一种探测器自由返回轨道的设计方法及相关装置与流程

1.本发明涉及深空探测技术领域，特别涉及一种探测器自由返回轨道的设计方法及相关装置。


背景技术：

2.随着科技的发展，深空探测是航天领域最前沿的科创任务之一。深空探测不仅可以增进人类对宇宙空间未知领域和生命起源的认知，还能够推动空间科技的发展，促进空间资源的开发和利用。月球是距离地球最近的天然行星，也是去往深空的理想中转站。作为载人登月任务关键技术之一的载人登月轨道设计，一直是该领域的研究热点。与无人探测不同，载人登月轨道必须要保证航天员的安全，需要具备任务各个时期发生故障时航天员能安全返回地面的能力。自由返回轨道是由近地出发飞往月球，经月球借力减速后无动力返回地球的轨道，具有很高的安全性。
3.相关技术中，自由返回轨道共存在16种轨道构型。传统的轨道设计方案针对其中一种或几种构型，在简化模型下进行初步设计，然后在高精度模型进行修正设计。这种设计方式需要对轨道设计参数进行层层修正，计算效率较低且不具有普适性。并且上述设计方式存在对工程实施的任务约束考虑不全的问题，存在一定的局限性。


技术实现要素：

4.本技术实施例提供一种探测器自由返回轨道的设计方法及相关装置，通过基于任务约束需求的目标参数确定探测器的p平面参数的迭代偏差，并基于该迭代偏差对轨道设计参数进行修正，以确定满足目标参数的多种轨道构型的自由返回轨道。
5.第一方面，本技术实施例提供了一种探测器自由返回轨道的设计方法，所述方法包括：
6.基于目标参数对各轨道设计参数的初始值进行迭代处理，以根据每次迭代得到的迭代偏差对各轨道设计参数进行修正，并根据修正后满足工程需求的各轨道参数构建自由返回轨道；其中，所述轨道设计参数至少包括所述探测器在预设惯性系z轴的位置分量z0以及在所述预设惯性系x、y、z轴上的速度分量v
x
、vy、vz，所述预设惯性系为预先构建的白道面内对称自由返回轨道近月点时刻的月心瞬时白道坐标系；所述目标参数至少包括第一目标参数或第二目标参数；所述第一目标参数包括入轨点轨道倾角i和目标近心距r
p
，所述第二目标参数包括再入角γ和再入点地心距re；
7.所述迭代处理过程如下：
8.首次迭代时，基于所述预先构建的白道面内对称自由返回轨道确定所述初始值，并采用动力学积分确定所述初始值对应的矢量参数；其中，所述矢量参数至少包括所述探测器在近地点处的速度矢量v和位置矢量r或所述探测器在再入点处的速度矢量v和位置矢量r；
9.基于b平面参数公式，根据所述矢量参数确定所述探测器的p平面参数的第一参数
值，并根据所述目标参数和所述矢量参数确定所述p平面参数的第二参数值；其中，若待确定轨道为双曲线轨道则所述p平面为过参考天体中心且垂直于轨道渐近线的平面，若为椭圆轨道或抛物线轨道则所述p平面为过参考天体中心，且垂直于近心点矢量的平面；
10.根据所述第一参数值和所述第二参数值确定本次迭代的迭代偏差；
11.针对每次迭代处理，若所述迭代偏差大于预设阈值则基于微分修正法对所述初始值进行修正以得到各轨道设计参数的修正值，并将所述修正值作为各轨道设计参数在下一次迭代时的初始值，重复所述迭代过程，直至所述迭代偏差不大于预设阈值。
12.本技术实施例通过基于任务约束需求的目标参数对各轨道设计参数的初始值进行迭代处理，以根据每次迭代得到的迭代偏差对各轨道设计参数进行修正，并根据修正后满足工程需求的各轨道参数构建自由返回轨道。相比于传统的b平面参数，p平面参数可适用更多的轨道构型。上述迭代过程中需基于b平面参数公式，通过探测器的矢量参数确定探测器的p平面参数的第一参数值。并根据该目标参数和矢量参数确定p平面参数的第二参数值。进而根据第一参数值和第二参数值确定本次迭代的迭代偏差。针对每次迭代处理，若迭代偏差大于预设阈值则基于微分修正法对初始值进行修正以得到各轨道设计参数的修正值，并将修正值作为各轨道设计参数在下一次迭代时的初始值，重复迭代过程，直至迭代偏差不大于预设阈值。
13.上述流程基于任务约束需求的目标参数，确定探测器的p平面参数的迭代偏差，并基于该迭代偏差对轨道设计参数进行修正，以确定满足目标参数的多种轨道构型的自由返回轨道。
14.在一些可能实施例中，所述白道面内对称自由返回轨道是以所述探测器的近月点为起始点构建的；所述起始点位于所述预设惯性系的x轴，所述预设惯性系与所述白道面内对称自由返回轨道近月点时刻的月心瞬时白道坐标系平行；所述白道面内对称自由返回轨道的地月转移轨道和月地返回轨道对称于所述x轴两侧；
15.所述首次迭代时，基于所述预先构建的白道面内对称自由返回轨道确定所述各轨道设计参数的初始值，包括：
16.根据所述白道面内对称自由返回轨道的轨道结构确定z0、v
x
和vz的初始值；所述z0、v
x
和vz在所述白道面内对称自由返回轨道模型中的值为0；
17.基于预设速度间隔对所述探测器在所述白道面内对称自由返回轨道中的待处理参数进行多次采集操作；其中，所述待处理参数至少包括所述探测器在每次采集时在所述x轴的位置分量x0以及在所述y轴的速度分量v0；
18.每次采集后，基于所述待处理参数确定本轮次采集操作对应的近心距r
pe
，并根据每次采集操作对应的r
pe
确定所述vy的初始值。
19.本技术实施例的白道面内对称自由返回轨道是以探测器的近月点为起始点构建的；起始点位于预设惯性系的x轴，预设惯性系与白道面内对称自由返回轨道近月点时刻的月心瞬时白道坐标系平行；白道面内对称自由返回轨道的地月转移轨道和月地返回轨道对称于x轴两侧。采用上述构建方式得到的白道面内对称自由返回轨道中，z0、v
x
和vz的值始终为0。因而在确定首次迭代过程中各轨道设计参数的初始值时，可根据该白道面内对称自由返回轨道的轨道结构确定z0、v
x
和vz的初始值。确定vy初始值时，需基于预设速度间隔对探测器在白道面内对称自由返回轨道中的待处理参数进行多次采集操作；在每次采集后，基
于待处理参数确定本轮次采集操作对应的近心距r
pe
，并根据每次采集操作对应的r
pe
确定vy的初始值。
20.在一些可能实施例中，所述基于所述待处理参数确定本轮次采集操作对应的近心距r
pe
，包括：
21.根据所述x0和所述v0确定半长轴a、偏心率e以及轨道半通径p，并根据所述a、所述e和所述p确定月球影响球边界点的真近点角θ；
22.根据所述θ确定所述探测器在所述月球影响球边界的径向速度分量vr、垂直径向速度分量vu以及飞行时间δt，并根据所述vr、所述vu和所述δt确定月球在所述预设惯性系下的位置矢量r
l
和速度矢量v
l
；
23.根据所述r
l
和所述v
l
确定所述探测器在地心处的位置矢量re和速度矢量ve，并根据所述re和所述ve确定本轮次采集操作对应的近心距r
pe
。
24.本技术实施例根据x0和v0确定半长轴a、偏心率e以及轨道半通径p，并根据a、e和p确定月球影响球边界点的真近点角θ。然后根据θ确定探测器在月球影响球边界的径向速度分量vr、垂直径向速度分量vu以及飞行时间δt，并根据vr、vu和δt确定月球在预设惯性系下的位置矢量r
l
和速度矢量v
l
。最后根据r
l
和v
l
确定探测器在地心处的位置矢量re和速度矢量ve，由此可根据re和ve确定本轮次采集操作对应的近心距r
pe
。
