CN111680455A - 基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法和系统 - Google Patents

基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法和系统 Download PDF

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CN111680455A CN202010802739.XA CN202010802739A CN111680455A CN 111680455 A CN111680455 A CN 111680455A CN 202010802739 A CN202010802739 A CN 202010802739A CN 111680455 A CN111680455 A CN 111680455A
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Abstract

本发明属于空间探测领域，具体涉及了一种基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法和系统，旨在解决现有技术中无法满足由观测器搭载撞击器形式的探测器的撞击探测任务要求对观测器轨道和撞击器轨道做协同设计的问题。本发明包括：确立参考系，基于参考系构建二体模型、精确动力学模型和工程约束模型，通过构建的模型计算撞击器的初始轨道集误差约束条件筛选出撞击器的标称轨道，基于标称轨道计算出观测器的变轨时刻和变轨速度并通过打靶法基于精确动力模型计算出观测器的精确标称轨道。本发明实现了观测器和撞击器轨道的协同设计，为小天体撞击探测任务提供了参考。

Description

基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法和系统
技术领域
本发明属于空间探测领域，具体涉及了一种基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法和系统。
背景技术
深空探测领域中，撞击探测是一种新兴的地外天体探测形式，撞击探测是利用高速运动的撞击探测器，直接撞击目标天体的预定表面，通过侵彻的方式进入其表层以下，直接接触测量内部结构和组分的一种探测方式。相对于传统的着陆、飞越或绕飞探测，撞击探测能够以较小的代价获得更高的科学产出，是一种有较大工程应用潜力的探测形式。另外，对于小行星这类小天体而言，撞击作用可实现其轨道偏转，是清一种除对地球有威胁小行星的潜在应用手段。撞击探测形式相对简单，撞击器的功能要求并不复杂，因此撞击器的质量可以做到很小，可以作为小天体着陆、伴飞或绕飞探测的辅助探测手段：撞击器通过搭载小天体主探测器的形式从地球出发，接近目标后择机实施撞击任务。该搭载探测的方案设计与传统的探测任务不同，该探测形式需要同时设计两个探测器（主探测器或称为观测器和撞击器）的探测方案，两个探测器协同工作，共同完成撞击任务：主探测器携带撞击器至目标天体附近，并择机释放撞击器；撞击器瞄准目标天体实时精确撞击；撞击完成后，撞击器根据科学需求完成相关探测任务；整个撞击过程由主探测器负责记录并接收撞击器回传的相关数据，进而转发至地球。
轨道设计是整个探测任务初期方案设计的重点内容，影响整个撞击任务的实施。传统绕飞或着陆探测的轨道设计方法不再适用于撞击探测任务，尤其是针对小天体且基于搭载形式的撞击探测。基于搭载形式的撞击轨道设计需要同时考虑两个航天器的协同工作，其约束包括接近目标小天体的方位和撞击器释放时机，撞击时刻的光照条件及主从探测器的通信条件和与地球的通信链路是否受太阳或其他天体影响，撞击过程中主探测器的避险等诸多约束。
发明内容
为了解决现有技术中的上述问题，即现有技术的轨道设计方法只设计了探测器对目标天体的绕飞轨道或着陆轨道无法满足由观测器搭载撞击器形式的探测器的撞击探测任务要求对观测器轨道和撞击器轨道做协同设计的问题，本发明提供了一种基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法，所述方法包括：
步骤S10，基于目标天体所处的引力体系确立参考系；
步骤S20，基于所述参考系构建目标天体和探测器中撞击器的二体模型和精确动力学模型；
基于任务要求设置工程约束条件，并基于所述工程约束条件构建轨道约束检测模型；
步骤S30，以初始时刻变轨速度增量
Figure 518810DEST_PATH_IMAGE001
为优化指标，以探测起始时刻
Figure 842476DEST_PATH_IMAGE002
和撞击时刻
Figure 153371DEST_PATH_IMAGE003
为优化变量，以所述轨道约束检测模型 为约束条件，通过粒子群优化算法优化所述二体模型获得任务窗口，基于所述任务窗口和 二体模型求解兰伯特方程获得撞击器的初始轨道集；
步骤S40，基于所述撞击器的初始轨道集，通过打靶法求解所述精确动力学模型的数值积分，通过撞击误差约束筛选获得撞击器标称轨道；
步骤S50，基于所述标称轨道，通过粒子群优化算法根据观测约束条件计算探测器中观测器的变轨时刻和变轨速度；
步骤S60，基于所述变轨时刻、变轨速度和精确动力学模型，通过打靶法优化变轨所需的速度增量，基于所述变轨所需的速度增量计算观测器的精确标称轨道。
进一步地，所述二体模型为：
Figure 955105DEST_PATH_IMAGE004
其中，
Figure 566215DEST_PATH_IMAGE005
为所述撞击器对应的状态量，
Figure 795202DEST_PATH_IMAGE006
为所述撞击器的速度矢量，
Figure 593394DEST_PATH_IMAGE007
为目标 天体主要引力天体对所述撞击器的引力加速度；
所述精确动力学模型为：
Figure 526715DEST_PATH_IMAGE008
其中，
Figure 602118DEST_PATH_IMAGE009
为所述撞击器的速度矢量，
Figure 126640DEST_PATH_IMAGE007
为目标天体对所述撞击器的引力加速度，
Figure 553074DEST_PATH_IMAGE010
为第三体摄动加速度，
Figure 821244DEST_PATH_IMAGE011
为太阳光压摄动加速度；
所述第三体摄动加速度为：
Figure 751154DEST_PATH_IMAGE012
其中，
Figure 712157DEST_PATH_IMAGE013
表示可能存在的第
Figure 688203DEST_PATH_IMAGE014
个第三体的摄动加速度，
Figure 381570DEST_PATH_IMAGE015
为可能存在的第
Figure 556199DEST_PATH_IMAGE014
个第三 体的引力常数，
Figure 563470DEST_PATH_IMAGE016
为撞击器在目标天体参考系中的位置矢量，
Figure 823550DEST_PATH_IMAGE017
为第三体在目标天体 参考系中的位置矢量；
所述太阳光压摄动加速度为：
Figure 308889DEST_PATH_IMAGE018
其中，
Figure 541287DEST_PATH_IMAGE019
为太阳辐射压力系数，
Figure 844092DEST_PATH_IMAGE020
为撞击器承受光压作用的有效截面积，
Figure 201255DEST_PATH_IMAGE021
为太 阳在目标天体参考系中的位置矢量，
Figure 880498DEST_PATH_IMAGE022
