072
取0.5；若数量足够，则对最近的60个方位角和俯仰角进行3阶最小二乘拟合，计算最后一个测量数据和拟合值的绝对误差，得到方位误差
Figure 372969DEST_PATH_IMAGE074
，俯仰误差
Figure 613327DEST_PATH_IMAGE076
，同时计算设备一的坐标
Figure 921948DEST_PATH_IMAGE036
和
Figure 74712DEST_PATH_IMAGE066
的距离
Figure 852306DEST_PATH_IMAGE078
；采用同样的方法计算得到设备二最后一个测量点的方位误差
Figure 178246DEST_PATH_IMAGE080
和俯仰误差
Figure 341374DEST_PATH_IMAGE082
，以及
Figure 914306DEST_PATH_IMAGE042
和
Figure 428464DEST_PATH_IMAGE068
的距离
Figure 558094DEST_PATH_IMAGE084
，则加权值
Figure 575729DEST_PATH_IMAGE072
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE086A
则:
Figure DEST_PATH_IMAGE088A
。
为了验证本发明的可靠性，还包括通过仿真角度值与实测角度值分别进行交会测量，对比其结果。通过仿真角度值进行交会测量的方案是通过将两台遥测设备在测量坐标系下的理论方位角、理论俯仰角均分别增加0.1度的角度随机值，模拟跟踪过程中的角度随机误差，根据该两台遥测设备的大地坐标系的地理坐标，计算得到每一组测角数据交会测量结果，并与目标位置地心坐标系下的理论坐标值相比较，得到仿真交会测量结果的空间误差。通过实测角度值进行交会测量的方案是利用某次航天发射中两遥测设备的测角数据进行交会测量，并将交会测量结果与箭上北斗定位结果作对比，得到实测值交会测量结果的空间误差。
两种结果的误差对比如图1所示，仿真值与实测值结果相近，同时也验证在适用区内，验证了本发明测量结果的可靠性。
以上结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但本发明不限于所描述的实施方式。对于本领域的技术人员而言，在不脱离本发明原理和精神的情况下，对这些实施方式进行多种变化、修改、替换和变型，仍落入本发明的保护范围内。

Claims (10)

