CN114964215A - 多个探测目标主体的轨道确定方法及装置、电子设备 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种多个探测目标主体的轨道确定方法及装置、电子设备。其中，该轨道确定方法包括：获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；结合预先配置的时空坐标系统和多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；基于轨道运行参数和每个探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型；根据深空网测轨数据、时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。

Description

多个探测目标主体的轨道确定方法及装置、电子设备

技术领域

本发明涉及信息处理技术领域，具体而言，涉及一种多个探测目标主体的轨道确定方法及装置、电子设备。

背景技术

随着对远离地球的深空星体的研究不断进步，需要向不同星体发送巡视器、着陆器、探测器等，例如，在进行火星探测时，需要控制着陆器准确到达火星着陆点，然后探测器通过制动然后释放着陆巡视器，着陆巡视器实施火星表面软着陆。

相关技术中，在进行星体探测时，会存在多个探测目标主体，包括但不限于：轨道器、上升器、探测器等，例如，采用轨返组合体(后续简称轨道器GDQ)与上升器(SSQ)在月球轨道实施月球轨道无人交会对接，在此过程中地面站需要分别对两目标测量跟踪，但是当前仅仅能够实现单一目标的轨道追踪，无法确定多个探测目标主体在探测各星体时的轨道参数，这样会使得不同目标之间出现碰撞危险性，且交会对接准确性低。

针对上述的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

本发明实施例提供了一种多个探测目标主体的轨道确定方法及装置、电子设备，以至少解决相关技术中无法确定多个探测目标主体在探测各星体时的轨道参数，导致不同目标之间容易出现碰撞危险性的技术问题。

根据本发明实施例的一个方面，提供了一种多个探测目标主体的轨道确定方法，包括：获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用所述动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；结合预先配置的时空坐标系统和所述多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个所述探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；基于所述轨道运行参数和每个所述探测目标主体的同波束干涉测量SB I时延，建立观测模型，其中，所述同波束干涉测量SBI时延是通过所述探测目标主体与观测站之间的距离参数得到的，所述观测模型用于采集每个所述探测目标主体在对所述目标星体进行探测过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；根据所述深空网测轨数据、所述时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数。

可选地，采用所述动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度的步骤，包括：获取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、太阳辐射压产生的加速度、后牛顿效应产生的加速度、姿态控制系统调整过程引起的加速度、目标星体固体潮引起的加速度；将所述目标星体质点产生的引力加速度、所述目标星体引力位的非球形部分产生的引力加速度、所述第三体质点产生的引力加速度、所述太阳辐射压产生的加速度、所述后牛顿效应产生的加速度、所述姿态控制系统调整过程引起的加速度以及目标星体固体潮引起的加速度代入所述动力学模型，以计算所述探测目标主体在对所述目标星体进行探测环绕时的所述轨道动力学加速度。

可选地，在基于所述轨道运行参数和每个所述探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型之后，还包括：控制所述观测模型采集每个所述探测目标主体在观测站的坐标系下的位置信息、所述观测站的坐标量、观测站之间系统差、每个所述探测目标主体在预先配置的初始轨道上运行过程中的观测数据；获取由大气折射和应答机时延引起的对所述观测数据的修正值，得到观测修正值；综合所述探测目标主体在观测站的坐标系下的位置信息、所述观测站的坐标量、观测站之间系统差、所述观测数据以及所述观测修正值，得到所述深空网测轨数据。

可选地，对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程的步骤，包括：采集所述探测目标主体在交会对接过程中每个时刻的速度参数和位置参数，并采集不同所述探测目标主体对于所述目标星体的观测系统差值；基于每个所述探测目标主体的所述速度参数和位置参数以及所述观测系统差值，确定轨道预估参数；结合所述深空网测轨数据、所述轨道预估参数以及观测白噪声，对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到所述线性微分方程。

可选地，在对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程之后，还包括：对计算在探测所述目标星体时的轨道参数的数据类型、测轨弧段、参数解算策略进行初始化设置。

