CN108408084B - 地外天体捕获制动变轨方法、装置及存储介质 - Google Patents

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CN108408084B CN201810167290.7A CN201810167290A CN108408084B CN 108408084 B CN108408084 B CN 108408084B CN 201810167290 A CN201810167290 A CN 201810167290A CN 108408084 B CN108408084 B CN 108408084B
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Abstract

本发明提供一种地外天体捕获制动变轨方法、装置及存储介质，属于航天器制导、导航与控制技术领域。本发明实施例提供的地外天体捕获制动变轨方法，通过根据初始轨道信息和目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道的偏心率，根据确定的过渡椭圆轨道偏心率确定三次变轨指令，并根据确定的三次变轨指令，分别在三个不同位置依次实现初始轨道至过渡椭圆轨道、与目标轨道共面的椭圆轨道和目标轨道的变轨，实现轨道面内、面外变轨，通过调整过渡椭圆轨道的偏心率可以对三次变轨进行优化，从而调节对应的速度增量，实现对推进剂用量的优化调整。

Description

地外天体捕获制动变轨方法、装置及存储介质
技术领域
本发明涉及一种地外天体捕获制动变轨方法、装置及存储介质，属于航天器制导、导航与控制技术领域。
背景技术
地外天体探测过程中探测器以双曲线轨道接近目标天体，当探测器到达目标天体时需要利用发动机制动使得探测器减速并运行在特定的环绕轨道上。
在以往的地外天体捕获制动过程中大都仅改变轨道的半长轴和偏心率，也就是只在轨道平面内实现从初始轨道至目标轨道的制动变轨。
对于未来的地外天体载人探测任务，捕获制动过程速度增量大、载人航天器质量重，推进剂消耗量大，现有的捕获制动变轨方法无法满足捕获制动过程推进剂消耗优化需求。
发明内容
本技术发明的解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种地外天体捕获制动变轨方法、装置及存储介质，以满足捕获制动过程中优化推进剂消耗的要求。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种地外天体捕获制动变轨方法，包括：
根据探测器初始轨道信息及目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道信息，所述过渡椭圆轨道信息包括偏心率；
根据所述初始轨道信息、目标轨道信息及过渡椭圆轨道信息，确定第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令；
当探测器到达所述初始轨道近心点时，发送第一变轨指令，以从初始轨道进入过渡椭圆轨道；
当探测器到达所述过渡椭圆轨道的远心点时，发送第二变轨指令，以从所述过渡椭圆轨道进入与所述目标轨道共面的椭圆轨道；
当探测器到达所述过渡椭圆轨道的近心点时，发送第三变轨指令，以从与所述目标轨道共面的椭圆轨道进入目标轨道。
在一可选实施例中，所述初始轨道信息包括初始轨道近心点半径，所述目标轨道信息包括目标轨道偏心率，所述根据探测器初始轨道信息及目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道信息，包括：
根据式(1)和式(2)确定过渡椭圆轨道偏心率em：
Figure BDA0001584821780000021
Figure BDA0001584821780000022
其中，ra为过渡椭圆轨道远心点半径，rg为天体引力影响球半径，rp为初始轨道的近心点半径，e为目标轨道的偏心率。
在一可选实施例中，所述初始轨道信息包括初始轨道的近心点半径、探测器在初始轨道上的近心点处的速度大小和初始轨道倾角，所述目标轨道信息包括目标轨道的偏心率和目标轨道倾角，所述根据所述初始轨道信息、目标轨道信息及过渡椭圆轨道信息，确定第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令，包括：
根据式(3)确定第一变轨指令，
Figure BDA0001584821780000023
根据式(4)确定第二变轨指令，
Figure BDA0001584821780000024