为太阳常数，AU为1天文单位；
Figure 639507DEST_PATH_IMAGE016
为撞击器在 目标天体参考系中的位置矢量，
Figure 113214DEST_PATH_IMAGE023
为撞击器的质量。
进一步地，所述工程约束条件包括条件1-条件5的一种或多种：
所述条件1为：撞击任务起始时刻
Figure 285569DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 112711DEST_PATH_IMAGE003
之间，目标天体至太阳方向和目标 天体至撞击器方向的夹角小于设定角度；
所述条件2为：撞击任务起始时刻
Figure 116439DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 901992DEST_PATH_IMAGE003
之间，目标天体与所述撞击器之间 不存在其他天体；
所述条件3为：撞击任务起始时刻
Figure 358381DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 989214DEST_PATH_IMAGE003
之间，目标天体可以从地球直接观 测到；
所述条件4为：撞击任务起始时刻
Figure 785132DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 600641DEST_PATH_IMAGE003
之间，探测器和地球之间的通信链 路不受太阳影响；
所述条件5为：撞击时刻
Figure 419692DEST_PATH_IMAGE003
，撞击器相对于目标天体的相对速度
Figure 244429DEST_PATH_IMAGE024
。
进一步地，所述条件1，其判定方法为：
抽取所述初始轨道集中的一条轨道作为当前轨道，在所述当前轨道上按照相等的时间 间隔布置n个检测点
Figure 832536DEST_PATH_IMAGE025
，基于每个
Figure 553367DEST_PATH_IMAGE026
时刻的撞击器位置
Figure 187611DEST_PATH_IMAGE027
、 太阳质心位置
Figure 160246DEST_PATH_IMAGE028
和目标天体位置
Figure 993073DEST_PATH_IMAGE029
，计算目标天体至太阳方向和目标天体至撞击器方向 的夹角
Figure 25751DEST_PATH_IMAGE030
：
若在撞击任务起始时刻
Figure 720355DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 345371DEST_PATH_IMAGE032
之间始终存在所述夹角
Figure 673584DEST_PATH_IMAGE033
，则满足条 件1。
进一步地，所述条件2，其判定方法为：
抽取所述初始轨道集中的一条轨道作为当前轨道，在所述当前轨道上按照相等的时间 间隔布置n个检测点
Figure 688945DEST_PATH_IMAGE025
，基于每个
Figure 393596DEST_PATH_IMAGE026
时刻的撞击器位置
Figure 76381DEST_PATH_IMAGE027
、其他天体质心位置
Figure 575495DEST_PATH_IMAGE034
和目标天体位置
Figure 78152DEST_PATH_IMAGE029
，计算目标天体到撞击器的距离
Figure 320915DEST_PATH_IMAGE035
、目标天体到 其他天体距离
Figure 920523DEST_PATH_IMAGE036
和撞击器到其他天体距离
Figure 465905DEST_PATH_IMAGE037
；
Figure 580492DEST_PATH_IMAGE038
Figure 236732DEST_PATH_IMAGE039
Figure 18743DEST_PATH_IMAGE040
其他天体到目标天体与其他天体到撞击器的夹角为
Figure 735026DEST_PATH_IMAGE041
：
Figure 336909DEST_PATH_IMAGE042
则其他天体质心到撞击器与目标天体连线的距离为：
Figure 796840DEST_PATH_IMAGE043
若在撞击任务起始时刻
Figure 371041DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 382860DEST_PATH_IMAGE003
之间始终存在所述
Figure 81825DEST_PATH_IMAGE044
大于其他天体半径，则 满足条件2。
进一步地，步骤S40包括：
步骤S41，基于所述撞击器的初始轨道集，过目标天体中心在垂直于撞击器撞击时刻速度矢量方向建立撞击误差平面B；
步骤S42，以预测撞击点为原点O建立撞击偏差坐标系，所述坐标系以撞击时刻
Figure 735661DEST_PATH_IMAGE032
时撞 击器的速度矢量
Figure 836472DEST_PATH_IMAGE045
方向为S轴，选取目标天体的北极方向作为参考方向单位矢量
Figure 19191DEST_PATH_IMAGE046
，基于S 轴和参考方向单位矢量
Figure 471032DEST_PATH_IMAGE046
在所述撞击误差平面B上设定所述撞击偏差坐标系的T轴和R轴， 设定T轴为误差平面B上同时垂直于S轴和参考方向单位矢量
Figure 600662DEST_PATH_IMAGE046
的坐标轴，所述T轴的单位 矢量
Figure 680614DEST_PATH_IMAGE047
为：
Figure 175180DEST_PATH_IMAGE048
其中，
Figure 238951DEST_PATH_IMAGE049
为S轴的单位矢量；
根据单位矢量
Figure 844376DEST_PATH_IMAGE049
和
Figure 778834DEST_PATH_IMAGE047
计算出R轴的单位矢量
Figure 444302DEST_PATH_IMAGE050
为：
Figure 933052DEST_PATH_IMAGE051
其中，坐标轴R和T的单位矢量
Figure 201222DEST_PATH_IMAGE050
和
Figure 131132DEST_PATH_IMAGE047
均以趋近目标天体中心的方向为正方向；
误差平面B上的误差矢量
Figure 357714DEST_PATH_IMAGE052
的单位矢量
Figure 740285DEST_PATH_IMAGE053
为：
Figure 812146DEST_PATH_IMAGE054
其中，
Figure 862142DEST_PATH_IMAGE055
和
Figure 931729DEST_PATH_IMAGE056
分别为撞击时刻撞击器相对目标天体中心的位置矢量和速度矢量，撞 击器与目标天体中心的最短距离
Figure 191809DEST_PATH_IMAGE057
为：
Figure 677148DEST_PATH_IMAGE058
步骤S43，以目标天体在撞击时刻对应位置为打靶量，通过打靶法求解精确动力学模型 的数值积分，不断修正初始时刻变轨速度调整撞击误差；当
Figure 706284DEST_PATH_IMAGE059
时，该轨道为标称轨道，其 中，
Figure 884456DEST_PATH_IMAGE060
为预先设定的阈值。