可选地，对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数的步骤，包括：将所述深空网测轨数据、观测数据的残差和预先计算的观测偏导数代入展开的所述线性微分方程中，根据加权的最小二乘原理对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数。

可选地，在对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数之后，还包括：采用预先配置的着陆点定位结算策略，对每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数进行参数验证和轨道精度验证，得到验证结果。

根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种多个探测目标主体的轨道确定装置，包括：获取单元，用于获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用所述动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；计算单元，用于结合预先配置的时空坐标系统和所述多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个所述探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；模型建立单元，用于基于所述轨道运行参数和每个所述探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型，其中，所述同波束干涉测量SBI时延是通过所述探测目标主体与观测站之间的距离参数得到的，所述观测模型用于采集每个所述探测目标主体在对所述目标星体进行探测过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；构建单元，用于根据所述深空网测轨数据、所述时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；确定单元，用于对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数。

可选地，所述获取单元包括：第一获取模块，用于获取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、太阳辐射压产生的加速度、后牛顿效应产生的加速度、姿态控制系统调整过程引起的加速度、目标星体固体潮引起的加速度；第一计算模块，用于将所述目标星体质点产生的引力加速度、所述目标星体引力位的非球形部分产生的引力加速度、所述第三体质点产生的引力加速度、所述太阳辐射压产生的加速度、所述后牛顿效应产生的加速度、所述姿态控制系统调整过程引起的加速度以及目标星体固体潮引起的加速度代入所述动力学模型，以计算所述探测目标主体在对所述目标星体进行探测环绕时的所述轨道动力学加速度。

可选地，多个探测目标主体的轨道确定装置还包括：第一控制模块，用于在基于所述轨道运行参数和每个所述探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型之后，控制所述观测模型采集每个所述探测目标主体在观测站的坐标系下的位置信息、所述观测站的坐标量、观测站之间系统差、每个所述探测目标主体在预先配置的初始轨道上运行过程中的观测数据；第二获取模块，用于获取由大气折射和应答机时延引起的对所述观测数据的修正值，得到观测修正值；第一确定模块，用于综合所述探测目标主体在观测站的坐标系下的位置信息、所述观测站的坐标量、观测站之间系统差、所述观测数据以及所述观测修正值，得到所述深空网测轨数据。

可选地，所述构建单元包括：第一采集模块，用于采集所述探测目标主体在交会对接过程中每个时刻的速度参数和位置参数，并采集不同所述探测目标主体对于所述目标星体的观测系统差值；第二确定模块，用于基于每个所述探测目标主体的所述速度参数和位置参数以及所述观测系统差值，确定轨道预估参数；第二确定模块，用于结合所述深空网测轨数据、所述轨道预估参数以及观测白噪声，对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到所述线性微分方程。

可选地，多个探测目标主体的轨道确定装置还包括：初始化设置模块，用于在对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程之后，对计算在探测所述目标星体时的轨道参数的数据类型、测轨弧段、参数解算策略进行初始化设置。

可选地，所述确定单元包括：代入模块，用于将所述深空网测轨数据、观测数据的残差和预先计算的观测偏导数代入展开的所述线性微分方程中，根据加权的最小二乘原理对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数。

可选地，多个探测目标主体的轨道确定装置还包括：验证模块，用于在对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数之后，采用预先配置的着陆点定位结算策略，对每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数进行参数验证和轨道精度验证，得到验证结果。

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任意一项所述的多个探测目标主体的轨道确定方法。

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任意一项所述的多个探测目标主体的轨道确定方法。

本发明实施例中，先获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度，结合预先配置的时空坐标系统和多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数，基于轨道运行参数和每个探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型，根据深空网测轨数据、时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程，对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。在本申请中，可以在定轨中引入同波束测量能够明显提升两目标相对轨道精度，完成多个探测目标主体的联合定轨，获得多目标探测器的精确轨道和相对轨道，降低探测主体之间出现碰撞的危险性，从而解决相关技术中无法确定多个探测目标主体在探测各星体时的轨道参数，导致不同目标之间容易出现碰撞危险性的技术问题。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，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：