1.一种基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1）先确保在运载火箭的飞行航路两侧已完成遥测设备的布站，并进行了设备位置的大地测量，使得设备的地理位置坐标已知；
步骤2）在航天发射过程中，各遥测设备对运载火箭进行跟踪，使得同一时刻至少有两台异地的遥测设备处于自跟踪状态，在跟踪过程中，各遥测设备不断地往指控中心服务器发送测量角度，并且实时发送的频率不能过低以确保后续步骤运算所需的数据量；
步骤3）指控中心服务器接收测量角度后实时将数据通过交会测量方法进行运算，再结合数据优化手段，从而解算出火箭的空间位置坐标。
2.根据权利要求1所述的基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法，其特征在于：所述交会测量方法为最短距离法。
3.根据权利要求2所述的基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法，其特征在于：所述最短距离法为：通过计算出距离最近的两个点坐标后，根据设备测得的角度数据，结合最小二乘法，制定坐标值加权方案，从而降低测量野值带来的误差。
4.根据权利要求1所述的基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法，其特征在于：所述步骤3）中，还包括将交会测量结果，由地心坐标系转换至其它外弹道测量设备的测量坐标系中，与设备的测量结果进行比较，提供正确性验证。
5.根据权利要求1所述的基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法，其特征在于，在所述步骤3）中，所述数据优化手段具体为：以两台遥测的测角数据进行交会测量，已知的数据有：遥测设备一的大地坐标系的坐标
Figure DEST_PATH_IMAGE001
，
Figure 403902DEST_PATH_IMAGE002
为设备一的纬度，
Figure DEST_PATH_IMAGE003
为设备一的经度，
Figure 951558DEST_PATH_IMAGE004
为设备一的高程，遥测设备一在测量坐标系下的测角数据值，包含方位角
Figure DEST_PATH_IMAGE005
，俯仰角
Figure 43011DEST_PATH_IMAGE006
，遥测设备二的大地坐标系的坐标
Figure DEST_PATH_IMAGE007
，
Figure 237494DEST_PATH_IMAGE008
为设备二的纬度，
Figure DEST_PATH_IMAGE009
为设备二的经度，
Figure 922554DEST_PATH_IMAGE010
为设备二的高程，遥测设备二在测量坐标系下的测角数据值，包含方位角
Figure DEST_PATH_IMAGE011
，俯仰角
Figure 726430DEST_PATH_IMAGE012
，将设备一和设备二的大地坐标系坐标均转换成地心坐标系，得到设备一的坐标
Figure DEST_PATH_IMAGE013
和设备二的坐标
Figure 173855DEST_PATH_IMAGE014
，结合设备一的坐标
Figure 647561DEST_PATH_IMAGE001
及其测量值
Figure 288758DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 365167DEST_PATH_IMAGE006
，计算目标相对设备一在地心坐标系下的方向向量
Figure DEST_PATH_IMAGE015
，则：
Figure DEST_PATH_IMAGE017
采用同样的方法，计算出目标相对设备二在地心坐标系下的方向向量
Figure 463836DEST_PATH_IMAGE018
，
Figure DEST_PATH_IMAGE019
和
Figure 514968DEST_PATH_IMAGE020
构成了一条空间直线
Figure DEST_PATH_IMAGE021
；
Figure 361570DEST_PATH_IMAGE022
和
Figure DEST_PATH_IMAGE023
构成了另一条空间直线
Figure 320299DEST_PATH_IMAGE024
：
Figure 539053DEST_PATH_IMAGE026
Figure 88983DEST_PATH_IMAGE028
由于测量同一个目标，直线
Figure 908035DEST_PATH_IMAGE021
和直线
Figure 467192DEST_PATH_IMAGE024
会相交于一点，该点为目标位置，但由于测量角度误差的存在，使得
Figure 304567DEST_PATH_IMAGE021
和
Figure 697502DEST_PATH_IMAGE024
为异面关系，不能相交，因此计算出直线
Figure 128483DEST_PATH_IMAGE021
和直线
Figure 586272DEST_PATH_IMAGE024
距离最近的点的坐标，得到位于直线
Figure 419099DEST_PATH_IMAGE021
上的点
Figure DEST_PATH_IMAGE029
，直线
Figure 373148DEST_PATH_IMAGE024
上的点
Figure 291426DEST_PATH_IMAGE030
，
假设最近的点为
Figure DEST_PATH_IMAGE031
，
Figure 598910DEST_PATH_IMAGE032
，并且直线
Figure 443500DEST_PATH_IMAGE021
和
Figure 647080DEST_PATH_IMAGE024
永不平行，则：
Figure 787074DEST_PATH_IMAGE034
Figure 350780DEST_PATH_IMAGE036
则：
Figure 892619DEST_PATH_IMAGE038
对
Figure DEST_PATH_IMAGE039
、
Figure 221095DEST_PATH_IMAGE040
两点进行融合，得到目标地心坐标系下的坐标值
Figure DEST_PATH_IMAGE041
。
6.根据权利要求5所述的基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法，其特征在于：所述融合的方式为加权融合。
7.根据权利要求6所述的基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法，其特征在于，所述加权融合具体为：若设备一的方位角和俯仰角数据达不到60个，则加权值
Figure 989331DEST_PATH_IMAGE042
取0.5；若数量足够，则对最近的60个方位角和俯仰角进行3阶最小二乘拟合，计算最后一个测量数据和拟合值的绝对误差，得到方位误差
Figure DEST_PATH_IMAGE043
，俯仰误差
Figure 887885DEST_PATH_IMAGE044
，同时计算设备一的坐标
Figure 956335DEST_PATH_IMAGE019
和
Figure 626351DEST_PATH_IMAGE039
的距离
Figure DEST_PATH_IMAGE045
；采用同样的方法计算得到设备二最后一个测量点的方位误差
Figure 644334DEST_PATH_IMAGE046
和俯仰误差
Figure DEST_PATH_IMAGE047
，以及
Figure 831733DEST_PATH_IMAGE022
和
Figure 269537DEST_PATH_IMAGE040
的距离
Figure 985820DEST_PATH_IMAGE048
，则加权值
Figure 587703DEST_PATH_IMAGE042
为：
Figure 532787DEST_PATH_IMAGE050
则:
Figure 903726DEST_PATH_IMAGE052
。
8.根据权利要求1所述的基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法，其特征在于：还包括通过仿真角度值与实测角度值分别进行交会测量，对比其结果。
9.根据权利要求8所述的基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法，其特征在于：所述通过仿真角度值进行交会测量的方法是通过将两台遥测设备在测量坐标系下的理论方位角、理论俯仰角均分别增加0.1度的角度随机值，模拟跟踪过程中的角度随机误差，根据该两台遥测设备的大地坐标系的地理坐标，计算得到每一组测角数据交会测量结果，并与目标位置地心坐标系下的理论坐标值相比较，得到仿真交会测量结果的空间误差。
10.根据权利要求8所述的基于遥测测角数据来计算运载火箭空间坐标的方法，其特征在于：所述通过实测角度值进行交会测量的方法是利用某次航天发射中两遥测设备的测角数据进行交会测量，并将交会测量结果与箭上北斗定位结果作对比，得到实测值交会测量结果的空间误差。
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1991018258A1 (en) * 1990-05-19 1991-11-28 Kabushiki Kaisha Topcon Method of tridimensional measuring, reference scale and self-illuminating reference scale for tridimensional measuring
JP2002267745A (ja) * 2001-03-06 2002-09-18 Nec Corp センサー統制による同期式追尾方法及び装置
CN104089594A (zh) * 2014-07-25 2014-10-08 北京卫星环境工程研究所 卫星大尺寸平面阵列sar天线自动化精测方法
CN107907870A (zh) * 2017-09-28 2018-04-13 西安空间无线电技术研究所 一种用于验证交会对接微波雷达测角功能的信号生成方法
CN110297234A (zh) * 2018-03-22 2019-10-01 西安航通测控技术有限责任公司 一种网络化大区域被动式对空目标交会测定方法及系统

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1991018258A1 (en) * 1990-05-19 1991-11-28 Kabushiki Kaisha Topcon Method of tridimensional measuring, reference scale and self-illuminating reference scale for tridimensional measuring
JP2002267745A (ja) * 2001-03-06 2002-09-18 Nec Corp センサー統制による同期式追尾方法及び装置
CN104089594A (zh) * 2014-07-25 2014-10-08 北京卫星环境工程研究所 卫星大尺寸平面阵列sar天线自动化精测方法
CN107907870A (zh) * 2017-09-28 2018-04-13 西安空间无线电技术研究所 一种用于验证交会对接微波雷达测角功能的信号生成方法
CN110297234A (zh) * 2018-03-22 2019-10-01 西安航通测控技术有限责任公司 一种网络化大区域被动式对空目标交会测定方法及系统

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
吴能伟等: "基于最小二乘估计的多站交会方法", 《光电工程》 *

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