地月转移轨道的参数确定方法、装置、设备及介质与流程

1.本技术涉及航天技术领域，尤其涉及一种地月转移轨道的参数确定方法、装置、设备及介质。


背景技术：

2.探测器从地面发射到返回地球这期间包括：发射段、地月转移段、近月制动段、环月飞行段、着陆下降段、月面工作段、月面上升段、交会对接段、环月等待段、月地转移段、再入回收段等各个阶段。在任务准备阶段之前，工程人员会根据任务要求、约束和目标设计好标称轨道，但任务执行过程中可能出现这样或那样的故障，可能导致探测器的实际运行轨道偏离标称轨道。工程人员须针对各种故障做好充分的预案，例如设计关键控制过程中的应急轨道。
3.发射段，从运载火箭点火起飞开始，到探测器与运载火箭分离为止，将探测器射入标称地月转移轨道。但在上升段后期，火箭二级发动机二次开机，探测器的实际运行轨道的半长轴迅速增大，若在此期间发生提前关机故障，将直接导致探测器入轨半长轴偏差较大，无法正常进入标称轨道。
4.当探测器的实际入轨轨道的半长轴与标称轨道的半长轴偏差较小时，相关技术一般是采用中途修正的方式，对探测器的实际入轨轨道的半长轴进行修正。但当探测器的实际入轨轨道的半长轴与标称轨道的半长轴偏差较大时，中途修正方式修正半长轴，可能导致推进剂消耗超出探测器的推进剂余量，进而影响探测器执行后续任务。可见，亟需一种可以适用于实际运行轨道的半长轴与标称轨道的半长轴偏差较大情况下的地月转移过程中的轨道设计方案。


技术实现要素：

5.本技术实施例提供一种地月转移轨道的参数确定方法、装置、设备及介质，可以适用于在探测器的实际入轨轨道的半长轴与标称轨道的半长轴偏差较大的情况下确定地月转移轨道的参数。
6.第一方面，提供了一种地月转移轨道的参数确定方法，包括：
7.基于探测器在偏差轨道的第一半长轴、预设的第一地月转移时长、以及月球公转周期，确定所述探测器需在调相轨道运行的调相圈次；
8.基于所述调相圈次、所述第一地月转移时长、以及所述月球公转周期，确定调相轨道周期，并基于所述调相轨道周期，确定第一调相机动速度增量，其中，所述第一调相机动速度增量和所述调相轨道周期用于控制所述探测器在下一个月地月转移窗口打开时刻到达预设的第一近地点；
9.采用二体模型，确定地月转移机动速度增量初值，基于高精度模型，将机动后轨道参数积分至近月点处，获得所述探测器在所述近月点相对月球中心的第一位置矢量、所述探测器在所述近月点的第一速度矢量、以及第二地月转移时长，其中，所述机动后轨道参数
包括所述探测器位于所述第一近地点的第二位置矢量、以及对处于所述第一近地点的所述探测器进行机动后的第二速度矢量，所述第二速度矢量是基于所述地月转移机动速度增量初值确定的；
10.基于所述第一位置矢量、以及所述第一速度矢量，确定近月点处的第一b平面参数；
11.修正所述地月转移机动速度增量初值，当基于修正后的地月转移机动速度增量确定出的第一b平面参数和第二地月转移时长各自满足相应的偏差需求时，获得目标地月转移机动速度增量，其中，所述目标地月转移机动速度增量用于控制所述探测器从所述第一近地点变轨至地月转移轨道。
12.第二方面，提供一种地月转移轨道的参数确定装置，包括：
13.第一确定模块，用于基于探测器在偏差轨道的第一半长轴、预设的第一地月转移时长、以及月球公转周期，确定所述探测器需在调相轨道运行的调相圈次；
14.第二确定模块，用于基于所述调相圈次、所述第一地月转移时长、以及所述月球公转周期，确定调相轨道周期，并基于所述调相轨道周期，确定第一调相机动速度增量，其中，所述第一调相机动速度增量和所述调相轨道周期用于控制所述探测器在下一个月地月转移窗口打开时刻到达预设的第一近地点；
15.第三确定模块，用于采用二体模型，确定地月转移机动速度增量初值，基于高精度模型，将机动后轨道参数积分至近月点处，获得所述探测器在所述近月点相对月球中心的第一位置矢量、所述探测器在所述近月点的第一速度矢量、以及第二地月转移时长，其中，所述机动后轨道参数包括所述探测器位于所述第一近地点的第二位置矢量、以及对处于所述第一近地点的所述探测器进行机动后的第二速度矢量，所述第二速度矢量是基于所述地月转移机动速度增量初值确定的；
16.第四确定模块，用于基于所述第一位置矢量、以及所述第一速度矢量，确定近月点处的第一b平面参数；
17.修正模块，用于修正所述地月转移机动速度增量初值，当基于修正后的地月转移机动速度增量确定出的第一b平面参数和第二地月转移时长各自满足相应的偏差需求时，获得目标地月转移机动速度增量，其中，所述目标地月转移机动速度增量用于控制所述探测器从所述第一近地点变轨至地月转移轨道。
18.在一种可能的实施例中，所述装置还包括第五确定模块，所述第五确定模块具体用于：
19.若预测的第一近心距小于预设距离，则根据所述第一半长轴、以及在偏差轨道的远地点的第一远心距，确定所述探测器在偏差轨道的远地点的第三速度矢量，其中，所述第一近心距为所述探测器进入偏差轨道后无动力再次回到近地点处的地心距，所述第一远心距为所述探测器进入偏差轨道首次到达远地点处的地心距；
20.基于所述预设抬高值、地球赤道半径、以及所述第一远心距，确定在对偏差轨道的近地点进行抬高后，所述探测器在偏差轨道的远地点的第四速度矢量；
21.确定所述第四速度矢量与第三速度矢量之差，获得抬升机动速度增量初值；
22.在高精度模型下对所述抬升机动速度增量初值进行迭代计算，直到所述偏差轨道抬高后的第二近地点的地心距与所述预设距离之差满足需求时，获得目标抬升机动速度增
量、第二近心距和第二半长轴，其中，所述目标抬升机动速度增量用于控制将所述探测器在所述偏差轨道的近地点的近心距抬升至所述预设抬高值，所述第二近心距为按所述目标抬升机动速度增量实施抬升机动后轨道的第二近地点的地心距，所述第二半长轴为按所述目标抬升机动速度增量实施抬升机动后的偏差轨道的半长轴。
23.在一种可能的实施例中，所述第二确定模块具体用于：
24.基于所述第一半长轴，确定所述探测器在偏差轨道运行的偏差轨道周期；
25.基于月球公转周期、以及所述偏差轨道周期，确定调相与地月转移总时长；
26.基于所述调相与地月转移总时长、所述第一地月转移时长、所述偏差轨道周期，确定所述调相圈次。
27.在一种可能的实施例中，所述第二确定模块具体用于：
28.基于所述调相轨道周期，确定调相轨道的第三半长轴；
29.基于所述第二近心距、以及所述第二半长轴，确定所述探测器在所述第二近地点的第五速度矢量；
30.基于所述第二近心距、所述第三半长轴，确定所述探测器变轨至调相轨道时处于所述第二近地点的第六速度矢量；
31.确定所述第六速度矢量与所述第五速度矢量之差，获得调相机动速度增量初值；
32.在高精度模型下对所述调相机动速度增量初值进行迭代计算，直到调相轨道的调相轨道周期满足所述调相轨道周期，获得第一调相机动速度增量。
33.在一种可能的实施例中，所述装置还包括第六确定模块，所述第六确定模块具体用于：
34.若所述探测器在调相轨道运行的实际调相周期与所述调相轨道周期之间的偏差大于预设第一偏差，则确定第二调相机动速度增量，其中，所述第二调相机动速度增量用于修正所述实际调相周期，以使修正后的实际调相周期与所述调相轨道周期之间的偏差小于或等于所述预设第一偏差。
35.在一种可能的实施例中，所述修正模块具体用于：
36.基于预设的近月点高度、以及预设的近月点倾角，确定近月点处的第二b平面参数；
37.修正所述地月转移机动速度增量初值，直到基于修正后的地月转移机动速度增量确定出的第一b平面参数与所述第二b平面参数之间的偏差小于或等于预设第二偏差，以及所述第二地月转移时长与所述第一地月转移时长之间的偏差小于或等于预设第三偏差，获得目标地月转移机动速度增量。
38.在一种可能的实施例中，所述修正模块具体用于：
