CN113310496B - 一种确定月地转移轨道的方法及装置 - Google Patents

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Abstract

本申请公开了一种确定月地转移轨道的方法及装置，该方法为：根据探测器从月球再入地球大气层的预设再入点的概略再入时间、预设的探测器到达预设再入点时的轨道倾角、落点的经纬度以及从月地转移时间，确定预设再入点的再入时间初始值；确定预设再入点的月地转移轨道根数，根据再入时间初始值和月地转移轨道根数，确定二体模型下的月地转移轨道；对二体模型下的月地转移轨道进行修正，获得高精度模型下目标月地转移轨道；根据预设的月地转移轨道与环月轨道对应的交线策略，修正高精度模型下目标月地转移轨道中近月点高度和环月段月地转移倾角；当修正后的环月段月地转移倾角使得月地转移轨道近月点在环月轨道面内时，确定月地入射控制参数。

Description

一种确定月地转移轨道的方法及装置
技术领域
本申请涉及航天技术领域，尤其涉及一种确定月地转移轨道的方法及装置。
背景技术
在航天技术领域中，对地外天体的探测如采样返回、载人登月返回等对人类活动具有重大意义。相应的，探测器完成采样后返回的入射控制是任务成功的关键一步，且该步骤受返回着陆点的位置、搜救等条件限制，一般都要求探测器在定点返回着陆。
对于载人登月任务或月球采样返回任务，在完成月面任务经月面上升返回环月轨道后，需要设计合适的月地转移轨道，使探测器在指定时间施加月地入射脉冲从环月轨道转移至地球附近再入点，并满足再入点参数约束，之后利用大气减速安全返回着陆场。
然而，现有计算月地转移轨道时，一般采用双二体圆锥曲线拼接方法，而该方法是从中间向两端求解，均需要多层迭代，求解过程复杂，且探测器再入点约束收敛难度较大，计算效率偏低。
发明内容
本申请实施例提供一种确定月地转移轨道的方法及装置，用以解决现有技术中月地转移轨道计算效率较低的问题。本申请提供的具体实施方案如下：
第一方面，提供一种确定月地转移轨道的方法，所述方法包括：
根据探测器从月球再入地球大气层的预设再入点的概略再入时间、预设的所述探测器到达所述预设再入点时的轨道倾角、落点的经纬度以及从月地入射点出发至所述预设再入点的时间，确定所述预设再入点的再入时间初始值；
确定所述预设再入点的月地转移轨道根数，并根据所述预设再入点的再入时间初始值和所述月地转移轨道根数，确定二体模型下的月地转移轨道；
根据所述落点与所述预设再入点的关系、所述落点的经纬度以及所述预设再入点与所述落点之间的航程以及所述探测器在所述预设再入点的再入速度，确定所述预设再入点的轨道参数，并对所述预设再入点的轨道参数进行逆向积分到近月点，确定近月点处的B平面参数，对所述二体模型下的月地转移轨道进行修正，当确定所述近月点处的B平面参数与预设月地转移时间的差值满足预设范围时，获得高精度模型下目标月地转移轨道；
根据预设的月地转移轨道与环月轨道对应的交线策略，修正所述高精度模型下目标月地转移轨道中近月点高度和环月段月地转移倾角；当修正后的环月段月地转移倾角使得月地转移轨道近月点在环月轨道面内时，确定目标月地入射控制参数。
在一种可能的实施方式中，所述根据探测器从月球再入地球大气层的预设再入点的概略再入时间、所述探测器到达所述预设再入点时的轨道倾角、落点的经纬度以及从月地入射点出发至所述预设再入点的时间，确定所述预设再入点的再入时间初始值，包括：
根据所述落点的经纬度和所述探测器到达所述预设再入点时的轨道倾角，确定月地转移轨道的升交点赤经值；
根据所述概略再入时间，确定格林威治赤经值；并根据所述格林威治赤经值和所述升交点赤经值，获得所述月地转移轨道的第一升交点赤经值；
根据月球星历表、所述概略再入时间以及从月地入射点出发至所述预设再入点的时间，确定月球的赤经值和赤纬值，并根据所述月球的赤经值和赤纬值，确定月地转移轨道的第二升交点赤经值；
根据所述第一升交点赤经值、所述第二升交点赤经值以及所述概略再入时间，获得所述预设再入点的再入时间初始值。
在一种可能的实施方式中，所述预设再入点的再入时间初始值，根据以下公式确定：
Te＝T0+(Ωm-Ω0)/ωe
其中，Te用于表征预设再入点的再入时间初始值，T0用于表征预设再入点的概略再入时间，Ω0用于表征第一升交点赤经值，Ωm用于表征第二升交点赤经值，ωe用于表征地球自转角速度。
在一种可能的实施方式中，所述确定所述预设再入点的月地转移轨道根数，包括：
根据月球星历表、所述概略再入时间以及从月地入射点出发至所述预设再入点的时间，确定月球的位置信息，并根据所述月球的位置信息，确定月球的地心距；
根据所述预设再入点的地心距、所述探测器的飞行路径角以及所述月球的地心距，确定所述月地转移轨道的半长轴、所述月地转移轨道的偏心率以及月球在所述月地转移轨道的真近点角；
根据所述月球的位置信息，确定所述月球的幅角；并根据所述月球的幅角，确定所述月地转移轨道的升交点赤经值；
根据所述月球的幅角和所述月球在所述月地转移轨道的真近点角，确定所述月地转移轨道的近地点幅角。
在一种可能的实施方式中，所述根据所述落点与所述预设再入点的关系、所述落点的经纬度以及所述预设再入点与所述落点之间的航程以及所述探测器在所述预设再入点的再入速度，确定所述预设再入点的轨道参数，并对所述预设再入点的轨道参数进行逆向积分到近月点，确定近月点的B平面参数，包括：
根据所述落点的经纬度、所述预设再入点与所述落点之间的航程和预设轨道倾角，确定所述预设再入点的经纬度以及飞行方位角；
根据所述预设再入点的经纬度，确定所述预设再入点的地固系位置；并建立再入坐标系，且确定所述再入坐标系转换到地固坐标系的旋转矩阵；
确定所述再入坐标系的速度，并根据所述旋转矩阵、所述再入坐标系的速度以及J2000惯性系，确定所述预设再入点的轨道参数；
将所述预设再入点的轨道参数逆向积分至近月点处，并结合环月轨道倾角和高度进行预设处理，确定近月点的B平面参数。
在一种可能的实施方式中，所述再入坐标系转换到地固坐标系的旋转矩阵通过以下公式确定：
其中，A用于表征所述预设再入点的飞行方位角，λE用于表征所述预设再入点的经度，且λE＝λL-ΔλL+ΔλE，ΔλE用于表征所述预设再入点到升交点的经度差，ΔλL用于表征所述落点到升交点的经度差；用于表征所述预设再入点的纬度，且/>UE用于表征所述预设再入点的幅角，ie用于表征预设轨道倾角。
在一种可能的实施方式中，根据预设的月地转移轨道与环月轨道对应的交线策略，修正所述高精度模型下目标月地转移轨道中近月点高度和环月段月地转移倾角；当修正后的环月段月地转移倾角使得月地转移轨道近月点在环月轨道面内时，确定目标月地入射控制参数，包括：
确定第一月地转移时间；
根据所述第一月地转移时间，对所述高精度模型下目标月地转移轨道进行逆向求解，获得近月点轨道参数以及第一月地转移轨道；并确定所述第一月地转移轨道的近月矢量；
根据共面情况下，环月轨道的轨道法线矢量与月地转移轨道的近月矢量的垂直关系、所述第一月地转移轨道的近月矢量，确定所述第一月地转移轨道的倾角；
基于所述第一月地转移轨道的倾角、所述第一月地转移轨道以及所述环月轨道，确定所述第一月地转移轨道真近点角和所述环月轨道的交点处真近地角；并确定当前入射时刻环月轨道到交点处的飞行时间；
根据所述飞行时间对入射时刻进行修正，并确定所述第一月地转移轨道的目标近月距；
当确定所述探测器入射前后的位置差属于第一预设范围时，则将交点处的所述第一月地转移轨道和所述环月轨道的参数转换成位置速度，获得所述探测器的入射脉冲速度。
在一种可能的实施方式中，所述第一月地转移轨道的近月矢量，根据以下公式确定：
其中，ω用于表征所述第一月地转移轨道近月点的幅角，i用于表征所述第一月地转移轨道的轨道倾角，Ω用于表征所述第一月地转移轨道的升交点赤经值。
在一种可能的实施方式中，根据预设的月地转移轨道与环月轨道对应的交线策略，修正所述高精度模型下目标月地转移轨道中近月点高度和环月段月地转移倾角；当修正后的环月段月地转移倾角使得月地转移轨道近月点在环月轨道面内时，确定目标月地入射控制参数，包括：
确定所述目标月地转移轨道中近月点高度初值为预设高度，且所述预设高度与环月轨道高度相同；以及，确定环月段月地转移倾角为环月轨道倾角，并确定基于所述预设高度和所述环月轨道倾角对应确定的第二月地转移轨道；
确定所述第二月地转移轨道与环月轨道的交线，并确定所述交点处的轨道幅角；
根据入射后真近点角的幅角，确定交点处的入射前月心距和入射后月心距；并对所述第二月地转移轨道近月点高度，基于所述交点处入射前月心距和入射后月心距进行等比调整；
当确定所述入射前月心距和入射后月心距的差值的绝对值小于第二预设值时，则确定所述目标月地转移轨道逆推至入射点的速度和所述环月轨道推到入射点的速度；
根据所述目标月地转移轨道逆推至入射点的速度和所述环月轨道推到入射点的速度的差值，确定所述探测器进入月地转移轨道对应的入射脉冲速度。
在一种可能的实施方式中，所述对所述第二月地转移轨道近月点高度，基于所述交点处入射前月心距和入射后月心距进行等比调整，通过以下公式调整：
Rp(k+1)＝Rp(k)Rb/Re
其中，Rb用于表征所述交点处入射前月心距，Re用于表征所述交点处入射后月心距，Rp用于表征所述第二月地转移轨道近月点高度，下标k用于表征第k次迭代结果。