25.在一些可能实施例中，所述基于b平面参数公式，根据所述矢量参数确定所述探测器的p平面参数的第一参数值，包括：
26.基于所述b平面参数公式，根据所述矢量参数确定n矢量、轨道半通径p以及e矢量；其中，所述n矢量为轨道法向矢量；所述e矢量为近心点矢量；
27.基于所述自由返回轨道的轨道类型，根据所述n矢量、所述p2以及所述e矢量确定p矢量，并根据所述p矢量确定所述第一参数值。
28.本技术实施例中的p平面参数可适用不同构型的自由返回轨道，在确定第一参数值时刻基于自由返回轨道的轨道类型，根据n矢量、p2以及e矢量确定p矢量，并根据p矢量确定第一参数值。
29.在一些可能的实施例中，所述根据所述n矢量、所述p2以及所述e矢量确定p矢量，包括：
30.若所述轨道类型为双曲线轨道类型，则根据所述n矢量和所述e矢量确定s矢量，并根据所述p、所述s矢量和n矢量确定p矢量；其中，对于双曲线轨道类型，所述s矢量为通过参考天体中心且方向平行于进入双曲线轨道渐近线的单位矢量，所述p矢量的矢量方向为从参考天体中心指向进入轨道渐近线与p平面相交点；
31.若所述轨道类型为所述椭圆轨道类型或所述抛物线轨道类型，则根据所述p、所述e矢量和n矢量确定p矢量；其中，对于椭圆轨道类型或抛物线轨道类型，所述p矢量的矢量方向为由参考天体中心垂直于e矢量且指向进入轨道一侧。
32.本技术实施例的p平面参数可适用不同轨道构型，针对双曲线轨道可根据n矢量和e矢量确定s矢量，并根据p、s矢量和n矢量确定p矢量。针对椭圆轨道或抛物线轨道则可根据p、e矢量和n矢量确定p矢量。
33.在一些可能的实施例中，所述根据所述p矢量确定所述第一参数值，包括：
34.若所述轨道类型为双曲线轨道类型，则根据所述s矢量和n矢量确定t矢量和r矢
量；其中，所述t矢量和所述r矢量为垂直于所述p平面内的单位矢量；
35.若所述轨道类型为椭圆轨道类型或抛物线轨道类型，则根据所述e矢量和n矢量确定所述t矢量和所述r矢量；其中，所述n矢量为根据参考天体的自转轴确定的参考矢量。
36.根据所述t矢量、所述r矢量和所述p矢量确定所述第一参数值。
37.本技术实施例的p平面参数可适用不同轨道构型，针对双曲线轨道可根据s矢量和n矢量确定t矢量和r矢量。针对椭圆轨道或抛物线轨道则可根据e矢量和n矢量确定t矢量和r矢量。最后根据t矢量、r矢量和p矢量确定第一参数值。该第一参数值可表征探测器在未考虑目标参数情况下的p平面参数值。
38.在一些可能的实施例中，所述根据所述目标参数和所述矢量参数确定所述p平面参数的第二参数值，包括：
39.根据所述矢量参数确定半长轴a；
40.基于所述自由返回轨道的轨道类型确定夹角α，并根据所述目标参数和所述a确定轨道半通径p；其中，所述夹角α为所述p平面与参考平面的夹角；所述参考平面为过参考天体中心，且与所述n矢量垂直的平面；
41.基于直角球面三角形公式，根据所述目标参数和所述α确定夹角其中，所述夹角为所述p矢量和所述t矢量之间的夹角；
42.根据所述p和所述夹角确定所述第二参数值。
43.本技术实施例在确定第二参数值时，根据矢量参数确定半长轴a，然后基于自由返回轨道的轨道类型确定夹角α，并根据目标参数和a确定轨道半通径p。最后基于直角球面三角形公式，根据目标参数和α确定夹角并根据p和夹角确定第二参数值。该第二参数值可表征探测器在结合目标参数情况下的p平面参数值，该目标参数即为工程任务中的任务约束，由此本技术的自由返回轨道可适用不同任务约束的目标参数。
44.在一些可能的实施例中，所述基于所述自由返回轨道的轨道类型确定夹角α，包括：
45.若所述轨道类型为所述双曲线类型，则根据所述n矢量和所述e矢量确定s矢量，并根据所述s矢量在所述预设惯性系z轴方向的分量确定所述夹角α；
46.若所述轨道类型为所述椭圆类型或所述抛物线类型，则根据所述e矢量在所述预设惯性系z轴方向的分量确定所述夹角α。
47.本技术实施例的p平面参数可适用不同轨道构型，确定夹角α时，针对双曲线轨道可根据n矢量和e矢量确定s矢量，并根据s矢量在预设惯性系z轴方向的分量确定夹角α。针对椭圆轨道或抛物线轨道则可根据n矢量和e矢量确定s矢量，并根据s矢量在预设惯性系z轴方向的分量确定夹角α。
48.第二方面，本技术实施例提供了一种探测器自由返回轨道的设计装置，所述装置包括：
49.参数确定模块，被配置为执行基于目标参数对各轨道设计参数的初始值进行迭代处理，以根据每次迭代得到的迭代偏差对各轨道设计参数进行修正；
50.轨道确定模块，被配置为执行根据修正后满足工程需求的各轨道参数构建自由返回轨道；其中，所述轨道设计参数至少包括所述探测器在预设惯性系z轴的位置分量z0以及在所述预设惯性系x、y、z轴上的速度分量v
x
、vy、vz，所述预设惯性系为预先构建的白道面内
对称自由返回轨道近月点时刻的月心瞬时白道坐标系；所述目标参数至少包括第一目标参数或第二目标参数；所述第一目标参数包括入轨点轨道倾角i和目标近心距r
p
，所述第二目标参数包括再入角γ和再入点地心距re；
51.所述迭代处理过程如下：
52.首次迭代时，基于所述预先构建的白道面内对称自由返回轨道确定所述初始值，并采用动力学积分确定所述初始值对应的矢量参数；其中，所述矢量参数至少包括所述探测器在近地点处的速度矢量v和位置矢量r或所述探测器在再入点处的速度矢量v和位置矢量r；
53.基于b平面参数公式，根据所述矢量参数确定所述探测器的p平面参数的第一参数值，并根据所述目标参数和所述矢量参数确定所述p平面参数的第二参数值；其中，若待确定轨道为双曲线轨道则所述p平面为过参考天体中心且垂直于轨道渐近线的平面，若为椭圆轨道或抛物线轨道则所述p平面为过参考天体中心，且垂直于近心点矢量的平面；
54.根据所述第一参数值和所述第二参数值确定本次迭代的迭代偏差；
55.针对每次迭代处理，若所述迭代偏差大于预设阈值则基于微分修正法对所述初始值进行修正以得到各轨道设计参数的修正值，并将所述修正值作为各轨道设计参数在下一次迭代时的初始值，重复所述迭代过程，直至所述迭代偏差不大于预设阈值。
56.在一些可能的实施例中，所述白道面内对称自由返回轨道是以所述探测器的近月点为起始点构建的；所述起始点位于所述预设惯性系的x轴，所述预设惯性系与所述白道面内对称自由返回轨道近月点时刻的月心瞬时白道坐标系平行；所述白道面内对称自由返回轨道的地月转移轨道和月地返回轨道对称于所述x轴两侧；
57.执行所述首次迭代时，基于所述预先构建的白道面内对称自由返回轨道确定所述各轨道设计参数的初始值，所述参数确定模块被配置为：
58.根据所述白道面内对称自由返回轨道的轨道结构确定z0、v
x
和vz的初始值；所述z0、v
x
和vz在所述白道面内对称自由返回轨道模型中的值为0；
59.基于预设速度间隔对所述探测器在所述白道面内对称自由返回轨道中的待处理参数进行多次采集操作；其中，所述待处理参数至少包括所述探测器在每次采集时在所述x轴的位置分量x0以及在所述y轴的速度分量v0；
60.每次采集后，基于所述待处理参数确定本轮次采集操作对应的近心距r
pe
，并根据每次采集操作对应的r
pe
确定所述vy的初始值。
61.在一些可能的实施例中，执行所述基于所述待处理参数确定本轮次采集操作对应的近心距r
