一種月球探測器射入轉(zhuǎn)移軌道確定方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于航天器動力學(xué)研宄領(lǐng)域，具體涉及一種月球探測器射入軌道確定方 法。
【背景技術(shù)】
[0002] 月球探測器射入轉(zhuǎn)移軌道是探測器與運(yùn)載火箭末級分離之后、向月球轉(zhuǎn)移并與之 交會的第一個空間軌道，探測器射入轉(zhuǎn)移軌道確定結(jié)果是探測器飛向月球途中軌道修正的 起點(diǎn)，通常由軌道歷元、慣性坐標(biāo)系下的位置和速度表示，或者由軌道歷元、開普勒軌道根 數(shù)表示。月球探測器測量與控制中心基于射入轉(zhuǎn)移軌道確定結(jié)果，可以獲得月球探測器隨 著時間推移飛向月球的空間軌跡。
[0003] 對于傳統(tǒng)的月球探測器射入轉(zhuǎn)移軌道確定，其測量數(shù)據(jù)來自地面雷達(dá)跟蹤測量 系統(tǒng)，依靠地面雷達(dá)系統(tǒng)跟蹤測量入軌后的月球探測器，得到按每一測量時刻排序的斜距 (距離）、方位和俯仰（角度）測量數(shù)據(jù)。由于傳統(tǒng)的地面雷達(dá)系統(tǒng)受制于較大的角度測 量誤差影響，因此，月球探測器射入轉(zhuǎn)移軌道確定結(jié)果精度不易達(dá)到高精度，通?？臻g位置 誤差超過幾百甚至上千公里。隨著全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)（Global Navigation Satellites System，GNSS)廣泛應(yīng)用于航天測量與控制領(lǐng)域，通過航天器上搭載GNSS接收機(jī)與導(dǎo)航衛(wèi) 星建立起測量機(jī)制，能夠?qū)崟r對航天器進(jìn)行較高精度的跟蹤和測量，可以提供地球固連坐 標(biāo)系下的瞬間位置和速度，單頻接收機(jī)測量的位置和速度精度分別達(dá)到IOm和lm/s。國內(nèi) 航天器測量與控制機(jī)構(gòu)已開展了利用GNSS數(shù)據(jù)的航天器軌道確定研宄，結(jié)果證明較之傳 統(tǒng)地面雷達(dá)測量系統(tǒng)，基于GNSS數(shù)據(jù)的航天器軌道確定精度提高了 IO2~10 3。
[0004] 我國嫦娥系列月球探測器搭載的GNSS接收機(jī)在發(fā)射階段處于關(guān)機(jī)狀態(tài)，其主要 設(shè)計用途是面向探測器返回地球的跟蹤和測量，因此，與運(yùn)載火箭末級分離后的月球探測 器射入轉(zhuǎn)移軌道確定不能獲得GNSS數(shù)據(jù)的支持；加之月球探測器與運(yùn)載火箭末級分離時 受到彈簧分離力影響，導(dǎo)致月球探測器射入轉(zhuǎn)移軌道確定無法取得較高的定軌精度。
[0005] 綜上，現(xiàn)有的基于傳統(tǒng)地面雷達(dá)系統(tǒng)跟蹤測量的月球探測器射入轉(zhuǎn)移軌道確定精 度較低；加之，由于目前還不能對空間彈簧分離力進(jìn)行實地測量，致使探測器軌道確定的力 模型不完整。因而長久以來，月球探測器射入轉(zhuǎn)移軌道確定不能取得高精度的技術(shù)現(xiàn)狀，對 探測器飛向月球的途中軌道修正而言，始終是有待解決的技術(shù)瓶頸。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 為了克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提供一種基于火箭稀疏GNSS數(shù)據(jù)的月球探測 器射入軌道確定方法，在基于火箭GNSS數(shù)據(jù)、建立探測器與火箭分離力模型的情況下，對 月球探測器射入軌道進(jìn)行軌道確定。本發(fā)明充分利用箭載GNSS接收機(jī)高精度跟蹤測量的 技術(shù)特點(diǎn)，建立月球探測器與火箭分離的力模型，通過基于GNSS數(shù)據(jù)的火箭卡爾曼濾波軌 道確定，分別計算出探測器分離前和分離后的火箭空間軌道，依據(jù)動量守恒定律，進(jìn)而對月 球探測器的射入轉(zhuǎn)移軌道進(jìn)行軌道確定，以此獲得較高精度的月球探測器射入轉(zhuǎn)移軌道， 為月球探測器后續(xù)的中途修正提供較高精度的初始軌道。本發(fā)明可以應(yīng)用于有箭載GNSS 接收機(jī)支持的航天器射入軌道確定。
[0007] 本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案包括如下步驟：
[0008] 步驟1、在月球探測器發(fā)射段，進(jìn)行火箭遙測數(shù)據(jù)處理，讀取月球探測器與火箭分 離的時刻tspi;
[0009] 步驟2、讀取月球探測器與火箭分離時刻前20秒和分離后10秒的火箭GNSS數(shù)據(jù)， 包括軌道歷元、地球固連WGS84坐標(biāo)系下的位置Uss4和速度、「CSS4;
[0010] 步驟3、將地球固連WGS84坐標(biāo)系下的位置和速度Icss4轉(zhuǎn)換為J2000. 0 地心慣性坐標(biāo)系下的位置= C X f,_和速度= X f _4 + X F,_，其中，U = LXMXNX E和