图1是根据本发明实施例的一种可选的多个探测目标主体的轨道确定方法的流程图；

图2是根据本发明实施例的一种可选的转换时间系统的示意图；

图3是根据本发明实施例的一种可选的转换坐标系统的流程图；

图4是根据本发明是类似的一种可选的多探测目标主体进行测量的示意图；

图5是根据本发明实施例的一种可选的实现轨道多目标统计定轨流程图；

图6是根据本发明实施例的一种可选的多个探测目标主体的轨道确定装置的示意图。

具体实施方式

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。

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。

本发明实施例可以应用于各种深空星体探测系统/应用中，探测的目标星体包括但不限于：月球、火星、土星等。本发明下述各实施例中，以探测月球为为例进行示意说明，适用于后续载人登月的有人交会对接过程以及其它地外天体的无人交会对接定轨计算，当多个探测目标主体接近时，同时进入VLBI(Very Long Baseline Interferometry)天线的同一波束内，干涉测量系统对探测目标主体同时进行跟踪，地面接收到VLBI信号后进行处理，得到了探测目标主体的同波束干涉测量SBI(Same Beam Interferometry)的时延和时延率；当探测目标主体(本实施例中以轨道器和上升器两个探测目标主体进行示意说明)建立空空通信后，轨道器向上升器发送信号，得到了星间相对测量，星间相对测量方式包括：微波雷达、激光雷达和光学敏感器CRDS(camera-type rendezous and docking sensor)。微波雷达和激光雷达的测量类型包括：测距、测速和测角，两目标距离相近时包括四器分离后一段时间(此时着陆器与上升器一体，这里均简称上升器SSQ)和交会对接过程后期。以同波束测量和星间测量为基础的轨道动力学能够更准确的判断两目标的碰撞危险性以及交会对接准确性。

根据本发明实施例，提供了一种多个探测目标主体的轨道确定方法实施例，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。

图1是根据本发明实施例的一种可选的多个探测目标主体的轨道确定方法的流程图，如图1所示，该方法包括如下步骤：

步骤S102，获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；

步骤S104，结合预先配置的时空坐标系统和多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；

步骤S106，基于轨道运行参数和每个探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型，其中，同波束干涉测量SBI时延是通过探测目标主体与观测站之间的距离参数得到的，观测模型用于采集每个探测目标主体在对目标星体进行探测过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；

步骤S108，根据深空网测轨数据、时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；

步骤S110，对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。

通过上述步骤，可以获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；结合预先配置的时空坐标系统和多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；基于轨道运行参数和每个探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型，其中，同波束干涉测量SBI时延是通过探测目标主体与观测站之间的距离参数得到的，观测模型用于采集每个探测目标主体在对目标星体进行探测过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；根据深空网测轨数据、时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。在该实施例中，可以在定轨中引入同波束测量能够明显提升两目标相对轨道精度，完成多个探测目标主体的联合定轨，获得多目标探测器的精确轨道和相对轨道，降低探测主体之间出现碰撞的危险性，从而解决相关技术中无法确定多个探测目标主体在探测各星体时的轨道参数，导致不同目标之间容易出现碰撞危险性的技术问题。