第二方面，本申请实施例提供一种确定月地转移轨道的装置，所述装置包括：
第一确定单元，用于根据探测器从月球再入地球大气层的预设再入点的概略再入时间、预设的所述探测器到达所述预设再入点时的轨道倾角、落点的经纬度以及从月地入射点出发至所述预设再入点的时间，确定所述预设再入点的再入时间初始值；
第二确定单元，用于确定所述预设再入点的月地转移轨道根数，并根据所述预设再入点的再入时间初始值和所述月地转移轨道根数，确定二体模型下的月地转移轨道；
修正单元，用于根据所述落点与所述预设再入点的关系、所述落点的经纬度以及所述预设再入点与所述落点之间的航程以及所述探测器在所述预设再入点的再入速度，确定所述预设再入点的轨道参数，并对所述预设再入点的轨道参数进行逆向积分到近月点，确定近月点处的B平面参数，对所述二体模型下的月地转移轨道进行修正，当确定所述近月点处的B平面参数与预设月地转移时间的差值满足预设范围时获得高精度模型下目标月地转移轨道；
第三确定单元，用于根据预设的月地转移轨道与环月轨道对应的交线策略，修正所述高精度模型下目标月地转移轨道中近月点高度和环月段月地转移倾角；当修正后的环月段月地转移倾角使得月地转移轨道近月点在环月轨道面内时，确定目标月地入射控制参数。
在一种可能的实施方式中，所述第一确定单元，用于：
根据所述落点的经纬度和所述探测器到达所述预设再入点时的轨道倾角，确定月地转移轨道的升交点赤经值；
根据所述概略再入时间，确定格林威治赤经值；并根据所述格林威治赤经值和所述升交点赤经值，获得所述月地转移轨道的第一升交点赤经值；
根据月球星历表、所述概略再入时间以及从月地入射点出发至所述预设再入点的时间，确定月球的赤经值和赤纬值，并根据所述月球的赤经值和赤纬值，确定月地转移轨道的第二升交点赤经值；
根据所述第一升交点赤经值、所述第二升交点赤经值以及所述概略再入时间，获得所述预设再入点的再入时间初始值。
在一种可能的实施方式中，所述预设再入点的再入时间初始值，根据以下公式确定：
Te＝T0+(Ωm-Ω0)/ωe
其中，Te用于表征预设再入点的再入时间初始值，T0用于表征预设再入点的概略再入时间，Ω0用于表征第一升交点赤经值，Ωm用于表征第二升交点赤经值，ωe用于表征地球自转角速度。
在一种可能的实施方式中，所述第二确定单元，用于：
根据月球星历表、所述概略再入时间以及从月地入射点出发至所述预设再入点的时间，确定月球的位置信息，并根据所述月球的位置信息，确定月球的地心距；
根据所述预设再入点的地心距、所述探测器的飞行路径角以及所述月球的地心距，确定所述月地转移轨道的半长轴、所述月地转移轨道的偏心率以及月球在所述月地转移轨道的真近点角；
根据所述月球的位置信息，确定所述月球的幅角；并根据所述月球的幅角，确定所述月地转移轨道的升交点赤经值；
根据所述月球的幅角和所述月球在所述月地转移轨道的真近点角，确定所述月地转移轨道的近地点幅角。
在一种可能的实施方式中，所述修正单元，用于：
根据所述落点的经纬度、所述预设再入点与所述落点之间的航程和预设轨道倾角，确定所述预设再入点的经纬度以及飞行方位角；
根据所述预设再入点的经纬度，确定所述预设再入点的地固系位置；并建立再入坐标系，且确定所述再入坐标系转换到地固坐标系的旋转矩阵；
确定所述再入坐标系的速度，并根据所述旋转矩阵、所述再入坐标系的速度以及J2000惯性系，确定所述预设再入点的轨道参数；
将所述预设再入点的轨道参数逆向积分至近月点处，并结合环月轨道倾角和高度进行预设处理，确定近月点的B平面参数。
在一种可能的实施方式中，所述再入坐标系转换到地固坐标系的旋转矩阵通过以下公式确定：
其中，A用于表征所述预设再入点的飞行方位角，λE用于表征所述预设再入点的经度，且λE＝λL-ΔλL+ΔλE，ΔλE用于表征所述预设再入点到升交点的经度差，ΔλL用于表征所述落点到升交点的经度差；用于表征所述预设再入点的纬度，且/>UE用于表征所述预设再入点的幅角，ie用于表征预设轨道倾角。
在一种可能的实施方式中，所述第三确定单元，用于：
确定第一月地转移时间；
根据所述第一月地转移时间，对所述高精度模型下目标月地转移轨道进行逆向求解，获得近月点轨道参数以及第一月地转移轨道；并确定所述第一月地转移轨道的近月矢量；
根据共面情况下，环月轨道的轨道法线矢量与月地转移轨道的近月矢量的垂直关系、所述第一月地转移轨道的近月矢量，确定所述第一月地转移轨道的倾角；
基于所述第一月地转移轨道的倾角、所述第一月地转移轨道以及所述环月轨道，确定所述第一月地转移轨道真近点角和所述环月轨道的交点处真近地角；并确定当前入射时刻环月轨道到交点处的飞行时间；
根据所述飞行时间对入射时刻进行修正，并确定所述第一月地转移轨道的目标近月距；
当确定所述探测器入射前后的位置差属于第一预设范围时，则将交点处的所述第一月地转移轨道和所述环月轨道的参数转换成位置速度，获得所述探测器的入射脉冲速度。
在一种可能的实施方式中，所述第一月地转移轨道的近月矢量，根据以下公式确定：
其中，ω用于表征所述第一月地转移轨道近月点的幅角，i用于表征所述第一月地转移轨道的轨道倾角，Ω用于表征所述第一月地转移轨道的升交点赤经值。
在一种可能的实施方式中，所述第三确定单元，用于：
确定所述目标月地转移轨道中近月点高度初值为预设高度，且所述预设高度与环月轨道高度相同；以及，确定环月段月地转移倾角为环月轨道倾角，并确定基于所述预设高度和所述环月轨道倾角对应确定的第二月地转移轨道；
确定所述第二月地转移轨道与环月轨道的交线，并确定所述交点处的轨道幅角；
根据入射后真近点角的幅角，确定交点处的入射前月心距和入射后月心距；并对所述第二月地转移轨道近月点高度，基于所述交点处入射前月心距和入射后月心距进行等比调整；
当确定所述入射前月心距和入射后月心距的差值的绝对值小于第二预设值时，则确定所述目标月地转移轨道逆推至入射点的速度和所述环月轨道推到入射点的速度；
根据所述目标月地转移轨道逆推至入射点的速度和所述环月轨道推到入射点的速度的差值，确定所述探测器进入月地转移轨道对应的入射脉冲速度。
在一种可能的实施方式中，所述对所述第二月地转移轨道近月点高度，基于所述交点处入射前月心距和入射后月心距进行等比调整，通过以下公式调整：
Rp(k+1)＝Rp(k)Rb/Re
其中，Rb用于表征所述交点处入射前月心距，Re用于表征所述交点处入射后月心距，Rp用于表征所述第二月地转移轨道近月点高度，下标k用于表征第k次迭代结果。
第三方面，本申请实施例提供一种电子设备，包括：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，其中：
存储器存储有可被至少一个处理器执行的指令，该指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行上述确定月地转移轨道的方法。
第四方面，本申请实施例提供一种存储介质，当所述存储介质中的指令由电子设备的处理器执行时，所述电子设备能够执行上述确定月地转移轨道的方法。
本申请的实施例提供的技术方案至少带来以下有益效果：
在本申请实施例中，可以根据探测器从月球再入地球大气层的预设再入点的概略再入时间、预设的探测器到达预设再入点时的轨道倾角、落点的经纬度以及从月地入射点出发至预设再入点的时间，确定预设再入点的再入时间初始值；然后确定预设再入点的月地转移轨道根数，并根据预设再入点的再入时间初始值和月地转移轨道根数，确定二体模型下的月地转移轨道。进一步地，可以根据落点与预设再入点的关系、落点的经纬度以及预设再入点与落点之间的航程以及探测器在预设再入点的再入速度，确定预设再入点的轨道参数，并对预设再入点的轨道参数进行逆向积分到近月点，确定近月点处的B平面参数，对二体模型下的月地转移轨道进行修正，当确定近月点处的B平面参数与预设月地转移时间的差值满足预设范围时获得高精度模型下目标月地转移轨道。
可见，本申请实施例提出了在确定探测器返回地球的预设再入点，确定二体模型下的月地转移轨道，并对二体模型下月地转移轨道进行逆向积分到近月点，从而确定月地入射点即探测器对应的月球附近点，进而根据预设的月地转移轨道与环月轨道对应的交线策略，修正高精度模型下目标月地转移轨道中近月点高度和环月段月地转移倾角，且当修正后的环月段月地转移倾角使得月地转移轨道近月点在环月轨道面内时，确定目标月地入射控制参数。
可见，本申请实施例提供了一种基于地月转移轨道，逆向确定月地转移轨道的方案，且该方案无需经过多次多层迭代，求解过程简单，从而提高计算效率。并且，该方案可用于从不同倾角、近月点高度的环月轨道返回地球的探测器对应的月地转移轨道，即增强了方案的可实施性。
本申请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，或通过实施而了解。本申请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。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本申请。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为本申请实施例中的探测器从月球返回地球的示意图；
图2为本申请实施例中确定月地转移轨道的方法的流程图；
图3为本申请实施例中落点与月地转移轨道的升交点的球面三角关系的示意图；
