P,)=(m
[0034] 步骤6:基于月球探测器与火箭分离后J2000.0地心惯性坐标系下位置 ?/〇?((υ，：)τσ^，m)和速度tow((太#)1<：1?，m/s)，数据长度1〇秒、数据间隔1秒，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 Orb:,⑴=(H);
[0035] 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=);
[0036] 步骤8 :计算月球探测与火箭分离时刻的火箭速度增量：
[0037] Kd (2)
[0038] 其中，是分离时刻火箭速度增量；
[0039] 步骤9 :依据动量守恒定律，计算月球探测与火箭分离时刻的月球探测器速度增 量：
[0040] ⑶
[0041] 其中，是分离时刻月球探测器速度增量，mM。是分离时刻火箭质量，mM。是分离 时刻月球探测器质量；
[0042] 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：
[0043] %rb=r+Avprh (4)
[0044] 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= 二;％4)，这里，心=Γ ;
[0045] 步骤12 :根据动力学模型，将月球探测器射入转移轨道计算结果 = 山转换为开普勒轨道根数 χ;Α
[0046] 参照图1，本发明的一种基于火箭稀疏GNSS数据的月球探测器射入轨道确定方 法，具体包括如下步骤：
[0047] 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）；
[0048] 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iVCS84(m)和速度 Ara5iU (m/s)，数据采样率1秒，分离前数据时间长度20秒，分离后数据时间长度10秒；
[0049] 步骤3 :将地球固连WGS84坐标系下的位置(( w )WGS84, m)和速度 〒_；4((太j，i)WGS84, m/s)转换为J2000. 0地心惯性坐标系下的位置FiCffi;((x〇',：)icRs，m)和 速度 ?/Cis ((太 ) ICRS，m^s):
[0050]
(I)
[0051] 其中，U和U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；
[0052] 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 ?MS((X，)ICRS, m)和速度's (() ICRS，m/s)，数据长度20秒、数据间隔1秒，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()rh (Z) = M :力）：
[0053] 步骤5 :依据轨道动力学模型进行轨道外推〇rr(〇 = (?_;F)4〇rbU = (?巧-）， 得到分离时刻火箭与月球探测器联合体轨道= 5 )，即分离时刻火箭轨道 〇rKJu=m
[0054] 步骤6:基于月球探测器与火箭分离后J2000.0地心惯性坐标系下位置 ?/css ((X, r,: )ICRS，m)和速度((太九i ) ICRS, m/s)，数据长度1 〇秒、数据间隔1秒，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 Orb:t(i) = (d);
[0055] 步骤7 :依据轨道动力学模型进行轨道外推〇rb;"(〇 = (?二= ， 得到分离时刻火箭轨道01KU = (CC);
[0056] 步骤8 :计算月球探测与火箭分离时刻的火箭速度增量：
[0057] m (2)
[0058] 其中，Mro。是分离时刻火箭速度增量；
[0059] 步骤9 :依据动量守恒定律，计算月球探测与火箭分离时刻的月球探测器速度增 量：
[0060] (3)
[0061] 其中，是分离时刻月球探测器速度增量，mM。是分离时刻火箭质量，mM。是分离 时刻月球探测器质量；1w < I < v_
[0062] 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：
[0063] %rb =T+Mtltb (4)
[0064] 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，这里，;
[0065] 步骤12 :根据动力学模型，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
[0066] 为了说明本发明的效果，发明人进行了如下仿真试验。
[0067] 遵循上述技术方案，采用两款火箭GNSS数据对本发明的方法进行测试，以事后月 球探测器的精密星历作为评判标准。探测器与火箭分离时刻作为历元，本发明方法计算结 果与标准精密星历比对结果的位置误差分别为126. 9米和100. 8米。结果证明，较之传统 地面雷达测量系统，基于GNSS数据的月球探测器射入转移轨道确定精度提高了 IO2~10 3。
【主权项】
1. 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tspi; 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 轨道历兀、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kSS4和速度转换为J2000. 0地心惯性 坐标系下的位置xfr_和速度's=Xf_4+tj7'X ，其中，U=LXMXNXE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Orb_〇) = (?-;交-）； 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Orb-U= (T)，即分离时刻火箭轨道〇rH) = (d); 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Orb:⑴= ; 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尚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，mM。是分离时刻火箭质量，mM。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々二=r+Af_; 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。
【专利摘要】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。
【IPC分类】B64G1/00, G01S19/50, G01S19/52
【公开号】CN104914458
【申请号】CN201510249370
【发明人】方海舰, 张轲, 郭海, 王丹, 熊菁, 何雨帆, 杜凯, 叶修松, 靳忠涛
【申请人】中国西安卫星测控中心
【公开日】2015年9月16日
【申请日】2015年5月15日