通过式(5)确定第三变轨指令，
Figure BDA0001584821780000025
其中，rp为初始轨道的近心点半径，em为过渡椭圆轨道的偏心率，e为目标轨道的偏心率，μ为万有引力常数，vp 0为探测器在初始轨道上的近心点处的速度大小，Δi为初始轨道和目标轨道的倾角变化量。
在一可选实施例中，所述根据所述初始轨道信息、目标轨道信息及过渡椭圆轨道信息，确定第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令之后，还包括：
根据所述第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令确定第二速度增量；
判断所述第一速度增量与所述第二速度增量的大小，所述第一速度增量为由所述初始轨道经一次脉冲变轨进入所述目标轨道的速度增量；
当所述第二速度增量小于所述第一速度增量时，通过所述第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令进行捕获制动变轨。
在一可选实施例中，所述判断所述第一速度增量与所述第二速度增量的大小，包括：
当式(6)成立时，所述第一速度增量大于所述第二速度增量：
Figure BDA0001584821780000031
其中，rp为探测器在初始轨道上的近心点半径，em为可能过渡椭圆轨道的偏心率，e为目标轨道的偏心率，μ为万有引力常数，vp 0为探测器在初始轨道上的近心点处的速度大小，Δi为初始轨道和目标轨道的倾角变化量。
一种地外天体捕获制动变轨装置，包括：
第一确定模块，用于根据探测器初始轨道信息及目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道信息，所述过渡椭圆轨道信息包括偏心率；
第二确定模块，用于根据所述初始轨道信息、目标轨道信息及过渡椭圆轨道信息，确定第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令；
发送模块，用于当探测器到达所述初始轨道近心点时，发送第一变轨指令，以从初始轨道进入过渡椭圆轨道；当探测器到达所述过渡椭圆轨道的远心点时，发送第二变轨指令，以从所述过渡椭圆轨道进入与所述目标轨道共面的椭圆轨道；当探测器到达所述过渡椭圆轨道的近心点时，发送第三变轨指令，以从与所述目标轨道共面的椭圆轨道进入目标轨道。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于：
根据式(1)和式(2)确定过渡椭圆轨道偏心率em：
Figure BDA0001584821780000041
Figure BDA0001584821780000042
其中，ra为过渡椭圆轨道远心点半径，rg为天体引力影响球半径，rp为初始轨道的近心点半径，e为目标轨道的偏心率。
在一可选实施例中，所述初始轨道信息包括初始轨道的近心点半径、探测器在初始轨道上的近心点处的速度大小和初始轨道倾角，所述目标轨道信息包括目标轨道的偏心率和目标轨道倾角，所述第二确定模块，用于：
根据式(3)确定第一变轨指令，
Figure BDA0001584821780000043
根据式(4)确定第二变轨指令，
Figure BDA0001584821780000044
通过式(5)确定第三变轨指令，
Figure BDA0001584821780000045
其中，rp为初始轨道的近心点半径，em为过渡椭圆轨道的偏心率，e为目标轨道的偏心率，μ为万有引力常数，vp0为探测器在初始轨道上的近心点处的速度大小，Δi为初始轨道和目标轨道的倾角变化量。
在一可选实施例中，所述的地外天体捕获制动变轨装置，还包括：
第三确定模块，用于根据所述第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令确定第二速度增量；
判断模块，用于判断所述第一速度增量与所述第二速度增量的大小，所述第一速度增量为由所述初始轨道经一次脉冲变轨进入所述目标轨道的速度增量；当所述第二速度增量小于所述第一速度增量时，通过所述第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令进行捕获制动变轨。
在一可选实施例中，所述判断模块，用于：
当式(6)成立时，所述第一速度增量大于所述第二速度增量：
Figure BDA0001584821780000051
其中，rp为探测器在初始轨道上的近心点半径，em为可能过渡椭圆轨道的偏心率，e为目标轨道的偏心率，μ为万有引力常数，vp0为探测器在初始轨道上的近心点处的速度大小，Δi为初始轨道和目标轨道的倾角变化量。