pe
，所述参数确定模块被配置为：
62.根据所述x0和所述v0确定半长轴a、偏心率e以及轨道半通径p，并根据所述a、所述e和所述p确定月球影响球边界点的真近点角θ；
63.根据所述θ确定所述探测器在所述月球影响球边界的径向速度分量vr、垂直径向速度分量vu以及飞行时间δt，并根据所述vr、所述vu和所述δt确定月球在所述预设惯性系下的位置矢量r
l
和速度矢量v
l
；
64.根据所述r
l
和所述v
l
确定所述探测器在地心处的位置矢量re和速度矢量ve，并根据所述re和所述ve确定本轮次采集操作对应的近心距r
pe
。
65.在一些可能的实施例中，执行所述基于b平面参数公式，根据所述矢量参数确定所
述探测器的p平面参数的第一参数值，所述参数确定模块被配置为：
66.基于所述b平面参数公式，根据所述矢量参数确定n矢量、轨道半通径p以及e矢量；其中，所述n矢量为轨道法向矢量；所述e矢量为近心点矢量；
67.基于所述自由返回轨道的轨道类型，根据所述n矢量、所述p2以及所述e矢量确定p矢量，并根据所述p矢量确定所述第一参数值。
68.在一些可能的实施例中，执行所述根据所述n矢量、所述p2以及所述e矢量确定p矢量，所述参数确定模块被配置为：
69.若所述轨道类型为双曲线轨道类型，则根据所述n矢量和所述e矢量确定s矢量，并根据所述p、所述s矢量和n矢量确定p矢量；其中，对于双曲线轨道类型，所述s矢量为通过参考天体中心且方向平行于进入双曲线轨道渐近线的单位矢量，所述p矢量的矢量方向为从参考天体中心指向进入轨道渐近线与p平面相交点；
70.若所述轨道类型为所述椭圆轨道类型或所述抛物线轨道类型，则根据所述p、所述e矢量和n矢量确定p矢量；其中，对于椭圆轨道类型或抛物线轨道类型，所述p矢量的矢量方向为由参考天体中心垂直于e矢量且指向进入轨道一侧。
71.在一些可能的实施例中，执行所述根据所述p矢量确定所述第一参数值，所述参数确定模块被配置为：
72.若所述轨道类型为双曲线轨道类型，则根据所述s矢量和n矢量确定t矢量和r矢量；其中，所述t矢量和所述r矢量为垂直于所述p平面内的单位矢量；
73.若所述轨道类型为椭圆轨道类型或抛物线轨道类型，则根据所述e矢量和n矢量确定所述t矢量和所述r矢量；其中，所述n矢量为根据参考天体的自转轴确定的参考矢量。
74.根据所述t矢量、所述r矢量和所述p矢量确定所述第一参数值。
75.在一些可能的实施例中，执行所述根据所述目标参数和所述矢量参数确定所述p平面参数的第二参数值，所述参数确定模块被配置为：
76.根据所述矢量参数确定半长轴a；
77.基于所述自由返回轨道的轨道类型确定夹角α，并根据所述目标参数和所述a确定轨道半通径p；其中，所述夹角α为所述p平面与参考平面的夹角；所述参考平面为过参考天体中心，且与所述n矢量垂直的平面；
78.基于直角球面三角形公式，根据所述目标参数和所述α确定夹角其中，所述夹角为所述p矢量和所述t矢量之间的夹角；
79.根据所述p和所述夹角确定所述第二参数值。
80.在一些可能的实施例中，执行所述基于所述自由返回轨道的轨道类型确定夹角α，所述参数确定模块被配置为：
81.若所述轨道类型为所述双曲线类型，则根据所述n矢量和所述e矢量确定s矢量，并根据所述s矢量在所述预设惯性系z轴方向的分量确定所述夹角α；
82.若所述轨道类型为所述椭圆类型或所述抛物线类型，则根据所述e矢量在所述预设惯性系z轴方向的分量确定所述夹角α。
83.第三方面，本技术实施例还提供了一种电子设备，包括：
84.处理器；
85.用于存储所述处理器可执行指令的存储器；
86.其中，所述处理器被配置为执行所述指令，以实现如本技术第一方面中提供的任一方法。
87.第四方面，本技术实施例还提供了一种计算机可读存储介质，当所述计算机可读存储介质中的指令由电子设备的处理器执行时，使得电子设备能够执行如本技术第一方面中提供的任一方法。
88.本技术的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本技术而了解。本技术的目的和其他优点可通过在所写的说明书、权利要求书、以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。
附图说明
89.为了更清楚地说明本技术实施例的技术方案，下面将对本技术实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所介绍的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
90.图1a为本技术实施例示出的探测器自由返回轨道的设计方法整体流程图；
91.图1b为本技术实施例示出的b平面参数示意图；
92.图1c为本技术实施例示出的双曲线轨道类型的p平面参数示意图；
93.图1d为本技术实施例示出的椭圆或抛物线轨道类型的p平面参数示意图；
94.图2a为本技术实施例示出的迭代过程流程图；
95.图2b为本技术实施例示出的白道面内对称自由返回轨道示意图；
96.图2c为本技术实施例示出的白道面内对称自由返回轨道状态示意图；
97.图2d为本技术实施例示出的不同x0对应的r
pe
与vy的关系示意图；
98.图2e为本技术实施例示出的p平面参数的第二参数值求解示意图；
99.图3a为本技术实施例示出的双二体模型下自由返回轨道参数示意图；
100.图3b为本技术实施例示出的高精度模型下自由返回轨道参数示意图；
101.图3c为本技术实施例示出的月心逆行的4种构型自由返回轨道三维视图；
102.图3d为本技术实施例示出的月心顺行的4种构型自由返回轨道三维视图；
103.图3e为本技术实施例示出的转移时间与|x0|关系曲线示意图；
104.图4为本技术实施例示出的探测器自由返回轨道的设计装置400的框图；
105.图5为本技术实施例示出的电子设备示意图。
具体实施方式
106.下面将结合附图对本技术实施例中的技术方案进行清楚、详尽地描述。在本技术实施例的描述中，除非另有说明，“/”表示或的意思，例如，a/b可以表示a或b；文本中的“和/或”仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，a和/或b，可以表示：单独存在a，同时存在a和b，单独存在b这三种情况，另外，在本技术实施例的描述中，“多个”是指两个或多于两个。
107.在本技术实施例的描述中，除非另有说明，术语“多个”是指两个或两个以上，其它量词与之类似应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本技术，并不用于限
定本技术，并且在不冲突的情况下，本技术的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
108.为进一步说明本技术实施例提供的技术方案，下面结合附图以及具体实施方式对此进行详细的说明。虽然本技术实施例提供了如下述实施例或附图所示的方法操作步骤，但基于常规或者无需创造性的劳动在方法中可以包括更多或者更少的操作步骤。在逻辑上不存在必要因果关系的步骤中，这些步骤的执行顺序不限于本技术实施例提供的执行顺序。方法在实际的处理过程中或者控制设备执行时，可以按照实施例或者附图所示的方法顺序执行或者并行执行。