图4为本申请实施例中确定预设再入点的再入时间初始值的方法的流程图；
图5为本申请实施例中预设再入点与落点的关系的示意图；
图6为本申请实施例中再入坐标系的示意图；
图7为本申请实施例中月地转移轨道的半长轴的示意图；
图8为本申请实施例中修正目标月地转移轨道的流程的示意图；
图9为本申请实施例中月地入射速度增量与倾角关系的示意图；
图10为本申请实施例中月地入射控制前后轨道关系示意图；
图11为本申请实施例中确定月地转移轨道的装置的结构框图示意图；
图12为本申请实施例中电子设备的结构示意图。
具体实施方式
为了使本领域普通人员更好地理解本申请的技术方案，下面将结合附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。
需要说明的是，本申请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，以便这里描述的本申请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。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本申请相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本申请的一些方面相一致的装置和方法的例子。
为了解决如前所述的计算月地转移轨道时，探测器再入点约束收敛难度较大，计算效率偏低的技术问题，本申请提出了一种确定月地转移轨道的方法及装置。
以下结合说明书附图对本申请的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本申请，并不用于限定本申请，并且在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
请参见图1，图1为本申请实施例提供的一示例性示出的探测器从月球返回地球的示意图。
具体的，探测器在执行完月面采样等任务后，可以选择合适的时机实施动力上升控制操作，从而进入环月轨道(LLO，Low lunar orbit)。探测器在环月轨道上运行数圈，等待月地入射窗口，待月地入射窗口打开时，探测器运行到预设的月地入射点，然后瞄准地球附近预设再入点实施月地入射控制，从而进入月地转移轨道。进一步地，探测器在月地转移轨道上航行一段时间，例如3-4天。当探测器到达地球附近再入点时，采用半弹道跳跃进入大气层并减速，从而着陆至预定地点，实现探测器返回地球任务。
在具体的实施过程中，对于载人登月任务或月球采样返回任务，在完成月面任务经月面上升返回环月轨道后，需要设计合适的月地转移轨道，使探测器在指定时刻施加月地入射脉冲从环月轨道转移至地球附近再入点，并满足再入点参数约束，之后利用大气减速安全返回着陆场。
可见，求解月地转移轨道的关键是确定月地入射控制脉冲，其直接决定探测器能否顺利返回地球。且对于载人登月和月球采样返回等有严格着陆区约束任务，高精度模型下实时快速、精确月地入射参数是人员和样品安全返回的基础。下面对本申请提供的确定月地转移轨道和月地入射参数的方案进行介绍。
为进一步说明本申请实施例提供的确定月地转移轨道的方法的方案，下面结合附图以及具体实施方式对此进行详细的说明。虽然本申请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所述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申请实施例提供的执行顺序。所述方法在实际的处理过程中或者装置执行时，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(例如并行处理器或者多线程处理的应用环境)。
需要说明的是，在本申请实施例中的月地转移轨道可以理解为是指探测器在环月轨道上实施月地入射控制后，逃逸月球、返回地球并最终着陆地面的轨道，且本申请实施例中的月地入射点可以理解为环月轨道与月地转移轨道的交点，也可以理解为月地转移轨道的起始点。
下面结合附图2所示的方法流程图，对本申请提供的确定月地转移轨道的方案进行说明，图2所示的各步骤可以由计算机设备执行。在具体实施过程中，该电子设备可以是服务器，例如是个人计算机、大中型计算机、计算机集群，等等。
步骤201：根据探测器从月球再入地球大气层的预设再入点的概略再入时间、预设的探测器到达预设再入点时的轨道倾角、落点的经纬度以及从月地入射点出发至预设再入点的时间，确定预设再入点的再入时间初始值。
在本申请实施例中，由于月球公转速度相比于地球自转速度更慢，对于给定的探测器从月球再入地球大气层的预设再入点对应的概略再入时间T0、地固系下探测器返回着陆的落点的经纬度(λL，)、地固系下探测器到达预设再入点时的轨道倾角iL和探测器从月地入射点出发至预设再入点的时间ΔT的月地转移轨道，其轨道能量和相对地球的拱点方向基本确定。故而随着地球自转，每天存在一条月地转移轨道。需要说明的是，在本申请实施例中，预设再入点是探测器从月球返回初次进入地球大气层时的点。例如，在探月任务中，可以定义大气层半径为地球赤道半径加120km，则预设再入点可以理解为探测器飞到120km高处的点。
在本申请实施例中，请参见附图3，图3为本申请实施例示出的落点与月地转移轨道的升交点的球面三角关系的示意图。当确定落点的经纬度(λL，)和预设的探测器到达预设再入点时的轨道倾角i之后，可以基于图3所示的落点与升交点的关系，确定月地转移轨道的升交点赤经值。具体的，可以忽略地球自转的影响，可得：
其中，公式用于表征从月球到地球升轨再入时计算月地转移轨道的升交点赤经值的方式，公式/>用于表征从月球到地球降轨再入时计算月地转移轨道的升交点赤经值的方式。
需要说明的是，在本申请实施例中，升轨可以理解为探测器以由南至北的方向着陆，降轨可以理解为探测器以由北向南的方向着陆。
在本申请实施例中，可以根据概略再入时间T0，计算格林威治赤经Ωg0，当确定格林威治赤经值之后，可以根据所述格林威治赤经值和升交点赤经值，获得月地转移轨道的第一升交点赤经值，具体的，可以通过以下公式2确定：
Ω0＝Ωg0+Ωe，(公式2)
其中，Ωe用于表征月地转移轨道的升交点赤经值，Ω0用于表征月地转移轨道的第一升交点赤经值。
在具体的实施过程中，考虑到月球绕地球约28天转一圈，即该时间与地球自转时间相比很小，也就是说，预设再入点的概略再入时间的调整对月球的位置影响较小，因此可以用月球位置确定的轨道升交点赤经值与概略再入时间确定的升交点赤经值之间的差，来修正概略再入时间。需要说明的是，概略再入时间可以是基于历史经验或者实际实施情况对应确定，概略再入时间可以理解为大概确定的探测器再入的日期。
在本申请实施例中，可以根据月球星历表、概略再入时间以及探测器从月地入射点出发至预设再入点的时间，确定月球的赤经值和赤纬值。具体的，可以先确定概略再入时间与探测器从月地入射点出发至预设再入点的时间的差值，即T0-ΔT时刻，然后通过JPL月球星历表获得T0-ΔT时刻的月球位置信息，月球位置信息可用(xm，ym，zm)表示。进一步地，可以基于以下公式3月球的赤经值和赤纬值：
其中，λm用于表征月球的赤经值，用于表征月球的赤纬值。
需要说明的是，在本申请实施例中，为了简化描述，后文中将探测器从月地入射点出发至预设再入点的时间可以简称为月地转移时间。
在本申请实施例中，当获得月球的月球的赤经值和赤纬值之后，可以根据月球的赤经值和赤纬值，确定月地转移轨道的第二升交点赤经值。具体的，可以基于以下公式确定第二升交点赤经值Ωm：
在本申请实施例中，当确定第一升交点赤经值以及第二升交点赤经值之后，可以根据第一升交点赤经值、第二升交点赤经值以及概略再入时间，获得预设再入点的再入时间初始值。具体的，预设再入点的再入时间初始值，可以根据以下公式4确定：
Te＝T0+(Ωm-Ω0)/ωe，(公式4)
其中，Te用于表征预设再入点的再入时间初始值，T0用于表征预设再入点的概略再入时间，Ω0用于表征第一升交点赤经值，Ωm用于表征第二升交点赤经值，ωe用于表征地球自转角速度。
在本申请实施例中，为了更好的对确定预设再入点的再入时间初始值的方案进行说明，下面以一个实施例为例进行说明。具体的，请参见图4。
步骤401：根据落点的经纬度和探测器到达预设再入点时的轨道倾角，确定月地转移轨道的升交点赤经值；
步骤402：根据概略再入时间，确定格林威治赤经值；并根据格林威治赤经值和升交点赤经值，获得月地转移轨道的第一升交点赤经值；
步骤403：根据月球星历表、概略再入时间以及探测器从月地入射点出发至预设再入点的时间，确定月球的赤经值和赤纬值，并根据月球的赤经值和赤纬值，确定月地转移轨道的第二升交点赤经值；
步骤404：确定第一升交点赤经值和第二升交点赤经值是否相同，若相同，则执行步骤405；若不相同，则返回步骤402；
步骤405：根据第一升交点赤经值、第二升交点赤经值以及概略再入时间，获得预设再入点的再入时间初始值。
可见，在本实施例中，可以基于步骤401-步骤403进行3到4次迭代，从而使得对预设再入点的再入时间的修正量可以小于1秒，进而可以更精准的确定预设再入点的再入时间。
在本申请实施例中，可以基于对概略再入时间的不断调整，从而使得第一升交点赤经值和第二升交点赤经值相同，也就是说，当预设再入点的再入时刻为使得第一升交点赤经值和第二升交点赤经值相同时的概略再入时间，即此时月地转移轨道相对于地心惯性系只有一个升交点赤经值。