一种存储介质，用于存储一条或多条计算机指令，以用于：根据探测器初始轨道信息及目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道信息，所述过渡椭圆轨道信息包括偏心率；
根据所述初始轨道信息、目标轨道信息及过渡椭圆轨道信息，确定第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令；
当探测器到达所述初始轨道近心点时，发送第一变轨指令，以从初始轨道进入过渡椭圆轨道；
当探测器到达所述过渡椭圆轨道的远心点时，发送第二变轨指令，以从所述过渡椭圆轨道进入与所述目标轨道共面的椭圆轨道；
当探测器到达所述过渡椭圆轨道的近心点时，发送第三变轨指令，以从与所述目标轨道共面的椭圆轨道进入目标轨道。
本发明具有如下有益效果：
本发明实施例提供的地外天体捕获制动变轨方法，通过根据初始轨道信息和目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道的偏心率，根据确定的过渡椭圆轨道偏心率确定三次变轨指令，并根据确定的三次变轨指令，分别在三个不同位置依次实现初始轨道至过渡椭圆轨道、与目标轨道共面的椭圆轨道和目标轨道的变轨，实现轨道面内、面外变轨，通过调整过渡椭圆轨道的偏心率可以对三次变轨进行优化，从而调节对应的速度增量，实现对推进剂用量的优化调整。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种地外天体捕获制动变轨方法流程图；
图2为本发明实施例提供的一种地外天体捕获制动变轨装置结构示意图；
图3为本发明一具体实施例一次变轨和三次变轨效果图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明：
参见图1，本发明实施例提供了一种地外天体捕获制动变轨方法，包括：
步骤101：根据探测器初始轨道信息及目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道信息，所述过渡椭圆轨道信息包括偏心率；
具体地，本发明实施例中，初始轨道为探测器发射后进入的最初的轨道，通常为双曲线轨道，初始轨道信息包括探测器在初始轨道的近心点处的速度大小、初始轨道倾角、初始轨道近心点半径等信息；目标轨道为探测器的最终轨道，与所述初始轨道在所述初始轨道的近心点相切，通常为椭圆形轨道或圆形轨道；所述过渡椭圆轨道为与初始轨道共平面的过渡轨道，可以根据初始轨道近心点半径、目标轨道偏心率以及天体引力影响球半径确定其偏心率；
步骤102：根据所述初始轨道信息、目标轨道信息及过渡椭圆轨道信息，确定第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令；
具体地，所述变轨指令用于控制发动机开机以提供变轨所需的速度增量，实现变轨；其中，所述第一变轨指令包含第一次点火所需速度脉冲(速度增量)，第一次点火所需速度脉冲可以根据初始轨道在近心点处的速度、初始轨道近心点半径以及过渡椭圆轨道偏心率确定；所述第二变轨指令包含第二次点火所需速度脉冲(速度增量)，第二次点火所需速度脉冲可以根据过渡椭圆轨道偏心率、初始轨道近心点半径以及初始轨道与目标轨道之间的倾角变化量确定；所述第三变轨指令包含第三次点火所需速度脉冲(速度增量)，第三次点火所需速度脉冲可以根据初始轨道近心点半径、目标轨道偏心率以及过渡椭圆轨道偏心率确定；
步骤103：当探测器到达所述初始轨道近心点时，发送第一变轨指令，以从初始轨道进入过渡椭圆轨道；
步骤104：当探测器到达所述过渡椭圆轨道的远心点时，发送第二变轨指令，以从所述过渡椭圆轨道进入与所述目标轨道共面的椭圆轨道；
步骤105：当探测器到达所述过渡椭圆轨道的近心点时，发送第三变轨指令，以从所述目标轨道共面的椭圆轨道进入目标轨道。
本发明实施例提供的地外天体捕获制动变轨方法，通过根据初始轨道信息和目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道的偏心率，根据确定的过渡椭圆轨道偏心率确定三次变轨指令，并根据确定的三次变轨指令，分别在三个不同位置依次实现初始轨道至过渡椭圆轨道、与目标轨道共面的椭圆轨道和目标轨道的变轨，实现轨道面内、面外变轨，通过调整过渡椭圆轨道的偏心率可以对三次变轨进行优化，从而调节对应的速度增量，实现对推进剂用量的优化调整。
