[发明专利]一种月球探测器射入转移轨道确定方法

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即分离时刻火箭轨道

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

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；