39.确定第一方向矢量与第二方向矢量之间的夹角，其中，所述第一方向矢量为所述探测器在所述月心双曲线轨道的渐近线方向矢量，所述第二方向矢量为所述近月点倾角处于相同坐标系中的参考矢量，所述月心双曲线轨道是指所述探测器由地月转移轨道进入月球影响球后处相对于月球中心的运行轨道；
40.基于所述夹角、以及所述近月点倾角，获得b平面上的第三矢量与第四矢量之间的夹角，所述b平面为通过月球中心并垂直于所述月心双曲线轨道的渐近线的平面；
41.基于所述近月点高度，确定所述探测器在所述月心双曲线轨道的短半轴；
42.基于所述短半轴、以及所述夹角，获得所述近月点处的第二b平面参数。
43.第三方面，提供一种计算机设备，包括：
44.至少一个处理器，以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器；
45.其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述至少一个处理器通过执行所述存储器存储的指令实现如前文任一所述的地月转移轨道的参数确定方法。
46.第四方面，提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，当所述计算机指令在计算机上运行时，使得计算机执行如前文任一所述的地月转移轨道的参数确定方法。
47.由于本技术实施例采用上述技术方案，至少具有如下技术效果：
48.本技术实施例提供了一种可以适用于入轨能量偏差较大的探测器地月转移的参数设计方案，引入了调相轨道的调相轨道周期和调相圈次等，使得即使探测器所在的实际轨道与标称轨道的半长轴相差较大时，也可以通过该方法控制探测器在下一月地月转移窗口打开时刻到达近地点，再次实施地月转移机动，该方法可以灵活地适应不同大小的半长轴偏差，可以降低探测器的推进剂消耗。且，可以根据二体模型计算地月转移机动速度增量初值，随后可以基于b平面理论与微分修正方法，修正地月转移机动速度增量初值，以获得高精度模型下的目标地月转移机动速度增量，引入b平面参数确定目标地月转移机动速度增量，可以提高计算过程中的收敛速度，提高了计算效率。
附图说明
49.图1为相关技术提供的地月转移过程中的轨道的示意图；
50.图2a为本技术实施例提供的地月转移过程中的轨道的示意图；
51.图2b为本技术实施例提供的地月转移轨道的参数确定方法的流程示意图；
52.图3为本技术实施例提供的对偏差轨道进行抬轨的示意图；
53.图4为本技术实施例提供的探测器从偏差轨道进入调相轨道的示意图；
54.图5a为本技术实施例提供的b平面的示意图；
55.图5b为本技术实施例提供的探测器相对于月球的轨迹示意图；
56.图6为本技术实施例提供的近月点倾角与b平面参数的关系示意图；
57.图7为相关技术提供的在不同火箭提前关机时刻与修正控制速度增量之间的变化关系示意图；
58.图8为本技术实施例提供的不同视角下探测器的飞行轨迹的示意图；
59.图9为本技术实施例提供的二体模型下的入轨半长轴偏差与地月转移速度增量之间的关系示意图；
60.图10为本技术实施例提供的二体模型下的入轨远地点高度与地月转移速度增量之间的关系示意图；
61.图11为本技术实施例提供的高精度模型下入轨半长轴偏差与地月转移总速度增量之间的关系示意图；
62.图12为本技术实施例提供的高精度模型下入轨远地点高度与地月转移总速度增量之间的关系示意图；
63.图13为本技术实施例提供的入轨半长轴偏差与近地点高度抬升与保持速度增量之间的关系示意图；
64.图14为本技术实施例提供的入轨远地点高度与近地点高度抬升与保持的速度增量之间的关系；
65.图15为本技术实施例提供的地月转移轨道的参数确定装置的结构示意图；
66.图16为本技术实施例提供的计算机设备的结构示意图。
具体实施方式
67.为了更好的理解本技术实施例提供的技术方案，下面将结合说明书附图以及具体的实施方式进行详细的说明。
68.为了便于本领域技术人员更好地理解本技术实施例的技术方案，下面对本技术实施例涉及的一些技术名词进行介绍。
69.1、地月转移窗口，是指可供探测器进入地月转移轨道的时机，地月转移窗口可以理解为一个时间范围，时间范围的起始时刻可以视为打开时刻。探测器通常在该地月转移窗口打开时刻奔月。由于月球公转影响，一个月通常至少有两次地月转移窗口。考虑降轨发射或阳光入射角等约束后，通常一个月一次或几个月存在一个地月转移窗口，在规划地月转移窗口时，可以以至少连续两个月存在地月转移窗口为约束，以应对可能出现的火箭推迟发射等故障。下一个月地月转移窗口是指相对于本月的地月转移窗口而言的下一个月的地月转移窗口，例如在4月存在一个地月转移窗口，探测器原计划在该地月转移窗口奔月，但因其它原因，该探测器可以等待，在5月的地月转移窗口奔月。
70.2、偏差轨道，是指探测器可能受空气阻力或者其它外界因素等，探测器的实际入轨轨道或实际运行轨道相对标称轨道而言存在一定偏差，此时该探测器的实际入轨轨道或实际运行轨道可以视为偏差轨道。本技术实施例中的偏差轨道是相对于地月转移轨道的标称轨道而言。由于火箭发动机提前关机或其他原因导致实际入轨轨道与标称轨道的半长轴之间的偏差可以称为入轨半长轴偏差。
71.3、调相圈次，是指规划的探测器在调相轨道的运行圈数，调相圈次的取值为大于或等于1的整数。
72.4、机动速度增量，是指探测器变轨时需要施加的速度增量，又可以称为机动脉冲。为了便于区分，本技术实施例中将探测器从偏差轨道变轨至调相轨道所需的机动速度增量称为调相机动速度增量，将探测器从调相轨道变轨至地月转移轨道所需的机动速度增量称为地月转移机动速度增量。
73.5、高精度模型，属于动力学模型中的一种，在地心j2000坐标系中，考虑地球中心引力、日月引力摄动、地月非球形引力摄动等对探测器的运动影响，该高精度模型的表达式具体如下。
[0074][0075]
式(1)中：r为地心位置矢量，μ
e
为地球引力常数，a
n
为n体引力摄动加速度，星体间空间几何关系通过de421星历求解，a
nse
为地球非球形摄动，取wgs84引力场模型6
×
6阶计算，a
nsm
为月球非球形摄动，取lp165p引力场模型6
×
6阶计算，a
r
为太阳光压摄动；a
d
为大气
阻力摄动加速度，a
p
为推进加速度。忽略地球潮汐和相对论效应等微小摄动量的影响。
[0076]
6、月心双曲线轨道，是指运行于地月转移轨道的探测器，在进入月球影响球后，相对于月球中心的运行轨迹，由于该运行轨迹为双曲线，且该运行轨迹的中心为月球中心，因此该运行轨迹被称为月心双曲线轨道。月球中心又可以简称为月心。
[0077]
下面结合图1所示的相关技术提供的一种地月转移过程中的轨道的示意图，对探测器从地球运行至月球过程中经过的各个轨道进行介绍。
[0078]
(1)发射段轨道。
[0079]
发射探测器，由运载火箭将探测器由地面发射到入轨点，并实现器箭分离。
[0080]
(2)地月转移轨道。
[0081]
由入轨点至近月点，使探测器由地球附近转移至月球附近。
[0082]
(3)环月轨道。
[0083]
当探测器到达近月点时，对探测器进行减速，控制探测器从地月转移轨道变轨进入环月轨道。
[0084]
在发射探测器之前，可以结合各种复杂任务约束，对地月转移轨道进行预先计算，以获得满足任务需求的标称轨道，但探测器的实际入轨轨道与标称轨道可能存在一定的偏差。相关技术一般是采用中途修正策略修正探测器所在的轨道，以减小探测器的实际运行轨道与标称轨道之间的偏差。但当实际运行轨道与标称轨道之间的偏差过大时，中途修正控制可能导致探测器的推进剂消耗超出余量，影响后续任务正常执行。需要说明的是，图1只是对各个轨道进行示例说明，并不限制各个轨道的实际形状。
[0085]