在一可选实施例中，所述初始轨道信息包括初始轨道近心点半径，所述目标轨道信息包括目标轨道偏心率，所述根据探测器初始轨道信息及目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道信息，包括：
根据式(1)和式(2)确定过渡椭圆轨道偏心率em：
Figure BDA0001584821780000071
Figure BDA0001584821780000072
其中，ra为过渡椭圆轨道远心点半径，rg为天体引力影响球半径，rp为初始轨道的近心点半径，e为目标轨道的偏心率。通过调整过渡椭圆轨道的偏心率可以对三次变轨进行优化，从而调节对应的速度增量，实现对推进剂用量的优化调整。
在一可选实施例中，所述初始轨道信息包括初始轨道上的近心点处的速度大小和初始轨道倾角，所述目标轨道信息包括目标轨道的偏心率和目标轨道倾角，所述根据所述初始轨道信息、目标轨道信息及偏心率，确定第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令，包括：
根据式(3)确定第一变轨指令，
Figure BDA0001584821780000081
根据式(4)确定第二变轨指令，
Figure BDA0001584821780000082
通过式(5)确定第三变轨指令，
Figure BDA0001584821780000083
其中，rp为初始轨道的近心点半径，em为过渡椭圆轨道的偏心率，e为目标轨道的偏心率，μ为万有引力常数，vp0为探测器在初始轨道上的近心点处的速度大小，Δi为初始轨道和目标轨道的倾角变化量。
在一可选实施例中，所述根据所述初始轨道信息、目标轨道信息及过渡椭圆轨道信息，确定第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令之后，还包括：
根据所述第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令确定第二速度增量；
判断所述第一速度增量与所述第二速度增量的大小，所述第一速度增量为由所述初始轨道经一次脉冲变轨进入所述目标轨道的速度增量；
当所述第二速度增量小于所述第一速度增量时，通过所述第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令进行捕获制动变轨。
通过构建一次和三次脉冲变轨优化设计策略，实现复杂捕获制动变轨控制方案的优化，从而减小变轨所需的速度增量，显著减少推进剂消耗量。
在一可选实施例中，所述判断所述第一速度增量与所述第二速度增量的大小，包括：
当式(6)成立时，所述第一速度增量大于所述第二速度增量：
Figure BDA0001584821780000091
其中，rp为探测器在初始轨道上的近心点半径，em为可能过渡椭圆轨道的偏心率，e为目标轨道的偏心率，μ为万有引力常数，vp0为探测器在初始轨道上的近心点处的速度大小，Δi为初始轨道和目标轨道的倾角变化量。
通过式(6)判断第一速度增量和第二速度增量的大小，既能保证判断的准确度，又减少了计算量，从而缩短了判断时间。
参见图2，本发明实施例还提供了一种地外天体捕获制动变轨装置，包括：
第一确定模块10，用于根据探测器初始轨道信息及目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道信息，所述过渡椭圆轨道信息包括偏心率；
第二确定模块20，用于根据所述初始轨道信息、目标轨道信息及过渡椭圆轨道信息，确定第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令；
发送模块30，用于当探测器到达所述初始轨道近心点时，发送第一变轨指令，以从初始轨道进入过渡椭圆轨道；当探测器到达所述过渡椭圆轨道的远心点时，发送第二变轨指令，以从所述过渡椭圆轨道进入与所述目标轨道共面的椭圆轨道；当探测器到达所述过渡椭圆轨道的近心点时，发送第三变轨指令，以从所述目标轨道共面的椭圆轨道进入目标轨道。
在一可选实施例中，所述第一确定模块，用于：
根据式(1)和式(2)确定过渡椭圆轨道偏心率em：
Figure BDA0001584821780000092
Figure BDA0001584821780000093
其中，ra为过渡椭圆轨道远心点半径，rg为天体引力影响球半径，rp为初始轨道的近心点半径，e为目标轨道的偏心率。
在一可选实施例中，所述初始轨道信息包括初始轨道上的近心点处的速度大小和初始轨道倾角，所述目标轨道信息包括目标轨道的偏心率和目标轨道倾角，所述第二确定模块，用于：
根据式(3)确定第一变轨指令，
