一种基于多目标优化算法的月球导航星座设计方法和系统

本发明涉及航天导航与星座优化，具体涉及一种基于多目标优化算法的月球导航星座设计方法和系统。

背景技术：

1、近年来，随着全球各大空间机构和商业企业重新聚焦月球探测，开发独立的月球导航系统已成为亟需解决的技术挑战。nasa的阿尔忒弥斯计划目标是将人类送回月球，并在月球表面建立长期存在的基地；中国的“嫦娥”探月工程系列任务则通过发射轨道器、着陆器和月球车，逐步推进月球科学研究和资源利用。此外，欧洲航天局（esa）、印度空间研究组织（isro）、俄罗斯航天集团（roscosmos）以及许多私营企业也正在计划或实施自己的月球探索任务。这些任务中，包括月球轨道卫星、月面着陆器、探测车、通信中继站以及未来的载人任务，都对高精度、高可靠性和大范围覆盖的导航系统提出了迫切需求。

2、尤其是在月球极区的资源勘探与基地建设方面，高精度的导航至关重要。月球极区长期处于复杂的光照和温度环境中，传统的地球gnss系统难以满足这种极端环境下的定位需求。此外，载人任务对导航系统的安全性和冗余性要求极高，需要确保在全月球范围内，任何时间点都能提供精确的定位和时间同步功能。

3、现有的月球导航系统研究虽然在一定程度上探索了为月球任务提供定位和导航支持的可能性，但依然存在诸多限制和不足，无法满足日益增长的任务需求和复杂的技术挑战。存在以下问题：

4、（1）设计范围的局限性

5、大部分现有研究仅局限于“冻结轨道”条件或较低轨道倾角的设计，所谓“冻结轨道”是指利用轨道长期稳定特性减少轨道修正的轨道设计。然而，这种方法虽然减少了卫星运行维护的复杂性，但对导航覆盖的范围和性能提出了较大的限制。尤其是在月球的极区和其他关键区域，这类设计难以提供足够的信号覆盖和导航支持。此外，轨道设计参数的探索范围较窄，未能充分挖掘高倾角轨道、高轨道高度等配置可能带来的性能优势。这种局限性严重影响了导航系统在支持极区探测任务和月球全表面覆盖需求中的实际效能。

6、（2）精度的不足

7、导航系统的定位精度是衡量其性能的重要指标，通常通过位置精度因子（pdop）来评估。然而，现有研究中的导航星座设计普遍导致较高的pdop值，这意味着导航信号对位置解算的不确定性较大。对于月面移动任务和着陆任务，这种精度不足可能直接影响任务安全性和科学探测的成果。例如，月球车在复杂地形中的移动需要厘米级到米级的高精度导航，而现有系统的定位精度远无法满足这些严苛的需求，导致任务执行存在潜在风险。

8、（3）系统效率的不足

9、现有的导航系统研究在卫星数目和轨道参数配置方面未能充分优化，导致系统的综合成本较高。星座设计中的卫星数量与轨道面数是直接影响系统成本的核心因素，但许多研究缺乏对卫星配置方案的全面优化，未能在性能与成本之间取得最佳平衡。此外，过于简单的配置设计可能导致资源的浪费，例如过多的卫星部署可能并未带来显著的性能提升，而是增加了发射和维护成本。

10、（4） 轨道维持成本估算的粗略性

11、卫星运行过程中的轨道维持是确保导航系统长期稳定运行的重要环节，但现有研究大多使用简单模型对轨道维持成本（δv）进行粗略估算。这种方法可能无法准确反映真实的运行需求，导致轨道维持燃料的需求量评估不足或过高。精准的δv估算不仅关系到系统的经济性，还影响了卫星的寿命和系统的整体可靠性。

12、现有月球导航系统的研究在设计灵活性、精度优化和成本控制方面存在显著的局限性。尤其是随着月球探测任务的日益复杂化，例如极区探测、长期驻留基地建设和多任务协同操作，对导航系统提出了更高的要求。这种背景下，仅依赖现有的研究方法和技术无法满足实际需求。为了应对这些挑战，需要开发更为高效、灵活且经济的月球导航星座设计方法。新的方法不仅要扩大设计参数的探索范围，还需要通过先进的优化算法提升导航精度，同时在降低系统成本和精确评估轨道维持需求方面取得突破。这将为月球导航系统的未来发展奠定坚实的技术基础，为实现月球及更深远空间的探索提供关键支持。

