一种月球探测器射入转移轨道确定方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于航天器动力学研宄领域，具体涉及一种月球探测器射入轨道确定方 法。
【背景技术】
[0002] 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。
[0003] 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IOm和lm/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宄，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 IO2~10 3。
[0004] 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。
[0005] 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】
[0006] 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。
[0007] 本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤：
[0008] 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tspi;
[0009] 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Uss4和速度、「CSS4;
[0010] 步骤3、将地球固连WGS84坐标系下的位置和速度Icss4转换为J2000. 0 地心惯性坐标系下的位置= C X f,_和速度= X f _4 + X F,_，其中，U = LXMXNX E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；
[0011] 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Ficss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()& ω = (〃ν );
[0012] 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)=(m)，即分离时刻火箭轨道Orbw (u=(d);
[0013] 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()1匕⑴=(d);
[0014] 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 〇rb;Jtsp,) = (f:又.）·，
[0015] 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；
[0016] 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，。是分离时刻火箭质 量，mM。是分离时刻月球探测器质量；
[0017] 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f + ;
[0018] 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，心=厂；
[0019] 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。
[0020] 本发明的有益效果是：
[0021] 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。
[0022] 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】
[0023] 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。
[0024] 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】
[0025] 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。
[0026] 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：
[0027] 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tspi (年-月-日时：分：秒·毫秒）；
[0028] 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Ffross4(m)和速度 f_4(m/s)，数据采样率！秒，分离前数据时间长度20秒，分离后数据时间长度10秒；
[0029] 步骤3 :将地球固连WGS84坐标系下的位置屯,、、4 (( w )wgsx4，m)和速度 〒irass4((太)·'， i)WGS84, m/s).转换为J2000. 0地心惯性坐标系下的位置.)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；
[0032] 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 '((·^，>;，2)现8，111):和速度:;^〇??((々，#)政8， 11^)，数据长度20秒、数据间隔1秒，米用带 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Orb (/) = (〃〇;
[0033] 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GAU= CO，即分离时刻火箭轨道 〇rb;j(S