一种月球探测器射入转移轨道确定方法

摘要

本发明提供了一种月球探测器射入转移轨道确定方法，以建立月球探测器与火箭分离时刻力模型为基础，联合火箭分离前和分离后高精度的全球卫星导航定位数据，解算分离前和分离后的火箭轨道参数；进而，运用动量守恒定律，解算分离时刻月球探测器与火箭分离力、火箭瞬时空间姿态(分离力方向)；最后，得到发射段月球探测器入轨转移轨道计算结果。本发明能够获得较高精度的月球探测器射入转移轨道，为月球探测器后续的中途修正提供较高精度的初始轨道。

说明书

技术领域

本发明属于航天器动力学研究领域，具体涉及一种月球探测器射入轨道确定方法。

背景技术

月球探测器射入转移轨道是探测器与运载火箭末级分离之后、向月球转移并与之 交会的第一个空间轨道，探测器射入转移轨道确定结果是探测器飞向月球途中轨道修 正的起点，通常由轨道历元、惯性坐标系下的位置和速度表示，或者由轨道历元、开 普勒轨道根数表示。月球探测器测量与控制中心基于射入转移轨道确定结果，可以获 得月球探测器随着时间推移飞向月球的空间轨迹。

对于传统的月球探测器射入转移轨道确定，其测量数据来自地面雷达跟踪测量系 统，依靠地面雷达系统跟踪测量入轨后的月球探测器，得到按每一测量时刻排序的斜 距(距离)、方位和俯仰(角度)测量数据。由于传统的地面雷达系统受制于较大的角 度测量误差影响，因此，月球探测器射入转移轨道确定结果精度不易达到高精度，通 常空间位置误差超过几百甚至上千公里。随着全球导航卫星系统(Global Navigation  Satellites System，GNSS)广泛应用于航天测量与控制领域，通过航天器上搭载GNSS 接收机与导航卫星建立起测量机制，能够实时对航天器进行较高精度的跟踪和测量， 可以提供地球固连坐标系下的瞬间位置和速度，单频接收机测量的位置和速度精度分 别达到10m和1m/s。国内航天器测量与控制机构已开展了利用GNSS数据的航天器 轨道确定研究，结果证明较之传统地面雷达测量系统，基于GNSS数据的航天器轨道 确定精度提高了10²～10³。

我国嫦娥系列月球探测器搭载的GNSS接收机在发射阶段处于关机状态，其主要 设计用途是面向探测器返回地球的跟踪和测量，因此，与运载火箭末级分离后的月球 探测器射入转移轨道确定不能获得GNSS数据的支持；加之月球探测器与运载火箭末 级分离时受到弹簧分离力影响，导致月球探测器射入转移轨道确定无法取得较高的定 轨精度。

综上，现有的基于传统地面雷达系统跟踪测量的月球探测器射入转移轨道确定精 度较低；加之，由于目前还不能对空间弹簧分离力进行实地测量，致使探测器轨道确 定的力模型不完整。因而长久以来，月球探测器射入转移轨道确定不能取得高精度的 技术现状，对探测器飞向月球的途中轨道修正而言，始终是有待解决的技术瓶颈。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种基于火箭稀疏GNSS数据的月球探测器 射入轨道确定方法，在基于火箭GNSS数据、建立探测器与火箭分离力模型的情况下， 对月球探测器射入轨道进行轨道确定。本发明充分利用箭载GNSS接收机高精度跟踪测 量的技术特点，建立月球探测器与火箭分离的力模型，通过基于GNSS数据的火箭卡尔 曼滤波轨道确定，分别计算出探测器分离前和分离后的火箭空间轨道，依据动量守恒 定律，进而对月球探测器的射入转移轨道进行轨道确定，以此获得较高精度的月球探 测器射入转移轨道，为月球探测器后续的中途修正提供较高精度的初始轨道。本发明 可以应用于有箭载GNSS接收机支持的航天器射入轨道确定。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤：

步骤1、在月球探测器发射段，进行火箭遥测数据处理，读取月球探测器与火箭 分离的时刻t_spi；

步骤2、读取月球探测器与火箭分离时刻前20秒和分离后10秒的火箭GNSS数 据，包括轨道历元、地球固连WGS84坐标系下的位置和速度

步骤3、将地球固连WGS84坐标系下的位置和速度转换为J2000.0地心 惯性坐标系下的位置和速度其中，U＝L×M×N×Ε 和是转换矩阵，L是地磁极移矩阵，M是地球自转矩阵，N是地极 章动矩阵，E是地极进动矩阵；