有鉴于此，本技术实施例提供一种地月转移轨道的参数确定方法，该方法可以由地月转移轨道的参数确定设备执行，为了简化描述，下文将地月转移轨道的参数确定设备简称为确定设备。
[0086]
确定设备可以通过具有一定计算能力的电子设备实现，确定设备例如终端设备或服务器等。终端设备例如个人计算机。服务器例如虚拟服务器或实体服务器。服务器例如单个服务器或服务器集群。
[0087]
在一种可能的应用场景中，本技术实施例中的地月转移轨道的参数确定方法，可以应用于前期确定探测器发射前的轨道设计环节中。在该应用场景下，该确定设备可以与探测器相对独立设置，例如，该确定设备可以与探测器相互通信，以实时获取探测器的运行情况。
[0088]
在另一种可能的应用场景中，本技术实施例中的地月转移轨道的参数确定方法也可以适用于探测器在实时运行过程中，用于确定相应的参数，以控制探测器实时运行，本技术对此不作限定。在该应用场景下，该确定设备与探测器耦合设置，例如确定设备为探测器中的控制器，以直接控制探测器的运行。
[0089]
为了便于本领域技术人员更好地理解本技术实施例中的技术方案，下面结合图2a所示的轨道的示意图，对本技术实施例中探测器从地球到月球的轨道进行示例介绍。
[0090]
1、发射段轨道。
[0091]
发射探测器，由运载火箭将探测器由地面发射到入轨点，并实现器箭分离。
[0092]
2、偏差轨道。
[0093]
由于火箭发动机发射提前关机故障，导致探测器提前入轨，进入半长轴偏差较大
的偏差轨道。进一步地，视近地点高度变化情况，探测器在偏差轨道的远地点处，可以对探测器进行近地点抬轨。
[0094]
3、调相轨道。
[0095]
探测器入轨后在偏差轨道上运行约一圈，于近地点变轨进入调相轨道，在调相轨道上运行数圈，等待下一个月地月转移窗口打开，期间视调相轨道周期漂移情况，可以在近地点处对调相轨道周期进行保持。
[0096]
4、地月转移轨道。
[0097]
可以对探测器在调相轨道的近地点进行加速，从而控制探测器进入地月转移轨道。进一步地，如果探测器在地月转移轨道的运行存在偏差，可以对探测器进行中途修正。图2a中是以1次中途修正为例，实际不限制中途修正次数。
[0098]
5、捕获段轨道。
[0099]
捕获段轨道为地月转移轨道的一部分，可以理解为探测器进入月球影响球后，运行于月心双曲线轨道，到达近月点后将实施减速进入环月轨道，这一过程中探测器运行的轨道可称为捕获段轨道。
[0100]
6、环月轨道。
[0101]
当探测器到达近月点时，可以对探测器进行近月点制动，从而控制探测器进入环月轨道。
[0102]
下面以确定设备执行本技术实施例中的地月转移轨道的参数确定方法为例，结合图2b所示的地月转移轨道的参数确定方法的流程示意图，对该方法进行示例介绍。
[0103]
s21，基于探测器在偏差轨道的第一半长轴、预设的第一地月转移时长、以及月球公转周期，确定探测器需在调相轨道运行的调相圈次。
[0104]
当探测器进入偏差轨道时，本技术实施例中可以控制探测器在下一个月地月转移窗口奔月，偏差轨道的含义可以参照前文。这也就意味着探测器需要等待一段时间才能变轨进入地月转移轨道。因此在本技术实施例中引入了调相轨道，控制探测器进入调相轨道，使得探测器可以等待下一个月地月转移窗口。在本技术实施例中，确定设备可以根据探测器当前所在的偏差轨道的第一半长轴、给定的第一地月转移时长、以及月球公转周期，从而计算探测器需要在调相轨道运行的调相圈次。
[0105]
需要说明的是，对于一个确定的轨道而言只有一个半长轴，本技术实施例中的“第一半长轴”和“第二半长轴”只是为了区分不同轨道对应的半长轴，并不对半长轴的大小等进行限制。
[0106]
s22，基于调相圈次、第一地月转移时长、以及月球公转周期，确定调相轨道周期，并基于调相轨道周期，确定第一调相机动速度增量。
[0107]
探测器从偏差轨道进入调相轨道，即需要对探测器进行变轨。在对探测器进行变轨时，需要为探测器施加相应的机动，才能控制探测器进行变轨。因此在本技术实施例中确定设备可以确定对探测器进行机动的第一调相机动速度增量。以便于后续可以基于该第一调相机动速度增量，控制探测器从偏差轨道变轨至调相轨道。除此之外，还可以确定调相轨道周期，以确保探测器能够在调相轨道运行特定的圈次之后，可以在下一个地月转移窗口到达近地点以完成后续地月转移机动。
[0108]
在本技术实施例中，确定设备可以基于调相圈次，进而确定调相轨道周期，以及第
一调相机动速度增量。
[0109]
进一步地，后续确定设备或者除确定设备之外的其他设备在实际控制探测器运行时，可以基于该调相轨道周期和第一调相机动速度增量，控制探测器在下一个月地月转移窗口打开时刻到达预设的第一近地点，下一个月地月转移窗口打开时刻的含义可以参照前文。
[0110]
s23，采用二体模型，确定地月转移机动速度增量初值，基于高精度模型，将机动后轨道参数积分至近月点处，获得探测器在近月点相对月球中心的第一位置矢量、第一速度矢量、以及第二地月转移时长。
[0111]
当探测器到达第一近地点时，确定设备可以控制探测器从调相轨道变轨至地月转移轨道。在变轨至地月转移轨道之前，需要确定探测器在第一近地点需要施加的地月转移机动速度增量。
[0112]
在本技术实施例中，确定设备可以采用二体模型，初步确定地月转移机动速度增量初值，后续对该地月转移机动速度增量初值进行修正，从而获得更为准确的地月转移机动速度增量。在修正地月转移机动速度增量初值时，可以根据该地月转移机动速度增量初值确定在第一近地点的机动后轨道参数。机动后轨道参数包括对探测器进行机动在第一近地点处的第二位置矢量和第二速度矢量。确定设备可以基于高精度模型，将机动后轨道参数积分至近月点处，从而获得探测器在近月点相对于月球中心的第一位置矢量、探测器在近月点的第一速度矢量、以及第二地月转移时长。
[0113]
需要说明的是，由于地月转移机动速度增量初值相当于是一个理论计算初值，对应地依据该地月转移机动速度增量初值计算出的第一速度矢量、第一位置矢量以及第二地月转移时长均属于理论值。
[0114]
s24，基于第一位置矢量、以及第一速度矢量，确定近月点处的第一b平面参数。
[0115]
b平面为通过月球中心并垂直于月心双曲线轨道的渐近线的平面，月心双曲线轨道是指探测器进入月球影响球后相对于月球的运行轨道。月球中心可以简称为月心。本技术实施例中，可以借助b平面参数作为约束条件，以修正地月转移机动速度增量初值，提高后续计算收敛速度。具体来说，确定设备在确定第一位置矢量以及第一速度矢量之后，从而可以根据第一位置矢量与第一速度矢量，确定近月点处的第一b平面参数。
[0116]
s25，修正地月转移机动速度增量初值，当基于修正后的地月转移机动速度增量确定出的第一b平面参数和第二地月转移时长各自满足相应的偏差需求时，获得目标地月转移机动速度增量。
[0117]
如前文论述的内容，由于地月转移机动速度增量初值是一个初始理论值，因此可以不断修正地月转移机动速度增量初值，直到根据修正后的地月转移机动速度增量确定出的第一b平面参数以及第二地月转移时长满足偏差需求时，那么相当于获得了符合任务需求的目标地月转移机动速度增量。该目标地月转移机动速度增量用于控制探测器从地月转移轨道的近月点变轨至环月轨道的近月点。
[0118]
具体的，确定设备可以修正地月转移机动速度增量初值，并根据修正后的地月转移机动速度增量初值，执行s23和s24，从而确定第一b平面参数和第二地月转移时长，以此类推，直到基于修正后的地月转移机动速度增量确定出的第一b平面参数和第二地月转移时长满足各自的偏差需求，将该修正后的地月转移机动速度增量作为目标地月转移机动速
度增量。
[0119]
