基于动力学模型的轨迹分析方法及其装置、电子设备与流程

1.本发明涉及航天技术领域，具体而言，涉及一种基于动力学模型的轨迹分析方法及其装置、电子设备.


背景技术：

2.在星体探测任务中，动力学模型是轨道确定，轨道预报，轨道控制，轨道设计的基础，探测器的位置速度是测控跟踪的依据，可以通过动力学的加速度积分得到.相关技术中，星体探测(例如，向火星星体的探测)属于深空探测，随着探测器脱离地球引力束缚，常用的地球时空参考系统不再适用，其轨道动力学约束逐渐减弱，太阳辐射压相对于行星引力的摄动量级增加，在轨道确定中，太阳辐射压建模精度的要求也更为严格，同时，还面临更多的探测器上动作产生的干扰力影响.
3.针对上述的问题，目前尚未提出有效的解决方案。


技术实现要素：

4.本发明实施例提供了一种基于动力学模型的轨迹分析方法及其装置、电子设备，以至少解决相关技术中地球时空参考系统不再适用探测器在不同阶段的动力学模型构建，导致分析探测器在各个飞行阶段的动力参数变化的误差较大的技术问题.
5.根据本发明实施例的一个方面，提供了一种基于动力学模型的轨迹分析方法，包括：获取探测器在近地飞行阶段的第一飞行参数和预先构建的第一参考系，以确定地心轨道动力学模型；获取探测器在巡航飞行阶段的第二飞行参数和预先构建的第二参考系，以确定日心轨道动力学模型；获取探测器在目标星体环绕飞行阶段的第三飞行参数和预先构建的第三参考系，以确定目标星体轨道动力学模型；结合所述地心轨道动力学模型、所述日心轨道动力学模型和所述目标星体轨道动力学模型，分析所述探测器从地球飞行至所述目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化。
6.可选地，获取探测器在近地飞行阶段的第一飞行参数和预先构建的第一参考系，以确定地心轨道动力学模型的步骤，包括：基于预先构建的所述第一参考系，分析所述探测器在近地飞行阶段的地球质点产生的引力加速度、地球引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳和地球的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度；基于所述探测器在近地飞行阶段的地球质点产生的引力加速度、地球引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳和地球的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，计算所述探测器在近地飞行阶段进行飞行时的第一轨道动力学加速度，以采用所述第一轨道动力学加速度确定所述地心轨道动力学模型。
7.可选地，获取探测器在巡航飞行阶段的第二飞行参数和预先构建的第二参考系，以确定日心轨道动力学模型的步骤，包括：基于预先构建的所述第二参考系，分析所述探测
器在脱离地球引力束缚后至与所述目标星体距离预设制动距离前处于所述巡航飞行阶段时的太阳质点产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度；基于所述探测器在脱离地球引力束缚后至与所述目标星体距离预设制动距离前处于所述巡航飞行阶段时的太阳质点产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，计算所述探测器在所述巡航飞行阶段进行飞行时的第二轨道动力学加速度，以采用所述第二轨道动力学加速度确定所述日心轨道动力学模型.
8.可选地，获取探测器在目标星体环绕飞行阶段的第三飞行参数和预先构建的第三参考系，以确定目标星体轨道动力学模型的步骤，包括：基于预先构建的所述第三参考系，分析所述探测器在处于所述目标星体环绕飞行阶段时的目标星体质点产生的引力加速度、目标星体引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、目标星体大气产生的阻力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳和目标星体的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度；基于所述探测器在处于所述目标星体环绕飞行阶段时的目标星体质点产生的引力加速度、目标星体引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、目标星体大气产生的阻力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳和目标星体的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，计算所述探测器在所述目标星体环绕飞行阶段进行飞行时的第三轨道动力学加速度，以采用所述第三轨道动力学加速度确定所述目标星体轨道动力学模型。
9.可选地，所述动力参数变化包括下述至少之一：摄动力加速度变化、姿控作用力的变化、卸载作用力的变化.
10.可选地，所述第一参考系为地心天球参考系、所述第二参考系为日心天球参考系，所述第三参考系为目标星体天球参考系.