是轉(zhuǎn)換矩陣，L是地磁極移矩陣，M是地球自轉(zhuǎn)矩陣，N 是地極章動矩陣，E是地極進(jìn)動矩陣；
[0011] 步驟4、基于月球探測器與火箭分離前20秒J2000. 0地心慣性坐標(biāo)系下位置Ficss和速度，采用帶動力學(xué)模型補(bǔ)償?shù)目柭鼮V波序貫定軌算法進(jìn)行火箭軌道確定，得到 分離前火箭與月球探測器聯(lián)合體的軌道()& ω = (〃ν );
[0012] 步驟5、依據(jù)軌道動力學(xué)模型進(jìn)行軌道外推，得到分離時刻火箭與月球探測器聯(lián)合 體軌道)=(m)，即分離時刻火箭軌道Orbw (u=(d);
[0013] 步驟6、基于月球探測器與火箭分離后10秒J2000. 0地心慣性坐標(biāo)系下位置? 和速度采用帶動力學(xué)模型補(bǔ)償?shù)目柭鼮V波序貫定軌算法進(jìn)行火箭軌道確定，得到 分離后火箭軌道()1匕⑴=(d);
[0014] 步驟7、依據(jù)軌道動力學(xué)模型進(jìn)行軌道外推，得到分離時刻火箭軌道 〇rb;Jtsp,) = (f:又.）·，
[0015] 步驟8、計算月球探測與火箭分離時刻的火箭速度增量，其中， 是分離時刻火箭速度增量；
[0016] 步驟9、計算月球探測與火箭分離時刻的月球探測器速度增量
^其中，是分離時刻月球探測器速度增量，。是分離時刻火箭質(zhì) 量，mM。是分離時刻月球探測器質(zhì)量；
[0017] 步驟10、計算分離時刻月球探測器獲得速度增量后的合速度f + ;
[0018] 步驟11、依據(jù)步驟1和步驟10得到的計算結(jié)果，得到分離時刻后月球探測器射入 轉(zhuǎn)移軌道計算結(jié)果，心=廠；
[0019] 步驟12、將月球探測器射入轉(zhuǎn)移軌道計算結(jié)果= ，轉(zhuǎn)換為開普勒 軌道根數(shù)。
[0020] 本發(fā)明的有益效果是：
[0021] 本發(fā)明充分利用全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)（GNSS)對發(fā)射火箭測量數(shù)據(jù)精度較高的優(yōu) 勢，聯(lián)合月球探測器與火箭分離前和后的火箭稀疏GNSS數(shù)據(jù)，對分離前和后的火箭軌道進(jìn) 行計算，解算得到分離時刻火箭和月球探測器分別獲得的速度增量矢量。
[0022] 本分明是基于火箭稀疏GNSS數(shù)據(jù)，依據(jù)火箭和月球探測器的速度增量在分離時 刻遵循動量守恒的規(guī)律，以間接方式，對月球探測器射入轉(zhuǎn)移軌道進(jìn)行軌道確定，使其達(dá)到 一定的軌道計算精度；較之傳統(tǒng)的地面雷達(dá)測量體制，軌道計算進(jìn)度得到較大的提高。
【附圖說明】
[0023] 圖1為本發(fā)明的一種月球探測器射入軌道確定方法流程圖。
[0024] 圖2為本發(fā)明的月球探測器與火箭分離時刻軌道改變示意圖。
【具體實施方式】
[0025] 下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明進(jìn)一步說明，本發(fā)明包括但不僅限于下述實施 例。
[0026] 一種基于火箭稀疏GNSS數(shù)據(jù)的月球探測器射入軌道確定方法，包括如下步驟：
[0027] 步驟1 :在月球探測器發(fā)射段，進(jìn)行火箭遙測數(shù)據(jù)處理，讀取月球探測器與火箭分 離的時刻tspi (年-月-日時：分：秒·毫秒）；
[0028] 步驟2 :讀取月球探測器與火箭分離時刻前后的火箭GNSS數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)內(nèi)容包括軌 道歷元（年-月-日時：分：秒.毫秒）、地球固連WGS84坐標(biāo)系下的位置Ffross4(m)和速度 f_4(m/s)，數(shù)據(jù)采樣率！秒，分離前數(shù)據(jù)時間長度20秒，分離后數(shù)據(jù)時間長度10秒；
[0029] 步驟3 :將地球固連WGS84坐標(biāo)系下的位置屯,、、4 (( w )wgsx4，m)和速度 〒irass4((太)·'， i)WGS84, m/s).轉(zhuǎn)換為J2000. 0地心慣性坐標(biāo)系下的位置.)ICRS，m)和 速度七〇?((大，>·'，5 ) icrs，m/s):
[0030]
(1)
[0031] 其中，U和?是轉(zhuǎn)換矩陣，L是地磁極移矩陣，M是地球自轉(zhuǎn)矩陣，N是地極章動矩 陣，E是地極進(jìn)動矩陣；
[0032] 步驟4:基于月球探測器與火箭分離前J2000.0地心慣性坐標(biāo)系下位置 '((·^，>;，2)現(xiàn)8，111):和速度:;^〇??((々，#)政8， 11^)，數(shù)據(jù)長度20秒、數(shù)據(jù)間隔1秒，米用帶 動力學(xué)模型補(bǔ)償?shù)目柭鼮V波序貫定軌算法進(jìn)行火箭軌道確定，得到分離前火箭與月球探 測器聯(lián)合體的軌道Orb (/) = (〃〇;
[0033] 步驟5 :依據(jù)軌道動力學(xué)模型進(jìn)行軌道外推= )， 得到分離時刻火箭與月球探測器聯(lián)合體軌道GAU= CO，即分離時刻火箭軌道 〇rb;j(S