进一步地，所述观测约束条件包括安全距离约束和观测光照约束；
所述安全距离约束为：
Figure 631832DEST_PATH_IMAGE061
其中，
Figure 920862DEST_PATH_IMAGE062
为撞击时刻目标天体的位置，
Figure 804504DEST_PATH_IMAGE063
为预设的安全距离，
Figure 481473DEST_PATH_IMAGE064
为撞击时刻太阳至目 标天体连线方向的单位矢量，
Figure 314214DEST_PATH_IMAGE065
为观测器在撞击时刻的位置；
所述光照约束为：按照相等的时间间隔布置n个检测点
Figure 265989DEST_PATH_IMAGE066
，基于每个
Figure 145083DEST_PATH_IMAGE026
时刻的观测器位置
Figure 789691DEST_PATH_IMAGE067
、太阳质心位置
Figure 121447DEST_PATH_IMAGE028
和 目标天体位置
Figure 876913DEST_PATH_IMAGE029
，计算光照角度
Figure 610514DEST_PATH_IMAGE068
：
Figure 629285DEST_PATH_IMAGE069
若在撞击任务起始时刻
Figure 572971DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 7494DEST_PATH_IMAGE003
之间始终存在所述光照角
Figure 720235DEST_PATH_IMAGE070
，则满足 观测约束条件。
进一步地，以观测器在撞击时刻
Figure 582012DEST_PATH_IMAGE003
的位置
Figure 12993DEST_PATH_IMAGE065
为打靶量，通过打靶法调整精确 动力学模型的观测器变轨所需的速度增量，得到观测器释放撞击器后进行观测阶段的标称 轨道。
进一步地，所述方法还包括：
步骤B10，通过所述探测器获取探测器位置
Figure 313525DEST_PATH_IMAGE071
、探测器速度
Figure 756139DEST_PATH_IMAGE072
、探测器加速度
Figure 913450DEST_PATH_IMAGE073
、目 标天体位置
Figure 972673DEST_PATH_IMAGE029
、目标天体速度
Figure 608054DEST_PATH_IMAGE074
和目标天体加速度
Figure 170753DEST_PATH_IMAGE075
，并计算目标天体的运行轨迹；
其中，所述运行轨迹包括目标天体过去的历史轨迹和将来的预测轨迹；
步骤B20，当所述探测器接近所述运行轨迹时，将探测器的预定轨迹设定为与所述运行 轨迹相同，并在所述预定轨迹上以比目标天体速度
Figure 498967DEST_PATH_IMAGE074
更大的速度移动；
步骤B30，基于所述探测器位置
Figure 842223DEST_PATH_IMAGE071
、探测器速度
Figure 422240DEST_PATH_IMAGE072
和探测器加速度
Figure 964080DEST_PATH_IMAGE073
，计算探测器的 实际轨迹；
步骤B40，当所述探测器的实际轨迹与目标天体的运行轨迹偏角大于预设的阈值时，对探测器的实际轨迹进行修正，使探测器实际轨迹与目标天体运行轨迹重合。
本发明的另一方面，提出了一种基于搭载形式的撞击探测轨道设计系统，所述系统包括参考系确立模块、多模型构建模块、初始轨道计算模块、标称轨道筛选模块、观测器变轨条件计算模块和观测器轨道计算模块；
所述参考系确立模块，用于基于目标天体所处的引力体系确立参考系；
所述多模型构建模块，用于基于所述参考系构建目标天体和探测器中撞击器的二体模型和精确动力学模型；
还用于基于任务要求设置工程约束条件，并基于所述工程约束条件构建轨道约束检测模型；
所述初始轨道计算模块，用于以初始时刻变轨速度增量
Figure 604140DEST_PATH_IMAGE001
为优化指标，以探测起始 时刻
Figure 231430DEST_PATH_IMAGE002
和撞击时刻
Figure 83980DEST_PATH_IMAGE003
为优化变量，以所述轨道约束检测模型为约束条件，优化所述二体模 型获得任务窗口，基于所述任务窗口和二体模型求解兰伯特方程获得撞击器的初始轨道 集；
所述标称轨道筛选模块，用于基于所述撞击器的初始轨道集，通过打靶法求解所述精确动力学模型的数值积分，通过撞击误差约束筛选获得撞击器标称轨道；
所述观测器变轨条件计算模块，用于基于所述标称轨道，通过优化法根据观测约束条件计算探测器中观测器的变轨时刻和变轨速度；
所述观测器轨道计算模块，用于基于所述变轨时刻、变轨速度和精确动力学模型，通过打靶法优化变轨所需的速度增量，基于所述变轨所需的速度增量计算观测器的精确标称轨道。
本发明的有益效果：
（1）本发明基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法，首先计算并设置工程约束和误差约束筛选出撞击器的轨道，再根据撞击器的轨道通过观测约束确定观测器的观测轨道，实现了观测器轨道和撞击器轨道的协同设计；
（2）本发明基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法，基于搭载形式的撞击探测任务约束，对观测器和撞击器的轨道进行了协同设计，完整地考虑了诸如撞击方位、光照环境、通信条件、撞击速度、撞击误差和天体遮挡等工程约束，可为小天体撞击探测任务中的方案规划和轨道设计提供有益的参考。
附图说明
通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是本发明基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法的流程示意图；
图2是本发明基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法实施例中误差约束的原理示意图；
图3是本发明基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法实施例中构建的观测器轨道和撞击器轨道示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与有关发明相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
本发明提供一种基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法，包括步骤S10-S60，具体步骤如下：
步骤S10，基于目标天体所处的引力体系确立参考系；
步骤S20，基于所述参考系构建目标天体和探测器中撞击器的二体模型和精确动力学模型；
基于任务要求设置工程约束条件，并基于所述工程约束条件构建轨道约束检测模型；
步骤S30，以初始时刻变轨速度增量
Figure 745905DEST_PATH_IMAGE001
为优化指标，以探测起始时刻
Figure 619183DEST_PATH_IMAGE002
和撞击时刻
Figure 609136DEST_PATH_IMAGE003
为优化变量，以所述轨道约束检测模型为约束条件，通过粒子群优化算法优化所述二体模 型获得任务窗口，基于所述任务窗口和二体模型求解兰伯特方程获得撞击器的初始轨道 集；
