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。

主权项

一种月球探测器射入转移轨道确定方法，其特征在于包括下述步骤：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${\mathrm{Orb}}_{\mathrm{roc}}^{+}\left(t_{\mathrm{spi}}\right)=(r_{\mathrm{roc}}^{+};{\overrightarrow{v}}_{\mathrm{roc}}^{+});$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。