步骤4、基于月球探测器与火箭分离前20秒J2000.0地心惯性坐标系下位置和 速度采用带动力学模型补偿的卡尔曼滤波序贯定轨算法进行火箭轨道确定，得 到分离前火箭与月球探测器联合体的轨道

步骤5、依据轨道动力学模型进行轨道外推，得到分离时刻火箭与月球探测器联 合体轨道${\mathrm{Orb}}^{-}\left(t_{\mathrm{spi}}\right)=({\overrightarrow{r}}^{-};{\overrightarrow{v}}^{-}),$即分离时刻火箭轨道${\mathrm{Orb}}_{\mathrm{roc}}^{-}\left(t_{\mathrm{spi}}\right)=({\overrightarrow{r}}_{\mathrm{roc}}^{-};{\overrightarrow{v}}_{\mathrm{roc}}^{-});$

步骤6、基于月球探测器与火箭分离后10秒J2000.0地心惯性坐标系下位置和 速度采用带动力学模型补偿的卡尔曼滤波序贯定轨算法进行火箭轨道确定，得 到分离后火箭轨道

步骤7、依据轨道动力学模型进行轨道外推，得到分离时刻火箭轨道 ${\mathrm{Orb}}_{\mathrm{roc}}^{+}\left(t\right)=({\overrightarrow{r}}_{\mathrm{roc}}^{-};{\overrightarrow{v}}_{\mathrm{roc}}^{-});$

步骤8、计算月球探测与火箭分离时刻的火箭速度增量其中，是分离时刻火箭速度增量；

步骤9、计算月球探测与火箭分离时刻的月球探测器速度增量 其中，是分离时刻月球探测器速度增量，m_roc是分离时刻火 箭质量，m_roc是分离时刻月球探测器质量；

步骤10、计算分离时刻月球探测器获得速度增量后的合速度

步骤11、依据步骤1和步骤10得到的计算结果，得到分离时刻后月球探测器射 入转移轨道计算结果${\mathrm{Orb}}_{\mathrm{prb}}^{+}\left(t_{\mathrm{spi}}\right)=({\overrightarrow{r}}_{\mathrm{prb}}^{+};{\overrightarrow{v}}_{\mathrm{prb}}^{+}),{\overrightarrow{r}}_{\mathrm{prb}}^{+}={\overrightarrow{r}}^{-},$

步骤12、将月球探测器射入转移轨道计算结果转换为开普勒 轨道根数。

本发明的有益效果是：

本发明充分利用全球导航卫星系统(GNSS)对发射火箭测量数据精度较高的优势， 联合月球探测器与火箭分离前和后的火箭稀疏GNSS数据，对分离前和后的火箭轨道 进行计算，解算得到分离时刻火箭和月球探测器分别获得的速度增量矢量。

本分明是基于火箭稀疏GNSS数据，依据火箭和月球探测器的速度增量在分离时 刻遵循动量守恒的规律，以间接方式，对月球探测器射入转移轨道进行轨道确定，使 其达到一定的轨道计算精度；较之传统的地面雷达测量体制，轨道计算进度得到较大 的提高。

附图说明

图1为本发明的一种月球探测器射入轨道确定方法流程图。

图2为本发明的月球探测器与火箭分离时刻轨道改变示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。

一种基于火箭稀疏GNSS数据的月球探测器射入轨道确定方法，包括如下步骤：

步骤1：在月球探测器发射段，进行火箭遥测数据处理，读取月球探测器与火箭 分离的时刻t_spi(年-月-日时:分:秒.毫秒)；

步骤2：读取月球探测器与火箭分离时刻前后的火箭GNSS数据，数据内容包括 轨道历元(年-月-日时:分:秒.毫秒)、地球固连WGS84坐标系下的位置和速度 数据采样率1秒，分离前数据时间长度20秒，分离后数据时间长度10秒；

步骤3：将地球固连WGS84坐标系下的位置和速度 转换为J2000.0地心惯性坐标系下的位置和速 度

$\left(\begin{array}{c}U=L\times M\times N\times E\\ \stackrel{·}{U}=\frac{\mathrm{dU}}{\mathrm{dt}}=L\times \frac{\mathrm{dM}}{\mathrm{dt}}\times N\times E\\ r_{\mathrm{ICRS}}=U^T\times r_{\mathrm{WGS}84}\\ v_{\mathrm{ICRS}}=U^T\times v_{\mathrm{WGS}84}+{\stackrel{·}{U}}^T\times r_{\mathrm{WGS}84}\end{array}\right)---\left(1\right)$

