[发明专利]多个探测目标主体的轨道确定方法及装置、电子设备

说明书

本发明公开了一种多个探测目标主体的轨道确定方法及装置、电子设备。其中，该轨道确定方法包括：获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；结合预先配置的时空坐标系统和多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；基于轨道运行参数和每个探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型；根据深空网测轨数据、时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。

技术领域

本发明涉及信息处理技术领域，具体而言，涉及一种多个探测目标主体的轨道确定方法及装置、电子设备。

背景技术

随着对远离地球的深空星体的研究不断进步，需要向不同星体发送巡视器、着陆器、探测器等，例如，在进行火星探测时，需要控制着陆器准确到达火星着陆点，然后探测器通过制动然后释放着陆巡视器，着陆巡视器实施火星表面软着陆。

相关技术中，在进行星体探测时，会存在多个探测目标主体，包括但不限于：轨道器、上升器、探测器等，例如，采用轨返组合体(后续简称轨道器GDQ)与上升器(SSQ)在月球轨道实施月球轨道无人交会对接，在此过程中地面站需要分别对两目标测量跟踪，但是当前仅仅能够实现单一目标的轨道追踪，无法确定多个探测目标主体在探测各星体时的轨道参数，这样会使得不同目标之间出现碰撞危险性，且交会对接准确性低。

针对上述的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

本发明实施例提供了一种多个探测目标主体的轨道确定方法及装置、电子设备，以至少解决相关技术中无法确定多个探测目标主体在探测各星体时的轨道参数，导致不同目标之间容易出现碰撞危险性的技术问题。

根据本发明实施例的一个方面，提供了一种多个探测目标主体的轨道确定方法，包括：获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用所述动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；结合预先配置的时空坐标系统和所述多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个所述探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；基于所述轨道运行参数和每个所述探测目标主体的同波束干涉测量SB I时延，建立观测模型，其中，所述同波束干涉测量SBI时延是通过所述探测目标主体与观测站之间的距离参数得到的，所述观测模型用于采集每个所述探测目标主体在对所述目标星体进行探测过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；根据所述深空网测轨数据、所述时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数。

可选地，采用所述动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度的步骤，包括：获取目标星体质点产生的引力加速度、目标星体引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、后牛顿效应产生的加速度、姿态控制系统调整过程引起的加速度、目标星体固体潮引起的加速度；将所述目标星体质点产生的引力加速度、所述目标星体引力位的非球形部分产生的引力加速度、所述第三体质点产生的引力加速度、所述太阳辐射压产生的加速度、所述后牛顿效应产生的加速度、所述姿态控制系统调整过程引起的加速度以及目标星体固体潮引起的加速度代入所述动力学模型，以计算所述探测目标主体在对所述目标星体进行探测环绕时的所述轨道动力学加速度。

可选地，在基于所述轨道运行参数和每个所述探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型之后，还包括：控制所述观测模型采集每个所述探测目标主体在观测站的坐标系下的位置信息、所述观测站的坐标量、观测站之间系统差、每个所述探测目标主体在预先配置的初始轨道上运行过程中的观测数据；获取由大气折射和应答机时延引起的对所述观测数据的修正值，得到观测修正值；综合所述探测目标主体在观测站的坐标系下的位置信息、所述观测站的坐标量、观测站之间系统差、所述观测数据以及所述观测修正值，得到所述深空网测轨数据。