技术实现思路

1、为实现本发明目的，本技术提供了一种基于多目标优化算法的月球导航星座设计方法，包括：

2、步骤s1：定义星座设计的多个输入变量，所述输入变量包括用于描述卫星轨道空间分布的轨道根数及星座构型参数，并为所述输入变量设定取值范围；

3、步骤s2：构建以提升导航精度、降低系统成本与维持需求为目标的多目标优化问题；

4、步骤s3：采用多目标进化算法对所述优化问题进行迭代求解，生成多个星座设计方案；

5、步骤s4：利用轨道动力学模型对所述多个星座设计方案进行长时间尺度的轨道传播仿真；

6、步骤s5：在月球表面布设多个采样点，基于仿真结果评估所述多个星座设计方案在不同区域的导航性能；

7、步骤s6：根据预设的性能阈值与成本约束，从所述多个星座设计方案中筛选出符合条件的pareto最优解集，并从所述pareto最优解集中选定最终星座配置并输出其参数。

8、在其中一些具体实施例中，步骤s1中，所述输入变量包括轨道半长轴、偏心率、倾角、轨道面数量、每轨道面卫星数、轨道面间相位偏移及近地点幅角中的全部或部分。

9、在其中一些具体实施例中，步骤s2中，所述多目标优化问题的优化目标包括：最小化位置精度因子、最小化水平精度因子、最小化卫星总数以及最小化轨道维持所需速度增量。

10、在其中一些具体实施例中，所述多目标进化算法为基于约束处理的双档案进化算法或其它基于pareto支配关系的多目标优化算法。

11、在其中一些具体实施例中，所述轨道传播仿真基于月球非球形引力摄动、第三体引力摄动及太阳辐射压力摄动构建。

12、在其中一些具体实施例中，所述导航性能评估包括计算各采样点的可见卫星数、位置精度因子和水平精度因子，并统计可见卫星数不足的失效情况。

13、在其中一些具体实施例中，所述性能阈值包括位置精度因子上限、水平精度因子上限、轨道维持速度增量上限中的一种或多种。

14、为实现同一发明目的，本技术还提供了一种基于多目标优化算法的月球导航星座设计系统，包括：

15、变量定义模块：用于定义星座设计的多个输入变量，所述输入变量包括用于描述卫星轨道空间分布的轨道根数及星座构型参数，并为所述输入变量设定取值范围；

16、优化问题构建模块：用于构建以提升导航精度、降低系统成本与维持需求为目标的多目标优化问题；

17、设计方案生成模块：用于采用多目标进化算法对所述优化问题进行迭代求解，生成多个星座设计方案；

18、轨道传播仿真模块：用于利用轨道动力学模型对所述多个星座设计方案进行长时间尺度的轨道传播仿真；

19、导航性能评估模块：用于在月球表面布设多个采样点，基于仿真结果评估所述多个星座设计方案在不同区域的导航性能；

20、最优解确定模块：用于根据预设的性能阈值与成本约束，从所述多个星座设计方案中筛选出符合条件的pareto最优解集，并从所述pareto最优解集中选定最终星座配置并输出其参数。

21、在其中一些具体实施例中，所述变量定义模块用于，所述输入变量包括轨道半长轴、偏心率、倾角、轨道面数量、每轨道面卫星数、轨道面间相位偏移及近地点幅角中的全部或部分

22、在其中一些具体实施例中，所述优化问题构建模块用于，所述多目标优化问题的优化目标包括：最小化位置精度因子、最小化水平精度因子、最小化卫星总数以及最小化轨道维持所需速度增量。

23、上述技术方案的有益效果：

24、（1）精度提升：对参数进行了优化，提高了导航精度。

25、（2）覆盖范围扩大：高轨道倾角设计显著改善极区覆盖能力，解决了现有方法对极地区域支持不足的问题。

26、（3）成本优化：通过减少轨道面数和卫星总数，实现更高性价比的导航系统。

27、（4）方法通用性：提出的方法可扩展至其他天体的导航星座设计，如火星轨道导航。