11.可选地，所述目标星体为火星.
12.根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种基于动力学模型的轨迹分析装置，包括：第一获取单元，用于获取探测器在近地飞行阶段的第一飞行参数和预先构建的第一参考系，以确定地心轨道动力学模型；第二获取单元，用于获取探测器在巡航飞行阶段的第二飞行参数和预先构建的第二参考系，以确定日心轨道动力学模型；第三获取单元，用于获取探测器在目标星体环绕飞行阶段的第三飞行参数和预先构建的第三参考系，以确定目标星体轨道动力学模型；分析单元，用于结合所述地心轨道动力学模型、所述日心轨道动力学模型和所述目标星体轨道动力学模型，分析所述探测器从地球飞行至所述目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化。
13.可选地，所述第一获取单元包括：第一分析模块，用于基于预先构建的所述第一参考系，分析所述探测器在近地飞行阶段的地球质点产生的引力加速度、地球引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳和地球的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度；第一计算模块，用于基于所述探测器在近地飞行阶段的地球质点产生的引力加速度、地球引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射
压产生的加速度、太阳和地球的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，计算所述探测器在近地飞行阶段进行飞行时的第一轨道动力学加速度，以采用所述第一轨道动力学加速度确定所述地心轨道动力学模型。
14.可选地，所述第二获取单元包括：第二分析模块，用于基于预先构建的所述第二参考系，分析所述探测器在脱离地球引力束缚后至与所述目标星体距离预设制动距离前处于所述巡航飞行阶段时的太阳质点产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度；第二计算模块，用于基于所述探测器在脱离地球引力束缚后至与所述目标星体距离预设制动距离前处于所述巡航飞行阶段时的太阳质点产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，计算所述探测器在所述巡航飞行阶段进行飞行时的第二轨道动力学加速度，以采用所述第二轨道动力学加速度确定所述日心轨道动力学模型.
15.可选地，所述第三获取单元包括：第三分析模块，用于基于预先构建的所述第三参考系，分析所述探测器在处于所述目标星体环绕飞行阶段时的目标星体质点产生的引力加速度、目标星体引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、目标星体大气产生的阻力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳和目标星体的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度；第三计算模块，用于基于所述探测器在处于所述目标星体环绕飞行阶段时的目标星体质点产生的引力加速度、目标星体引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、目标星体大气产生的阻力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳和目标星体的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，计算所述探测器在所述目标星体环绕飞行阶段进行飞行时的第三轨道动力学加速度，以采用所述第三轨道动力学加速度确定所述目标星体轨道动力学模型.
16.可选地，所述动力参数变化包括下述至少之一：摄动力加速度变化、姿控作用力的变化、卸载作用力的变化。
17.可选地，所述第一参考系为地心天球参考系、所述第二参考系为日心天球参考系，所述第三参考系为目标星体天球参考系。
18.可选地，所述目标星体为火星.
19.根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种电子设备，包括：处理器；以及存储器，用于存储所述处理器的可执行指令；其中，所述处理器配置为经由执行所述可执行指令来执行上述所述的基于动力学模型的轨迹分析方法。
20.根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质包括存储的计算机程序，其中，在所述计算机程序运行时控制所述计算机可读存储介质所在设备执行上述所述的基于动力学模型的轨迹分析方法。
21.在本公开中，获取探测器在近地飞行阶段的第一飞行参数和预先构建的第一参考系，以确定地心轨道动力学模型，获取探测器在巡航飞行阶段的第二飞行参数和预先构建的第二参考系，以确定日心轨道动力学模型，获取探测器在目标星体环绕飞行阶段的第三飞行参数和预先构建的第三参考系，以确定目标星体轨道动力学模型，结合地心轨道动力
学模型、日心轨道动力学模型和目标星体轨道动力学模型，分析探测器从地球飞行至目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化。在本技术中，可根据目标星体探测特点设计探测时空参考系，之后，可根据近地飞行阶段设计地心轨道动力学模型，根据巡航飞行阶段设计日心轨道动力学模型，根据目标星体环绕飞行阶段设计目标星体轨道动力学模型，然后根据不同阶段动力学模型分析各种动力参数，能够为目标星体探测任务轨道确定，轨道预报，轨道控制，轨道设计提供动力学支持，精准地分析探测器在各个飞行阶段的动力参数变化，进而解决了相关技术中地球时空参考系统不再适用探测器在不同阶段的动力学模型构建，导致分析探测器在各个飞行阶段的动力参数变化的误差较大的技术问题.