其中，第一b平面参数对应的偏差需求，例如第一b平面参数与第二b平面参数之间的偏差小于或等于预设第二偏差值，第二地月转移时长对应的偏差需求，例如第二地月转移时长与第一地月转移时长之间的偏差小于或等于预设第三偏差。例如，第二b平面参数与第一地月转移时长可以是根据任务需求预设的，或者根据任务需求设定的相应变量计算得出。
[0120]
在图2b所示的实施例中，提供了一种入轨能量或半长轴偏差较大的探测器在地月转移过程中的参数确定方法，该方法可以根据调相圈次、月球公转周期、地月转移时长，规划探测器调相轨道周期和调相机动速度增量，使得探测器在下一地月转移窗口打开时刻到达近地点。且，可以根据给定的环月轨道近月点高度、倾角等近月点参数，采用积分至近月点的轨道确定近月点目标b平面参数。最后基于b平面理论与微分修正方法，给出高精度模型下的调相后下个月地月转移轨道计算方法。该方法在探测器入轨能量偏差较大的情况下，也能保证探测器可以顺利奔月。
[0121]
在图2b的实施例的基础上，下面对上述各个步骤可能的实施例进行具体介绍。
[0122]
探测器理论上是从发射段轨道进入地月转移轨道对应的标称轨道，但探测器由于火箭发动机提前关机，进入半长轴未到达标称值的偏差轨道，探测器运行一周再次回到该偏差轨道的近地点，但这时可能存在近地点过低，进而导致探测器存在撞地的风险。因此，在本技术实施例中，在探测器进入偏差轨道后，可以确定探测器下一次运行到该偏差轨道的近地点的第一近心距。确定设备可以从探测器直接接收该第一近心距，或者根据探测器入轨后运行情况，确定该第一近心距。
[0123]
如果第一近心距小于预设距离，那么表示探测器可能在下一次运行到该偏差轨道的近地点的第一近心距过小，因此可以在探测器运行至远地点时实施抬轨机动。抬轨机动又可以称为抬升机动，可以进一步理解为对探测器进行加速，以提高探测器下一次运行到该偏差轨道的近地点的近心距。其中，第一近心距为所述探测器进入偏差轨道后无动力再次回到近地点处的地心距。预设距离例如600千米。如果第一近心距大于或等于预设距离，可以不对探测器进行机动抬升。
[0124]
在本技术实施例中对如何确定对探测器进行加速的目标抬升机动速度增量进行示例介绍。
[0125]
s1.1，根据偏差轨道半长轴、以及在偏差轨道的远地点的第一远心距，确定探测器在偏差轨道的远地点的第三速度矢量。
[0126]
第一远心距为探测器进入偏差轨道首次到达远地点处的地心距。
[0127]
作为一个示例，确定设备可以通过如下计算公式确定第三速度矢量的大小，该第三速度矢量的方向为探测器的运行方向。
[0128][0129]
其中，a1为偏差轨道的第一半长轴，r
a1
为探测器在偏差轨道的远地点的第一远心距，μ为地球引力常数，v
a1
为探测器在偏差轨道的远地点的第三速度矢量。
[0130]
s1.2，基于预设近地点抬高值、地球赤道半径、以及第一远心距，确定在对偏差轨道的近地点进行抬高后，探测器在偏差轨道的远地点的第四速度矢量。
[0131]
在远地点对探测器施加抬轨机动后，对应地该探测器在近地点的高度可以被抬至预设距离，偏差轨道的远地点高度不变。以预设距离为600km为例，抬轨后近地点的地心距，也即第二近心距为r
p2
的计算公式的示例如下。
[0132]
r
p2
＝r
e
600.0
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)
[0133]
其中，r
e
为地球赤道半径，取值可以为6378.137km，r
p2
为第二近心距。
[0134]
在抬轨机动之后，抬轨后的远地点的远心距保持不变，由此可以得抬轨后的偏差轨道的第二半长轴的计算公式示例如下。
[0135]
a2＝(r
e
600 r
a1
)/2
ꢀꢀꢀꢀ
(4)
[0136]
根据二体模型，可以得到抬轨后探测器在远地点的第四速度矢量。第四速度矢量的一种计算示例如下。
[0137][0138]
s1.3，基于第三速度矢量、以及第四速度矢量，确定抬高机动速度增量初值。
[0139]
作为一个示例，目标抬高机动速度增量初值的计算公式示例如下。
[0140]
δv＝v
a2
‑
v
a1
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(6)
[0141]
其中，δv为抬高机动速度增量初值。
[0142]
该抬高机动速度增量初值实质也是一个矢量，该抬高机动速度增量的方向与第三速度矢量的方向相同。
[0143]
需要说明的是，上述的第二近心距、第二半长轴、第三速度矢量、以及第四速度矢量和抬高机动速度增量初值都可以理解为理论值，在计算这些值时，并未考虑外界的相应影响因素等，因此后续可以对这些量进行修正。
[0144]
s1.4，在高精度模型下对抬升机动速度增量初值进行迭代计算，直到偏差轨道抬高后的近地点的近心距与预设距离之差满足偏差需求时，获得目标抬升机动速度增量、第二近心距和第二半长轴。
[0145]
目标抬升机动速度增量可以用于控制将探测器在偏差轨道的近地点的近心距抬升至预设抬高值。第二近心距为按目标抬升机动速度增量实施抬升机动后轨道的近地点的地心距。第二半长轴为按目标抬升机动速度增量实施抬升机动后的偏差轨道的半长轴。当然，这里修正后的第二近心距和修正前的第二近心距可以是相同的。
[0146]
其中，高精度模型的具体表达式可以参照前文，在获得抬升机动速度增量初值之后，确定设备可以在高精度模型下对抬升机动速度增量初值进行迭代计算，直到基于迭代后的抬升机动速度增量，计算出的近地点的近心距与预设距离之差满足偏差要求时，从而获得目标抬升机动速度增量。确定设备可以进一步地根据目标抬升机动速度增量，按照公式(3)和(4)，计算出第二近心距和第二半长轴。
[0147]
在本技术实施例中，可以确定探测器在偏差轨道的目标抬升机动速度增量，对探测器在偏差轨道的轨道参数进行调整，以避免探测器撞地，保证探测器安全运行。
[0148]
例如，请参照图3，为本技术实施例提供的对探测器所在的偏差轨道进行抬轨的示意图。探测器运行在图3中虚线所示的偏差轨道中，探测器运行到偏差轨道的远地点处，确定设备可以确定目标抬升机动速度增量，确定设备或其他设备可以控制对探测器施加目标抬升机动速度增量，可以抬高探测器所在的偏差轨道的近地点，即从图3中所示的抬轨前的
近地点更改为图3中所示的抬轨后的近地点。需要说明的是，图3中是以椭圆形示意偏差轨道的形状，但实际不对偏差轨道的形状进行限制。
[0149]
下面对图2b中s21中的各个变量的具体确定方式进行示例介绍。
[0150]
s2.1，基于第一半长轴，确定探测器在偏差轨道运行的偏差轨道周期。
[0151]
作为一个示例，偏差轨道周期的一种计算公式示例如下。
[0152][0153]
s2.2，基于月球公转周期、以及偏差轨道周期，确定调相与地月转移总时长。
[0154]
s2.3，基于调相与地月转移总时长、第一地月转移时长、偏差轨道周期，确定调相圈次。
[0155]
基于月球公转轨道周期与地月转移时间，设计探测器在偏差轨道运行一圈后进入调相轨道。作为一个示例，按升轨调相原则给出调相圈次计算公式如下。
[0156][0157]
其中，δt
all
表示调相与地月转移总时长，q
all
为调相轨道总图次，δt
m
为月球公转轨道周期，可以取值为27.32天，δt
em
为调相后地月转移时长，int为向下取整符号。
[0158]
如果探测器需要从偏差轨道进入调相轨道，相当于对探测器进行变轨，因此需要确定变轨时的第一调相机动速度增量，即执行s22，下面进行示例介绍。一种计算调相轨道周期δt
p
的计算公式示例如下。
[0159][0160]
下面对基于调相轨道周期，确定第一调相机动速度增量的过程进行示例介绍。
[0161]
s3.1，基于调相轨道周期，确定调相轨道的第三半长轴。
