调整初步捜索变量，完成地月转移轨道初步设计捜索
[0041] 根据初步捜索变量tB、Θα、Τ\ ε、λΒ、&进行初始化，利用模拟退火单纯形混合算法 执行单纯形反射、扩张或压缩操作，并对新的单纯形采用模拟退火，判断模拟退火抽样是否 稳定，稳定则更新溫度，对当前单纯形的顶点进行评价确定最优点，直到算法收敛，最终得 到满足步骤S2中边界约束条件的地月转移轨道，接着进入下一步精确轨道设计，否则返回 到步骤S3.1.1重新进行轨道的初步捜索设计。
[0042] S3.2进行内层单条地月转移轨道精确设计
[0043] S3.2.1建立精确解摄动力数学模型
[0044] 完成地月转移轨道轨道的初步设计后，首先建立轨道的精确摄动力数学模型。在 对于地月转移轨道精确设计过程中，考虑地球引力场摄动、月球引力场摄动、太阳引力摄 动、大气阻力、地球潮软、太阳光压摄动力的影响，摄动轨道动力学方程如下
[0045]
[0046] 其中，R、V分别为月球探测器相对于地屯、惯性坐标系的位置矢量和速度矢量，We为 地球引力位常数，ae为地球非球形摄动加速度，as为太阳引力摄动加速度，aM为月球引力摄 动加速度，3R为太阳光压摄动加速度，at为小推力加速度，a。为包括大气阻力、地球潮软W及 地球反照福射压摄动引起的加速度；
[0047] 其中，地球引力场采用JGM3引力场模型；太阳和月球的位置采用肝L行星历表 DE405计算得到;太阳光压模型采用标准球模型；
[004引S3.2.2采用KSG积分器进行精确轨道数值积分
[0049] 基于已建立的精确解摄动力数学模型，采用KSG积分法进行探测器精确轨道数值 计算;根据内层单条地月转移轨道初步设计结果，采用二体假设模型，可W得到探测器入轨 点相对于地屯、的位置矢量和速度矢量，将其作为地月转移轨道精确计算初值，利用KSG积分 进行数值积分，即可得到探测器任意时刻相对于地屯、的位置矢量和速度矢量；
[0050] S3.2.3选取地月转移轨道精确设计捜索变量
[0051] 根据S3.1中得到的初步捜索得到的双二体假设模型下的解析解，视作精确摄动解 近似值，并作为S3.2.5中精确求解迭代过程的初值。
[0052] 本步骤中，捜索变量选取独立参数变量6个:入轨时刻tA、对地轨道倾角iE、远地点 高度出、升交点赤经Ω、对地近地点幅角ω、真近点角f;
[0053] S3.2.4地月转移轨道精确设计捜索算法选取
[0054] 地月转移轨道精确设计捜索算法采用应用广泛的类微分改正算法(LDC)。
[0055] W双元函数为例描述该算法实现过程。设A、B分别为关于函数f(x，y)和g(x，y)的 设计目标，则总可W表示为：
[0056]
僻
[0057] 其中，Δ X、Δ y分别表示捜索自变量x、y的增量。若令χι = χ〇+ Δ x，yi = y〇+ Δ y，则 有：
[0化引
[0059] 根据式(7)不断迭代(x，y)，最终可W得到满足A、B的解。
[0060] S3.2.5不断调整精确设计变量，完成地月转移轨道精确设计捜索
[0061] 将S3.1中初步捜索得到的双二体假设模型下的解析解作为地月转移轨道精确计 算初值，利用类微分改正算法不断进行微分改正迭代，通过不断调整S3.2.3中选取的6个捜 索变量tA、iE、Ha、Ω、ω、f，在每个捜索变量上分别增加随机扰动量Δ，通过不断迭代6个自 变量，不断通过S3.2.2中的KSG积分器数值积分，进行精确轨道计算，判断边界约束条件和 对应的轨道捜索收敛条件是否满足，运一过程一直重复，直到最终得到满足S2中设定的边 界约束条件和对应的轨道捜索收敛条件的地月转移轨道；
[0062] S4外层等间隔连续NO条地月转移轨道簇捜索