步骤S40，基于所述撞击器的初始轨道集，通过打靶法求解所述精确动力学模型的数值积分，通过撞击误差约束筛选获得撞击器标称轨道；
步骤S50，基于所述标称轨道，通过粒子群优化算法根据观测约束条件计算探测器中观测器的变轨时刻和变轨速度；
步骤S60，基于所述变轨时刻、变轨速度和精确动力学模型，通过打靶法优化变轨所需的速度增量，基于所述变轨所需的速度增量计算观测器的精确标称轨道。
为了更清晰地对本发明基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法进行说明，下面结合图1本发明基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法实施例的流程示意图对本发明方法实施例中各步骤展开详述。
本发明一种实施例的基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法，包括步骤S10-步骤S60，各步骤详细描述如下：
在本实施例中，以火卫一为目标天体进行详述；
步骤S10，基于目标天体所处的引力体系确立参考系；
火卫一所处的主要引力为火星，本实施例中以火心J2000赤道坐标系作为参考系；
步骤S20，基于所述参考系构建目标天体和探测器中撞击器的二体模型和精确动力学模型；
基于任务要求设置工程约束条件，并基于所述工程约束条件构建轨道约束检测模型；
二体模型如公式（1）所示：
Figure 390010DEST_PATH_IMAGE004
（1）
其中，
Figure 47388DEST_PATH_IMAGE005
为所述撞击器对应的状态量，
Figure 888305DEST_PATH_IMAGE006
为所述撞击器的速度矢量，
Figure 365554DEST_PATH_IMAGE007
为目标 天体的主要引力来源天体对所述撞击器的引力加速度。
此处的
Figure 950119DEST_PATH_IMAGE007
为火星对撞击器引起的引力加速度。
所述精确动力学模型如公式（2）所示：
Figure 524320DEST_PATH_IMAGE008
（2）
其中，
Figure 411504DEST_PATH_IMAGE009
为所述撞击器的速度矢量，
Figure 500683DEST_PATH_IMAGE007
为目标天体的主要引力来源天体对所述撞 击器的引力加速度，
Figure 764305DEST_PATH_IMAGE010
为第三体摄动加速度，
Figure 989750DEST_PATH_IMAGE011
为太阳光压摄动加速度；
所述第三体摄动加速度如公式（3）所示：
Figure 47836DEST_PATH_IMAGE012
（3）
其中，
Figure 827573DEST_PATH_IMAGE076
表示可能存在的第
Figure 753941DEST_PATH_IMAGE014
个第三体的摄动加速度，
Figure 709258DEST_PATH_IMAGE077
为可能存在的第
Figure 594038DEST_PATH_IMAGE014
个第三体 的引力常数，
Figure 267596DEST_PATH_IMAGE016
为撞击器在目标天体参考系中的位置矢量，
Figure 732075DEST_PATH_IMAGE078
为第三体在目标天体参 考系中的位置矢量；
所述太阳光压摄动加速度如公式（4）所示：
Figure 135375DEST_PATH_IMAGE018
（4）
其中，
Figure 800842DEST_PATH_IMAGE079
为太阳辐射压力系数，
Figure 820751DEST_PATH_IMAGE080
为撞击器承受光压作用的有效截面积，
Figure 495446DEST_PATH_IMAGE028
为太阳 在目标天体参考系中的位置矢量，
Figure 549990DEST_PATH_IMAGE022
为太阳常数，AU为1天文单位；
Figure 120779DEST_PATH_IMAGE016
为撞击器在目 标天体参考系中的位置矢量，
Figure 893563DEST_PATH_IMAGE081
为撞击器的质量。
工程约束条件包括条件1-条件5的一种或多种：
所述条件1为：撞击任务起始时刻
Figure 840791DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 749841DEST_PATH_IMAGE003
之间，目标天体至太阳方向和目标 天体至撞击器方向的夹角小于设定角度；
所述条件2为：撞击任务起始时刻
Figure 85007DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 954874DEST_PATH_IMAGE003
之间，目标天体与所述撞击器之间 不存在其他天体；
所述条件3为：撞击任务起始时刻
Figure 830426DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 508DEST_PATH_IMAGE003
之间，目标天体可以从地球直接观 测到；
所述条件4为：撞击任务起始时刻
Figure 37734DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 660476DEST_PATH_IMAGE003
之间，探测器和地球之间的通信链 路不受太阳影响；
所述条件5为：撞击时刻
Figure 277402DEST_PATH_IMAGE003
，撞击器相对于目标天体的相对速度
Figure 161045DEST_PATH_IMAGE024
。
条件1的判定方法为：
抽取所述初始轨道集中的一条轨道作为当前轨道，在所述当前轨道上按照相等的时间 间隔布置n个检测点
Figure 244538DEST_PATH_IMAGE025
，基于每个
Figure 479211DEST_PATH_IMAGE082
时刻的撞击器位置
Figure 571932DEST_PATH_IMAGE027
、 太阳质心位置
Figure 310080DEST_PATH_IMAGE021
和目标天体位置
Figure 157951DEST_PATH_IMAGE083
，计算目标天体至太阳方向和目标天体至撞击器方向 的夹角
Figure 489706DEST_PATH_IMAGE084
，如公式（5）所示：
Figure 245173DEST_PATH_IMAGE031
（5）
若在撞击任务起始时刻
Figure 244353DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 59862DEST_PATH_IMAGE032
之间始终存在所述夹角
Figure 613334DEST_PATH_IMAGE085
，则满足条 件1。
条件2的判定方法为：
抽取所述初始轨道集中的一条轨道作为当前轨道，在所述当前轨道上按照相等的时间 间隔布置n个检测点
Figure 375754DEST_PATH_IMAGE025
，基于每个
Figure 88495DEST_PATH_IMAGE082
时刻的撞击器位置
Figure 961990DEST_PATH_IMAGE027
、其他天体质心位置
Figure 658551DEST_PATH_IMAGE034
和目标天体位置
Figure 631186DEST_PATH_IMAGE083
，计算目标天体到撞击器的距离
Figure 198434DEST_PATH_IMAGE035
、目标天体 到其他天体距离
Figure 559008DEST_PATH_IMAGE086