步骤202：确定预设再入点的月地转移轨道根数，并根据预设再入点的再入时间初始值和地转移轨道根数，确定二体模型下的月地转移轨道。
在本申请实施例中，当确定二体模型下的月地转移轨道时，可以先只考虑地心引力。具体的，可以根据预设再入点的再入时间初始值、月地转移时间，确定预设再入点处月地转移轨道半长轴、偏心率及真近点角，并根据月地入射点处月球位置、探测器到达预设再入点时的轨道倾角，确定预设再入点处月地转移轨道的升交点赤经、近地点幅角，以此确定二体模型下的月地转移轨道。
在本申请实施例中，可以根据月球星历表、概略再入时间以及从月地入射点出发至预设再入点的时间，确定月球的位置信息，从而可以根据月球的位置信息，确定月球的地心距。具体的，确定月球的位置信息的方式，可以参照前述月球的位置信息的方式实施，这里不再赘述。当确定月球的位置信息即(xm，ym，zm)之后，可以对xm、ym以及zm各自求平方，然后将求平方后得到的值相加，获得第一处理值，并对第一处理值进行求平方根处理，获得月球的地心距rm。具体的，可以通过公式计算确定月球的地心距。
在本申请实施例中，可以基于预设的预设再入点的地心距，探测器的飞行路径角，对月球到地球再入点的兰伯特转移问题进行求解，从而获得月地转移轨道的半长轴、月地转移轨道的偏心率以及月球在月地转移轨道的真近点角θm。需要说明的是，在本申请实施例中，飞行路径角可以设置为170度或190度。
在本申请实施例中，可以根据月球的位置信息，确定月球的赤经值λm和赤纬值具体确定方式参见前述公式3，这里不再赘述。进一步地，可以基于月球的赤经值λm和赤纬值/>并结合球面三角关系计算月球的近地点幅角，具体的，可以通过以下公式5确定月球的幅角Um：
在本申请实施例中，当确定月球的幅角之后，可以基于以下公式6确定月地转移轨道的升交点赤经值Ω：
其中，公式用于表征从月球到地球升轨再入时计算月地转移轨道的升交点赤经值的方式，公式/>用于表征从月球到地球降轨再入时计算月地转移轨道的升交点赤经值的方式。
在本申请实施例中，当获得月球的幅角和月球在月地转移轨道的真近点角之后，可以基于以下公式7，确定月地转移轨道的近地点幅角ω：
ω＝Um-θm，(公式7)
在本申请实施例中，可以基于以下公式8，确定预设再入点的真近点角θ：
θ＝θm+Δθ，(公式8)
可见，在本申请实施例中，可以获得预设再入点的再入时间初始值和再入点的轨道根数初值，从而可以基于轨道六根数初值，构建二体模型下月地转移轨道。
步骤203：根据落点与预设再入点的关系、落点的经纬度以及预设再入点与落点之间的航程以及探测器在预设再入点的再入速度，确定预设再入点的轨道参数，并对预设再入点的轨道参数进行逆向积分到近月点，确定近月点处的B平面参数，对二体模型下的月地转移轨道进行修正，当确定近月点处的B平面参数与预设月地转移时间的差值满足预设范围时获得高精度模型下目标月地转移轨道。
在本申请实施例中，由于基于前述方式获得的二体模型下月地转移轨道，并未考虑月球引力和地球非球形等一系列摄动，因此对二体模型下月地转移轨道进行修正处理，从而可以获得目标月地转移轨道。
在本申请实施例中，可以根据落点的经纬度、预设再入点与落点之间的航程和预设轨道倾角，确定预设再入点的经纬度以及飞行方位角。
在具体的实施过程中，请参见附图5，图5示例性示出了预设再入点与落点的关系，基于此，可以根据已知的落点的经纬度确定目标落点的幅角即UL，具体的，可以基于以下公式9对应确定，如下：
其中，公式用于表征从月球到地球升轨再入时计算目标落点的方式，公式/>用于表征从月球到地球降轨再入时计算目标落点的方式，ie用于表征地固系下的轨道倾角。
具体的，可以基于目标落点的幅角UL结合以下公式10，确定落点到升交点的经度差ΔλL，即：
进一步地，可以基于公式11确定再入点的幅角，具体的，公式11为：
UE＝UL-Ur (公式11)
其中，Ur用于表征探测器从月球进入地球的航程角。
当确定预设再入点的幅角之后，可以基于再入点的幅角和地固系下的轨道倾角以及公式12，确定预设再入点到升交点的经度差ΔλE。
具体的，公式12为：
在本申请实施例中，当确定预设再入点与升交点的经度差之后，可以基于预设再入点与升交点的经度差、落点到升交点的经度差以及落点的经度，确定预设再入点的经度。具体的，预设再入点的经度可以基于以下公式13确定：
λE＝λL-ΔλL+ΔλE (公式13)
在本申请实施例中，可以基于预设再入点的幅度和轨道倾角，确定预设再入点的纬度。具体的，预设再入点的纬度可以基于以下公式14确定：
在本申请实施例中，可以基于预设再入点的幅度和预设再入点到升交点的经度差，确定预设再入点的飞行方位角。具体的，预设再入点的飞行方位角可以基于以下公式15确定：
A＝arcsin(sinΔλE/sin UE) (公式15)
在本申请实施例中，当确定预设再入点的经纬度和预设再入点的飞行方位角之后，可以基于以下公式16对应确定预设再入点的地固系位置，即预设再入点在地固系下的位置。具体的，公式16如下：
在本申请实施例中，请参见图6，图6为本申请实施例示出的再入坐标系示意图。其中，Y轴为天顶方向，X轴在轨道面内垂直于Y轴指向飞行方向，Z轴由右手坐标系决定。
在本申请实施例中，可以确定再入坐标系转换到地固坐标系的旋转矩阵，具体的，再入坐标系转换到地固坐标系的旋转矩阵通过以下公式17确定：
其中，A用于表征所述预设再入点的飞行方位角，λE用于表征所述预设再入点的经度，且λE＝λL-ΔλL+ΔλE，ΔλE用于表征所述预设再入点到升交点的经度差，ΔλL用于表征所述落点到升交点的经度差；用于表征所述预设再入点的纬度，且/>UE用于表征所述预设再入点的幅角，ie用于表征预设轨道倾角。
在本申请实施例中，可以通过以下公式18，对应确定预设再入点在再入坐标系中的速度。具体的，公式18为：
其中，ve用于表征预设再入点的再入速度大小，vx用于表征在再入坐标系下预设再入点的速度的X方向分量，vy用于表征再入坐标系下预设再入点的速度的Y方向分量，vz用于表征在再入点坐标系下预设再入点的速度Z方向分量，γ为再入角，用于表征将探测器在预设再入点的再入速度矢量与再入坐标系X轴的夹角，且定义再入速度矢量在X轴上方时为正，在X轴下方为负。
在本申请实施例中，将预设再入点的速度基于公式17，转换到地固坐标系，进一步地，再根据预设再入点的再入时间将地固坐标系下的预设再入点的位置和速度转换到J2000惯性系，从而可以获得预设再入点的轨道参数，即预设再入点在J2000惯性系下的位置和速度。
在本申请实施例中，可以对预设再入点的轨道参数进行逆向积分至近月点，并结合环月轨道倾角和高度进行预设处理，确定近月点的B平面参数。具体的，矢量B为进入月球影响球是的密切双曲线短轴，方向由双曲线焦点垂直于无穷远速度或渐近线，B平面可以理解为通过月心并垂直于双曲线渐近线的平面。进一步地，可以对二体模型下的月地转移轨道进行修正，当确定近月点处的B平面参数与预设月地转移时间的差值满足预设范围时获得高精度模型下目标月地转移轨道。其中，预设范围例如是0.2秒，即使得B平面参数收敛至0.001米。需要说明的是，在实际实施过程中，逆向计算B平面参数时的渐进线矢量要反号。
可见，在本申请实施例中，由于采用的是近月点的B平面参数对二体模型下的月地转移轨道进行修正，且近月点的B平面参数与轨道根数精确对应，因此可以获得高精度模型下的月地转移轨道，即目标月地转移轨道精确性较高。并且，该方法适用于所有时段的地月/月地转移轨道的设计，且计算效率很高。具体的，在实施实施过程中，经过申请人验证发现，在主频2G的单CPU计算机上不到10秒的时间即可得到一条高精度月地转移轨道，且如果仅考虑日地月和J2摄动则耗时约1秒，可见计算效率较高。
在具体的实施过程中，请参见图7，图7为采用前述本申请实施例提供的确定高精度模型下的月地转移轨道的方案，所确定的从2020年11月19日开始到2038年11月13日的每天一条共6570条月地转移轨道的半长轴的示意图。可见，18年中的每条转移轨道都快速而正确地被计算出来，也就是说，本申请中提供确定高精度模型下的月地转移轨道的方案可以适用于不同的地月关系，且其他环月倾角、转移时间、近月距等参数设置同样可以快速而正确的计算得出。
步骤204：根据预设的月地转移轨道与环月轨道对应的交线策略，修正高精度模型下目标月地转移轨道中近月点高度和环月段月地转移倾角；当修正后的环月段月地转移倾角使得月地转移轨道近月点在环月轨道面内时，确定目标月地入射控制参数。
在本申请实施例中，在计算出目标月地转移轨道后，计算目标转移轨道与环月轨道的交点就可得到月地入射参数。但初始状态的探测器不一定在入射时刻到达交点，因此需要对目标月地转移轨道再进行修正，从而完成连续轨迹的拼接。
具体的，在探测器相对月球的轨道倾角、转移时间、再入角和落点均给定情况下，可以计算得到月地入射后的轨道，进一步地，可以求解月地入射后的轨道与环月轨道的交线，并调整月地入射轨道近月点高度，使得交线处入射前后轨道的月心距相等，从而可以获得两条轨道即入射前轨道和入射后轨道的交点，且基于交点处入射后速度减入射前速度可以得到脉冲月地入射速度增量。
在本申请实施例中，为了更好的对确定目标月地入射控制参数的方案进行说明，下面以一个实施例为例进行说明。