[0162]
其中，第三半长轴a
p
的计算公式示例如下。
[0163][0164]
s3.2，基于第二近心距、以及第二半长轴，确定探测器在第二近地点的第五速度矢量。
[0165]
探测器在偏差轨道上运行时，探测器所在偏差轨道的近心距和远心距受地球引力的影响，可能会发生变化，具体分为两种情况：如果第一近心距小于预设距离，则有可能出现撞地的风险，可以按照前文的方式对探测器实施抬轨机动，这时第五速度矢量是根据抬升后的近心距(也就是前文中的第二近心距)进行计算；如果第一近心距大于或等于预设距离，则不需要抬轨机动，那么第五速度矢量直接根据第一近心距进行计算，即可认为第二近心距等于第一近心距。作为一个示例，假设探测器在偏差轨道的远地点的第一远心距为ra1，运行一周到达的近地点的第一近心距为r
p2
，可以得出探测器运行至第一近地点的第五速度矢量v
′
p2
的计算公式示例如下。
[0166][0167]
需要说明的是，公式(11)是以预设距离为600km为例进行说明。
[0168]
s3.3，基于第二近心距、第三半长轴，确定探测器变轨至调相轨道时处于第二近地点的第六速度矢量。
[0169]
同理，确定设备确定第六速度矢量v
p2
的计算公式示例如下。
[0170][0171]
s3.4，确定第六速度矢量与第五速度矢量之差，获得调相机动速度增量初值。
[0172]
作为一个示例，一种调相机动速度增量初值的计算公式示例如下。
[0173]
δv
p
＝v
p2
‑
v
′
p2
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(13)
[0174]
s3.5，在高精度模型下对调相机动速度增量初值进行迭代计算，直到调相轨道的调相轨道周期满足调相轨道周期，获得第一调相机动速度增量。
[0175]
高精度模型的具体表达式可以参照前文，在获得调相机动速度增量初值之后，确定设备可以在高精度模型下对调相机动速度增量初值进行迭代计算，直到基于迭代后的调相机动速度增量，计算出的调相轨道周期满足调相轨道周期，从而获得第一调相机动速度增量。
[0176]
作为一个示例，可以确定设备或除确定设备之前的其他设备可以按照第一调相机动速度增量和所述调相轨道周期，控制探测器在下一个月地月转移窗口打开时刻到达预设的第一近地点。
[0177]
在一种可能的实施例中，探测器在调相轨道运行期间，可以对探测器在调相轨道的近地点的近心距进行预报，如果调相轨道的近地点的近心距小于预设距离，那么可以对探测器实施抬轨机动，将调相轨道的近地点的近心距抬升至预设抬高值。确定设备确定抬轨机动所需的速度增量的方式可以参照前文s1.1至s1.4的内容，此处不再赘述。
[0178]
在一种可能的实施例中，如果探测器在调相轨道运行期间，如果探测器在调相轨道的实际调相周期与调相轨道周期之间的偏差大于预设第一偏差，那么可以对探测器实时调相轨道周期保持，确定设备可以确定第二调相机动速度增量，利用第二调相机动速度增量将探测器的实际调相周期保持在调相轨道周期。其中，第二调相机动速度增量用于修正实际调相周期，以使修正后的实际调相周期与调相轨道周期之间的偏差小于或等于预设第一偏差。
[0179]
具体的，确定设备可以根据实际调相周期与调相轨道周期之间的偏差，计算调相轨道的第四半长轴，并根据第四半长轴，计算探测器的第二调相机动速度增量初值，并在高精度模型下对第二调相机动速度增量初值进行迭代计算，直到基于调整后的第二调相机动速度增量初值确定出的调相周期符合偏差需求，获得第二调相机动速度增量。
[0180]
其中，计算第四半长轴的公式可以参照前文公式(10)，计算第二调相机动速度增量初值的公式可以参照前文公式(11)
‑
公式(13)的相关内容。
[0181]
例如，请参照图4，为本技术实施例提供的探测器从偏差轨道进入调相轨道的示意图，探测器运行在图4中椭圆虚线所示的偏差轨道中，探测器运行一圈回到偏差轨道的近地点处，确定设备可以确定目标相机动速度增量，确定设备或其他设备可以控制对探测器施加目标相机动速度增量，使得探测器可以从近地点变轨至图4中椭圆实线所示的调相轨道。需要说明的是，图4中是以椭圆形示例轨道形状，但实际并不限制轨道的形状。
[0182]
在执行s22之后，或者在执行s22的同时，确定设备可以执行s23，下面对s23的具体实施方式进行示例介绍。
[0183]
s4.1，采用二体模型，确定地月转移机动速度增量初值。
[0184]
可以根据二体模型，计算计算出地月转移机动速度增量初值。
[0185]
s4.2，基于高精度模型，将机动后轨道参数积分至近月点处，获得探测器在近月点的第一位置矢量、探测器在近月点的第一速度矢量、以及第二地月转移时长。
[0186]
基于地月转移机动速度增量初值可以计算出在第一近地点，对探测器施加机动后的第二位置矢量，以及第二速度矢量，即相当于获得机动后轨道参数。探测器基于前文公式(1)所示的高精度模型，将机动后轨道参数积分至近月点处，从而获得探测器在近月点的第一位置矢量，以及第一速度矢量。
[0187]
在获得第一位置矢量和第一速度矢量，从而可以执行s24，即确定第一b平面参数。
[0188]
为了便于理解，下面先对b平面的概念进行说明。请参照图5a，为本技术实施例提供的一种b平面的示意图。b平面为穿过月球中心且与月心双曲线轨道的渐进线垂直的平面，其中，图5a中的v
∞
表示探测器进入月球影响球时的速度矢量。请参照图5b，为本技术实施例提供的一种探测器进入月球影响球后相对于月球中心的轨迹，其中，图5b中c表示坐标系原点，p表示近月点，m表示近月点p的延长线与渐进线之间的交点，l表示月球中心。
[0189]
结合图5a和图5b，定义矢量为进入月球影响球时的月心双曲线轨道的短半轴，方向由月心双曲线轨道焦点垂直于无穷远速度或渐近线，设渐近线方向的单位矢量为即为第一方向矢量，某参考方向的单位矢量为即为第二方向矢量，与的矢积作为轴，轴为与的矢积确定。b平面参数即为在轴的分量b
t
，和在轴的分量b
r
，其中，分量b
t
为第三矢量，分量b
r
为第四矢量。
[0190]
基于第一位置矢量和第一速度矢量，确定第一b平面参数的计算公式具体如下。
[0191][0192][0193][0194][0195]
[0196][0197][0198][0199][0200][0201][0202]
其中，为第一位置矢量，为探测器在近月点处相对于月球的第一速度矢量，a为月心双曲线轨道的半长轴，b为月心双曲线轨道的短半轴，p为半通径，为月心双曲线轨道面的法向，μ为月球引力常数，为偏心率矢量，r
p
为近月距，β为渐近线与拱线的夹角。
[0203]
基于第一速度矢量和第一位置矢量，可以通过上述公式(14)
‑
(24)计算出第一b平面参数，第一b平面参数具体包括b
t
和b
r
。
[0204]
在执行s24之后，确定设备可以执行s25，下面对s25进行示例介绍。
[0205]
具体的，确定设备可以基于预设的近月点高度、以及预设的近月点倾角，确定近月点处的第二b平面参数。确定设备修正地月转移机动速度增量初值，直到基于修正后的地月转移机动速度增量确定出的第一b平面参数与第二b平面参数之间的偏差小于或等于预设第二偏差，以及第二地月转移时长与第一地月转移时长之间的偏差小于或等于预设第三偏差，获得目标地月转移机动速度增量。其中，第一地月转移时长可以根据任务需求设置的，下面对确定第二b平面参数的方式进行介绍。
[0206]
请参照图6，为本技术实施例提供的近月点倾角与b平面参数之间的关系示意图。其中，图6中月心双曲线轨道又可以称为探测器弹道。下面对确定第二b平面参数进行示例介绍。
[0207]
s5.1，确定第一方向矢量与第二方向矢量之间的夹角。
[0208]