Figure BDA0001584821780000101
根据式(4)确定第二变轨指令，
Figure BDA0001584821780000102
通过式(5)确定第三变轨指令，
Figure BDA0001584821780000103
其中，rp为初始轨道的近心点半径，em为过渡椭圆轨道的偏心率，e为目标轨道的偏心率，μ为万有引力常数，vp0为探测器在初始轨道上的近心点处的速度大小，Δi为初始轨道和目标轨道的倾角变化量。
在一可选实施例中，所述的地外天体捕获制动变轨装置，还包括：
第三确定模块，用于根据所述第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令确定第二速度增量；
判断模块，用于判断所述第一速度增量与所述第二速度增量的大小，所述第一速度增量为由所述初始轨道经一次脉冲变轨进入所述目标轨道的速度增量；当所述第二速度增量小于所述第一速度增量时，通过所述第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令进行捕获制动变轨。
在一可选实施例中，所述判断模块，用于：
当式(6)成立时，所述第一速度增量大于所述第二速度增量：
Figure BDA0001584821780000104
其中，rp为探测器在初始轨道上的近心点半径，em为可能过渡椭圆轨道的偏心率，e为目标轨道的偏心率，μ为万有引力常数，vp0为探测器在初始轨道上的近心点处的速度大小，Δi为初始轨道和目标轨道的倾角变化量。
本发明装置实施例与方法实施例一一对应，具有方法实施例所具有的所有有益效果，详细描述参见对应的方法实施例，在此不再赘述。
本发明实施例还提供了一种存储介质，用于存储一条或多条计算机指令，以用于：根据探测器初始轨道信息及目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道信息，所述过渡椭圆轨道信息包括偏心率；
根据所述初始轨道信息、目标轨道信息及过渡椭圆轨道信息，确定第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令；
当探测器到达所述初始轨道近心点时，发送第一变轨指令，以从初始轨道进入过渡椭圆轨道；
当探测器到达所述过渡椭圆轨道的远心点时，发送第二变轨指令，以从所述过渡椭圆轨道进入与所述目标轨道共面的椭圆轨道；
当探测器到达所述过渡椭圆轨道的近心点时，发送第三变轨指令，以从与所述目标轨道共面的椭圆轨道进入目标轨道。
以下为本发明的一具体实施例：
本实施例提供了一种捕获制动变轨策略确定方法，包括以下步骤：
第一步，过渡椭圆轨道的偏心率确定：
本发明实施例中，初始轨道为双曲线轨道，先将初始轨道变成过渡椭圆轨道，然后将过渡椭圆轨道变成与目标轨道共面的椭圆轨道，然后将与目标轨道共面的椭圆轨道变成目标轨道(椭圆形轨道)；
设rg为天体引力影响球半径，过渡椭圆轨道远心点半径ra和偏心率em满足下述约束
Figure BDA0001584821780000111
Figure BDA0001584821780000121
其中e为目标轨道的偏心率。通过选取em使得过渡椭圆轨道远心点半径在载人任务飞行时间和测控约束下尽可能的大。
第二步，确定捕获制动的最优脉冲变轨策略：
根据目标轨道约束，利用前一步确定的过渡椭圆轨道的偏心率em，构建第一变轨策略(经一次变轨从初始轨道到目标轨道)和第二变轨策略(经三次变轨从初始轨道到目标轨道)最优设计准则。
设vp0为探测器在初始轨道上的近心点处的速度大小；vp为探测器在目标轨道上的近心点处的速度大小(即当探测器位于目标轨道上与所述近心点重叠的点时的速度大小)；vam和vpm分别为探测器在过渡椭圆轨道远心点和近心点的速度大小。
(1)第一变轨策略对应的第一速度增量计算：
通过一次脉冲变轨同时实现轨道倾角、轨道半长轴及偏心率的改变。一次脉冲变轨所需速度增量(第一速度增量)大小Δv1满足
Figure BDA0001584821780000122
其中Δi∈[0,π]表示初始轨道和目标轨道的倾角变化量。
(2)第二变轨策略对应的第二速度增量计算：
通过三次脉冲变轨实现轨道倾角、半长轴及偏心率的改变。第一次点火脉冲将双曲线轨道变成过渡椭圆轨道；第二次点火脉冲在过渡椭圆轨道远心点附近进行轨道倾角的改变；第三次点火脉冲在改变倾角后的过渡椭圆轨道近心点处改变轨道偏心率，以使探测器进入目标轨道。
第一次纯减速点火所需速度脉冲大小为
Figure BDA0001584821780000123
第二次纯倾角调整点火所需速度脉冲大小为
Figure BDA0001584821780000131