和撞击器到其他天体距离
Figure 87072DEST_PATH_IMAGE087
，如公式（6）所示；
Figure 988032DEST_PATH_IMAGE038
Figure 550732DEST_PATH_IMAGE039
Figure 285469DEST_PATH_IMAGE040
（6）
其他天体到目标天体与其他天体到撞击器的夹角为
Figure 425464DEST_PATH_IMAGE041
如公式（7）所示：
Figure 739902DEST_PATH_IMAGE042
（7）
其他天体质心到撞击器与目标天体连线的距离如公式（8）所示：
Figure 281741DEST_PATH_IMAGE043
（8）
若在撞击任务起始时刻
Figure 921801DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 549092DEST_PATH_IMAGE003
之间始终存在所述
Figure 667220DEST_PATH_IMAGE044
大于其他天体半径，则 满足条件2。
条件3的判定方法与条件2的判定方法类似，计算各检测点处太阳质心到火卫一与地球连线的距离，若该距离大于太阳半径，则该检测点满足条件3。
条件4的判定方法与条件2的判定方法类似，计算各检测点处太阳质心到撞击器与地球连线的距离，若该距离大于太阳半径，则该检测点满足条件4。
步骤S30，以初始时刻变轨速度增量
Figure 532408DEST_PATH_IMAGE001
为优化指标，以探测起始时刻
Figure 202424DEST_PATH_IMAGE002
和撞击时 刻
Figure 926797DEST_PATH_IMAGE003
为优化变量，以所述轨道约束检测模型为约束条件，通过粒子群优化算法优化所述二 体模型获得任务窗口，基于所述任务窗口和二体模型求解兰伯特方程获得撞击器的初始轨 道集；
步骤S40，基于所述撞击器的初始轨道集，通过打靶法求解所述精确动力学模型的数值积分，通过撞击误差约束筛选获得撞击器标称轨道；
如图2本发明基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法实施例中误差约束的原理示意图所示，步骤S40包括：
步骤S41，基于所述撞击器的初始轨道集，过目标天体中心在垂直于撞击器撞击时刻速度矢量方向建立撞击误差平面B；
步骤S42，以预测撞击点为原点O建立撞击偏差坐标系，所述坐标系以撞击时刻
Figure 238830DEST_PATH_IMAGE032
时撞 击器的速度矢量
Figure 630628DEST_PATH_IMAGE045
方向为S轴，选取目标天体的北极方向作为参考方向单位矢量
Figure 471545DEST_PATH_IMAGE046
，也可 根据任务需求设定其他的方向作为参考方向，基于S轴和参考方向单位矢量
Figure 11111DEST_PATH_IMAGE046
在所述撞击 误差平面B上设定所述撞击偏差坐标系的T轴和R轴，设定T轴为误差平面B上同时垂直于S轴 和参考方向单位矢量
Figure 471042DEST_PATH_IMAGE046
的坐标轴，所述T轴的单位矢量
Figure 841981DEST_PATH_IMAGE047
如公式（9）所示：
Figure 729165DEST_PATH_IMAGE048
（9）
其中，
Figure 83923DEST_PATH_IMAGE049
为S轴的单位矢量；
根据单位矢量
Figure 81966DEST_PATH_IMAGE049
和
Figure 510674DEST_PATH_IMAGE047
计算出R轴的单位矢量
Figure 896656DEST_PATH_IMAGE050
如公式（10）所示：
Figure 82918DEST_PATH_IMAGE051
（10）
误差平面B上的误差矢量
Figure 9285DEST_PATH_IMAGE052
的单位矢量
Figure 230182DEST_PATH_IMAGE053
如公式（11）所示：
Figure 849382DEST_PATH_IMAGE054
（11）
其中，
Figure 522940DEST_PATH_IMAGE055
和
Figure 252999DEST_PATH_IMAGE056
分别为撞击时刻撞击器相对目标天体中心的位置矢量和速度矢量，从而 撞击器与目标天体中心的最短距离
Figure 593981DEST_PATH_IMAGE057
如公式（12）所示：
Figure 993870DEST_PATH_IMAGE088
(12)
步骤S43，以目标天体在撞击时刻对应位置为打靶量，通过打靶法求解精确动力学模型的数值积分，不断修正初始时刻变轨速度调整撞击误差；
当
Figure 544937DEST_PATH_IMAGE059
时，该轨道为标称轨道，其中，
Figure 954053DEST_PATH_IMAGE089
为预先设定的阈值；
步骤S50，基于所述标称轨道，通过粒子群优化算法根据观测约束条件计算探测器中观测器的变轨时刻和变轨速度；
观测约束条件包括安全距离约束和观测光照约束；
所述安全距离约束如公式（13）所示：
Figure 8596DEST_PATH_IMAGE061
（13）
其中，
Figure 579386DEST_PATH_IMAGE062
为撞击时刻目标天体的位置，
Figure 555432DEST_PATH_IMAGE063
为预设的安全距离，
Figure 627294DEST_PATH_IMAGE064
为撞击时刻太阳至目 标天体连线方向的单位矢量，
Figure 411710DEST_PATH_IMAGE065
为观测器在撞击时刻的位置；
所述光照约束为：按照相等的时间间隔布置n个检测点
Figure 543614DEST_PATH_IMAGE066
，基于每个
Figure 679060DEST_PATH_IMAGE026
时刻的观测器位置
Figure 554612DEST_PATH_IMAGE067
、太阳质心位置
Figure 131218DEST_PATH_IMAGE028
和目标天体位置
Figure 434024DEST_PATH_IMAGE029
，计算光照角度
Figure 791187DEST_PATH_IMAGE068
如公式（14）所示：
Figure 204851DEST_PATH_IMAGE069
（14）
若在撞击任务起始时刻
Figure 963859DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 437566DEST_PATH_IMAGE003
之间始终存在所述光照角
Figure 609921DEST_PATH_IMAGE070
，则满足 观测约束条件。
步骤S60，基于所述变轨时刻、变轨速度和精确动力学模型，通过打靶法优化变轨所需的速度增量，基于所述变轨所需的速度增量计算观测器的精确标称轨道。
以观测器在撞击时刻
Figure 702642DEST_PATH_IMAGE090
的位置
Figure 440791DEST_PATH_IMAGE091
为打靶量，通过打靶法调整精确动力学模型 的观测器变轨所需的速度增量，得到观测器释放撞击器后进行观测阶段的标称轨道。
本发明设计的轨道如图3所示，1为目标天体轨道，2为光照方向，3观测器观测轨道，4为撞击器撞击轨道，5为观测器变轨点。
本实施例中，还可以通过其他方法完成撞击任务，具体步骤详述如下：
步骤B10，通过所述探测器获取探测器位置