第一方向矢量和第二方向矢量的含义可以参照前文。夹角的一种计算公式示例如下。
[0209][0210]
其中，α表示第一方向矢量和第二方向矢量之间的夹角。s矢量可以根据上述公式(18)获得，s矢量对地月转移机动速度增量不敏感。
[0211]
s5.2，基于夹角、以及近月点处的轨道倾角，获得b平面上的第三矢量与第四矢量之间的夹角。
[0212]
一种计算b平面上的第三矢量与第四矢量之间的夹角θ的公式示例如下。
[0213][0214]
其中，i表示近月点倾角，为任务设计值。
[0215]
对公式(26)进行反余弦计算可得θ，具体计算公式如下。
[0216][0217]
其中，公式(27)中的正负号对应的轨道倾角相同，但是轨道的升交点位置不同，二者相差180deg，用正号还是负号可以根据任务需要确定。
[0218]
s5.3，基于近月点高度，确定探测器在月心双曲线轨道的短半轴。
[0219]
作为一个示例，一种计算短半轴的公式示例如下。
[0220][0221]
其中，r
p
表示近月距，e为近月点处轨道偏心率，根据实际轨道获得，e对地月转移机动速度增量不敏感，近月点高度或者近月距都是任务设计值。
[0222]
近月点高度通常用h
p
表示，r
p
＝h
p
r
m
，r
m
可以取值为1737400米。
[0223]
s5.4，基于短半轴、以及夹角，获得近月点处的第二b平面参数。
[0224]
作为一个示例，一种计算第二b平面参数的公式示例如下。
[0225][0226]
在计算第一b平面参数，以及第二b平面参数之后，可以对修正第一b平面参数的过程进行示例介绍。
[0227]
在探测器到达地月转移入口t
em
时，施加地月转移机动速度增量初值δv
em
，使探测器进入地月转移轨道。通过修正地月转移机动速度增量初值δv
em
，瞄准探测器在固定时刻到达近月点，近月点高度和近月点倾角均为标称值。
[0228]
在对地月转移机动速度增量初值进行修正时，可以采用微分修正方法。假设地月转移轨道的约束变量为m维的向量q，控制变量为n维向量p。约束变量可以根据月球探测任务目标轨道的要求而定，在本技术实施例中可以选择近月点高度、近月点倾角和地月转移时长等；控制变量具体为地月转移机动速度增量。约束变量与控制变量之间的函数关系具体如下。
[0229]
q＝f(p)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(30)
[0230]
若控制变量初值为p0，对应的约束变量值为q0，将式(30)在p0处进行泰勒展开并取一阶项，得下式：
[0231][0232]
在公式(31)中，m为雅克比矩阵，反映了约束变量相对控制变量微小改变的敏感性，实际计算中可采用数值差分法逐步计算该雅克比矩阵的各个列向量，从而得到雅克比矩阵。
[0233]
已知q0与目标约束q
s
存在一定偏差，该偏差具体可以表示为(q
s
‑
q0)，可以利用公式(32)，可迭代计算出修正q
s
‑
q0所需的δp，公式(32)具体如下。
[0234]
δp＝m
‑1δq
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(32)
[0235]
若m≠n，则可利用最小范数广义逆计算δp，如下式
[0236]
δp＝m
t
(m
·
m
t
)
‑1δq
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(33)
[0237]
对于地月转移轨道，控制变量选取地月转移机动速度增量初值δv
em
，而约束变量
取为第一地月转移时长、近月点处高度和轨道倾角。第一地月转移时长又可以称为第一地月转移时间。
[0238]
在对地月转移机动速度增量初值进行修正的过程中，可以基于第一b平面参数与第二b平面参数之间的偏差，以及第二地月转移时长与第一地月转移时长之间的偏差，不断修正地月转移机动速度增量初值，直到基于第一b平面参数与第二b平面参数之间的偏差小于或等于预设第二偏差，以及第二地月转移时长与第一地月转移时长之间的偏差小于或等于预设第三偏差。
[0239]
在确定目标地月转移机动速度增量之后，后续可以根据目标地月转移机动速度增量，控制探测器从调相轨道变轨至地月转移轨道。
[0240]
在一种可能的实施例中，探测器到达近月点时，可以及时对探测器近月制动控制，以实现月球捕获。换言之，探测器达到近月点之后，可以对探测器进行减速，控制探测器从地月转移轨道进入环月轨道。这其中也涉及到具体计算对探测器施加目标近月速度增量。
[0241]
具体的，确定设备可以根据控前轨道和控后轨道，分别利用活力公式计算出探测器在近月点的速度矢量，然后计算出两个速度矢量之差，从而得到近月速度增量初值。其中，计算速度矢量的公式如下：
[0242][0243]
其中，r是月球中心距，a是半长轴，v表示探测器的速度矢量。
[0244]
为了更清楚地说明本技术实施例中的方法的优势，下面对采用本技术实施例的方法以及相关技术中的方法的一些实验结果进行对比。
[0245]
在多圈调相轨道设计中，探测器的参数配置如下：探测器标称入轨时刻为北京时间2019年11月9日07：26：24.061，火箭发生提前关机故障后，导致探测器在北京时间2019年11月9日07：24：50.105进入偏差轨道，标称轨道和入轨偏差轨道见表1，其中偏差轨道的半长轴与标称轨道的半长轴相差约8.97万km。
[0246]
表1偏差轨道根数
[0247]
轨道类型a/kmei/degω/degω/degf/deg偏差轨道108032.2020.93911224.146114.2427233.0820.1831标称轨道197784.1310.96674124.144114.2273233.24324.9558
[0248]
如果采用相关技术中的中途对半长轴进行修正，半长轴偏差、修正时机与修正速度增量关系如图7所示。图7表示不同提前关机时刻、不同中途修正时刻对应速度增量消耗变化趋势，由图7可以看出，提前关机时刻越早，修正半长轴所需的速度增量越大，对应消耗探测器的推进剂越多。
[0249]
需要说明的是，图7中是以相对于火箭关机时刻t0的秒数为横坐标，以提前修正控制速度增量(单位为m/s)为纵坐标为例。
[0250]
以嫦娥五号任务为例，探测器对应的标称轨道的半长轴为206817.8千米，若发生火箭提前关机故障，在保证完成后续采样返回任务的前提下，则地月转移段最大可用的速度增量约为173m/s。结合图7可以计算出相关技术中在不同中途修正时刻对应的最大可修正入轨半长轴偏差，结果见下表2所示。
[0251]
表2不同修正时刻对应的最大半长轴偏差(速度增量为173m/s)
[0252]
中途修正时刻最低半长轴(千米)最大半长轴偏差(千米) 3h136114.40
‑
70703.40 5h143960.96
‑
62856.84 7h149277.78
‑
57540.02 9h153330.77
‑
53487.03 11h156617.68
‑
50200.12 13h159389.27
‑
47428.53 15h161790.42
‑
45027.38 17h163912.58
‑
42905.21
[0253]
由上表2可知，按 3h实施中途修正，173m/s的速度增量对应的最大半长轴偏差约为7.070万km。而偏差轨道半长轴偏差为8.97万km，如果采用中途修正策略，消耗的速度增量将超限。
[0254]
继续以上述表1中的偏差轨道为例，采用本技术实施例中的方法，计算得到探测器的飞行轨迹如图8所示，与该飞行轨迹对应的轨道参数见下表3和下表4。需要说明的是，该计算过程是在确定设备的cpu为2.67ghz的计算环境下进行，单条轨道的计算时长不超过30s。其中，图8中ef可以示意探测器相对于月球g的轨道，a表示地球，a和g之间的曲线可以示意探测器相对于地球a的轨道。需要说明的是，图8中是以x、y和z轴均以十万(105)千米(km)为单位进行示意。