附图说明
22.此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本技术的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定.在附图中：
23.图1是根据本发明实施例的一种可选的基于动力学模型的轨迹分析方法的流程图；
24.图2是根据本发明实施例的一种可选的火星探测轨道阶段划分的示意图；
25.图3是根据本发明实施例的一种可选的近地轨道摄动力加速度分析的示意图；
26.图4是根据本发明实施例的一种可选的巡航段日心轨道摄动力加速度分析的示意图；
27.图5是根据本发明实施例的一种可选的火星轨道摄动力加速度分析的示意图；
28.图6是根据本发明实施例的一种可选的基于动力学模型的轨迹分析装置的示意图.
具体实施方式
29.为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例.基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。
30.需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序.应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元.
31.为便于本领域技术人员理解本发明，下面对本发明各实施例中涉及的部分术语或名词做出解释：
32.后牛顿效应：是指用牛顿学不能很好解释的效应，包括光线弯曲、引力红移等.
33.本发明下述各实施例可应用于基于动力学模型的探测器轨迹分析任务中.本发明
可根据各种星体(例如，火星星体、金星星体等，本发明以火星探测进行示意说明) 探测特点设计星体探测时空参考系，根据近地飞行阶段设计地心轨道动力学模型，根据巡航飞行阶段设计日心轨道动力学模型，根据火星环绕飞行阶段设计火星轨道动力学模型，之后可以根据火星探测轨道设计，完成各阶段轨道动力学模型及参数使用策略设计，根据飞行阶段划分动力学模型的使用范围，根据不同阶段动力学模型分析各种动力参数(例如，摄动力)的影响。本发明中的方法同样适用于后续载人登各星体的动力学，其中，巡航段模型还适用于其它深空探测任务.
34.下面结合各个实施例来详细说明本发明。
35.实施例一
36.根据本发明实施例，提供了一种基于动力学模型的轨迹分析方法实施例，需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
37.图1是根据本发明实施例的一种可选的基于动力学模型的轨迹分析方法的流程图，如图1所示，该方法包括如下步骤：
38.步骤s102，获取探测器在近地飞行阶段的第一飞行参数和预先构建的第一参考系，以确定地心轨道动力学模型。
39.步骤s104，获取探测器在巡航飞行阶段的第二飞行参数和预先构建的第二参考系，以确定日心轨道动力学模型.
40.步骤s106，获取探测器在目标星体环绕飞行阶段的第三飞行参数和预先构建的第三参考系，以确定目标星体轨道动力学模型.
41.步骤s108，结合地心轨道动力学模型、日心轨道动力学模型和目标星体轨道动力学模型，分析探测器从地球飞行至目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化.
42.通过上述步骤，可以获取探测器在近地飞行阶段的第一飞行参数和预先构建的第一参考系，以确定地心轨道动力学模型，获取探测器在巡航飞行阶段的第二飞行参数和预先构建的第二参考系，以确定日心轨道动力学模型，获取探测器在目标星体环绕飞行阶段的第三飞行参数和预先构建的第三参考系，以确定目标星体轨道动力学模型，结合地心轨道动力学模型、日心轨道动力学模型和目标星体轨道动力学模型，分析探测器从地球飞行至目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化。在本发明实施例中，可根据目标星体探测特点设计探测时空参考系，之后，可根据近地飞行阶段设计地心轨道动力学模型，根据巡航飞行阶段设计日心轨道动力学模型，根据目标星体环绕飞行阶段设计目标星体轨道动力学模型，然后根据不同阶段动力学模型分析各种动力参数，能够为目标星体探测任务轨道确定，轨道预报，轨道控制，轨道设计提供动力学支持，精准地分析探测器在各个飞行阶段的动力参数变化，进而解决了相关技术中地球时空参考系统不再适用探测器在不同阶段的动力学模型构建，导致分析探测器在各个飞行阶段的动力参数变化的误差较大的技术问题.