109.相关技术中，探测器由运载火箭从地面发射至低高度地球停泊轨道，在停泊轨道滑行至合适位置后发动机工作使探测器加速进入地月转移轨道。在探测器飞行过程中进行轨道误差修正，到达月球附近制动发动机工作，此时探测器减速并被月球捕获，成为环月卫星。探测器在完成环月任务后，需在合适位置减速以进入着月轨道。传统的轨道设计方案多针对已知的一种或几种轨道构型(自由返回轨道共存在16种轨道构型)，采用b平面参数算法在简化模型下对轨道设计参数进行初步设计，然后在高精度模型进行修正设计。上述设计方式需要对轨道设计参数进行层层修正，计算效率较低且不具有普适性。
110.为解决上述问题，本技术的发明构思为：通过基于任务约束需求的目标参数对各轨道设计参数的初始值进行迭代处理，以根据每次迭代得到的迭代偏差对各轨道设计参数进行修正，并根据修正后满足工程需求的各轨道参数构建自由返回轨道。相比于传统的b平面参数，p平面参数可适用更多的轨道构型。上述迭代过程中需基于b平面参数公式，通过探测器的矢量参数确定探测器的p平面参数的第一参数值。并根据该目标参数和矢量参数确定p平面参数的第二参数值。进而根据第一参数值和第二参数值确定本次迭代的迭代偏差。针对每次迭代处理，若迭代偏差大于预设阈值则基于微分修正法对初始值进行修正以得到各轨道设计参数的修正值，并将修正值作为各轨道设计参数在下一次迭代时的初始值，重复迭代过程，直至迭代偏差不大于预设阈值。
111.上述流程基于任务约束需求的目标参数，确定探测器的p平面参数的迭代偏差，并基于该迭代偏差对轨道设计参数进行修正，以确定满足目标参数的多种轨道构型的自由返回轨道。
112.为便于理解本技术实施例提供的技术方案，下面结合附图对本技术实施例提供的一种探测器自由返回轨道的设计方法进行详细说明，具体如图1a所示，包括以下步骤：
113.步骤101：基于目标参数对各轨道设计参数的初始值进行迭代处理，以根据每次迭代得到的迭代偏差对各轨道设计参数进行修正；
114.步骤102：根据修正后满足工程需求的各轨道参数构建自由返回轨道；其中，所述轨道设计参数至少包括所述探测器在预设惯性系z轴的位置分量z0以及在所述预设惯性系x、y、z轴上的速度分量v
x
、vy、vz，所述预设惯性系为预先构建的白道面内对称自由返回轨道近月点时刻的月心瞬时白道坐标系；所述目标参数至少包括第一目标参数或第二目标参数；所述第一目标参数包括入轨点轨道倾角i和目标近心距r
p
，所述第二目标参数包括再入角γ和再入点地心距re。
115.前文已提及，传统的轨道设计方案多采用b平面参数算法在简化模型下对轨道设计参数进行初步设计，然后在高精度模型进行修正设计。通常的，从地球上发射的探测器到达月球附近相对于月球的速度超过了探测器在该处相对于月球的逃逸速度。因此探测器在
月球附近将会以相对月心的双曲线轨道飞行。b平面如图1b所示，为通过月心并垂直于双曲线无穷远速度的平面。其中，图1b中的s为通过月心，方向平行于进入轨道渐近线的单位矢量；t和r为位于b平面内互相垂直的单位矢量；n为月球轨道面的法向单位矢量；b为从月心指向进入轨道渐近线与b平面交点的矢量。相关技术中多基于b平面参数公式，通过上述参数确定b平面参数的参数值，并根据b平面参数对轨道设计参数进行修正，以确定探测器的自由返回轨道。其中，b平面参数即为图1b中示出的b矢量在r和t下的投影。
116.现有的轨道类型除双曲线轨道类型外，还包括如椭圆轨道类型、抛物线轨道类型等多种。b平面参数并不适用于椭圆轨道类型的设计。此外，虽然有人提出椭圆b平面的概念，也可以适应于椭圆轨道，但椭圆b平面参数不连续。对于偏心率比较大的轨道，比如月地转移轨道，在求解时偏心率可能跨越1，容易出现不收敛的情况。基于此，本技术以b平面相似的方式构建p平面，相比于b平面参数，p平面参数能够适用于椭圆轨道，且不存在上述椭圆b平面参数的问题。
117.本技术实施例基于b平面参数公式确定探测器在p平面的p平面参数。具体的，图1c示出了针对双曲线轨道类型的p平面参数定义方式。如图1c所示，p平面为过参考天体中心且垂直于轨道渐近线的平面。s矢量为通过参考天体中心且方向平行于进入双曲线轨道渐近线的单位矢量。图1d示出了针对椭圆或双曲线轨道类型的p平面参数定义方式。如图1d所示，p平面为过参考天体中心，且垂直于近心点的平面。e矢量为近心点矢量。图1c和图1d中的p平面参数表征p矢量在r矢量和t矢量上的投影，r矢量和n矢量为垂直于p平面内的单位矢量。若待确定的自由返回轨道为双曲线轨道则p矢量的矢量方向为从参考天体中心指向进入轨道渐近线与p平面相交点；若待确定的自由返回轨道为椭圆轨道类型或双曲线轨道类型则p矢量的矢量方向为由参考天体中心垂直于e矢量且指向进入轨道一侧。
118.上述p平面参数的定义与b平面参数类似，只是将b矢量的模由短半轴b换成轨道半通径p。另对于b平面不适用的椭圆轨道和抛物线轨道，可采用图1d中示出的e矢量来代替图1c中示出的s矢量。由此，可基于b平面参数公式确定上述p平面参数的参数值。
119.为便于理解上述流程，具体如图2a所示，图2a示出了上述步骤101中的迭代过程，包括如下步骤：
120.步骤201：首次迭代时，基于所述预先构建的白道面内对称自由返回轨道确定所述初始值，并采用动力学积分确定所述初始值对应的矢量参数；其中，所述矢量参数至少包括所述探测器在近地点处的速度矢量v和位置矢量r或所述探测器在再入点处的速度矢量v和位置矢量r；
121.白道面内对称自由返回轨道是自由返回轨道最简单的类型，可以作为三维自由返回轨道求解时的良好初值，也可以用来做轨道初步分析。具体如图2b所示，本技术实施例的白道面内对称自由返回轨道是以探测器的近月点为起始点构建的，具体如图2b所示，a点表示探测器从地球驶入月球影响球的位置；b点表示从月球驶出月球影响球的位置。起始点c位于预设惯性系的x轴，该预设惯性系与白道面内对称自由返回轨道近月点时刻的月心瞬时白道坐标系平行。该白道面内对称自由返回轨道的地月转移轨道和月地返回轨道对称于x轴两侧。
122.执行上述步骤201时，可根据白道面内对称自由返回轨道的轨道结构确定z0、v
x
和vz的初始值。具体的，图2b示出的xy轴所在平面即为白道面(即不存在z轴)。因而轨道在面
外的参数值均为0，故上述轨道设计参数中的z0和vz的值始终为0。另由于此处求解的轨道关于x轴对称，因而初始点c位于对称轴，故v
x
也的值也为0。在确定z0、v
x
和vz的初始值后，还需确定的是轨道设计参数vy的初始值。
123.实施时，基于预设速度间隔对探测器在白道面内对称自由返回轨道中的待处理参数进行多次采集操作；其中，待处理参数至少包括探测器在每次采集时在x轴的位置分量x0以及在y轴的速度分量v0；每次采集后，基于待处理参数确定本轮次采集操作对应的近心距r
pe
，并根据每次采集操作对应的r
pe
确定vy的初始值。
124.具体可如图2c所示，首先根据起始点c在x轴的位置分量x0和y轴方向的速度分量v0，通过下述公式(1)确定探确定半长轴a、偏心率e以及轨道半通径p：
[0125][0126]
其中，a为半长轴、e为偏心率、p为轨道半通径、μ