请参见图8，图8为本申请实施例示例性示出的一种修正目标月地转移轨道的流程的示意图。
步骤801：将目标环月轨道月心距作为月地转移轨道的近月点目标月心距的初值，月地转移轨道近月点倾角为预设值，设定探测器对应的入射时刻和再入时刻的初值。
步骤802：根据入射时刻和再入时刻，确定月地转移时间。
步骤803：根据月地转移时间，预设再入点的再入速度、再入时间以及预设再入点与落点之间的航程，确定预设再入点的月地转移轨道，并对预设再入点处月地转移轨道逆向积分至近月点，确定近月点处月地转移轨道参数，结合近月点处倾角对应的预设值与目标月心距的初值确定目标B平面参数，通过微分修正策略确定月地转移轨道。
步骤804：基于月地转移轨道以及环月轨道，确定月地转移轨道和环月轨道的交点处真近地角；并确定当前入射时刻环月轨道到交点处的飞行时间。
步骤805：根据飞行时间对入射时刻进行修正，并修正月地转移轨道的目标近月距。
步骤806：判断探测器入射前后的位置差是否属于第一预设范围。若探测器入射前后的位置差属于第一预设范围，则执行步骤807；若探测器入射前后的位置差不属于第一预设范围，则返回步骤801。
步骤807：将交点处的第一月地转移轨道和环月轨道的参数转换成位置速度，获得探测器的入射脉冲速度。
可见，在本实施例中，可以基于步骤801-步骤805进行迭代计算，直到探测器入射前后的位置偏差小于给定的精度指标即第一预设范围，从而可以较为快速且准确的确定入射脉冲速度。
在一种可选的设计方案中，可以设置目标月地转移轨道中近月点高度初值为预设高度，且预设高度与环月轨道高度相同；以及，确定月地转移轨道预设倾角为环月轨道倾角。进一步地，根据预设再入点的再入速度、再入时间以及预设再入点与落点之间的航程，确定预设再入点的月地转移轨道参数，并对预设再入点处月地转移轨道逆向积分至近月点，确定近月点处月地转移轨道参数，结合环月轨道倾角与预设高度确定目标B平面参数，通过微分修正策略确定月地转移轨道。确定月地转移轨道与环月轨道的交线，并确定交线段的轨道纬度幅角；并根据入射后真近点角，确定交点处的入射前月心距和入射后月心距；并对月地转移轨道近月点高度，基于交点处入射前月心距和入射后月心距进行等比调整。具体的，对月地转移轨道近月点高度，基于交点处入射前月心距和入射后月心距进行等比调整，通过以下公式19调整：
Rp(k+1)＝Rp(k)Rb/Re，(公式19)
其中，Rb用于表征交点处入射前月心距，Re用于表征交点处入射后月心距，Rp用于表征月地转移轨道近月点高度，下标k用于表征第k次迭代结果。
在本实施例中，计算当前入射时刻到环月轨道到交线处的飞行时间δtb，和入射后轨道近月点到交线的飞行时间δte，基于此和以下公式20修正入射时刻Tc(k+1)和月地转移时间ΔT，具体的，公式20如下：
Tc(k+1)＝Tc(k)+δtb，ΔT＝Te-Tc(k+1)-δte，(公式20)
进一步地，基于修正后确定的近月点高度值，重新计算月地转移轨道和月地入射后轨道，直到|Rb-Re|＜ε，则可以用交点处的入射后速度减入射前速度，进而可以得到月地入射速度增量。需要说明的是，在本申请实施例中，月地入射速度增量与探测器进入月地转移轨道对应的入射脉冲速度为同一值的不同名称。
具体的，为分析倾角对入射速度增量的影响，本申请实施例中，将倾角从1到90度遍历计算了月地入射速度增量。具体的，瞄准参数为：地固系再入角-5.8度，再入点地心距6498.140千米，地固系倾角45度，瞄准落点(111.433°E，42.350°N)。
并且，月地入射前环月轨道参数如下表1所示：
表1
其中，摄动项包括：日地第3体摄动以及月球非球形(40x40阶)，即在计算月地转移轨道时考虑日地第3体摄动以及月球非球形对计算月地转移轨道的影响。并且，月地入射速度增量与倾角关系图9所示，基于图9可知，速度增量与倾角的关系不是单峰函数关系，而是出现两个谷底，因此采用现有技术中的618法和二次插值法等经典高效的单变量优化算法不便求解。且遍历计算的结果是，倾角为45度时速度增量最小，速度增量为852.669米/秒。可见，基于本申请提供的方案，可以较为准确的确定月地入射控制参数即速度增量。
在上一实施例中，目标月地转移轨道倾角为预设值，在本申请实施例中，基于两个先验知识即第一：月地入射初始点为近月点时能量最优，也就是说，月地入射的主脉冲为轨道切向脉冲；第二：转移参数的调整对月地入射的逃逸速度矢量影响很小，可以对月地转移轨道倾角进行修正，从而可以确定速度增量最优的目标月地入射控制参数。
在本申请实施例中，由于基于前述方式获得的高精度模型下的月地转移轨道，这里我们可以通过在保持升交点和近月点幅角不变的情况下，通过求解环月段轨道倾角使得目标月地转移轨道的近月点在环月轨道的平面内，并调整近月点高度使环月轨道与目标月地转移轨道相交，从而可以得到目标月地入射参数，即最优月地入射参数。需要说明的是，后文中为描述方便，将探测器对应的入射时刻时月地转移轨道在月心的轨道称作月地入射轨道。
在一种可选的设计方案中，将月地入射前探测器运行的环月轨道的轨道倾角和月心距作为月地转移轨道的近月点目标参数的初值，设定探测器对应的入射时刻Tc(0)和再入时刻Te(0)的初值，然后基于入射时刻和再入时刻计算月地转移时间即探测器从月地入射点出发至预设再入点的时间，即Tt(k)＝Te(k)-Tc(k)。进一步地，由于基于前述方式获得确定预设再入点的月地转移轨道参数，之后对再入点的轨道参数逆向积分至近月点，从而获得近月点轨道参数，根据近月点轨道参数、环月段轨道倾角与近月距参数，确定目标B平面参数。基于微分修正策略计算目标月地转移轨道，之后确定更新的转移时间Tt(k+1)、更新的预设再入点对应的再入时刻Te(k+1)、更新的月地入射时刻Tc(k+1)，继而根据近月点参数和以下公式21求解得出近月矢量，具体的，公式21如下：
在本实施例中，根据共面情况下，环月轨道的轨道法线矢量与月地转移轨道的近月矢量的垂直关系以及第一月地转移轨道的近月矢量，确定第一月地转移轨道的环月段倾角。具体的，令为环月轨道的轨道法线矢量，/>为月地转移轨道的近月矢量，如果/>在环月轨道平面内，则必有：/>也就是说，环月轨道的轨道法线矢量与月地转移轨道的近月矢量的垂直关系可表示为/>
在本实施例中，请参见附图10，图10为本申请实施例中月地入射控制前后轨道关系示意图。具体的，基于环月轨道的轨道法线矢量与月地转移轨道的近月矢量的垂直关系以及第一月地转移轨道的近月矢量，可以确定第一月地转移轨道的环月段倾角。具体的，确定第一月地转移轨道的倾角的公式22如下：
A＝NysinωcosΩ-NxsinωsinΩ
B＝Nzsinω
C＝-NzcosωcosΩ-NycosωsinΩ (公式22)
β＝arctan(B/A)
其中Nx，Ny，Nz为矢量的分量，i(k)是上一步的月地转移目标倾角，i(k+1)是新的月地转移目标倾角，A、B、C为中间变量。
在本实施例中，可以用ik替换当前求得的第一月地转移轨道的环月段倾角，计算两个轨道面的交线，并选择距离入射轨道近月点最近的点作为交线，从而可以得到相应入射轨道真近点角θe和环月轨道的交点处真近地角θb∈(-π，π)，并计算该处的第一月地转移轨道的月心距Rb、入射后轨道的月心距Re和当前入射时刻环月轨道到交点处的飞行时间δtb∈(-P，P)，P为环月轨道周期。且入射后轨道为对第一地月转移轨道进行逆向求解至入射点所确定的。进一步地，可以根据δtb修正预设再入点的再入时刻，进而基于修正后的预设再入点的再入时刻修正第一月地转移轨道。具体的，可以基于以下公式23进行修正：Tc(k+1)＝Tc(k)+δtb(公式23)。进一步地，可以基于修正后的第一月地转移轨道求解目标近月距。
在与图9相同输入条件下，解析求解得到的月地入射轨道倾角为44.810度，速度增量为850.108米/秒，与遍历搜索的结果一致，由此证明了本实施例提供的上述方案的准确性。
在具体实施过程中，考虑到环月轨道不一定是圆轨道，则月地入射点就不一定在环月轨道和入射轨道的近月点，则可能在在环月轨道和入射轨道的交点，因此可以基于交点处的入射前后月心距来等比例修正入射轨道近月距。
在具体的实施过程中，轨道控制是在有限的推力作用下实现的，并且有限推力控制过程探测器的开关机点通常跨越近月点，必然造成重力损失。因此用脉冲解去实施轨道控制，将可能出现偏离目标甚至造成探测器不能再入情况出现，因此需要进一步迭代计算有限推力控制参数。
在本申请实施例中，考虑到在实际实施时，探测器在返回地球时，轨道控制是在有限的推力作用下实现，因此，本申请实施例还提供有限阻力模型下的月地入射参数的求解方式。
在本申请实施例中，可以建立轨道坐标系，具体的，轨道坐标系可以基于质心位于探测器，Z轴指向月心，X轴垂直于Z轴指向飞行方向，Y轴由右手坐标系确定。
在本申请实施例中，可以将开机时刻Ton、开机时长Δt、偏航角ψ和俯仰角θ确定为有限阻力模型下的控制变量，以及，将预设再入点的再入时刻偏差ΔTe、再入时刻地固系下的再入角γ和轨道倾角ie确定为目标量。具体的，再入角γ用于表征将探测器在预设再入点的再入速度矢量与再入坐标系X轴的角度夹角，且定义再入速度矢量在X轴上方时为正，在X轴下方为负，偏航角ψ用于表征发动机推力方向与XZ面的夹角，俯仰角θ用于表征发动机推力方向在XZ面的投影与X轴的夹角。