43.下面结合上述各步骤对本发明实施例进行详细说明.
44.在本发明实施例中，可以是应用于各种目标星体的探测，一种可选的，目标星体为
火星，本实施例以火星探测为例进行示意说明，当然本实施例也可以适用于其它星体探测。
45.步骤s102，获取探测器在近地飞行阶段的第一飞行参数和预先构建的第一参考系，以确定地心轨道动力学模型。
46.可选的，获取探测器在近地飞行阶段的第一飞行参数和预先构建的第一参考系，以确定地心轨道动力学模型的步骤，包括：基于预先构建的第一参考系，分析探测器在近地飞行阶段的地球质点产生的引力加速度、地球引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳和地球的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度；基于探测器在近地飞行阶段的地球质点产生的引力加速度、地球引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳和地球的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，计算探测器在近地飞行阶段进行飞行时的第一轨道动力学加速度，以采用第一轨道动力学加速度确定地心轨道动力学模型。
47.在本发明实施例中，近地飞行阶段是指没有脱离地球引力的飞行阶段，其第一参考系为地心天球参考系，第一飞行参数可以包括：表示为地球质点产生的引力加速度，表示为地球引力位的非球形部分产生的引力加速度，表示为太阳和大行星等第三体质点产生的引力加速度，表示为地球大气产生的阻力加速度，表示为太阳辐射压产生的加速度，表示为太阳和地球的相对论效应产生的后牛顿效应加速度，表示为姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，表示为地球潮汐引起的加速度等，本实施例中，各星体探测中由于和影响很小，可以不用考虑。
48.本实施例中，可以基于预先构建的第一参考系(即地心天球参考系)，分析探测器在入轨至近地轨道飞行时的各种加速度(即第一飞行参数)，然后，基于这些加速度，计算探测器在近地飞行阶段进行飞行时的第一轨道动力学加速度计算公式如下公式(1)：
[0049][0050]
在计算得到第一轨道动力学加速度后，可以采用第一轨道动力学加速度确定地心轨道动力学模型.
[0051]
步骤s104，获取探测器在巡航飞行阶段的第二飞行参数和预先构建的第二参考系，以确定日心轨道动力学模型.
[0052]
可选的，获取探测器在巡航飞行阶段的第二飞行参数和预先构建的第二参考系，以确定日心轨道动力学模型的步骤，包括：基于预先构建的第二参考系，分析探测器在脱离地球引力束缚后至与目标星体距离预设制动距离前处于巡航飞行阶段时的太阳质点产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度；基于探测器在脱离地球引力束缚后至与目标星体距离预设制动距离前处于巡航飞行阶段时的太阳质点产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，计算探测器在巡航飞行阶段进行飞行时的第二轨道动力学加速度，以采用第二轨道动力学加速度确定日心轨道动力学模型.
[0053]
在本发明实施例中，巡航飞行阶段是指脱离地球引力束缚后，在没有受到其他星体引力束缚的飞行阶段，其第二参考系为日心天球参考系，第二飞行参数可以包括：表示为太阳质点产生的引力加速度，表示为大行星作为第三体质点产生的引力加速度，表示为太阳辐射压产生的加速度，表示为太阳的相对论效应产生的后牛顿效应加速度，表示为姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度等.
[0054]
本实施例中，可以基于预先构建的第二参考系(例如，日心天球参考系)，分析探测器在脱离地球引力束缚后至近火制动前(即探测器在脱离地球引力束缚后至与目标星体(例如，火星星体)距离预设制动距离前，其中，预设制动距离可根据实际情况进行确定)飞行时的各种加速度(即第二行参数)，然后，基于这些加速度，计算探测器在巡航飞行阶段进行飞行时的第二轨道动力学加速度计算公式如下公式(2)：
[0055][0056]
在计算得到第二轨道动力学加速度后，可以采用第二轨道动力学加速度确定日心轨道动力学模型.
[0057]
步骤s106，获取探测器在目标星体环绕飞行阶段的第三飞行参数和预先构建的第三参考系，以确定目标星体轨道动力学模型.