本发明实施例中，在进行轨道位置确定和着陆点位置确定时，利用深空网对目标星体的探测器、上升器等的轨道进行确定，需要先建立相应的时间系统、坐标系统及系统转换方式。

探测器轨道计算所涉及的时间系统包括：协调世界时(UTC)，世界时(UT)，原子时(TAI)，地球动力学时(TT)，质心动力学时(TDB)时和恒星时(S0)。

图2是根据本发明实施例的一种可选的转换时间系统的示意图，如图2所示，具体流程为：

1、已知北京时间，经时区转换计算协调世界时(UTC)；

2、从协调世界时经跳秒计算相应的原子时(TAI)；

3、由协调世界时查IERS公报，线性内插计算(UT1R-TAI)，得UT1R；

4、由TAI计算地球动力学时TT；

5、由TT计算太阳质心动力学时TDB，根据TDB计算UT1的短周期项(DUT1)；

6、由UT1R计算UT1(UT1＝TAI+(UT1R-TAI)+DUT1)；

7、由UT1计算平恒星时；

8、由TDB计算章动量，从而得出真恒星时S0。

探测器轨道计算所涉及的坐标系统包括：地球固联系，大地坐标系，测站地平系，地球惯性系，目标星体惯性系，目标星体固联系和轨道坐标系。

图3是根据本发明实施例的一种可选的转换坐标系统的流程图，如图3所示，可由地球固联系转换为大地坐标系，由大地坐标系转换为测站地平系；同时，可由地球固联系转换为地心惯性系，由地球惯性系转换为目标星体惯性系，由目标星体惯性系转换为目标星体固联系，由目标星体固联系转换为目标星体地理系；同时，地球惯性系结合目标星体惯性系转换得到轨道坐标系。

下面结合上述各实施步骤来详细说明本申请。

步骤S102，获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度。

可选的，采用动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度的步骤，包括：获取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、太阳辐射压产生的加速度、后牛顿效应产生的加速度、姿态控制系统调整过程引起的加速度、目标星体固体潮引起的加速度；将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、太阳辐射压产生的加速度、后牛顿效应产生的加速度、姿态控制系统调整过程引起的加速度以及目标星体固体潮引起的加速度代入动力学模型，以计算探测目标主体在对目标星体进行探测环绕时的轨道动力学加速度。

以月球探测为例，探测器在绕月轨道动力学加速度

可以表示为：

为月球质点产生的引力加速度，

为月球引力位的非球形部分产生的引力加速度，

为大行星等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，

为后牛顿效应产生的加速度，

为姿态控制系统调整过程引起的加速度，

为月球固体潮引起的加速度。

由于影响很小，在精度要求不高时可以不予考虑。

步骤S104，结合预先配置的时空坐标系统和多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数。

以探月工程为例，在本实施例中，对于正常探月轨道可以结合预先配置的时空坐标系统和多个探测目标主体的轨道动力学加速度，采用数值积分方法得到每个探测目标主体在指定时刻的位置速度以及相应的偏导数，数值积分考虑计算精度和效率通常采用多步法积分，在没有姿控喷气时使用KSG(Krogh-Shampine-Gardon)定步长积分方法。在包含姿控喷气时使用龙格-库塔单步法计算。

步骤S106，基于轨道运行参数和每个探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型，其中，同波束干涉测量SBI时延是通过探测目标主体与观测站之间的距离参数得到的，观测模型用于采集每个探测目标主体在对目标星体进行探测过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据。

可选的，在基于轨道运行参数和每个探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型之后，还包括：控制观测模型采集每个探测目标主体在观测站的坐标系下的位置信息、观测站的坐标量、观测站之间系统差、每个探测目标主体在预先配置的初始轨道上运行过程中的观测数据；获取由大气折射和应答机时延引起的对观测数据的修正值，得到观测修正值；综合探测目标主体在观测站的坐标系下的位置信息、观测站的坐标量、观测站之间系统差、观测数据以及观测修正值，得到深空网测轨数据。

轨道确定的基本过程是对来自观测模型的一组参数之估值进行微分改正，以便测量的观测数据和该模型计算的对应量之差值的加权平方和为最小。

观测量由几何关系确定可以采用如下公式(2)表示为

其中，t观测数据的时间标记；

δt时间常系统差；

对应t＝t+δt的飞行器在观测站坐标系下的位置和速度；

动力学参数，这些参数包括飞行器初始状态参数，引力场系数，阻尼系数等有关的变量；

观测站的坐标量；

b观测常系统差(及观测站之间系统差)；

RF_c包括大气折射、应答机时延，天线座误差修正等引起的观测数据的修正值(即上述的观测修正值)；

待估计的模型参数为

以月球探测为例，在月球探测飞行任务中，包括单目标测量：UXB(Unified X-band)测距、测速和VLBI(Very Long Baseline Interferometry)的时延、时延率；还包括多目标测量：SBI干涉测量时延、时延率，星间测量测距、测速的多目标测量。