[0255]
表3燃料消耗最优的多圈调相地月转移轨道参数
[0256]
[0257][0258]
表4燃料消耗最优的多圈调相地月转移轨道时间参数
[0259]
[0260][0261]
其中，nov表示十一月，dec表示十二月。
[0262]
在任务设计阶段，工程人员更加注重这一类轨道的一般规律和特性。在本技术实施例的基础上，可以仿真不同火箭提前关机时刻，模拟不同半长轴的偏差轨道，进一步分析多圈调相轨道的特性，验证了方法对不同半长轴偏差的适应性。
[0263]
研究偏差轨道的半长轴偏差和多圈调相地月转移消耗之间的关系。将入轨半长轴偏差设置为1万km至12万km，以1万km为步长，在二体模型下利用活力公式，解析计算偏差轨道与标称轨道的地月转移速度增量之间的差值。如图9所示，给出了不同入轨半长轴偏差轨道地月转移机动速度增量变化趋势。由图9可知，二体模型下，随着入轨半长轴偏差从1万km增至12万km，地月转移机动所需的速度增量从0附近单调递增至150m/s，符合所需轨道能量随半长轴偏差增大而增大的特性。此外，不同入轨远地点高度引起的地月转移机动速度增量变化趋势如图10所示，与图9变化趋势相反，但原理机制相同。
[0264]
需要说明的是，图9中是以入轨半长轴偏差(单位为万千米)为横坐标，以地月转移总速度增量(单位为m/s)为纵坐标为例。图10中是以入轨远地点高度(单位为万千米)为横坐标，以地月转移总速度增量(单位为m/s)为纵坐标为例。
[0265]
以1万km为步长，高精度模型下，采用本技术实施例中的确定参数的方法，逐条计算出由不同入轨半长轴偏差轨道出发，经多圈调相、地月转移后，达到近月点的转移轨道，各阶段速度增量消耗信息见表3。由表3可知，173m/s的速度增量对应的可修正半长轴偏差约为11万km，远大于中途修正对半长轴偏差的修正能力。得到入轨半长轴偏差与地月转移段总速度增量之间的关系如图11所示；入轨远地点高度与地月转移总速度增量之间的关系如图12所示。
[0266]
由图11和图12可知：(1)与二体模型不同，高精度模型下多圈调相地月转移所需的速度增量随着入轨半长轴偏差的增大，并非单调递增，而是呈先增大后减小再增大的变化趋势；(2)当入轨半长轴偏差约为3万km，远地点高度约32.86万km时，速度增量达到极大值；当入轨半长轴偏差约为6万km，远地点高度约27万km时，速度增量达到极小值；(3)之后，随着半长轴偏差的增大而增大，这明显是因为所需增大轨道能量随半长轴偏差增大而增大的缘故。图12的变化趋势与图11相反，但原理机制相同。
[0267]
需要说明的是，图11中是以入轨半长轴偏差(单位为万千米)为横坐标，以多圈调相地月转移总速度增量(单位为m/s)为纵坐标为例。图12中是以入轨远地点高度(单位为万千米)为横坐标，以多圈调相地月转移总速度增量(单位为m/s)为纵坐标为例。
[0268]
仿真过程中发现，探测器到达远地点附近在月球影响球边缘或进入月球影响球内时，易受月球引力影响被月球“加速”，或被月球“减速”，由此将导致探测器近地点高低抬升或降低。当轨道近地点高度小于一定程度时，需要进行近地点高度保持控制。
[0269]
为了分析图9与图11所呈现特性差异的原因，因此进一步分析了入轨半长轴偏差和近地点高度保持与抬升与保持速度增量之间的关系，具体如图13所示；得到的入轨远地
点高度与近地点高度保持与抬升与保持速度增量之间的关系，具体如图14所示。
[0270]
由上图13和图14可知，随着入轨半长轴偏差的增大，抬升与保持速度增量从0先急剧增大后缓慢减小，并当入轨半长轴偏差为3万km，远地点高度约32.86万km时，抬升与保持速度增量达到极大值。图14的变化趋势与图13相反，但原理机制相同。由图13可知，入轨半长轴偏差为1万km时，探测器在远地点附近将被“加速”，近地点高度抬升无撞地风险，因此不需要进行高度保持控制；当入轨半长轴偏差为3万km、远地点高度为32.86万km时，受月球摄动的影响被“减速”最严重，由此导致近地点高度抬升与保持消耗的速度增量最多。
[0271]
需要说明的是，图13中是以入轨半长轴偏差(单位为万千米)为横坐标，以近地点抬升与保持速度增量(单位为m/s)为纵坐标为例。图14中是以入轨远地点高度(单位为万千米)为横坐标，以近地点抬升与保持速度增量(单位为m/s)为纵坐标为例。
[0272]
本技术实施例公开了一种入轨能量偏差较大的月球探测器地月转移轨道设计方法及装置，该方法设计了地月转移窗口解析搜索与调相轨道一体化求解算法，实现了调相圈次、调相周期的快速规划与地月转移轨道的联合求解，有效降低了速度增量消耗，扩大了入轨半长轴偏差适应范围。根据探测器入轨时刻、入轨半长轴，结合月球公转周期、地月转移时长，按优先采用升轨调相原则，规划下一次地月转移窗口与环绕地球调相圈次。根据调相圈次、月球公转周期、地月转移时长，规划探测器调相轨道周期和调相机动速度增量，使得探测器在下一地月转移窗口打开时刻到达近地点。为避免引力摄动影响下探测器调相期间撞地，基于特征点变轨理论对调相轨道进行近地点高度保持机动。为使探测器在下一地月转移窗口时刻到达近地点，择机对调相轨道周期进行维持。根据给定的环月轨道近月点高度、倾角等近月点参数，采用积分至近月点的轨道确定近月点目标b平面参数。最后基于b平面理论与微分修正方法，给出高精度模型下的调相后下个月地月转移轨道计算方法。
[0273]
基于同一发明构思，本技术实施例提供一种地月转移轨道的参数确定装置，该装置可以实现前文中的确定设备的功能，请参照图15，该装置包括：
[0274]
第一确定模块1501，用于基于探测器在偏差轨道的第一半长轴、预设的第一地月转移时长、以及月球公转周期，确定探测器需在调相轨道运行的调相圈次；
[0275]
第二确定模块1502，用于基于调相圈次、第一地月转移时长、以及月球公转周期，确定调相轨道周期，并基于调相轨道周期，确定第一调相机动速度增量，其中，第一调相机动速度增量和调相轨道周期用于控制探测器在下一个月地月转移窗口打开时刻到达预设的第一近地点；
[0276]
第三确定模块1503，用于采用二体模型，确定地月转移机动速度增量初值，基于高精度模型，将机动后轨道参数积分至近月点处，获得探测器在近月点相对月球中心的第一位置矢量、探测器在近月点的第一速度矢量、以及第二地月转移时长，其中，机动后轨道参数包括探测器位于第一近地点的第二位置矢量、以及对处于第一近地点的探测器进行机动后的第二速度矢量，第二速度矢量是基于地月转移机动速度增量初值确定的；
[0277]
第四确定模块1504，用于基于第一位置矢量、以及第一速度矢量，确定近月点处的第一b平面参数；
[0278]
修正模块1505，用于修正地月转移机动速度增量初值，当基于修正后的地月转移机动速度增量确定出的第一b平面参数和第二地月转移时长各自满足相应的偏差需求时，获得目标地月转移机动速度增量，其中，目标地月转移机动速度增量用于控制探测器从第
一近地点变轨至地月转移轨道。
[0279]
在一种可能的实施例中，装置还包括第五确定模块1506，第五确定模块1506具体用于：
[0280]
若预测的第一近心距小于预设距离，则根据第一半长轴、以及在偏差轨道的远地点的第一远心距，确定探测器在偏差轨道的远地点的第三速度矢量，其中，第一近心距为探测器进入偏差轨道后无动力再次回到近地点处的地心距，第一远心距为探测器进入偏差轨道首次到达远地点处的地心距；
[0281]
基于预设近地点抬高值、地球赤道半径、以及第一远心距，确定在对偏差轨道的近地点进行抬高后，探测器在偏差轨道的远地点的第四速度矢量；