[0058]
可选的，获取探测器在目标星体环绕飞行阶段的第三飞行参数和预先构建的第三参考系，以确定目标星体轨道动力学模型的步骤，包括：基于预先构建的第三参考系，分析探测器在处于目标星体环绕飞行阶段时的目标星体质点产生的引力加速度、目标星体引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、目标星体大气产生的阻力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳和目标星体的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度；基于探测器在处于目标星体环绕飞行阶段时的目标星体质点产生的引力加速度、目标星体引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、目标星体大气产生的阻力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳和目标星体的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，计算探测器在目标星体环绕飞行阶段进行飞行时的第三轨道动力学加速度，以采用第三轨道动力学加速度确定目标星体轨道动力学模型。
[0059]
在本发明实施例中，星体环绕飞行阶段是指受到该星体引力束缚，环绕该星体飞行阶段，目标星体可以为火星，第三参考系可以为目标星体天球参考系，第三飞行参数可以包括：表示为目标星体(例如，火星)质点产生的引力加速度，表示为目标星体(例如，火星)引力位的非球形部分产生的引力加速度，表示为太阳和大行星等第三体质点产生的引力加速度，表示为目标星体(例如，火星)大气产生的阻力加速度，表示为太阳辐射压产生的加速度，表示为太阳和目标星体(例如，火星)的相对论效应产生的后牛顿效应加速度，表示为姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，表示为目标星体(例如，火星)潮汐引起的加速度等。
[0060]
本实施例中，可以基于预先构建的第三参考系(即目标星体天球参考系)，分析探测器在近火制动后至火星环绕飞行时的(即探测器在处于目标星体环绕飞行阶段时的) 飞行时的各种加速度(即第三行参数)，然后，基于这些加速度，计算探测器在目标星体环绕飞
行阶段进行飞行时的第三轨道动力学加速度计算公式如下公式(3)：
[0061][0062]
在计算得到第三轨道动力学加速度后，可以采用第三轨道动力学加速度确定目标星体轨道动力学模型.
[0063]
步骤s108，结合地心轨道动力学模型、日心轨道动力学模型和目标星体轨道动力学模型，分析探测器从地球飞行至目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化.
[0064]
在本发明实施例中，可以根据设计轨道分析，将火星探测飞行轨道分为三个阶段，图2是根据本发明实施例的一种可选的火星探测轨道阶段划分的示意图，如图2所示，包括：探测器从地球飞行至目标星体(即火星)的发射段(对应上述的近地飞行阶段)，地火转移段(对应上述的巡航飞行阶段)，捕获停泊段(对应上述的星体环绕飞行阶段) 三个飞行阶段.
[0065]
本实施例中，可以结合地心轨道动力学模型、日心轨道动力学模型和目标星体轨道动力学模型，分析探测器从地球飞行至目标星体(即火星)的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化(例如，摄动力加速度变化)。
[0066]
可选的，动力参数变化包括下述至少之一：摄动力加速度变化、姿控作用力的变化、卸载作用力的变化.
[0067]
另一可选的，第一参考系为地心天球参考系、第二参考系为日心天球参考系，第三参考系为目标星体天球参考系.
[0068]
图3是根据本发明实施例的一种可选的近地轨道摄动力加速度分析的示意图，如图3所示，以时间time为横坐标(该横坐标的单位为每日day(表示为从0到10))，以加速度acceleration为纵坐标(该横坐标的单位为m/s2(表示为从10-14
到100))，构建一个表示地球影响球内摄动加速度情况的坐标轴，包括：地球质心、地球j2、其它大行星、太阳光压、相对论效应等曲线变化.
[0069]
图4是根据本发明实施例的一种可选的巡航段日心轨道摄动力加速度分析的示意图，如图4所示，以时间time为横坐标(该横坐标的单位为每两日day(表示为从0 到10))，以加速度acceleration为纵坐标(该横坐标的单位为m/s2(表示为从10-10
到10-2
))，构建一个表示日心影响球内摄动加速度情况的坐标轴，包括：太阳质心、其它大行星、太阳光压、相对论效应等曲线变化。
[0070]
图5是根据本发明实施例的一种可选的火星轨道摄动力加速度分析的示意图，如图5所示，以时间time为横坐标(该横坐标的单位为每0.2日day(表示为从0到1.4))，以加速度acceleration为纵坐标(该横坐标的单位为m/s2(表示为从10-12
到102))，构建一个表示火星影响球内摄动加速度情况的坐标轴，包括：火星质心、火星j2、火星卫星、其它大行星、太阳光压、相对论效应等曲线变化.