Figure 226344DEST_PATH_IMAGE071
、探测器速度
Figure 682734DEST_PATH_IMAGE072
、探测器加速度
Figure 313566DEST_PATH_IMAGE073
、目 标天体位置
Figure 171801DEST_PATH_IMAGE029
、目标天体速度
Figure 924993DEST_PATH_IMAGE074
和目标天体加速度
Figure 744045DEST_PATH_IMAGE075
，并计算目标天体的运行轨迹；
其中，所述运行轨迹包括目标天体过去的历史轨迹和将来的预测轨迹；
步骤B20，当所述探测器接近所述运行轨迹时，将探测器的预定轨迹设定为与所述运行 轨迹相同，并在所述预定轨迹上以比目标天体速度
Figure 568781DEST_PATH_IMAGE074
更大的速度移动；
步骤B30，基于所述探测器位置
Figure 156888DEST_PATH_IMAGE071
、探测器速度
Figure 143299DEST_PATH_IMAGE092
和探测器加速度
Figure 511963DEST_PATH_IMAGE093
，计算探测器 的实际轨迹；
步骤B40，当所述探测器的实际轨迹与目标天体的运行轨迹偏角大于预设的阈值时，对探测器的实际轨迹进行修正，使探测器实际轨迹与目标天体运行轨迹重合。
本发明第二实施例的基于搭载形式的撞击探测轨道设计系统，包括：参考系确立模块、多模型构建模块、初始轨道计算模块、标称轨道筛选模块、观测器变轨条件计算模块和观测器轨道计算模块；
所述参考系确立模块，用于基于目标天体所处的引力体系确立参考系；
所述多模型构建模块，用于基于所述参考系构建目标天体和探测器中撞击器的二体模型和精确动力学模型；
还用于基于任务要求设置工程约束条件，并基于所述工程约束条件构建轨道约束检测模型；
所述初始轨道计算模块，用于以初始时刻变轨速度增量
Figure 472880DEST_PATH_IMAGE001
为优化指标，以探测起始时 刻
Figure 305707DEST_PATH_IMAGE002
和撞击时刻
Figure 603964DEST_PATH_IMAGE003
为优化变量，以所述轨道约束检测模型为约束条件，优化所述二体模型 获得任务窗口，基于所述任务窗口和二体模型求解兰伯特方程获得撞击器的初始轨道集；
所述标称轨道筛选模块，用于基于所述撞击器的初始轨道集，通过打靶法求解所述精确动力学模型的数值积分，通过撞击误差约束筛选获得撞击器标称轨道；
所述观测器变轨条件计算模块，用于基于所述标称轨道，通过优化法根据观测约束条件计算探测器中观测器的变轨时刻和变轨速度；
所述观测器轨道计算模块，用于基于所述变轨时刻、变轨速度和精确动力学模型，通过打靶法优化变轨所需的速度增量，基于所述变轨所需的速度增量计算观测器的精确标称轨道；
所属技术领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统的具体工作过程及有关说明，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
需要说明的是，上述实施例提供的基于搭载形式的撞击探测轨道设计系统，仅以上述各功能模块的划分进行举例说明，在实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能模块来完成，即将本发明实施例中的模块或者步骤再分解或者组合，例如，上述实施例的模块可以合并为一个模块，也可以进一步拆分成多个子模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。对于本发明实施例中涉及的模块和步骤的名称，仅仅是为了区分各个模块或者步骤，不视为对本发明的不当限定。
本领域技术人员应该能够意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的模块和方法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，软件模块、方法步骤对应的程序可以置于随机存储器（RAM）、内存、只读存储器（ROM）、电可编程ROM、电可擦除可编程ROM、寄存器、硬盘、可移动磁盘、CD-ROM或技术领域内所公知的任意其它形式的存储介质中。为了清楚地说明电子硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以电子硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。本领域技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。
术语“第一”或“第二”等是用于区别类似的对象，而不是用于描述或表示特定的顺序或先后次序。
术语“包括”或者任何其它类似用语旨在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备/装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其它要素，或者还包括这些过程、方法、物品或者设备/装置所固有的要素。
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本发明的技术方案，但是，本领域技术人员容易理解的是，本发明的保护范围显然不局限于这些具体实施方式。在不偏离本发明的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征做出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法，其特征在于，所述方法包括：
步骤S10，基于目标天体所处的引力体系确立参考系；
步骤S20，基于所述参考系构建目标天体和探测器中撞击器的二体模型和精确动力学模型；
基于任务要求设置工程约束条件，并基于所述工程约束条件构建轨道约束检测模型；
步骤S30，以初始时刻变轨速度增量
Figure 480234DEST_PATH_IMAGE001
为优化指标，以探测起始时刻
Figure 318877DEST_PATH_IMAGE002
和撞击时刻
Figure 943893DEST_PATH_IMAGE003
为 优化变量，以所述轨道约束检测模型为约束条件，通过粒子群优化算法优化所述二体模型 获得任务窗口，基于所述任务窗口和二体模型求解兰伯特方程获得撞击器的初始轨道集；
步骤S40，基于所述撞击器的初始轨道集，通过打靶法求解所述精确动力学模型的数值积分，通过撞击误差约束筛选获得撞击器标称轨道；
步骤S50，基于所述标称轨道，通过粒子群优化算法根据观测约束条件计算探测器中观测器的变轨时刻和变轨速度；
步骤S60，基于所述变轨时刻、变轨速度和精确动力学模型，通过打靶法优化变轨所需的速度增量，基于所述变轨所需的速度增量计算观测器的精确标称轨道。
2.根据权利要求1所述的基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法，其特征在于，所述二体模型为：
Figure 209790DEST_PATH_IMAGE004
其中，
Figure 287467DEST_PATH_IMAGE005
为所述撞击器对应的状态量，
Figure 398643DEST_PATH_IMAGE006
为所述撞击器的速度矢量，
Figure 878165DEST_PATH_IMAGE007
为目标天 体的主要引力来源天体对所述撞击器的引力加速度；
所述精确动力学模型为：
Figure 314963DEST_PATH_IMAGE008
