一种探测器地月转移轨道修正方法及装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种探测器地月转移轨道修正方法，包括：获取主卫星入轨时刻的状态量，将获取到的所述状态量作为所述探测器的入轨时刻状态量；以所述入轨时刻状态量作为初值在预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得修正时刻状态量；以所述修正时刻状态量作为初值在所述预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得终端时刻状态量；计算所述终端时刻状态量与终端时刻标准量的差值，所述差值为第一偏差量；根据所述第一偏差量计算第一修正量；按照所述第一修正量对所述修正时刻状态量进行修正。本发明专利技术还公开了一种探测器地月转移轨道修正装置。

【技术实现步骤摘要】
一种探测器地月转移轨道修正方法及装置
本专利技术涉及航天
，尤其涉及一种探测器地月转移轨道修正方法及装置。
技术介绍
月球是距离地球最近的天体，且其蕴藏着丰富的自然资源和能源，一直以来都是各个国家进行深空探测任务的起点和基础。对月球进行探测是我们走出地球探索宇宙的第一步，同时也是为未来月球资源的开发和利用奠定基础。目前，随着航天技术的发展，微纳卫星凭借其低成本、小型化的特点得到了大家的青睐。在利用微纳卫星对月球进行探测活动时，为了降低成本，通常利用其他主要探月任务的剩余载荷，采取搭载发射的发射方式。这样，由于主卫星已进行了详细的地月转移轨道设计，而搭载的微纳卫星的入轨速度与主卫星的入轨速度非常接近。因此，不需要再对搭载的微纳卫星进行地月转移轨道设计。但由于入轨误差以及导航误差的存在，微纳卫星在进入地月转移轨道时会产生一定的偏差。如果不对这些偏差进行修正，则微纳卫星很有可能不能进入月球卫星轨道，从而导致探月任务失败。因此，必须在地月转移轨道阶段对卫星轨道进行中途修正使其到达预定位置。目前在求解中途修正所要施加的速度增量主要采用的方法是微分修正算法。该算法主要依赖于偏导数矩阵的求解以及初值的确定。现有技术对初值的确定，通常采用圆锥曲线拼接法和伪状态理论等方法，得到的初值存在较大误差。而微分修正算法对初值的精度要求比较高，如果初值选取不当，会导致迭代发散。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术实施例提供了一种探测器地月转移轨道修正的方法及装置。本专利技术实施例提供一种探测器地月转移轨道修正的方法，包括：获取主卫星入轨时刻的状态量，将获取到的所述状态量作为所述探测器的入轨时刻状态量；以所述入轨时刻状态量作为初值在预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得修正时刻状态量；其中，所述入轨时刻早于所述修正时刻；以所述修正时刻状态量作为初值在所述预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得终端时刻状态量；其中，所述修正时刻早于所述终端时刻；计算所述终端时刻状态量与终端时刻标准量的差值，所述差值为第一偏差量；根据所述第一偏差量计算第一修正量；按照所述第一修正量对所述修正时刻状态量进行修正。上述方案中，所述根据所述第一偏差量计算第一修正量，具体包括：根据所述第一偏差量，通过微分修正算法计算所述第一修正量。上述方案中，所述根据所述第一偏差量，通过微分修正算法计算所述第一修正量，具体包括：将所述第一偏差量分为N个子偏差量，进而得到N个子终端状态值，其中，N为正整数；通过微分修正算法依次计算所述N个子终端状态值对应的N个子修正量；将所述N个子修正量相加，得到所述第一修正量。上述方案中，所述将所述第一偏差量分为N个子偏差量，包括：将所述第一偏差量等分为N个子偏差量。上述方案中，所述预设的轨道动力学模型表达式为其中，μE为地球引力常数，μM为月球引力常数，μS为太阳引力常数，r为所述探测器相对于地球的位置矢量，rM为所述探测器相对于月球的位置矢量，rS为所述探测器相对于太阳的位置矢量，ρM为月球相对于地球的位置矢量，ρS为太阳相对于地球的位置矢量，v表示所述探测器相对于地球的速度矢量，为r的一阶导数，为v的一阶导数。本专利技术实施例提供一种探测器地月转移轨道修正的装置，包括：主控模块，用于获取主卫星入轨时刻的状态量，将获取到的所述状态量作为所述探测器的入轨时刻状态量；运算模块，用于以所述入轨时刻状态量作为初值在预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得修正时刻状态量；其中，所述入轨时刻早于所述修正时刻；所述运算模块，还用于以所述修正时刻状态量作为初值在所述预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得终端时刻状态量；其中，所述修正时刻早于所述终端时刻；所述运算模块，还用于计算所述终端时刻状态量与终端时刻标准量的差值，所述差值为第一偏差量；修正量计算模块，用于根据所述第一偏差量计算第一修正量；修正模块，用于按照所述第一修正量对所述修正时刻状态量进行修正。上述方案中，所述修正量计算模块，还用于根据所述第一偏差量，通过微分修正算法计算所述第一修正量。上述方案中，所述修正量计算模块，还用于将所述第一偏差量分为N个子偏差量，进而得到N个子终端状态值，其中，N为正整数；通过微分修正算法依次计算所述N个子终端状态值对应的N个子修正量；将所述N个子修正量相加，得到所述第一修正量。上述方案中，所将所述第一偏差量分为N个子偏差量，包括：将所述第一偏差量等分为N个子偏差量。上述方案中，所述预设的轨道动力学模型表达式为其中，μE为地球引力常数，μM为月球引力常数，μS为太阳引力常数，r为所述探测器相对于地球的位置矢量，rM为所述探测器相对于月球的位置矢量，rS为所述探测器相对于太阳的位置矢量，ρM为月球相对于地球的位置矢量，ρS为太阳相对于地球的位置矢量，v表示所述探测器相对于地球的速度矢量，为r的一阶导数，为v的一阶导数。本专利技术实施例提供的探测器地月转移轨道修正的方法，通过获取主卫星入轨时刻的状态量，将获取到的所述状态量作为所述探测器的入轨时刻状态量；以所述入轨时刻状态量作为初值在预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得修正时刻状态量；以所述修正时刻状态量作为初值在所述预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得终端时刻状态量；计算所述终端时刻状态量与终端时刻标准量的差值，所述差值为第一偏差量；根据所述第一偏差量计算第一修正量；按照所述第一修正量对所述修正时刻状态量进行修正；其中，所述入轨时刻早于所述修正时刻，所述修正时刻早于所述终端时刻。在实际应用中，由于主卫星的体积远大于探测器，体积越大的设备在太空中越容易被探测到；而且主卫星所能够携带的设备数量和运行功率也远大于探测器，能够实现更加稳定的数据测量和通信交互；而探测器是与主卫星搭载发射的，故探测器的地月转移轨道与主卫星的地月转移轨道相接近，故入轨时刻主卫星与探测器的状态量也非常接近；因此，对主卫星的状态量获取的精确度远高于直接获取探测器的状态量，如此，本专利技术在现有技术的基础上，通过获取主卫星入轨时刻的状态量作为探测器的入轨时刻状态量，可以实现比直接获取所述探测器的状态量精确度更高的技术效果，并进一步在预设的轨道动力学模型下推算，所得的修正时刻状态量和终端时刻状态量也更加精确，减少了现有技术在轨道修正计算中初值误差较大的问题。附图说明附图以示例而非限制的方式大体示出了本文中所讨论的各个实施例。图1为本专利技术实施例一种探测器地月转移轨道修正方法流程示意图；图2为本专利技术实施例一种探测器地月转移轨道修正装置结构示意图；图3为本专利技术实施例一种基于同伦法的搭载微纳卫星地月转移轨道修正方法流程示意图；图4为本专利技术实施例修正方法的计算过程效果示意图；图5为本专利技术一个具体的实施例修正速度增量计算结果示意图。具体实施方式为了能够更加详尽地了解本专利技术实施例的特点与
技术实现思路
，下面结合附图对本专利技术实施例的实现进行详细阐述，所附附图仅供参考说明之用，并非用来限定本专利技术实施例。本专利技术实施例提供一种探测器地月转移轨道修正方法，如图1所示，包括：步骤101，获取主卫星入轨时刻的状态量，将获取到的所述状态量作为所述探测器入轨时刻状态量。所述探测器包括：月球探测器、微纳卫星或其它与主卫星共同发射的探测设备。所述本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种探测器地月转移轨道修正方法，其特征在于，所述方法包括：获取主卫星入轨时刻的状态量，将获取到的所述状态量作为所述探测器的入轨时刻状态量；以所述入轨时刻状态量作为初值在预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得修正时刻状态量；其中，所述入轨时刻早于所述修正时刻；以所述修正时刻状态量作为初值在所述预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得终端时刻状态量；其中，所述修正时刻早于所述终端时刻；计算所述终端时刻状态量与终端时刻标准量的差值，所述差值为第一偏差量；根据所述第一偏差量计算第一修正量；按照所述第一修正量对所述修正时刻状态量进行修正。