[0071]
下面结合另一种可选的具体实施方式进行详细说明.
[0072]
本实施例可以根据火星探测特点设计火星探测时空参考系，根据近地飞行阶段设计地球轨道动力学模型，根据巡航飞行阶段设计日心轨道动力学模型，根据火星环绕飞行阶段设计火星轨道动力学模型，然后，根据火星探测轨道设计，完成各阶段轨道动力学模型及参数使用策略设计，根据飞行阶段划分动力学模型的使用范围，根据不同阶段动力学模
型分析各种摄动力的影响.具体包括如下步骤：
[0073]
步骤一：时空参考系设计.
[0074]
时间系统包括：地球时(tt)、质心动力学时(tdb)、世界时(ut)、协调世界时 (utc)、北京时(bjt)等，其中，
[0075]
地球时(tt)是航天器在地心动力学方程中的自变量，之前称为地球动力学时(tdt)，之后采用tt替代tdt作为历书时间尺度.
[0076]
质心动力学时(tdb)是天体、航天器在太阳系质心动力学方程中的自变量，用于计算月球、太阳和行星的历表，岁差、章动的计算也依据该时间尺度，例如，喷气推进实验室(jpl)的de(development ephemerides，行星/月球展开历表)系列历表时间尺度与tdb的含义相同.tdb和tt的差别由相对论效应引起，目前，转换精度约为纳秒量级.
[0077]
世界时(ut)，基于地球自转，其时间尺度略微非均匀，目前通常是指ut1(一类世界时).在iau(国际天文联合会)最新的2006/2000岁差-章动模型中，ut1与地球自转角为线性关系.由于地球自转角速度ω并不是一个常数，所以ut1和tt不同，不是均匀的时间尺度，ut1滞后于tt，δt＝tt-ut1随时间累积.
[0078]
协调世界时(utc)是测站时间同步的标准时间，是一种混合的时间尺度，它使用地球平均海平面上的si(国际单位制)秒长作为其基本秒长，但是通过适时的跳秒，使得utc和ut1之差小于0.9秒.跳秒一般为正，其效应是将utc延迟1秒，通常在 6月或者12月底进行.tai-utc(tai表示国际原子时)的数值由国际地球自转服务 (iers)提供，ut1-utc可以直接采用iers公报.
[0079]
北京时(bjt)是东八区的区时，记为bjt＝utc 8h。
[0080]
具体坐标系定义如表1所示：
[0081]
表1动力学建模涉及坐标系定义
[0082][0083]
步骤二：地心轨道动力学模型。
[0084]
探测器在入轨至近地轨道飞行时的轨道动力学加速度可以表示为：
[0085][0086]
为地球质点产生的引力加速度，为地球引力位的非球形部分产生的引力加速度，为太阳和大行星等第三体质点产生的引力加速度，为地球大气产生的阻力加速度，为太阳辐射压产生的加速度，为太阳和地球的相对论效应产生的后牛顿效应加速度，为姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，为地球潮汐引起的加速度.火星探测中和由于影响很小，可以不用考虑。
[0087]
步骤三：日心轨道动力学模型。
[0088]
探测器在脱离地球引力束缚后至近火制动前飞行时的轨道动力学加速度可以表示为：
[0089][0090]
为太阳质点产生的引力加速度，为大行星作为第三体质点产生的引力加速度，为太阳辐射压产生的加速度，为太阳的相对论效应产生的后牛顿效应加速度，为姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度.
[0091]
步骤四：火星轨道动力学模型.