其中，U和是转换矩阵，L是地磁极移矩阵，M是地球自转矩阵，N是地极章动矩阵， E是地极进动矩阵；

步骤4：基于月球探测器与火箭分离前J2000.0地心惯性坐标系下位置 和速度数据长度20秒、数据间隔1秒，采用 带动力学模型补偿的卡尔曼滤波序贯定轨算法进行火箭轨道确定，得到分离前火箭与 月球探测器联合体的轨道

步骤5：依据轨道动力学模型进行轨道外推得到 分离时刻火箭与月球探测器联合体轨道即分离时刻火箭轨道 ${\mathrm{Orb}}_{\mathrm{roc}}^{-}\left(t_{\mathrm{spi}}\right)=({\overrightarrow{r}}_{\mathrm{roc}}^{-};{\overrightarrow{v}}_{\mathrm{roc}}^{-});$

步骤6：基于月球探测器与火箭分离后J2000.0地心惯性坐标系下位置 和速度数据长度10秒、数据间隔1秒，采用 带动力学模型补偿的卡尔曼滤波序贯定轨算法进行火箭轨道确定，得到分离后火箭轨 道${\mathrm{Orb}}_{\mathrm{roc}}^{+}\left(t\right)=({\overrightarrow{r}}_{\mathrm{roc}}^{-};{\overrightarrow{v}}_{\mathrm{roc}}^{-});$

步骤7：依据轨道动力学模型进行轨道外推得到分离时刻火箭轨道

步骤8：计算月球探测与火箭分离时刻的火箭速度增量：

$\Delta {\overrightarrow{v}}_{\mathrm{roc}}={\overrightarrow{v}}_{\mathrm{roc}}^{+}-{\overrightarrow{v}}_{\mathrm{roc}}^{-}---\left(2\right)$

其中，是分离时刻火箭速度增量；

步骤9：依据动量守恒定律，计算月球探测与火箭分离时刻的月球探测器速度增 量：

$\Delta {\overrightarrow{v}}_{\mathrm{prb}}=(-1)\times \frac{m_{\mathrm{roc}}}{m_{\mathrm{prb}}}\left(\Delta {\overrightarrow{v}}_{\mathrm{roc}}\right)---\left(3\right)$

其中，是分离时刻月球探测器速度增量，m_roc是分离时刻火箭质量，m_roc是分离时 刻月球探测器质量；

步骤10：计算分离时刻月球探测器获得速度增量后的合速度：

${\overrightarrow{v}}_{\mathrm{prb}}^{+}={\overrightarrow{v}}^{-}+\Delta {\overrightarrow{v}}_{\mathrm{prb}}---\left(4\right)$

步骤11：依据步骤1和步骤10得到的计算结果，得到分离时刻后月球探测器射 入转移轨道计算结果${\mathrm{Orb}}_{\mathrm{prb}}^{+}\left(t_{\mathrm{spi}}\right)=({\overrightarrow{r}}_{\mathrm{prb}}^{+};{\overrightarrow{v}}_{\mathrm{prb}}^{+}),$这里，

步骤12：根据动力学模型，将月球探测器射入转移轨道计算结果 ${\mathrm{Orb}}_{\mathrm{prb}}^{+}\left(t_{\mathrm{spi}}\right)=({\overrightarrow{r}}_{\mathrm{prb}}^{+};{\overrightarrow{v}}_{\mathrm{prb}}^{+}),$转换为开普勒轨道根数

参照图1，本发明的一种基于火箭稀疏GNSS数据的月球探测器射入轨道确定方 法，具体包括如下步骤：

步骤1：在月球探测器发射段，进行火箭遥测数据处理，读取月球探测器与火箭 分离的时刻t_spi(年-月-日时:分:秒.毫秒)；

步骤2：读取月球探测器与火箭分离时刻前后的火箭GNSS数据，数据内容包括 轨道历元(年-月-日时:分:秒.毫秒)、地球固连WGS84坐标系下的位置和速度 数据采样率1秒，分离前数据时间长度20秒，分离后数据时间长度10秒；