图4是根据本发明是类似的一种可选的多探测目标主体进行测量的示意图，如图4所示，包括两个测站：测站1和测站2，两个探测目标主体：轨道器和上升器，轨道器与上升器之间可以进行器间测量。

步骤S108，根据深空网测轨数据、时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程。

可选的，对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程的步骤，包括：采集探测目标主体在交会对接过程中每个时刻的速度参数和位置参数，并采集不同探测目标主体对于目标星体的观测系统差值；基于每个探测目标主体的速度参数和位置参数以及观测系统差值，确定轨道预估参数；结合深空网测轨数据、轨道预估参数以及观测白噪声，对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程。

可选的，在对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程之后，还包括：对计算在探测目标星体时的轨道参数的数据类型、测轨弧段、参数解算策略进行初始化设置。

对于观测方程式(2)的泰勒展开为如下公式(3)：

式(2)以预测观测值附近的一阶泰勒阶数展开式，确定了实际观测值和计算值偏差的模型，展开式建立了观测数据残差中轨道器、上升器以及观测的系统误差之间的关系，并建立了所需要的线性回归方程组。其中，q为实际观测数据，qc为按(3)式在初始状态历元的计算观测值，σ为待估计参数，e为观测白噪声。

以2个探测目标主体为例，对于月球交会对接过程，待估计参数σ包括轨道器对应t时刻的位置速度，上升器对应t时刻的位置速度和观测系统差b，那么总的估计参数表示为：

观测方程进一步表示为：

y＝q-q_c＝FΔσ+e (5)；

其线性无偏最小方差估值可以表示为：

式(7)中R^-1表示观测数据的权重。由此可见，已知轨道器和上升器的初始位置、测站位置以及观测量，就可以对上升器与上升器轨道进行加权的最小二乘改进，从而实现精确的求解。

图5是根据本发明实施例的一种可选的实现轨道多目标统计定轨流程图，如图5所示，在程序开始后，首先进行程序初始化，读入初始轨道状态、星历计算初值设置及时间范围设定等，然后判断是否允许最大迭代次数为零，若是，则置末次迭代计算标志；若否，则直接开始计算多个航天器星历记录星历文件(包括N个目标计算，目标1：积分初始化-积分星历-输出星历文件；目标2：积分初始化-积分星历-输出星历文件...目标N)，从数据文件获取观测数据，然后星历表插值计算观测时刻状态值，并保留插值参数(供求解光行时使用，实现各个目标计算插值星历)，之后可以计算观测值与观测偏导数(若需要，可求解光行时)，确定观测值的权重，计算观测残差并积累法化矩阵(可以实现多目标航天器观测数据的建模)，末次迭代输出残差到文件，然后判断全部观测数据是否处理完毕，若否，回到从数据文件获取观测数据的步骤，若是，则对法化矩阵求逆，计算求解参数改进量及修正后的求解参数(对于多个目标1-N，得到不同的改进参数和其它参数)，计算RMS及各类统计量，然后判断是否进行迭代发散，若是，则输出迭代发散信息，退出程序；若否，则判断本次迭代是否为末次迭代，若是，则输出求解变量结果及各类计算信息，退出程序，若否，则获取本次迭代修正前求解参数，并置下次迭代为末次迭代标志，迭代计数器加一，若下次迭代为允许的最大迭代次数，则置末次迭代标志。

步骤S110，对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。

本实施例中，对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数的步骤，包括：将深空网测轨数据、观测数据的残差和预先计算的观测偏导数代入展开的线性微分方程中，根据加权的最小二乘原理对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。

在完成数据求解，确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数后，可以进行数据标定，由于同波束测量时延和时延率数据无明显的系统差，本实施例的数据标定给出统计方差RMS(root mean square)，包含微波雷达、激光雷达等不同标定方式的标定结果。

可选的，在对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数之后，还包括：采用预先配置的着陆点定位结算策略，对每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数进行参数验证和轨道精度验证，得到验证结果。