第三次点火所需速度脉冲大小为
Figure BDA0001584821780000132
三次点火所需速度增量(第二速度增量)大小Δv2满足
Figure BDA0001584821780000133
当过渡椭圆轨道偏心率em等于目标轨道偏心率e时，第三次点火所需速度脉冲Δv23＝0，即三次脉冲变轨退化为二次脉冲变轨。由式(8)可知，只需取em>e，即有三次脉冲变轨所需速度增量小于二次变轨所需速度增量。
(3)第一变轨策略和第二变轨策略确定：
由(1)和(2)计算的制动变轨速度增量有
Figure BDA0001584821780000134
引入目标轨道偏心率e和过渡椭圆轨道偏心率em有，
Figure BDA0001584821780000141
由于Δi∈[0,π],
Figure BDA0001584821780000142
则当
Figure BDA0001584821780000143
时
Figure BDA0001584821780000144
即对于固定的轨道倾角变化Δi，可以通过对过渡椭圆轨道偏心率em的设计来实现第二变轨策略的速度增量需求较小；反之，则第一变轨策略速度增量小。
根据第一步确定的过渡椭圆轨道偏心率以及初始轨道近心点半径、目标轨道偏心率和轨道倾角等约束，利用式(6)可判定采用第一变轨策略还是第二变轨策略所需的速度增量更小。
如图3所示，以重返月球轨道参数(目标轨道为高度100km的圆轨道)为例，对比了三次和一次脉冲变轨速度增量大小随轨道倾角变化情况，图中曲线交点处的倾角为5.5度。可见，为了适应大倾角变化，采用三次脉冲变轨策略所需速度增量更小。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。所述的具体实施例仅是对本发明精神作举例说明。本发明所属技术领域的人员可以对所述的具体实施例做不同的修改或补充或采用类似的方式代替，但不偏离本发明的精神或者超越所附权利要求书所定义的范围。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (10)

1.一种地外天体捕获制动变轨方法，其特征在于，包括：
根据探测器初始轨道信息及目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道信息，所述过渡椭圆轨道信息包括偏心率；
根据所述初始轨道信息、目标轨道信息及过渡椭圆轨道信息，确定第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令；
当探测器到达所述初始轨道近心点时，发送第一变轨指令，以从初始轨道进入过渡椭圆轨道；
当探测器到达所述过渡椭圆轨道的远心点时，发送第二变轨指令，以从所述过渡椭圆轨道进入与所述目标轨道共面的椭圆轨道；
当探测器到达所述过渡椭圆轨道的近心点时，发送第三变轨指令，以从与所述目标轨道共面的椭圆轨道进入目标轨道。
2.根据权利要求1所述的地外天体捕获制动变轨方法，其特征在于，所述初始轨道信息包括初始轨道近心点半径，所述目标轨道信息包括目标轨道偏心率，所述根据探测器初始轨道信息及目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道信息，包括：
根据式(1)和式(2)确定过渡椭圆轨道偏心率em：
Figure FDA0002271888900000011
Figure FDA0002271888900000012
其中，ra为过渡椭圆轨道远心点半径，rg为天体引力影响球半径，rp为初始轨道的近心点半径，e为目标轨道的偏心率。
3.根据权利要求2所述的地外天体捕获制动变轨方法，其特征在于，所述初始轨道信息包括初始轨道的近心点半径、探测器在初始轨道上的近心点处的速度大小和初始轨道倾角，所述目标轨道信息包括目标轨道的偏心率和目标轨道倾角，所述根据所述初始轨道信息、目标轨道信息及过渡椭圆轨道信息，确定第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令，包括：
根据式(3)确定第一变轨指令，
Figure FDA0002271888900000021
根据式(4)确定第二变轨指令，
Figure FDA0002271888900000022
通过式(5)确定第三变轨指令，
Figure FDA0002271888900000023
其中，rp为初始轨道的近心点半径，em为过渡椭圆轨道的偏心率，e为目标轨道的偏心率，μ为万有引力常数，vp0为探测器在初始轨道上的近心点处的速度大小，Δi为初始轨道和目标轨道的倾角变化量。