[0092]
探测器在近火制动后至火星环绕飞行时的轨道动力学加速度可以表示为：
[0093][0094]
为火星质点产生的引力加速度，为火星引力位的非球形部分产生的引力加速度，为太阳和大行星等第三体质点产生的引力加速度，为火星大气产生的阻力加速度，为太阳辐射压产生的加速度，为太阳和火星的相对论效应产生的后牛顿效应加速度，为姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，为火星潮汐引起的加速度.
[0095]
步骤五：动力学模型阶段划分及影响分析.
[0096]
火星探测任务中，针对不同的飞行阶段选取不同的积分中心和动力学模型，具体模型和参数如表2所示：
[0097]
表2火星探测动力学模型及参数
[0098]
[0099][0100]
根据设计轨道分析，火星探测飞行轨道分为三个阶段，包括探测器从地球飞行至目标星体(即火星)的发射段，地火转移段，捕获停泊段三个飞行阶段，之后分析得到三个阶段的摄动力的量级，如图3、图4和图5所示.姿控卸载作用力由于发生时间不同，每次发生量级也有差异，这里不做具体分析.
[0101]
本发明实施例中，可根据火星探测特点设计火星探测时空参考系，根据近地飞行阶段设计地心轨道动力学模型，根据巡航飞行阶段设计日心轨道动力学模型，根据火星环绕飞行阶段设计火星轨道动力学模型，之后可以根据火星探测轨道设计，完成各阶段轨道动力学模型及参数使用策略设计，根据飞行阶段划分动力学模型的使用范围，根据不同阶段动力学模型分析各种动力参数(例如，摄动力)的影响.
[0102]
实施例二
[0103]
本实施例中提供的一种基于动力学模型的轨迹分析装置包含了多个实施单元，每个实施单元对应于上述实施例一中的各个实施步骤。
[0104]
图6是根据本发明实施例的一种可选的基于动力学模型的轨迹分析装置的示意图，如图6所示，该分析装置可以包括：第一获取单元60，第二获取单元62，第三获取单元64，分析单元66，其中，
[0105]
第一获取单元60，用于获取探测器在近地飞行阶段的第一飞行参数和预先构建的第一参考系，以确定地心轨道动力学模型；
[0106]
第二获取单元62，用于获取探测器在巡航飞行阶段的第二飞行参数和预先构建的第二参考系，以确定日心轨道动力学模型；
[0107]
第三获取单元64，用于获取探测器在目标星体环绕飞行阶段的第三飞行参数和预先构建的第三参考系，以确定目标星体轨道动力学模型；
[0108]
分析单元66，用于结合地心轨道动力学模型、日心轨道动力学模型和目标星体轨道动力学模型，分析探测器从地球飞行至目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化.
[0109]
上述分析装置，可以通过第一获取单元60获取探测器在近地飞行阶段的第一飞行参数和预先构建的第一参考系，以确定地心轨道动力学模型，通过第二获取单元62 获取探测器在巡航飞行阶段的第二飞行参数和预先构建的第二参考系，以确定日心轨道动力学模型，通过第三获取单元64获取探测器在目标星体环绕飞行阶段的第三飞行参数和预先构建的第三参考系，以确定目标星体轨道动力学模型，通过分析单元66 结合地心轨道动力学模
型、日心轨道动力学模型和目标星体轨道动力学模型，分析探测器从地球飞行至目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化。在本发明实施例中，可根据目标星体探测特点设计探测时空参考系，之后，可根据近地飞行阶段设计地心轨道动力学模型，根据巡航飞行阶段设计日心轨道动力学模型，根据目标星体环绕飞行阶段设计目标星体轨道动力学模型，然后根据不同阶段动力学模型分析各种动力参数，能够为目标星体探测任务轨道确定，轨道预报，轨道控制，轨道设计提供动力学支持，精准地分析探测器在各个飞行阶段的动力参数变化，进而解决了相关技术中地球时空参考系统不再适用探测器在不同阶段的动力学模型构建，导致分析探测器在各个飞行阶段的动力参数变化的误差较大的技术问题.
[0110]
可选的，第一获取单元包括：第一分析模块，用于基于预先构建的第一参考系，分析探测器在近地飞行阶段的地球质点产生的引力加速度、地球引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳和地球的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度；第一计算模块，用于基于探测器在近地飞行阶段的地球质点产生的引力加速度、地球引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳和地球的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，计算探测器在近地飞行阶段进行飞行时的第一轨道动力学加速度，以采用第一轨道动力学加速度确定地心轨道动力学模型.