步骤3：将地球固连WGS84坐标系下的位置和速度 转换为J2000.0地心惯性坐标系下的位置和速 度

$\left(\begin{array}{c}U=L\times M\times N\times E\\ \stackrel{·}{U}=\frac{\mathrm{dU}}{\mathrm{dt}}=L\times \frac{\mathrm{dM}}{\mathrm{dt}}\times N\times E\\ r_{\mathrm{ICRS}}=U^T\times r_{\mathrm{WGS}84}\\ v_{\mathrm{ICRS}}=U^T\times v_{\mathrm{WGS}84}+{\stackrel{·}{U}}^T\times r_{\mathrm{WGS}84}\end{array}\right)---\left(1\right)$

其中，U和是转换矩阵，L是地磁极移矩阵，M是地球自转矩阵，N是地极章动矩阵， E是地极进动矩阵；

步骤4：基于月球探测器与火箭分离前J2000.0地心惯性坐标系下位置 和速度数据长度20秒、数据间隔1秒，采用 带动力学模型补偿的卡尔曼滤波序贯定轨算法进行火箭轨道确定，得到分离前火箭与 月球探测器联合体的轨道

步骤5：依据轨道动力学模型进行轨道外推得到 分离时刻火箭与月球探测器联合体轨道即分离时刻火箭轨道 ${\mathrm{Orb}}_{\mathrm{roc}}^{-}\left(t_{\mathrm{spi}}\right)=({\overrightarrow{r}}_{\mathrm{roc}}^{-};{\overrightarrow{v}}_{\mathrm{roc}}^{-});$

步骤6：基于月球探测器与火箭分离后J2000.0地心惯性坐标系下位置 和速度数据长度10秒、数据间隔1秒，采用 带动力学模型补偿的卡尔曼滤波序贯定轨算法进行火箭轨道确定，得到分离后火箭轨 道${\mathrm{Orb}}_{\mathrm{roc}}^{+}\left(t\right)=({\overrightarrow{r}}_{\mathrm{roc}}^{+};{\overrightarrow{v}}_{\mathrm{roc}}^{+}),$

步骤7：依据轨道动力学模型进行轨道外推得到分离时刻火箭轨道

步骤8：计算月球探测与火箭分离时刻的火箭速度增量：

$\Delta {\overrightarrow{v}}_{\mathrm{roc}}={\overrightarrow{v}}_{\mathrm{roc}}^{+}-{\overrightarrow{v}}_{\mathrm{roc}}^{-}---\left(2\right)$

其中，是分离时刻火箭速度增量；

步骤9：依据动量守恒定律，计算月球探测与火箭分离时刻的月球探测器速度增 量：

$\Delta {\overrightarrow{v}}_{\mathrm{prb}}=(-1)\times \frac{m_{\mathrm{roc}}}{m_{\mathrm{prb}}}\left(\Delta {\overrightarrow{v}}_{\mathrm{roc}}\right)---\left(3\right)$

其中，是分离时刻月球探测器速度增量，m_roc是分离时刻火箭质量，m_roc是分离时 刻月球探测器质量；

步骤10：计算分离时刻月球探测器获得速度增量后的合速度：

${\overrightarrow{v}}_{\mathrm{prb}}^{+}={\overrightarrow{v}}^{-}+\Delta {\overrightarrow{v}}_{\mathrm{prb}}---\left(4\right)$

步骤11：依据步骤1和步骤10得到的计算结果，得到分离时刻后月球探测器射 入转移轨道计算结果${\mathrm{Orb}}_{\mathrm{prb}}^{+}\left(t_{\mathrm{spi}}\right)=({\overrightarrow{r}}_{\mathrm{prb}}^{+};{\overrightarrow{v}}_{\mathrm{prb}}^{+}),$这里，${\overrightarrow{r}}_{\mathrm{prb}}^{+}={\overrightarrow{r}}^{-};$

步骤12：根据动力学模型，将月球探测器射入转移轨道计算结果 ${\mathrm{Orb}}_{\mathrm{prb}}^{+}\left(t_{\mathrm{spi}}\right)=({\overrightarrow{r}}_{\mathrm{prb}}^{+};{\overrightarrow{v}}_{\mathrm{prb}}^{+}),$转换为开普勒轨道根数

为了说明本发明的效果，发明人进行了如下仿真试验。

遵循上述技术方案，采用两款火箭GNSS数据对本发明的方法进行测试，以事后 月球探测器的精密星历作为评判标准。探测器与火箭分离时刻作为历元，本发明方法 计算结果与标准精密星历比对结果的位置误差分别为126.9米和100.8米。结果证明， 较之传统地面雷达测量系统，基于GNSS数据的月球探测器射入转移轨道确定精度提 高了10²～10³。