【技术特征摘要】
1.一种探测器地月转移轨道修正方法，其特征在于，所述方法包括：获取主卫星入轨时刻的状态量，将获取到的所述状态量作为所述探测器的入轨时刻状态量；以所述入轨时刻状态量作为初值在预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得修正时刻状态量；其中，所述入轨时刻早于所述修正时刻；以所述修正时刻状态量作为初值在所述预设的轨道动力学模型下进行轨道数值积分运算，求得终端时刻状态量；其中，所述修正时刻早于所述终端时刻；计算所述终端时刻状态量与终端时刻标准量的差值，所述差值为第一偏差量；根据所述第一偏差量计算第一修正量；按照所述第一修正量对所述修正时刻状态量进行修正。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述第一偏差量计算第一修正量，具体包括：根据所述第一偏差量，通过微分修正算法计算所述第一修正量。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述第一偏差量，通过微分修正算法计算所述第一修正量，具体包括：将所述第一偏差量分为N个子偏差量，进而得到N个子终端状态值，其中，N为正整数；通过微分修正算法依次计算所述N个子终端状态值对应的N个子修正量；将所述N个子修正量相加，得到所述第一修正量。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述将所述第一偏差量分为N个子偏差量，包括：将所述第一偏差量等分为N个子偏差量。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述预设的轨道动力学模型表达式为：其中，μE为地球引力常数，μM为月球引力常数，μS为太阳引力常数，r为所述探测器相对于地球的位置矢量，rM为所述探测器相对于月球的位置矢量，rS为所述探测器相对于太阳的位置矢量，ρM为月球相对于地球的位置矢量，ρS为太阳相对于地球的位置矢量，v表示所述探测器相对于地球的速度矢量，为r的一阶导数，为v的一阶导数。6.一种探测器地...

【专利技术属性】
技术研发人员：张刚，马慧东，曹喜滨，耿云海，吴宝林，孔宪仁，董立珉，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江,23