航天器姿轨控始末时刻的动力学标定方法

航天器姿控和轨控始末时刻的精确标定，是精确模制机动过程的基础。本文针对传统X2检验法对模型小异常不敏感，提出了移动窗口的多步检测量和双检验因子，通过调节高、低置信因子的大小，提高检验量敏感性的同时，可保证检验结果的可靠性，从而实现航天器姿控开始时刻的精确标定。通过建立线性姿控力和平均化的轨控推力，对姿控和轨控过程进行概略补偿，标定轨控始末时刻，实现姿控、轨控和巡航过程的剥离。本文以CE-1第3次近月轨道机动为例，采用国内VLBI网的监测数据，验证了该方法对姿控轨控始末时刻的在线标定。