利用UXB+SBI+mw+Is的定轨星历与基准轨道比较偏差，可以看出：利用多目标测量后，定轨能够收敛并得到多个探测目标主体的轨道。

通过上述实施例，可以以多目标联合测量为基础，建立了UXB测距、测速和VLBI时延、时延率、SBI时延、时延率和星间测量(微波雷达、激光雷达)测距、测速数据的观测模型，设计了多个探测目标主体(例如，轨道器与上升器)联合的统计定轨算法，利用基准轨道标定了同波束测量时延、时延率和星间测量测距、测速的数据精度。在定轨中引入同波束测量能够明显提升多个目标相对轨道精度，特别是在短弧段测量情况下，需要同时引入同波束测量的时延、时延率和星间测距，才能实现统计定轨计算的收敛标准。

本发明实施例，根据深空网测轨数据和绕月轨道多目标初始轨道，完成动力学模型、数据类型、测轨弧段、参数解算等初始化设置，可以根据深空网跟踪模式设计多目标跟踪的观测模型，根据时间坐标系统和动力学模型设计数值积分算法进而对多目标轨道进行数值积分，构建观测方程，并对方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程，完成理论观测量、O-C残差、观测偏导数和状态偏导数计算，并代入展开的方程中，根据加权的最小二乘原理，进行微分迭代完成多目标轨道参数及其它模型参数的求解。

下面结合了另一种可选的实施例来说明本发明。

图6是根据本发明实施例的一种可选的多个探测目标主体的轨道确定装置的示意图，如图6所示，该轨道确定装置可以包括：获取单元61、计算单元62、模型建立单元63、构建单元64、确定单元65，其中，

获取单元61，用于获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；

计算单元62，用于结合预先配置的时空坐标系统和多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；

模型建立单元63，用于基于轨道运行参数和每个探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型，其中，同波束干涉测量SBI时延是通过探测目标主体与观测站之间的距离参数得到的，观测模型用于采集每个探测目标主体在对目标星体进行探测过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；

构建单元64，用于根据深空网测轨数据、时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；

确定单元65，用于对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。

上述多个探测目标主体的轨道确定装置，可以通过获取单元61获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；通过计算单元62结合预先配置的时空坐标系统和多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；通过模型建立单元63基于轨道运行参数和每个探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型，其中，同波束干涉测量SBI时延是通过探测目标主体与观测站之间的距离参数得到的，观测模型用于采集每个探测目标主体在对目标星体进行探测过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；通过构建单元64根据深空网测轨数据、时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；通过确定单元65对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。在该实施例中，可以在定轨中引入同波束测量能够明显提升两目标相对轨道精度，完成多个探测目标主体的联合定轨，获得多目标探测器的精确轨道和相对轨道，降低探测主体之间出现碰撞的危险性，从而解决相关技术中无法确定多个探测目标主体在探测各星体时的轨道参数，导致不同目标之间容易出现碰撞危险性的技术问题。

可选的，获取单元包括：第一获取模块，用于获取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、太阳辐射压产生的加速度、后牛顿效应产生的加速度、姿态控制系统调整过程引起的加速度、目标星体固体潮引起的加速度；第一计算模块，用于将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、太阳辐射压产生的加速度、后牛顿效应产生的加速度、姿态控制系统调整过程引起的加速度以及目标星体固体潮引起的加速度代入动力学模型，以计算探测目标主体在对目标星体进行探测环绕时的轨道动力学加速度。

可选的，多个探测目标主体的轨道确定装置还包括：第一控制模块，用于在基于轨道运行参数和每个探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型之后，控制观测模型采集每个探测目标主体在观测站的坐标系下的位置信息、观测站的坐标量、观测站之间系统差、每个探测目标主体在预先配置的初始轨道上运行过程中的观测数据；第二获取模块，用于获取由大气折射和应答机时延引起的对观测数据的修正值，得到观测修正值；第一确定模块，用于综合探测目标主体在观测站的坐标系下的位置信息、观测站的坐标量、观测站之间系统差、观测数据以及观测修正值，得到深空网测轨数据。