l
为月球引力常数。进一步的，根据a、e和p通过下述公式(2)确定月球影响球边界点的真近点角θ：
[0127][0128]
其中，rs为月球影响球半径；θ为真近点角，取正值表征出口点的状态。进一步的，根据θ可确定探测器在月球影响球边界的径向速度分量vr、垂直径向速度分量vu以及飞行时间δt；具体如下述公式(3)和(4)所示：
[0129][0130]
其中，vr为探测器在月球影响球边界的径向速度分量、vu为探测器在月球影响球边界的垂直径向速度分量。
[0131][0132]
其中，ea为偏近点角，δt为飞行时间。根据vr、vu和δt可通过上述公式(5)和(6)确定月球在预设惯性系下的位置矢量r
l
和速度矢量v
l
：
[0133]
β＝ω
l
δt公式(5)
[0134]
其中，β为月球运行的角度，ω
l
为月球公转平均角速度。
[0135][0136]
其中，l为地月距离，v是月球绕地球的飞行速度。接下来根据所求得的r
l
和v
l
，通过
下述公式(7)～(9)确定探测器在地心处的位置矢量re和速度矢量ve：
[0137]
当起始点c在月球外侧时，采用下述公式(7)确定影响球边界处，探测器在预设惯性系下的位置矢量rm和速度矢量vm：
[0138][0139]
当起始点c在月球内侧时，采用下述公式(8)确定影响球边界处，探测器在预设惯性系下的位置矢量rm和速度矢量vm：
[0140][0141]
根据下述公式(9)确定探测器在地心的位置矢量re和速度矢量ve：
[0142][0143]
根据re和ve，通过下述公式(10)～(13)确定本轮次采集操作对应的近心距r
pe
：
[0144][0145]
其中，v
eu
为相对地心的横向速度分量；v
er
为相对地心的径向速度分量；v
ex
和v
ey
分别为re在x和y轴方向的分量。
[0146]
pe＝v
eu2
|re|2/μ
ꢀꢀ
公式(11)
[0147]
其中，pe为轨道半通径，μ为地球引力常数。
[0148][0149]
其中，es为esinθ；ec为ecosθ；μe为地心引力常数。
[0150][0151]
通过上述公式(1)～(13)可确定每次采集操作对应的近心距r
pe
，进一步的，根据每次采集操作对应的r
pe
确定vy的初始值。应理解的是，进入影响球边界的分析方式与出影响球相同，为便于说明，此处以探测器出影响球的情况进行举例说明，具体如图2d所示，图2d为探测器出影响球时不同x0对应的r
pe
与vy间的关系。
[0152]
图2d中的每条曲线的起点对应的vy均为月心距为x0时的月球逃逸速度。由图2d可知，每条曲线的最小值均为0，因此对于给定的起始点c的x0位置和目标近地点高度r
pe
多存在两个解，其中一个速度较大，另一个速度较小。对于自由返回轨道，探测器到达近月点时，相对月球的速度与月球公转速度的夹角通常大于90度，因此vy始终为负值。因此，速度大的解在出影响球后的地心速度与月球运行方向相反，相对地心为逆行轨道。
[0153]
此外，图中的曲线为单谷函数，采用二次差值法或618法等单变量寻优算法可以快速求解到近地点高度为0的v0，求解时左边界为月球逃逸速度，右边界可以设置为5000。然
后以v0为初值，用brent法或牛顿法等非线性方程求解法可求得顺行和逆行解。根据vy求r
pe
的计算过程很简单，计算量很小，计算1次仅用约1微秒。求解一条白道面内的自由返回轨道通常仅需根据vy计算rpe约30次，耗时约0.03毫秒几乎可以忽略。当x0为正时，相对月心的轨道为逆行轨道，当x0为负时，相对月心的轨道为顺行轨道。因此白道面内自由返回轨道有4种构型，即：地心顺行月心顺行，地心顺行月心逆行，地心逆行月心顺行，地心逆行月心逆行。
[0154]
步骤202：基于b平面参数公式，根据所述矢量参数确定所述探测器的p平面参数的第一参数值，并根据所述目标参数和所述矢量参数确定所述p平面参数的第二参数值；其中，若待确定轨道为双曲线轨道则所述p平面为过参考天体中心且垂直于轨道渐近线的平面，若为椭圆轨道或抛物线轨道则所述p平面为过参考天体中心，且垂直于近心点矢量的平面；
[0155]
前文已说明，p平面参数的定义与b平面参数类似，仅是将b矢量的模由短半轴b换成轨道半通径p。另对于b平面不适用的椭圆轨道和抛物线轨道，可采用图1d中示出的e矢量来代替图1c中示出的s矢量。由此，可基于b平面参数公式确定上述p平面参数的参数值。
[0156]
上述步骤202中根据矢量参数确定探测器的p平面参数的第一参数值时，首先基于b平面参数公式，根据矢量参数确定n矢量、轨道半通径p以及e矢量；其中，n矢量为轨道法向矢量；e矢量为近心点矢量。具体的，通过下述公式(14)根据矢量参数确定n矢量：
[0157][0158]
其中，n为n矢量，r和v为矢量参数，μ为地球引力常数。然后通过下述公式(15)根据矢量参数确定轨道通半径p：
[0159][0160]
其中，p为轨道半通径。然后通过下述公式(16)根据矢量参数确定e矢量：
[0161][0162]
进一步的，基于自由返回轨道的轨道类型，根据n矢量、p以及e矢量确定p矢量。实施时，若轨道类型为双曲线轨道类型，则根据n矢量和e矢量确定s矢量，并根据p、s矢量和n矢量确定p矢量。具体的，首先根据下述公式(17)～(18)确定s矢量：
[0163]
β＝cos-1
(1/e)
ꢀꢀ
公式(17)
[0164][0165]
其中，β为月球运行的角度，s为s矢量，e为e矢量。s矢量为通过参考天体中心且方向平行于进入双曲线轨道渐近线的单位矢量。然后根据下述公式(19)确定双曲线轨道类型下的p矢量：
[0166]
p＝p(s
×
n)
ꢀꢀ
公式(19)
[0167]
对于双曲线轨道类型，p矢量的矢量方向为从参考天体中心指向进入轨道渐近线与p平面相交点，p矢量的大小与p相同。
[0168]
若轨道类型为椭圆轨道类型或抛物线轨道类型，则根据下述公式(20)确定p矢量；
[0169]
p＝p(e
×
n)
ꢀꢀ
公式(20)
[0170]
对于椭圆轨道类型或抛物线轨道类型，p矢量的矢量方向为由参考天体中心垂直于e矢量且指向进入轨道一侧，p矢量的大小与p相同。
[0171]
进一步的，针对双曲线轨道类型，通过下述公式(21)～(22)根据s矢量和n矢量确定t矢量和r矢量：
[0172][0173]
r＝s
×
t
ꢀꢀ
公式(22)
[0174]
其中，t和r分别为t矢量和r矢量，t矢量和r矢量为垂直于p平面内的单位矢量；n为根据参考天体的自转轴确定的参考矢量。
[0175]
对于椭圆轨道类型或抛物线轨道类型，通过下述公式(23)～(24)根据e矢量和n矢量确定t矢量和r矢量：
[0176][0177]
r＝e
×
t
ꢀꢀ
公式(24)
[0178]
确定p矢量后，通过下述公式(25)根据t矢量、r矢量和p矢量确定第一参数值：
[0179][0180]
其中，p
t
表征p矢量在t矢量下的投影，pr表征p矢量在r矢量下的投影。
[0181]