[0282]
确定第四速度矢量与第三速度矢量之差，获得抬升机动速度增量初值；
[0283]
在高精度模型下对抬升机动速度增量初值进行迭代计算，直到偏差轨道抬高后的第二近地点的地心距与预设距离之差满足需求时，获得目标抬升机动速度增量、第二近心距和第二半长轴，其中，目标抬升机动速度增量用于控制将探测器在偏差轨道的近地点的近心距抬升预设抬高值，第二近心距为按目标抬升机动速度增量实施抬升机动后轨道的第二近地点的地心距，第二半长轴为按目标抬升机动速度增量实施抬升机动后的偏差轨道的半长轴。
[0284]
在一种可能的实施例中，第二确定模块1502具体用于：
[0285]
基于第一半长轴，确定探测器在偏差轨道运行的偏差轨道周期；
[0286]
基于月球公转周期、以及偏差轨道周期，确定调相与地月转移总时长；
[0287]
基于调相与地月转移总时长、第一地月转移时长、偏差轨道周期，确定调相圈次。
[0288]
在一种可能的实施例中，第二确定模块1502具体用于：
[0289]
基于调相轨道周期，确定调相轨道的第三半长轴；
[0290]
基于第二近心距、以及第二半长轴，确定探测器在第二近地点的第五速度矢量；
[0291]
基于第二近心距、第三半长轴，确定探测器变轨至调相轨道时处于第二近地点的第六速度矢量；
[0292]
确定第六速度矢量与第五速度矢量之差，获得调相机动速度增量初值；
[0293]
在高精度模型下对调相机动速度增量初值进行迭代计算，直到调相轨道的调相轨道周期满足调相轨道周期，获得第一调相机动速度增量。
[0294]
在一种可能的实施例中，装置还包括第六确定模块1507，第六确定模块1507具体用于：
[0295]
若探测器在调相轨道运行的实际调相周期与调相轨道周期之间的偏差大于预设第一偏差，则确定第二调相机动速度增量，其中，第二调相机动速度增量用于修正实际调相周期，以使修正后的实际调相周期与调相轨道周期之间的偏差小于或等于预设第一偏差。
[0296]
在一种可能的实施例中，修正模块1505具体用于：
[0297]
基于预设的近月点高度、以及预设的近月点倾角，确定近月点处的第二b平面参数；
[0298]
修正地月转移机动速度增量初值，直到基于修正后的地月转移机动速度增量确定出的第一b平面参数与第二b平面参数之间的偏差小于或等于预设第二偏差，以及第二地月转移时长与第一地月转移时长之间的偏差小于或等于预设第三偏差，获得目标地月转移机
动速度增量。
[0299]
在一种可能的实施例中，修正模块1505具体用于：
[0300]
确定第一方向矢量与第二方向矢量之间的夹角，其中，第一方向矢量为探测器在近月点的月心双曲线轨道的渐近线方向矢量，第二方向矢量为近月点倾角处于相同坐标系中的参考矢量，月心双曲线轨道是指探测器由地月转移轨道进入月球影响球后处相对于月球中心的运行轨道；
[0301]
基于夹角、以及近月点倾角，获得b平面上的第三矢量与第四矢量之间的夹角，b平面为通过月球中心并垂直于月心双曲线轨道的渐近线的平面；
[0302]
基于近月点高度，确定探测器在月心双曲线轨道的短半轴；
[0303]
基于短半轴、以及夹角，获得近月点处的第二b平面参数。
[0304]
基于同一发明构思，本技术实施例提供一种计算机设备，该计算机设备相当于前文中的确定设备，请参照图16，该计算机设备包括处理器1601和存储器1602。
[0305]
处理器1601可以是一个中央处理单元(central processing unit，cpu)，或者为数字处理单元等等。本技术实施例中不限定上述存储器1602和处理器1601之间的具体连接介质。本技术实施例在图16中以存储器1602和处理器1601之间通过总线1603连接，总线1603在图16中以粗线表示，其它部件之间的连接方式，仅是进行示意性说明，并不引以为限。总线1603可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图16中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。
[0306]
存储器1602可以是易失性存储器(volatile memory)，例如随机存取存储器(random
‑
access memory，ram)；存储器1602也可以是非易失性存储器(non
‑
volatile memory)，例如只读存储器，快闪存储器(flash memory)，硬盘(hard disk drive，hdd)或固态硬盘(solid
‑
state drive，ssd)、或者存储器1602是能够用于携带或存储具有指令或数据结构形式的期望的程序代码并能够由计算机存取的任何其他介质，但不限于此。存储器1602可以是上述存储器的组合。
[0307]
处理器1601，用于调用存储器1602中存储的计算机程序时执行如前文论述的地月转移轨道的参数确定方法。
[0308]
基于同一发明构思，本技术实施例提供一种计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有计算机指令，当所述计算机指令在计算机上运行时，使得计算机执行前文论述的任一的地月转移轨道的参数确定方法。
[0309]
本领域内的技术人员应明白，本技术的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本技术可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本技术可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、cd
‑
rom、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
[0310]
基于同一发明构思，本技术实施例提供一种计算机程序产品，该计算机程序产品包括计算机指令，该计算机指令存储在计算机可读存储介质中。计算机设备的处理器从计算机可读存储介质读取该计算机指令，处理器执行该计算机指令，使得该计算机设备执行上述的地月转移轨道的参数确定方法。
[0311]
本领域内的技术人员应明白，本技术的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序
产品。因此，本技术可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本技术可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、cd
‑
rom、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
[0312]
本技术是参照根据本技术实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
[0313]
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
[0314]
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
[0315]
尽管已描述了本技术的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本技术范围的所有变更和修改。
[0316]
显然，本领域的技术人员可以对本技术进行各种改动和变型而不脱离本技术的精神和范围。这样，倘若本技术的这些修改和变型属于本技术权利要求及其等同技术的范围之内，则本技术也意图包含这些改动和变型在内。