[0063] 在外层通过调整发射时刻to,返回到步骤S3,再次进行步骤S3的内层捜索，得到下 一条发射时刻为t(HT满足边界约束条件和对应的轨道捜索收敛条件的地月转移轨道，依次 规律，不断调整发射时刻to,通过内外两层循环捜索，直到得到一组在满足等间隔T，即发射 时刻t0、t0+T、……、t0+N0*T都存在满足边界约束条件和对应的轨道捜索收敛条件的连续 NO条地月转移轨道，完成整个等间隔时间发射的多约束地月转移轨道簇捜索设计。
[0064] 本发明的有益技术效果：
[0065] 本发明充分利用了火箭发射参数具有一定调整能力的特点，提出了的一种等间隔 发射的月球探测多约束地月转移轨道簇捜索方法，兼顾了轨道捜索的快速和精确性，捜索 算法及流程快速有效，快速实现了满足等发射时间间隔的多种约束条件下的精确地月转移 轨道簇设计，可W设计出在同一天内满足任务要求的多条等发射时间间隔的精确地月转移 轨道，可保证发射场由于某种故障原因错过发射窗口后在若干分钟内再次正常发射，对于 月球探测器工程发射任务具有重要的实用价值。
【附图说明】
[0066] 图1为地月转移轨道在月球影响球处的几何关系；其中：图1(a)为升段入口情况， 图1(b)为降段入口情况；
[0067] 图2为地月转移轨道初步设计中模拟退火单纯形混合算法(SASM)流程图；
[006引图3为本发明的流程图；
[0069] 图4为地月轨道簇在地屯、惯性系下的轨迹示意图；
[0070] 图5为地月转移轨道簇在月屯、惯性系下的轨迹示意图；
[0071 ]图6为地月转移轨道簇的星下点轨迹示意图。
[0072] 图1中符号说明如下：
[0073] X 白道坐标系X轴；
[0074] y 白道坐标系y轴；
[0075] Z 白道坐标系Z轴；
[0076] 〇E 地屯、
[0077] 〇L 月屯、
[0078] p 月球影响球北极
[00巧]A 转移轨道加速点
[0080] B 月球影响球入口点
[0081 ] λβ 入口点Β的月屯、经度
[0082] 裕入口点Β的月屯、缔度
[0083] F 探测器的轨道相对白道的倾角
[0084] 泣探测器的轨道相对白道的升交点的月屯、经度
[0085] 巧探测器在入口点Β的月屯、速度矢量 [00化]巧探测器在入口点Β的月屯、位置矢量
[0087] ε 探测器在入口点Β的月屯、速度矢量巧-与月屯、位置矢量巧的夹角
【具体实施方式】
[0088] 下面结合附图，对本发明作进一步的说明：
[0089] 本发明的整个捜索流程如图3所示，本实施例包括W下步骤：
[0090] 步骤一：确定需要设计的满足约束条件的地月转移轨道数量Νο = 5和发射时间间 隔Τ为lOmin。
[0091] 步骤二:确定边界约束条件和对应的轨道捜索收敛条件，包括近月点约束，如近月 点高度hp = 200km、近月点倾角? = 45°;近地点约束，如运载火箭发射日期to取2017年3月3 日，发射射向的可调整范围[為，^:] =「1()5.11〇1，自由滑行时间的可调整范围[*1，*2]=
[100s，1000s];轨道捜索收敛条件，如等发射时间间隔捜索收敛区间AT = 0.5min、近月点 高度捜索收敛区间A hp = 0.1km和近月点倾角捜索收敛区间Δ ? = 0.1°。
[0092] 步骤地月转移轨道簇捜索。采用多捜索变量多目标函数的捜索过程，不断调整 选择的各初始参数，捜索目标轨道满足各个约束条件的方法，通过内外两层捜索完成。内层 捜索包含单条轨道初步捜索和精确捜索。先基于圆锥曲线拼接法进行轨道初步设计捜索， 快速计算得到地月转移轨道的轨道参数初值，再采用轨道精确捜索算法进行轨道精确设 计。初步轨道的捜索算法采用模拟退火单纯形混合算法(SASM)，精确轨道捜索主要采用类 微分改正算法化DC)。外层捜索完成等间隔发射时间的连续多条轨道捜索，最终得到η条等 发射间隔的满足多约束条件的地月转移轨道。
[0093] 捜索变量参数初始值如下：根据地月转移轨道