可以基于以下公式即公式24确定预设再入点的再入第一再入时间初始值。具体的，公式24为：
其中，Ωe用公式(1)计算，用于表征当前月地转移轨道升交点赤经值，/>为当前确定的再入时刻，ωe为地球自转角速度。
在本申请实施例中，可以对俯仰角进行优化以得到最小燃料解，即确定对最小的月地入射速度增量。具体的，可以对俯仰角设定一定的变化区间，利用黄金分割法在指定范围内寻找最优的俯仰角，也可以也可以依次遍历，找到燃料消耗最少时的俯仰角，即为最优俯仰角。假定月地转移轨道控制过程探测器推力方向在惯性空间不变，将依据前述计算的惯性系脉冲速度增量转换到轨道坐标系得到并根据脉冲速度增量计算有限推力模式下的轨控开机时长Δt。
在本申请实施例中，当确定轨控开机时长之后，可以确定基于公式25，确定探测器对应的开机时刻，具体的，公式25为：
Ton＝Tc-Δt/2，(公式25)
其中，Tc用于表征脉冲求解时刻即月地入射时刻。
进一步地，可以基于和公式26，确定偏航角，具体的，公式26如下：
其中，Δvoy用于表征轨道坐标系脉冲速度增量Y方向(法向)分量，Δvox
用于表征轨道坐标系脉冲速度增量X方向分量。
进一步地，可以基于公式27，确定俯仰角，具体的，公式27如下：
其中，Δvoz用于表征轨道坐标系脉冲速度增量Z方向(径向)分量。
进一步地，可以对轨道坐标系下的俯仰角进行修正，具体的，可以采用如下所示的公式28进行修正处理。
θ*＝θ-Δθ+γθ-γθ-Δθ，(公式28)
其中，γθ为脉冲开机点的速度倾角，γθ-Δθ沉底开机点的速度倾角，Δθ为开机点到脉冲点的幅角差，且为轨道运行角速度。
具体的，采用前述方式方式计算确定的俯仰角接近燃料最优解，因此可以将俯仰角固定为θ*，从而基于该俯仰角，微分修正求解其他参数。
可见，在本申请实施例中，可以基于对俯仰角的求解，进而确定燃料最优解，即确定燃料消耗最小时的俯仰角，从而对应确定实际实施时最小的月地入射速度增量。
需要说明的是，在实际实施时，月地入射控制的目标变量可以不采用时间终止点的地固系倾角、再入角，考虑到地固系参数与探测器所在位置密切相关，例如在赤道附近地表地固系的牵连速度约300m/s，若终止点高度为两倍地球半径，则牵连速度翻倍，这对地固系下轨道倾角影响很大，易造成迭代发散，导致确定的月地转移轨道对应的月地入射参数准确性较低。此外，如果探测器开机时间过长，将脉冲解作为有限推力解的初值时可能不会再入月球，此时可以先以近地点参数为目标进行求解，使得求解结果能够保证再入。
在实际实施时，探测器在从月球入射到地球时，在近月点加速的速度一般较大，即轨道平面调整量较小。那么，对于轨道平面调整量比较小的情况，可以在近月点，通过一个脉冲综合控制轨道半长轴和轨道平面，从而可以节省推进剂，这样处理的原理是三角形斜边的长度要小于两个直角边长度的和。此外，多脉冲控制的情况下，可以通过在距离月球较远的位置减小修正平面的速度增量的方式，但在平面偏差较小而本身加速量较大的情况下，在近地点处对轨道面和半长轴综合控制的速度增量更小。
此外，如果由于探测器的发动机推力较小或有其他因素限制开机时长，可以基于单脉冲的解决方式，对应设计两脉冲控制策略。具体的，第一脉冲可以将近圆环月轨道加速控制成为大椭圆轨道，第二脉冲可以为入射控制。并且，由于调整大椭圆轨道的近月点幅角速度增量较大，因此第一脉冲控后轨道的近月点应该与月地入射轨道的近月点方向相同。而对于近圆轨道，加速控制点决定了近月点的位置，因此需优化的主要变量是第一脉冲。第一脉冲的目标半长轴除了分担一部分加速控制外，还可以起到调相的作用。此外，两次加速的偏航角也是需要优化的参数，但可以以单脉冲求得的偏航角作为第一脉冲的偏航角。
可见，在本申请实施例中，考虑到在实施一次控制时，可能会出现由于其他原因导致控制效果变差，因此可以对月地入射控制分为两次控制。具体的，第一次月地入射控制可以实现将探测器由环月轨道进入环月椭圆轨道，第二次月地入射控制可以实现将探测器由环月椭圆轨道进入月地转移轨道。需要说明的是，在本申请实施例中，两次月地入射控制的位置相同，且均基于一次月地入射控制方案求解。
当本申请实施例中提供的方法以软件或硬件或软硬件结合实现的时候，电子设备中可以包括多个功能模块，每个功能模块可以包括软件、硬件或其结合。
图11为本申请实施例提供的一种确定月地转移轨道装置的结构示意图，包括第一确定单元1101、第二确定单元1102、修正单元1103以及第三确定单元1104。
第一确定单元1101，用于根据探测器从月球再入地球大气层的预设再入点的概略再入时间、预设的所述探测器到达所述预设再入点时的轨道倾角、落点的经纬度以及从月地入射点出发至所述预设再入点的时间，确定所述预设再入点的再入时间初始值；
第二确定单元1102，用于确定所述预设再入点的月地转移轨道根数，并根据所述预设再入点的再入时间初始值和所述月地转移轨道根数，确定二体模型下的月地转移轨道；
修正单元1103，用于根据所述落点与所述预设再入点的关系、所述落点的经纬度以及所述预设再入点与所述落点之间的航程以及所述探测器在所述预设再入点的再入速度，确定所述预设再入点的轨道参数，并对所述预设再入点的轨道参数进行逆向积分到近月点，确定近月点处的B平面参数，对所述二体模型下的月地转移轨道进行修正，当确定所述近月点处的B平面参数与预设月地转移时间的差值满足预设范围时，获得高精度模型下目标月地转移轨道；
第三确定单元1104，用于根据预设的月地转移轨道与环月轨道对应的交线策略，修正所述高精度模型下目标月地转移轨道中近月点高度和环月段月地转移倾角；当修正后的环月段月地转移倾角使得月地转移轨道近月点在环月轨道面内时，确定目标月地入射控制参数。
在一种可能的实施方式中，所述第一确定单元1101，用于：
根据所述落点的经纬度和所述探测器到达所述预设再入点时的轨道倾角，确定月地转移轨道的升交点赤经值；
根据所述概略再入时间，确定格林威治赤经值；并根据所述格林威治赤经值和所述升交点赤经值，获得所述月地转移轨道的第一升交点赤经值；
根据月球星历表、所述概略再入时间以及从月地入射点出发至所述预设再入点的时间，确定月球的赤经值和赤纬值，并根据所述月球的赤经值和赤纬值，确定月地转移轨道的第二升交点赤经值；
根据所述第一升交点赤经值、所述第二升交点赤经值以及所述概略再入时间，获得所述预设再入点的再入时间初始值。
在一种可能的实施方式中，所述预设再入点的再入时间初始值，根据以下公式确定：
Te＝T0+(Ωm-Ω0)/ωe
其中，Te用于表征预设再入点的再入时间初始值，T0用于表征预设再入点的概略再入时间，Ω0用于表征第一升交点赤经值，Ωm用于表征第二升交点赤经值，ωe用于表征地球自转角速度。
在一种可能的实施方式中，所述第二确定单元1102，用于：
根据月球星历表、所述概略再入时间以及从月地入射点出发至所述预设再入点的时间，确定月球的位置信息，并根据所述月球的位置信息，确定月球的地心距；
根据所述预设再入点的地心距、所述探测器的飞行路径角以及所述月球的地心距，确定所述月地转移轨道的半长轴、所述月地转移轨道的偏心率以及月球在所述月地转移轨道的真近点角；
根据所述月球的位置信息，确定所述月球的幅角；并根据所述月球的幅角，确定所述月地转移轨道的升交点赤经值；
根据所述月球的幅角和所述月球在所述月地转移轨道的真近点角，确定所述月地转移轨道的近地点幅角。
在一种可能的实施方式中，所述修正单元1103，用于：
根据所述落点的经纬度、所述预设再入点与所述落点之间的航程和预设轨道倾角，确定所述预设再入点的经纬度以及飞行方位角；
根据所述预设再入点的经纬度，确定所述预设再入点的地固系位置；并建立再入坐标系，且确定所述再入坐标系转换到地固坐标系的旋转矩阵；
确定所述再入坐标系的速度，并根据所述旋转矩阵、所述再入坐标系的速度以及J2000惯性系，确定所述预设再入点的轨道参数；
将所述预设再入点的轨道参数逆向积分至近月点处，并结合环月轨道倾角和高度进行预设处理，确定近月点的B平面参数。
在一种可能的实施方式中，所述再入坐标系转换到地固坐标系的旋转矩阵通过以下公式确定：
其中，A用于表征所述预设再入点的飞行方位角，λE用于表征所述预设再入点的经度，且λE＝λL-ΔλL+ΔλE，ΔλE用于表征所述预设再入点到升交点的经度差，ΔλL用于表征所述落点到升交点的经度差；用于表征所述预设再入点的纬度，且/>UE用于表征所述预设再入点的幅角，ie用于表征预设轨道倾角。
在一种可能的实施方式中，所述第三确定单元1104，用于：
确定第一月地转移时间；
根据所述第一月地转移时间，对所述高精度模型下目标月地转移轨道进行逆向求解，获得近月点轨道参数以及第一月地转移轨道；并确定所述第一月地转移轨道的近月矢量；
根据共面情况下，环月轨道的轨道法线矢量与月地转移轨道的近月矢量的垂直关系、所述第一月地转移轨道的近月矢量，确定所述第一月地转移轨道的倾角；
基于所述第一月地转移轨道的倾角、所述第一月地转移轨道以及所述环月轨道，确定所述第一月地转移轨道真近点角和所述环月轨道的交点处真近地角；并确定当前入射时刻环月轨道到交点处的飞行时间；
根据所述飞行时间对入射时刻进行修正，并确定所述第一月地转移轨道的目标近月距；
当确定所述探测器入射前后的位置差属于第一预设范围时，则将交点处的所述第一月地转移轨道和所述环月轨道的参数转换成位置速度，获得所述探测器的入射脉冲速度。
在一种可能的实施方式中，所述第一月地转移轨道的近月矢量，根据以下公式确定：