其中，
Figure 879937DEST_PATH_IMAGE009
为所述撞击器的速度矢量，
Figure 857120DEST_PATH_IMAGE010
为目标天体的主要引力来源天体对所述撞击 器的引力加速度，
Figure 191149DEST_PATH_IMAGE011
为第三体摄动加速度，
Figure 798848DEST_PATH_IMAGE012
为太阳光压摄动加速度；
所述第三体摄动加速度为：
Figure 851118DEST_PATH_IMAGE013
其中，
Figure 835254DEST_PATH_IMAGE014
表示可能存在的第
Figure 23790DEST_PATH_IMAGE015
个第三体的摄动加速度，
Figure 536811DEST_PATH_IMAGE016
为可能存在的第
Figure 76377DEST_PATH_IMAGE015
个第三体 的引力常数，
Figure 598625DEST_PATH_IMAGE017
为撞击器在目标天体参考系中的位置矢量，
Figure 907247DEST_PATH_IMAGE018
为第三体在目标天体参考 系中的位置矢量；
所述太阳光压摄动加速度为：
Figure 856748DEST_PATH_IMAGE019
其中，
Figure 883610DEST_PATH_IMAGE020
为太阳辐射压力系数，
Figure 943970DEST_PATH_IMAGE021
为撞击器承受光压作用的有效截面积，
Figure 107098DEST_PATH_IMAGE022
为太阳 在目标天体参考系中的位置矢量，
Figure 289817DEST_PATH_IMAGE023
为太阳常数，AU为1天文单位；
Figure 538396DEST_PATH_IMAGE017
为撞击器在目标 天体参考系中的位置矢量，
Figure 402447DEST_PATH_IMAGE024
为撞击器的质量。
3.根据权利要求1所述的基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法，其特征在于，所述工程约束条件包括条件1-条件5的一种或多种：
所述条件1为：撞击任务起始时刻
Figure 685661DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 711386DEST_PATH_IMAGE003
之间，目标天体至太阳方向和目标天 体至撞击器方向的夹角小于设定角度；
所述条件2为：撞击任务起始时刻
Figure 447260DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 115002DEST_PATH_IMAGE003
之间，目标天体与所述撞击器之间不 存在其他天体；
所述条件3为：撞击任务起始时刻
Figure 252722DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 511665DEST_PATH_IMAGE003
之间，目标天体可以从地球直接观测 到；
所述条件4为：撞击任务起始时刻
Figure 734836DEST_PATH_IMAGE002
至撞击时刻
Figure 940690DEST_PATH_IMAGE003
之间，探测器和地球之间的通信链路 不受太阳影响；
所述条件5为：撞击时刻
Figure 932917DEST_PATH_IMAGE003
，撞击器相对于目标天体的相对速度
Figure 831602DEST_PATH_IMAGE025
。
4.根据权利要求3所述的基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法，其特征在于，所述条件1，其判定方法为：
抽取所述初始轨道集中的一条轨道作为当前轨道，在所述当前轨道上按照相等的时间 间隔布置n个检测点
Figure 276490DEST_PATH_IMAGE026
，基于每个
Figure 20455DEST_PATH_IMAGE027
时刻的撞击器位置
Figure 132768DEST_PATH_IMAGE028
、 太阳质心位置
Figure 936776DEST_PATH_IMAGE022
和目标天体位置
Figure 134539DEST_PATH_IMAGE029
，计算目标天体至太阳方向和目标天体至撞击器方向的 夹角
Figure 682195DEST_PATH_IMAGE030
：
Figure 445752DEST_PATH_IMAGE031
若在撞击任务起始时刻
Figure 686240DEST_PATH_IMAGE032
至撞击时刻
Figure 105720DEST_PATH_IMAGE033
之间始终存在所述夹角
Figure 457067DEST_PATH_IMAGE034
，则满足条件 1。
5.根据权利要求3所述的基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法，其特征在于，所述条件2，其判定方法为：
抽取所述初始轨道集中的一条轨道作为当前轨道，在所述当前轨道上按照相等的时间 间隔布置n个检测点
Figure 278392DEST_PATH_IMAGE026
，基于每个
Figure 424203DEST_PATH_IMAGE027
时刻的撞击器位置
Figure 330979DEST_PATH_IMAGE028
、 其他天体质心位置
Figure 220438DEST_PATH_IMAGE035
和目标天体位置
Figure 161849DEST_PATH_IMAGE029
，计算目标天体到撞击器的距离
Figure 744140DEST_PATH_IMAGE036
、目标天体到其 他天体距离
Figure 934950DEST_PATH_IMAGE037
和撞击器到其他天体距离
Figure 628099DEST_PATH_IMAGE038
；
Figure 158438DEST_PATH_IMAGE039
Figure 911630DEST_PATH_IMAGE040
其他天体到目标天体与其他天体到撞击器的夹角为
Figure 35979DEST_PATH_IMAGE042
：
Figure 686403DEST_PATH_IMAGE043
其他天体质心到撞击器与目标天体连线的距离为：
Figure 344917DEST_PATH_IMAGE044
若在撞击任务起始时刻
Figure 510319DEST_PATH_IMAGE032
至撞击时刻
Figure 545271DEST_PATH_IMAGE045
之间始终存在所述
Figure 315781DEST_PATH_IMAGE046
大于其他天体半径，则满 足条件2。
6.根据权利要求1所述的基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法，其特征在于，步骤S40包括：
步骤S41，基于所述撞击器的初始轨道集，过目标天体中心在垂直于撞击器撞击时刻速度矢量方向建立撞击误差平面B；
步骤S42，以预测撞击点为原点O建立撞击偏差坐标系，所述坐标系以撞击时刻
Figure 145197DEST_PATH_IMAGE033
时撞 击器的速度矢量
Figure 1158DEST_PATH_IMAGE047
方向为S轴，选取目标天体的北极方向作为参考方向单位矢量
Figure 839801DEST_PATH_IMAGE048
，基于S 轴和参考方向单位矢量