上述公式(14)～(25)中确定的第一参数值并未考虑实际工程任务中的任务约束。接下来代入表征任务约束的目标参数，并根据目标参数和矢量参数确定p平面参数的第二参数值。实施时，首先通过上述公式(1)根据矢量参数确定半长轴a，然后基于自由返回轨道的轨道类型确定夹角α。应理解的是，在实际应用中，目标p平面参数往往是未知的，已知的是轨道倾角和近心距，或再入点高度和再入角等目标参数，并不能直接得到目标p平面参数，还需要用到其他参数。对于地月转移轨道或月地转移轨道这类偏心率接近1的轨道，s和e的变化很小，在迭代求解时可认为不变。因而可使s矢量、e矢量以及轨道半长轴p不变，即沿用上述公式(14)～(25)中的s矢量、e矢量以及p，然后根据目标参数和矢量参数确定p平面参数的第二参数值。如图2e所示，图2e中的夹角α为p平面与参考平面的夹角。该参考平面为过参考天体中心，且与n矢量垂直的平面。
[0182]
具体的，若轨道类型为双曲线类型，则通过下述公式(26)根据s矢量在预设惯性系z轴方向的分量确定夹角α；
[0183]
α＝aeccos(sz)
ꢀꢀꢀ
公式(26)
[0184]
其中，sz表征s矢量在预设惯性系z轴方向的分量。若轨道类型为椭圆类型或抛物线类型，则通过下述公式(27)根据e矢量在预设惯性系z轴方向的分量确定夹角α：
[0185]
α＝aeccos(ez)
ꢀꢀ
公式(27)
[0186]
其中，ez表征e矢量在预设惯性系z轴方向的分量。通确定夹角α后，对于双曲线轨道类型，通过下述公式(28)确定轨道半通径p：
[0187]
p＝r
p
(2-r
p
/a)
ꢀꢀ
公式(28)
[0188]
其中，r
p
为目标参数中的目标近心距。
[0189]
对于椭圆轨道类型或抛物线轨道类型，通过下述公式(29)确定轨道半通径p：
[0190][0191]
其中，re为目标参数中的再入点地心距；γ为目标参数中的再入角。
[0192]
基于直角球面三角形公式，通过下述公式(30)根据目标参数和α确定夹角
[0193][0194]
其中，夹角为p矢量和t矢量之间的夹角；i为目标参数中的入轨点轨道倾角。最后通过下述公式(31)根据p和夹角确定第二参数值：
[0195][0196]
实际的工程任务中，无论是根据任务需要还是受摄动因素影响，绕月自由轨道都不可能仅位于白道面内，因此基于p平面参数设计空间绕月自由返回轨道，轨道力模型可以为双二体模型或高精度力模型。
[0197]
在瞬时地月惯性系下，空间绕月自由返回轨道的起始点选取在xoz平面内，此时y0＝0，在给定起始点坐标x0后轨道设计参数为[z0，vx，vy，vz]t。轨道计算方法与白道面内绕月自由返回轨道设计相同，即由起始点逆向积分计算得到入轨参数，正向积分计算得到返回参数，然后根据二者与设计目标偏差修正设计变量，直到偏差满足设计要求。
[0198]
步骤203：根据所述第一参数值和所述第二参数值确定本次迭代的迭代偏差；实施时，通过上述步骤202确定p平面参数的第一参数值和第二参数值后，将第一参数值和第二参数值之差作为本次迭代的迭代偏差。
[0199]
步骤204：针对每次迭代处理，若所述迭代偏差大于预设阈值则基于微分修正法对所述初始值进行修正以得到各轨道设计参数的修正值，并将所述修正值作为各轨道设计参数在下一次迭代时的初始值，重复所述迭代过程，直至所述迭代偏差不大于预设阈值。
[0200]
微分修正算法和b平面参数在深空轨道设计中被广泛应用，也是本技术的基础算法。假设地月转移轨道的约束变量为m维的向量p，控制变量为n维向量q。前者可根据月球探测任务目标轨道的要求而定；后者取转移轨道修正点的轨道参数，一般为速度增量。二者之间存在函数关系如下公式(32)所示：
[0201]
q＝f(p)
ꢀꢀ
公式(32)
[0202]
若控制变量初值为p0，对应的约束变量值为q0，将上述公式(32)在p0处进行泰勒展开并取一阶项，得到下述公式(33)：
[0203][0204]
其中，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，工程任务中可采用差分法进行数值求解。已知q0与目标约束qs存在偏差q
0-qs，则根据下述公式(34)迭代计算出修正q
0-qs所需的δp：
[0205]
δp＝m-1
δq公式(34)
[0206]
相应的，若m≠n，则可采用下述公式(35)根据最小范数广义逆计算δp：
[0207]
δp＝m
t
(m
×mt
)-1
δq公式(35)
[0208]
上述流程通过基于任务约束需求的目标参数对各轨道设计参数的初始值进行迭代处理，以确定探测器的p平面参数的迭代偏差。并基于该迭代偏差对轨道设计参数进行修
正，以确定满足该目标参数的不同轨道构型的自由返回轨道。
[0209]
接下来通过对三位自由返回轨道的计算仿真过程进行说明，以确定本技术技术方案的可行性。
[0210]
对于给定的目标倾角和近地点高度，p平面参数有两种状态，分别对应升轨和降轨。因此对于给定的x0，目标入轨倾角和近地点高度，目标返回倾角和近地点高度，存在4条轨道。如果类比于白道面内的4种构型，则三维绕月自由返回轨道有16种构型。不过对于三维情况，地心顺行和逆行由目标倾角给定，对于给定的倾角和目标近地点高度存在8种构型。下面2022-08-09t07：58：50的月球位置速度建立惯性系a，x0为
±
6000公里来计算一下绕月自由返回轨道。入轨点倾角设置为28.5度，高度设置为200公里，返回点设置为倾角43.0度，高度设置为120公里。
[0211]
在双二体模型下，计算结果如图3a所示。图3a示出了双二体模型下8种构型(即图3a中的fro1～8)的自由返回轨道参数。在高精度模型下，计算结果如图3b所示。图3b示出了高精度模型下8种构型的自由返回轨道参数。通过图3a和图3b可知，解出的轨道都为近地点的轨道参数，倾角为设定值，因此没有列出倾角和平近点角。将双二体模型与高精度模型对比可发现，双二体模型的偏差并不大，因此可以用双二体模型进行初步的窗口搜索和分析。前4种构型的x0为6000公里，即月心逆行轨道，其总飞行时间约6天，后4种构型的x0为-6000公里，即月心顺行轨道，其总飞行时间约14天。因此，如果发射载人登月轨道，应该采用月心逆行轨道。具体的，月心逆行的4种构型自由返回轨道三维视图如图3c所示，4种构型即图3c中示出的fro1～4；月心顺行的4种构型自由返回轨道三维视图如图3d所示，4种构型即图3d中示出的fro5～8。
[0212]
地心轨道倾角大于90度时为地心逆行轨道，情况与此类似，用p平面参数法能够快速得到精确轨道。通过调整x0可以调整转移时间，具体如图3e所示，图3e示出了与前述入轨点和返回点设置相同但x0不同情况下的总转移时间曲线。从曲线可看出，月心顺行轨道的转移时间随|x0|是单调下降的，月心逆行轨道单调上升。x0对总转移时间影响很大，特别是近月距较低时的月心顺行轨道转移时间变化剧烈，而月心逆行轨道转移时间变化较缓。当x0在26000km左右时，月心顺序和逆行轨道的转移时间接近。由此确定本技术技术方案的有效性。
[0213]
基于相同的发明构思，本技术实施例提供了一种探测器自由返回轨道的设计装置400，如图4所示，包括：
[0214]
参数确定模块401，被配置为执行基于目标参数对各轨道设计参数的初始值进行迭代处理，以根据每次迭代得到的迭代偏差对各轨道设计参数进行修正；
[0215]