其中，ω用于表征所述第一月地转移轨道近月点的幅角，i用于表征所述第一月地转移轨道的轨道倾角，Ω用于表征所述第一月地转移轨道的升交点赤经值。
在一种可能的实施方式中，所述第三确定单元1104，用于：
确定所述目标月地转移轨道中近月点高度初值为预设高度，且所述预设高度与环月轨道高度相同；以及，确定环月段月地转移倾角为环月轨道倾角，并确定基于所述预设高度和所述环月轨道倾角对应确定的第二月地转移轨道；
确定所述第二月地转移轨道与环月轨道的交线，并确定所述交点处的轨道幅角；
根据入射后真近点角的幅角，确定交点处的入射前月心距和入射后月心距；并对所述第二月地转移轨道近月点高度，基于所述交点处入射前月心距和入射后月心距进行等比调整；
当确定所述入射前月心距和入射后月心距的差值的绝对值小于第二预设值时，则确定所述目标月地转移轨道逆推至入射点的速度和所述环月轨道推到入射点的速度；
根据所述目标月地转移轨道逆推至入射点的速度和所述环月轨道推到入射点的速度的差值，确定所述探测器进入月地转移轨道对应的入射脉冲速度。
在一种可能的实施方式中，所述对所述第二月地转移轨道近月点高度，基于所述交点处入射前月心距和入射后月心距进行等比调整，通过以下公式调整：
Rp(k+1)＝Rp(k)Rb/Re
其中，Rb用于表征所述交点处入射前月心距，Re用于表征所述交点处入射后月心距，Rp用于表征所述第二月地转移轨道近月点高度，下标k用于表征第k次迭代结果。
本申请实施例中对模块的划分是示意性的，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，另外，本申请各实施例中的各功能模块可以集成在一个处理器中，也可以是单独物理存在，也可以两个或两个以上模块集成在一个模块中。各个模块相互之间的耦合可以是通过一些接口实现，这些接口通常是电性通信接口，但是也不排除可能是机械接口或其它的形式接口。因此，作为分离部件说明的模块可以是或者也可以不是物理上分开的，既可以位于一个地方，也可以分布到同一个或不同设备的不同位置上。上述集成的模块既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。
图12为本申请实施例提供的一种电子设备的结构示意图，该电子设备包括收发器1201以及处理器1202等物理器件，其中，处理器1202可以是一个中央处理单元(CentralProcessing Unit，CPU)、微处理器、专用集成电路、可编程逻辑电路、大规模集成电路、或者为数字处理单元等等。收发器1201用于电子设备和其他设备进行数据收发。
该电子设备还可以包括存储器1203用于存储处理器1202执行的软件指令，当然还可以存储电子设备需要的一些其他数据，如电子设备的标识信息、电子设备的加密信息、用户数据等。存储器1203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1203也可以是非易失性存储器(Non-VolatileMemory)，例如只读存储器(Read-Only Memory，ROM)，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1203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1203可以是上述存储器的组合。
本申请实施例中不限定上述处理器1202、存储器1203以及收发器1201之间的具体连接介质。本申请实施例在图12中仅以存储器1203、处理器1202以及收发器1201之间通过总线1204连接为例进行说明，总线在图12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。所述总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图12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。
处理器1202可以是专用硬件或运行软件的处理器，当处理器1202可以运行软件时，处理器1202读取存储器1203存储的软件指令，并在所述软件指令的驱动下，执行前述实施例中涉及的确定月地转移轨道方法。
本申请实施例还提供了一种存储介质，当所述存储介质中的指令由电子设备的处理器执行时，所述电子设备能够执行前述实施例中涉及的确定月地转移轨道方法。
在一些可能的实施方式中，本申请提供的确定月地转移轨道方法的各个方面还可以实现为一种程序产品的形式，所述程序产品中包括有程序代码，当所述程序产品在电子设备上运行时，所述程序代码用于使所述电子设备执行前述实施例中涉及的确定月地转移轨道方法。
所述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、RAM、ROM、可擦式可编程只读存储器(Erasable Programmable Read-Only Memory，EPROM)、闪存、光纤、光盘只读存储器(Compact Disk Read Only Memory，CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。
本申请实施例中用于确定月地转移轨道的程序产品可以采用CD-ROM并包括程序代码，并可以在计算设备上运行。然而，本申请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。
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。
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、射频(Radio Frequency，RF)等等，或者上述的任意合适的组合。
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申请操作的程序代码，所述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“C”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算设备上执行、部分地在用户设备上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算设备上部分在远程计算设备上执行、或者完全在远程计算设备或服务器上执行。在涉及远程计算设备的情形中，远程计算设备可以通过任意种类的网络如局域网(Local Area Network，LAN)或广域网(Wide Area Network，WAN)连接到用户计算设备，或者，可以连接到外部计算设备(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。
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，根据本申请的实施方式，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。
此外，尽管在附图中以特定顺序描述了本申请方法的操作，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。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请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，本申请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。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、装置(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。
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。
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。
尽管已描述了本申请的优选实施例，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申请范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (13)

1.一种确定月地转移轨道的方法，其特征在于，所述方法包括：
根据探测器从月球再入地球大气层的预设再入点的概略再入时间、预设的所述探测器到达所述预设再入点时的轨道倾角、落点的经纬度以及从月地入射点出发至所述预设再入点的时间，确定所述预设再入点的再入时间初始值；
确定所述预设再入点的月地转移轨道根数，并根据所述预设再入点的再入时间初始值和所述月地转移轨道根数，确定二体模型下的月地转移轨道；
根据所述落点与所述预设再入点的关系、所述落点的经纬度以及所述预设再入点与所述落点之间的航程以及所述探测器在所述预设再入点的再入速度，确定所述预设再入点的轨道参数，并对所述预设再入点的轨道参数进行逆向积分到近月点，确定近月点处的B平面参数，对所述二体模型下的月地转移轨道进行修正，当确定所述近月点处的B平面参数与预设月地转移时间的差值满足预设范围时，获得高精度模型下目标月地转移轨道；