Figure 199238DEST_PATH_IMAGE048
在所述撞击误差平面B上设定所述撞击偏差坐标系的T轴和R轴， 设定T轴为误差平面B上同时垂直于S轴和参考方向单位矢量
Figure 199555DEST_PATH_IMAGE048
的坐标轴，所述T轴的单位矢 量
Figure 277232DEST_PATH_IMAGE049
为：
Figure 919566DEST_PATH_IMAGE050
其中，
Figure 399089DEST_PATH_IMAGE051
为S轴的单位矢量；
根据单位矢量
Figure 632624DEST_PATH_IMAGE051
和
Figure 197598DEST_PATH_IMAGE049
计算出R轴的单位矢量
Figure 378043DEST_PATH_IMAGE052
为：
Figure 446494DEST_PATH_IMAGE053
其中，坐标轴R和T的单位矢量
Figure 54192DEST_PATH_IMAGE052
和
Figure 106462DEST_PATH_IMAGE049
均以趋近目标天体中心的方向为正方向；
误差平面B上的误差矢量
Figure 825019DEST_PATH_IMAGE054
的单位矢量
Figure 279134DEST_PATH_IMAGE055
为：
Figure 854472DEST_PATH_IMAGE056
其中，
Figure 394038DEST_PATH_IMAGE057
和
Figure 916286DEST_PATH_IMAGE058
分别为撞击时刻撞击器相对目标天体中心的位置矢量和速度矢量，撞击 器与目标天体中心的最短距离为
Figure 224908DEST_PATH_IMAGE059
：
Figure 174409DEST_PATH_IMAGE060
步骤S43，以目标天体在撞击时刻对应位置为打靶量，通过打靶法求解精确动力学模型 的数值积分，不断修正初始时刻变轨速度调整撞击误差；当
Figure 670113DEST_PATH_IMAGE061
时，该轨道为标称轨道， 其中，
Figure 996052DEST_PATH_IMAGE062
为预先设定的阈值。
7.根据权利要求1所述的基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法，其特征在于，所述观测约束条件包括安全距离约束和观测光照约束；
所述安全距离约束为：
Figure 159180DEST_PATH_IMAGE063
其中，
Figure 279583DEST_PATH_IMAGE064
为撞击时刻目标天体的位置，
Figure 590478DEST_PATH_IMAGE065
为预设的安全距离，
Figure 454529DEST_PATH_IMAGE066
为撞击时刻太阳至目标 天体连线方向的单位矢量，
Figure 472164DEST_PATH_IMAGE067
为观测器在撞击时刻的位置；
所述光照约束为：按照相等的时间间隔布置n个检测点
Figure 29047DEST_PATH_IMAGE026
，基于每个
Figure 499343DEST_PATH_IMAGE027
时刻的观测器位置
Figure 167084DEST_PATH_IMAGE068
、太阳质心位置
Figure 39225DEST_PATH_IMAGE022
和目标天体位置
Figure 767010DEST_PATH_IMAGE029
，计算光照角度
Figure 786918DEST_PATH_IMAGE069
：
Figure 992772DEST_PATH_IMAGE070
若在撞击任务起始时刻
Figure 984999DEST_PATH_IMAGE032
至撞击时刻
Figure 883685DEST_PATH_IMAGE045
之间始终存在所述光照角
Figure 328572DEST_PATH_IMAGE071
，则满足观 测约束条件。
8.根据权利要求1所述的基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法，其特征在于，以观测 器在撞击时刻
Figure 72537DEST_PATH_IMAGE045
的位置
Figure 184850DEST_PATH_IMAGE067
为打靶量，通过打靶法调整精确动力学模型的观测器变轨所 需的速度增量，得到观测器释放撞击器后进行观测阶段的标称轨道。
9.根据权利要求1所述的基于搭载形式的撞击探测轨道设计方法，其特征在于，所述方法还包括：
步骤B10，通过所述探测器获取探测器位置
Figure 988858DEST_PATH_IMAGE072
、探测器速度
Figure 983359DEST_PATH_IMAGE073
、探测器加速度
Figure 531015DEST_PATH_IMAGE074
、目标 天体位置
Figure 497834DEST_PATH_IMAGE029
、目标天体速度
Figure 472743DEST_PATH_IMAGE075
和目标天体加速度
Figure 157802DEST_PATH_IMAGE076
，并计算目标天体的运行轨迹；
其中，所述运行轨迹包括目标天体过去的历史轨迹和将来的预测轨迹；
步骤B20，当所述探测器接近所述运行轨迹时，将探测器的预定轨迹设定为与所述运行 轨迹相同，并在所述预定轨迹上以比目标天体速度
Figure 243570DEST_PATH_IMAGE075
更大的速度移动；
步骤B30，基于所述探测器位置
Figure 64895DEST_PATH_IMAGE072
、探测器速度
Figure 476285DEST_PATH_IMAGE073
和探测器加速度
Figure 383061DEST_PATH_IMAGE074
，计算探测器的实 际轨迹；
步骤B40，当所述探测器的实际轨迹与目标天体的运行轨迹偏角大于预设的阈值时，对探测器的实际轨迹进行修正，使探测器实际轨迹与目标天体运行轨迹重合。
10.一种基于搭载形式的撞击探测轨道设计系统，其特征在于，所述系统包括：参考系确立模块、多模型构建模块、初始轨道计算模块、标称轨道筛选模块、观测器变轨条件计算模块和观测器轨道计算模块；
所述参考系确立模块，用于基于目标天体所处的引力体系确立参考系；
所述多模型构建模块，用于基于所述参考系构建目标天体和探测器中撞击器的二体模型和精确动力学模型；
还用于基于任务要求设置工程约束条件，并基于所述工程约束条件构建轨道约束检测模型；
所述初始轨道计算模块，用于以初始时刻变轨速度增量
Figure 69257DEST_PATH_IMAGE077
为优化指标，以探测起始时 刻
Figure 10669DEST_PATH_IMAGE032
和撞击时刻
Figure 327381DEST_PATH_IMAGE045
为优化变量，以所述轨道约束检测模型为约束条件，优化所述二体模型 获得任务窗口，基于所述任务窗口和二体模型求解兰伯特方程获得撞击器的初始轨道集；
所述标称轨道筛选模块，用于基于所述撞击器的初始轨道集，通过打靶法求解所述精确动力学模型的数值积分，通过撞击误差约束筛选获得撞击器标称轨道；
所述观测器变轨条件计算模块，用于基于所述标称轨道，通过优化法根据观测约束条件计算探测器中观测器的变轨时刻和变轨速度；
所述观测器轨道计算模块，用于基于所述变轨时刻、变轨速度和精确动力学模型，通过打靶法优化变轨所需的速度增量，基于所述变轨所需的速度增量计算观测器的精确标称轨道。
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