[0111]
可选的，第二获取单元包括：第二分析模块，用于基于预先构建的第二参考系，分析探测器在脱离地球引力束缚后至与目标星体距离预设制动距离前处于巡航飞行阶段时的太阳质点产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度；第二计算模块，用于基于探测器在脱离地球引力束缚后至与目标星体距离预设制动距离前处于巡航飞行阶段时的太阳质点产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，计算探测器在巡航飞行阶段进行飞行时的第二轨道动力学加速度，以采用第二轨道动力学加速度确定日心轨道动力学模型.
[0112]
可选的，第三获取单元包括：第三分析模块，用于基于预先构建的第三参考系，分析探测器在处于目标星体环绕飞行阶段时的目标星体质点产生的引力加速度、目标星体引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、目标星体大气产生的阻力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳和目标星体的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度；第三计算模块，用于基于探测器在处于目标星体环绕飞行阶段时的目标星体质点产生的引力加速度、目标星体引力位的非球形部分产生的引力加速度、第三体质点产生的引力加速度、目标星体大气产生的阻力加速度、太阳辐射压产生的加速度、太阳和目标星体的相对论效应产生的后牛顿效应加速度、姿态控制系统调整过程喷气或放气引起的加速度，计算探测器在目标星体环绕飞行阶段进行飞行时的第三轨道动力学加速度，以采用第三轨道动力学加速度确定目标星体轨道动力学模型.
[0113]
可选的，动力参数变化包括下述至少之一：摄动力加速度变化、姿控作用力的变化、卸载作用力的变化.
[0114]
可选的，第一参考系为地心天球参考系、第二参考系为日心天球参考系，第三参考系为目标星体天球参考系。
[0115]
可选的，目标星体为火星。
[0116]
上述的分析装置还可以包括处理器和存储器，上述第一获取单元60，第二获取单元62，第三获取单元64，分析单元66等均作为程序单元存储在存储器中，由处理器执行存储在存储器中的上述程序单元来实现相应的功能。
[0117]
上述处理器中包含内核，由内核去存储器中调取相应的程序单元.内核可以设置一个或以上，通过调整内核参数来分析探测器从地球飞行至目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化.
[0118]
上述存储器可能包括计算机可读介质中的非永久性存储器，随机存取存储器(ram) 和/或非易失性内存等形式，如只读存储器(rom)或闪存(flash ram)，存储器包括至少一个存储芯片。
[0119]
本技术还提供了一种计算机程序产品，当在数据处理设备上执行时，适于执行初始化有如下方法步骤的程序：获取探测器在近地飞行阶段的第一飞行参数和预先构建的第一参考系，以确定地心轨道动力学模型，获取探测器在巡航飞行阶段的第二飞行参数和预先构建的第二参考系，以确定日心轨道动力学模型，获取探测器在目标星体环绕飞行阶段的第三飞行参数和预先构建的第三参考系，以确定目标星体轨道动力学模型，结合地心轨道动力学模型、日心轨道动力学模型和目标星体轨道动力学模型，分析探测器从地球飞行至目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化.
[0120]
根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种电子设备，包括：处理器；以及存储器，用于存储处理器的可执行指令；其中，处理器配置为经由执行可执行指令来执行上述的基于动力学模型的轨迹分析方法.
[0121]
根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质包括存储的计算机程序，其中，在计算机程序运行时控制计算机可读存储介质所在设备执行上述的基于动力学模型的轨迹分析方法。
[0122]
上述本发明实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣.
[0123]
在本发明的上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。
[0124]
在本技术所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的技术内容，可通过其它的方式实现.其中，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如所述单元的划分，可以为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行.另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，单元或模块的间接耦合或通信连接，可以是电性或其它的形式。
[0125]
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个单元上.可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
[0126]
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单
元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现.
[0127]
所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可为个人计算机、服务器或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：u盘、只读存储器(rom，read-onlymemory)、随机存取存储器(ram，random access memory)、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
[0128]
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。