根据预设的月地转移轨道与环月轨道对应的交线策略，修正所述高精度模型下目标月地转移轨道中近月点高度和环月段月地转移倾角；当修正后的环月段月地转移倾角使得月地转移轨道近月点在环月轨道面内时，确定目标月地入射控制参数。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据探测器从月球再入地球大气层的预设再入点的概略再入时间、所述探测器到达所述预设再入点时的轨道倾角、落点的经纬度以及从月地入射点出发至所述预设再入点的时间，确定所述预设再入点的再入时间初始值，包括：
根据所述落点的经纬度和所述探测器到达所述预设再入点时的轨道倾角，确定月地转移轨道的升交点赤经值；
根据所述概略再入时间，确定格林威治赤经值；并根据所述格林威治赤经值和所述升交点赤经值，获得所述月地转移轨道的第一升交点赤经值；
根据月球星历表、所述概略再入时间以及所述探测器从月地入射点出发至所述预设再入点的时间，确定月球的赤经值和赤纬值，并根据所述月球的赤经值和赤纬值，确定月地转移轨道的第二升交点赤经值；
根据所述第一升交点赤经值、所述第二升交点赤经值以及所述概略再入时间，获得所述预设再入点的再入时间初始值。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述预设再入点的再入时间初始值，根据以下公式确定：
Te＝T0+(Ωm-Ω0)/ωe
其中，Te用于表征预设再入点的再入时间初始值，T0用于表征预设再入点的概略再入时间，Ω0用于表征第一升交点赤经值，Ωm用于表征第二升交点赤经值，ωe用于表征地球自转角速度。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定所述预设再入点的月地转移轨道根数，包括：
根据月球星历表、所述概略再入时间以及从月地入射点出发至所述预设再入点的时间，确定月球的位置信息，并根据所述月球的位置信息，确定月球的地心距；
根据所述预设再入点的地心距、所述探测器的飞行路径角以及所述月球的地心距，确定所述月地转移轨道的半长轴、所述月地转移轨道的偏心率以及月球在所述月地转移轨道的真近点角；
根据所述月球的位置信息，确定所述月球的幅角；并根据所述月球的幅角，确定所述月地转移轨道的升交点赤经值；
根据所述月球的幅角和所述月球在所述月地转移轨道的真近点角，确定所述月地转移轨道的近地点幅角。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述落点与所述预设再入点的关系、所述落点的经纬度以及所述预设再入点与所述落点之间的航程以及所述探测器在所述预设再入点的再入速度，确定所述预设再入点的轨道参数，并对所述预设再入点的轨道参数进行逆向积分到近月点，确定近月点的B平面参数，包括：
根据所述落点的经纬度、所述预设再入点与所述落点之间的航程和预设轨道倾角，确定所述预设再入点的经纬度以及飞行方位角；
根据所述预设再入点的经纬度，确定所述预设再入点的地固系位置；并建立再入坐标系，且确定所述再入坐标系转换到地固坐标系的旋转矩阵；
确定所述再入坐标系的速度，并根据所述旋转矩阵、所述再入坐标系的速度以及J2000惯性系，确定所述预设再入点的轨道参数；
将所述预设再入点的轨道参数逆向积分至近月点处，并结合环月轨道倾角和高度进行预设处理，确定近月点的B平面参数。
6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，所述再入坐标系转换到地固坐标系的旋转矩阵通过以下公式确定：
其中，A用于表征所述预设再入点的飞行方位角，λE用于表征所述预设再入点的经度，且λE＝λL-ΔλL+ΔλE，ΔλE用于表征所述预设再入点到升交点的经度差，ΔλL用于表征所述落点到升交点的经度差；用于表征所述预设再入点的纬度，且/>UE用于表征所述预设再入点的幅角，ie用于表征预设轨道倾角。
7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，根据预设的月地转移轨道与环月轨道对应的交线策略，修正所述高精度模型下目标月地转移轨道中近月点高度和环月段月地转移倾角；当修正后的环月段月地转移倾角使得月地转移轨道近月点在环月轨道面内时，确定目标月地入射控制参数，包括：
确定第一月地转移时间；
根据所述第一月地转移时间，对所述高精度模型下目标月地转移轨道进行逆向求解，获得近月点轨道参数以及第一月地转移轨道；并确定所述第一月地转移轨道的近月矢量；
根据共面情况下，环月轨道的轨道法线矢量与月地转移轨道的近月矢量的垂直关系、所述第一月地转移轨道的近月矢量，确定所述第一月地转移轨道的倾角；
基于所述第一月地转移轨道的倾角、所述第一月地转移轨道以及所述环月轨道，确定所述第一月地转移轨道真近点角和所述环月轨道的交点处真近地角；并确定当前入射时刻环月轨道到交点处的飞行时间；
根据所述飞行时间对入射时刻进行修正，并确定所述第一月地转移轨道的目标近月距；
当确定所述探测器入射前后的位置差属于第一预设范围时，则将交点处的所述第一月地转移轨道和所述环月轨道的参数转换成位置速度，获得所述探测器的入射脉冲速度。
8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，所述第一月地转移轨道的近月矢量，根据以下公式确定：
其中，ω用于表征所述第一月地转移轨道近月点的幅角，i用于表征所述第一月地转移轨道的轨道倾角，Ω用于表征所述第一月地转移轨道的升交点赤经值。
9.如权利要求1所述的方法，其特征在于，根据预设的月地转移轨道与环月轨道对应的交线策略，修正所述高精度模型下目标月地转移轨道中近月点高度和环月段月地转移倾角；当修正后的环月段月地转移倾角使得月地转移轨道近月点在环月轨道面内时，确定目标月地入射控制参数，包括：
确定所述目标月地转移轨道中近月点高度初值为预设高度，且所述预设高度与环月轨道高度相同；以及，确定环月段月地转移倾角为环月轨道倾角，并确定基于所述预设高度和所述环月轨道倾角对应确定的第二月地转移轨道；
确定所述第二月地转移轨道与环月轨道的交线，并确定交点处的轨道幅角；
根据入射后真近点角的幅角，确定交点处的入射前月心距和入射后月心距；并对所述第二月地转移轨道近月点高度，基于所述交点处入射前月心距和入射后月心距进行等比调整；
当确定所述入射前月心距和入射后月心距的差值的绝对值小于第二预设值时，则确定所述目标月地转移轨道逆推至入射点的速度和所述环月轨道推到入射点的速度；
根据所述目标月地转移轨道逆推至入射点的速度和所述环月轨道推到入射点的速度的差值，确定所述探测器进入月地转移轨道对应的入射脉冲速度。
10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，所述对所述第二月地转移轨道近月点高度，基于所述交点处入射前月心距和入射后月心距进行等比调整，通过以下公式调整：
Rp(k+1)＝Rp(k)Rb/Re
其中，Rb用于表征所述交点处入射前月心距，Re用于表征所述交点处入射后月心距，Rp用于表征所述第二月地转移轨道近月点高度，下标k用于表征第k次迭代结果。
11.一种确定月地转移轨道的装置，其特征在于，所述装置包括：
第一确定单元，用于根据探测器从月球再入地球大气层的预设再入点的概略再入时间、预设的所述探测器到达所述预设再入点时的轨道倾角、落点的经纬度以及从月地入射点出发至所述预设再入点的时间，确定所述预设再入点的再入时间初始值；
第二确定单元，用于确定所述预设再入点的月地转移轨道根数，并根据所述预设再入点的再入时间初始值和所述月地转移轨道根数，确定二体模型下的月地转移轨道；
修正单元，用于根据所述落点与所述预设再入点的关系、所述落点的经纬度以及所述预设再入点与所述落点之间的航程以及所述探测器在所述预设再入点的再入速度，确定所述预设再入点的轨道参数，并对所述预设再入点的轨道参数进行逆向积分到近月点，确定近月点处的B平面参数，对所述二体模型下的月地转移轨道进行修正，当确定所述近月点处的B平面参数与预设月地转移时间的差值满足预设范围时获得高精度模型下目标月地转移轨道；
第三确定单元，用于根据预设的月地转移轨道与环月轨道对应的交线策略，修正所述高精度模型下目标月地转移轨道中近月点高度和环月段月地转移倾角；当修正后的环月段月地转移倾角使得月地转移轨道近月点在环月轨道面内时，确定目标月地入射控制参数。
12.一种电子设备，其特征在于，包括：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，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，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行如权利要求1-10任一所述的方法。
13.一种存储介质，其特征在于，当所述存储介质中的指令由电子设备的处理器执行时，所述电子设备能够执行如权利要求1-10任一所述的方法。
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