4.根据权利要求1所述的地外天体捕获制动变轨方法，其特征在于，所述根据所述初始轨道信息、目标轨道信息及过渡椭圆轨道信息，确定第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令之后，还包括：
根据所述第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令确定第二速度增量，所述第二速度增量为三次变轨所需速度增量；
判断第一速度增量与所述第二速度增量的大小，所述第一速度增量为由所述初始轨道经一次脉冲变轨进入所述目标轨道的速度增量；
当所述第二速度增量小于所述第一速度增量时，通过所述第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令进行捕获制动变轨。
5.根据权利要求4所述的地外天体捕获制动变轨方法，其特征在于，所述判断所述第一速度增量与所述第二速度增量的大小，包括：
当式(6)成立时，所述第一速度增量大于所述第二速度增量：
Figure FDA0002271888900000024
其中，rp为探测器在初始轨道上的近心点半径，em为可能过渡椭圆轨道的偏心率，e为目标轨道的偏心率，μ为万有引力常数，vp0为探测器在初始轨道上的近心点处的速度大小，Δi为初始轨道和目标轨道的倾角变化量。
6.一种地外天体捕获制动变轨装置，其特征在于，包括：
第一确定模块，用于根据探测器初始轨道信息及目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道信息，所述过渡椭圆轨道信息包括偏心率；
第二确定模块，用于根据所述初始轨道信息、目标轨道信息及过渡椭圆轨道信息，确定第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令；
发送模块，用于当探测器到达所述初始轨道近心点时，发送第一变轨指令，以从初始轨道进入过渡椭圆轨道；当探测器到达所述过渡椭圆轨道的远心点时，发送第二变轨指令，以从所述过渡椭圆轨道进入与所述目标轨道共面的椭圆轨道；当探测器到达所述过渡椭圆轨道的近心点时，发送第三变轨指令，以从与所述目标轨道共面的椭圆轨道进入目标轨道。
7.根据权利要求6所述的地外天体捕获制动变轨装置，其特征在于，所述第一确定模块，用于：
根据式(1)和式(2)确定过渡椭圆轨道偏心率em：
Figure FDA0002271888900000031
Figure FDA0002271888900000032
其中，ra为过渡椭圆轨道远心点半径，rg为天体引力影响球半径，rp为初始轨道的近心点半径，e为目标轨道的偏心率。
8.根据权利要求6所述的地外天体捕获制动变轨装置，其特征在于，还包括：
第三确定模块，用于根据第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令确定第二速度增量，第二速度增量为三次变轨所需速度增量；
判断模块，用于判断第一速度增量与所述第二速度增量的大小，第一速度增量为由所述初始轨道经一次脉冲变轨进入所述目标轨道的速度增量；当所述第二速度增量小于第一速度增量时，通过第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令进行捕获制动变轨。
9.根据权利要求8所述的地外天体捕获制动变轨装置，其特征在于，所述判断模块，用于：
当式(6)成立时，所述第一速度增量大于所述第二速度增量：
Figure FDA0002271888900000041
其中，rp为探测器在初始轨道上的近心点半径，em为可能过渡椭圆轨道的偏心率，e为目标轨道的偏心率，μ为万有引力常数，vp0为探测器在初始轨道上的近心点处的速度大小，Δi为初始轨道和目标轨道的倾角变化量。
10.一种存储介质，其特征在于，用于存储一条或多条计算机指令，以用于：根据探测器初始轨道信息及目标轨道信息，确定过渡椭圆轨道信息，所述过渡椭圆轨道信息包括偏心率；
根据所述初始轨道信息、目标轨道信息及过渡椭圆轨道信息，确定第一变轨指令、第二变轨指令和第三变轨指令；
当探测器到达所述初始轨道近心点时，发送第一变轨指令，以从初始轨道进入过渡椭圆轨道；
当探测器到达所述过渡椭圆轨道的远心点时，发送第二变轨指令，以从所述过渡椭圆轨道进入与所述目标轨道共面的椭圆轨道；
当探测器到达所述过渡椭圆轨道的近心点时，发送第三变轨指令，以从与所述目标轨道共面的椭圆轨道进入目标轨道。
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