轨道确定模块402，被配置为执行根据修正后满足工程需求的各轨道参数构建自由返回轨道；其中，所述轨道设计参数至少包括所述探测器在预设惯性系z轴的位置分量z0以及在所述预设惯性系x、y、z轴上的速度分量v
x
、vy、vz，所述预设惯性系为预先构建的白道面内对称自由返回轨道近月点时刻的月心瞬时白道坐标系；所述目标参数至少包括第一目标参数或第二目标参数；所述第一目标参数包括入轨点轨道倾角i和目标近心距r
p
，所述第二目标参数包括再入角γ和再入点地心距re；
[0216]
所述迭代处理过程如下：
[0217]
首次迭代时，基于所述预先构建的白道面内对称自由返回轨道确定所述初始值，
并采用动力学积分确定所述初始值对应的矢量参数；其中，所述矢量参数至少包括所述探测器在近地点处的速度矢量v和位置矢量r或所述探测器在再入点处的速度矢量v和位置矢量r；
[0218]
基于b平面参数公式，根据所述矢量参数确定所述探测器的p平面参数的第一参数值，并根据所述目标参数和所述矢量参数确定所述p平面参数的第二参数值；其中，若待确定轨道为双曲线轨道则所述p平面为过参考天体中心且垂直于轨道渐近线的平面，若为椭圆轨道或抛物线轨道则所述p平面为过参考天体中心，且垂直于近心点矢量的平面；
[0219]
根据所述第一参数值和所述第二参数值确定本次迭代的迭代偏差；
[0220]
针对每次迭代处理，若所述迭代偏差大于预设阈值则基于微分修正法对所述初始值进行修正以得到各轨道设计参数的修正值，并将所述修正值作为各轨道设计参数在下一次迭代时的初始值，重复所述迭代过程，直至所述迭代偏差不大于预设阈值。
[0221]
在一些可能的实施例中，所述白道面内对称自由返回轨道是以所述探测器的近月点为起始点构建的；所述起始点位于所述预设惯性系的x轴，所述预设惯性系与所述白道面内对称自由返回轨道近月点时刻的月心瞬时白道坐标系平行；所述白道面内对称自由返回轨道的地月转移轨道和月地返回轨道对称于所述x轴两侧；
[0222]
执行所述首次迭代时，基于所述预先构建的白道面内对称自由返回轨道确定所述各轨道设计参数的初始值，所述参数确定模块401被配置为：
[0223]
根据所述白道面内对称自由返回轨道的轨道结构确定z0、v
x
和vz的初始值；所述z0、v
x
和vz在所述白道面内对称自由返回轨道模型中的值为0；
[0224]
基于预设速度间隔对所述探测器在所述白道面内对称自由返回轨道中的待处理参数进行多次采集操作；其中，所述待处理参数至少包括所述探测器在每次采集时在所述x轴的位置分量x0以及在所述y轴的速度分量v0；
[0225]
每次采集后，基于所述待处理参数确定本轮次采集操作对应的近心距r
pe
，并根据每次采集操作对应的r
pe
确定所述vy的初始值。
[0226]
在一些可能的实施例中，执行所述基于所述待处理参数确定本轮次采集操作对应的近心距r
pe
，所述参数确定模块401被配置为：
[0227]
根据所述x0和所述v0确定半长轴a、偏心率e以及轨道半通径p，并根据所述a、所述e和所述p确定月球影响球边界点的真近点角θ；
[0228]
根据所述θ确定所述探测器在所述月球影响球边界的径向速度分量vr、垂直径向速度分量vu以及飞行时间δt，并根据所述vr、所述vu和所述δt确定月球在所述预设惯性系下的位置矢量r
l
和速度矢量v
l
；
[0229]
根据所述r
l
和所述v
l
确定所述探测器在地心处的位置矢量re和速度矢量ve，并根据所述re和所述ve确定本轮次采集操作对应的近心距r
pe
。
[0230]
在一些可能的实施例中，执行所述基于b平面参数公式，根据所述矢量参数确定所述探测器的p平面参数的第一参数值，所述参数确定模块401被配置为：
[0231]
基于所述b平面参数公式，根据所述矢量参数确定n矢量、轨道半通径p以及e矢量；其中，所述n矢量为轨道法向矢量；所述e矢量为近心点矢量；
[0232]
基于所述自由返回轨道的轨道类型，根据所述n矢量、所述p2以及所述e矢量确定p矢量，并根据所述p矢量确定所述第一参数值。
[0233]
在一些可能的实施例中，执行所述根据所述n矢量、所述p2以及所述e矢量确定p矢量，所述参数确定模块401被配置为：
[0234]
若所述轨道类型为双曲线轨道类型，则根据所述n矢量和所述e矢量确定s矢量，并根据所述p、所述s矢量和n矢量确定p矢量；其中，对于双曲线轨道类型，所述s矢量为通过参考天体中心且方向平行于进入双曲线轨道渐近线的单位矢量，所述p矢量的矢量方向为从参考天体中心指向进入轨道渐近线与p平面相交点；
[0235]
若所述轨道类型为所述椭圆轨道类型或所述抛物线轨道类型，则根据所述p、所述e矢量和n矢量确定p矢量；其中，对于椭圆轨道类型或抛物线轨道类型，所述p矢量的矢量方向为由参考天体中心垂直于e矢量且指向进入轨道一侧。
[0236]
在一些可能的实施例中，执行所述根据所述p矢量确定所述第一参数值，所述参数确定模块401被配置为：
[0237]
若所述轨道类型为双曲线轨道类型，则根据所述s矢量和n矢量确定t矢量和r矢量；其中，所述t矢量和所述r矢量为垂直于所述p平面内的单位矢量；
[0238]
若所述轨道类型为椭圆轨道类型或抛物线轨道类型，则根据所述e矢量和n矢量确定所述t矢量和所述r矢量；其中，所述n矢量为根据参考天体的自转轴确定的参考矢量。
[0239]
根据所述t矢量、所述r矢量和所述p矢量确定所述第一参数值。
[0240]
在一些可能的实施例中，执行所述根据所述目标参数和所述矢量参数确定所述p平面参数的第二参数值，所述参数确定模块401被配置为：
[0241]
根据所述矢量参数确定半长轴a；
[0242]
基于所述自由返回轨道的轨道类型确定夹角α，并根据所述目标参数和所述a确定轨道半通径p；其中，所述夹角α为所述p平面与参考平面的夹角；所述参考平面为过参考天体中心，且与所述n矢量垂直的平面；
[0243]
基于直角球面三角形公式，根据所述目标参数和所述α确定夹角其中，所述夹角为所述p矢量和所述t矢量之间的夹角；
[0244]
根据所述p和所述夹角确定所述第二参数值。
[0245]
在一些可能的实施例中，执行所述基于所述自由返回轨道的轨道类型确定夹角α，所述参数确定模块401被配置为：
[0246]
若所述轨道类型为所述双曲线类型，则根据所述n矢量和所述e矢量确定s矢量，并根据所述s矢量在所述预设惯性系z轴方向的分量确定所述夹角α；
[0247]
若所述轨道类型为所述椭圆类型或所述抛物线类型，则根据所述e矢量在所述预设惯性系z轴方向的分量确定所述夹角α。
[0248]
下面参照图5来描述根据本技术的这种实施方式的电子设备130。图5显示的电子设备130仅仅是一个示例，不应对本技术实施例的功能和使用范围带来任何限制。
[0249]
如图5所示，电子设备130以通用电子设备的形式表现。电子设备130的组件可以包括但不限于：上述至少一个处理器131、上述至少一个存储器132、连接不同系统组件(包括存储器132和处理器131)的总线133。
[0250]
总线133表示几类总线结构中的一种或多种，包括存储器总线或者存储器控制器、外围总线、处理器或者使用多种总线结构中的任意总线结构的局域总线。
[0251]
存储器132可以包括易失性存储器形式的可读介质，例如随机存取存储器(ram)
1321和/或高速缓存存储器1322，还可以进一步包括只读存储器(rom)1323。
[0252]
存储器132还可以包括具有一组(至少一个)程序模块1324的程序/实用工具1325，这样的程序模块1324包括但不限于：操作系统、一个或者多个应用程序、其它程序模块以及程序数据，这些示例中的每一个或某种组合中可能包括网络环境的实现。
[0253]
电子设备130也可以与一个或多个外部设备134(例如键盘、指向设备等)通信，还可与一个或者多个使得用户能与电子设备130交互的设备通信，和/或与使得该电子设备130能与一个或多个其它电子设备进行通信的任何设备(例如路由器、调制解调器等等)通信。这种通信可以通过输入/输出(i/o)接口135进行。并且，电子设备130还可以通过网络适配器136与一个或者多个网络(例如局域网(lan)，广域网(wan)和/或公共网络，例如因特网)通信。如图所示，网络适配器136通过总线133与用于电子设备130的其它模块通信。应当理解，尽管图中未示出，可以结合电子设备130使用其它硬件和/或软件模块，包括但不限于：微代码、设备驱动器、冗余处理器、外部磁盘驱动阵列、raid系统、磁带驱动器以及数据备份存储系统等。
[0254]
在示例性实施例中，还提供了一种包括指令的计算机可读存储介质，例如包括指令的存储器132，上述指令可由装置400的处理器131执行以完成上述方法。可选地，计算机可读存储介质可以是rom、随机存取存储器(ram)、cd-rom、磁带、软盘和光数据存储设备等。
[0255]
在示例性实施例中，还提供一种计算机程序产品，包括计算机程序/指令，所述计算机程序/指令被处理器131执行时实现如本技术提供的探测器自由返回轨道的设计方法中的任一方法。
[0256]
在示例性实施例中，本技术提供的一种探测器自由返回轨道的设计方法的各个方面还可以实现为一种程序产品的形式，其包括程序代码，当程序产品在计算机设备上运行时，程序代码用于使计算机设备执行本说明书上述描述的根据本技术各种示例性实施方式的一种探测器自由返回轨道的设计方法中的步骤。
[0257]
程序产品可以采用一个或多个可读介质的任意组合。可读介质可以是可读信号介质或者可读存储介质。可读存储介质例如可以是——但不限于——电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括：具有一个或多个导线的电连接、便携式盘、硬盘、随机存取存储器(ram)、只读存储器(rom)、可擦式可编程只读存储器(eprom或闪存)、光纤、便携式紧凑盘只读存储器(cd-rom)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。
[0258]
本技术的实施方式的用于地火转移轨道的确定的程序产品可以采用便携式紧凑盘只读存储器(cd-rom)并包括程序代码，并可以在电子设备上运行。然而，本技术的程序产品不限于此，在本文件中，可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。
[0259]
可读信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了可读程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括——但不限于——电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。可读信号介质还可以是可读存储介质以外的任何可读介质，该可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。
[0260]
可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括——但不限于——
无线、有线、光缆、rf等等，或者上述的任意合适的组合。
[0261]
可以以一种或多种程序设计语言的任意组合来编写用于执行本技术操作的程序代码，程序设计语言包括面向对象的程序设计语言-诸如java、c 等，还包括常规的过程式程序设计语言-诸如“如“语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户电子设备上执行、部分地在用户设备上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户电子设备上部分在远程电子设备上执行、或者完全在远程电子设备或服务端上执行。在涉及远程电子设备的情形中，远程电子设备可以通过任意种类的网络——包括局域网(lan)或广域网(wan)-连接到用户电子设备，或者，可以连接到外部电子设备(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。
[0262]
应当注意，尽管在上文详细描述中提及了装置的若干单元或子单元，但是这种划分仅仅是示例性的并非强制性的。实际上，根据本技术的实施方式，上文描述的两个或更多单元的特征和功能可以在一个单元中具体化。反之，上文描述的一个单元的特征和功能可以进一步划分为由多个单元来具体化。
[0263]
此外，尽管在附图中以特定顺序描述了本技术方法的操作，但是，这并非要求或者暗示必须按照该特定顺序来执行这些操作，或是必须执行全部所示的操作才能实现期望的结果。附加地或备选地，可以省略某些步骤，将多个步骤合并为一个步骤执行，和/或将一个步骤分解为多个步骤执行。
[0264]
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。
[0265]
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图像缩放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图像缩放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。
[0266]
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图像缩放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。
[0267]
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程图像缩放设备上，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。
[0268]
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，则可对这些实施例做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。
[0269]
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。