可选的，构建单元包括：第一采集模块，用于采集探测目标主体在交会对接过程中每个时刻的速度参数和位置参数，并采集不同探测目标主体对于目标星体的观测系统差值；第二确定模块，用于基于每个探测目标主体的速度参数和位置参数以及观测系统差值，确定轨道预估参数；第二确定模块，用于结合深空网测轨数据、轨道预估参数以及观测白噪声，对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程。

可选的，多个探测目标主体的轨道确定装置还包括：初始化设置模块，用于在对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程之后，对计算在探测目标星体时的轨道参数的数据类型、测轨弧段、参数解算策略进行初始化设置。

可选的，确定单元包括：代入模块，用于将深空网测轨数据、观测数据的残差和预先计算的观测偏导数代入展开的线性微分方程中，根据加权的最小二乘原理对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。

可选的，多个探测目标主体的轨道确定装置还包括：验证模块，用于在对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数之后，采用预先配置的着陆点定位结算策略，对每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数进行参数验证和轨道精度验证，得到验证结果。

上述的多个探测目标主体的轨道确定装置还可以包括处理器和存储器，上述荻取单元61、计算单元62、模型建立单元63、构建单元64、确定单元65，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。

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对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。

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。

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任意一项的多个探测目标主体的轨道确定方法。

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任意一项的多个探测目标主体的轨道确定方法。

本申请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：获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；结合预先配置的时空坐标系统和多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；基于轨道运行参数和每个探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型，其中，同波束干涉测量SBI时延是通过探测目标主体与观测站之间的距离参数得到的，观测模型用于采集每个探测目标主体在对目标星体进行探测过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；根据深空网测轨数据、时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；对线性微分方程进行微分迭代，以确定每个探测目标主体在探测目标星体时的轨道参数。

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。

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。

在本申请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。

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。

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。

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-Only Memory)、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。

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。

Claims (10)

1.一种多个探测目标主体的轨道确定方法，其特征在于，包括：

获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用所述动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；

结合预先配置的时空坐标系统和所述多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个所述探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；

基于所述轨道运行参数和每个所述探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型，其中，所述同波束干涉测量SBI时延是通过所述探测目标主体与观测站之间的距离参数得到的，所述观测模型用于采集每个所述探测目标主体在对所述目标星体进行探测过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；

根据所述深空网测轨数据、所述时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；

对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数。

2.根据权利要求1所述的轨道确定方法，其特征在于，采用所述动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度的步骤，包括：

获取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、太阳辐射压产生的加速度、后牛顿效应产生的加速度、姿态控制系统调整过程引起的加速度、目标星体固体潮引起的加速度；

将所述目标星体质点产生的引力加速度、所述目标星体引力位的非球形部分产生的引力加速度、所述第三体质点产生的引力加速度、所述太阳辐射压产生的加速度、所述后牛顿效应产生的加速度、所述姿态控制系统调整过程引起的加速度以及目标星体固体潮引起的加速度代入所述动力学模型，以计算所述探测目标主体在对所述目标星体进行探测环绕时的所述轨道动力学加速度。

3.根据权利要求1所述的轨道确定方法，其特征在于，在基于所述轨道运行参数和每个所述探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型之后，还包括：

控制所述观测模型采集每个所述探测目标主体在观测站的坐标系下的位置信息、所述观测站的坐标量、观测站之间系统差、每个所述探测目标主体在预先配置的初始轨道上运行过程中的观测数据；

获取由大气折射和应答机时延引起的对所述观测数据的修正值，得到观测修正值；

综合所述探测目标主体在观测站的坐标系下的位置信息、所述观测站的坐标量、观测站之间系统差、所述观测数据以及所述观测修正值，得到所述深空网测轨数据。

4.根据权利要求1所述的轨道确定方法，其特征在于，对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程的步骤，包括：

采集所述探测目标主体在交会对接过程中每个时刻的速度参数和位置参数，并采集不同所述探测目标主体对于所述目标星体的观测系统差值；

基于每个所述探测目标主体的所述速度参数和位置参数以及所述观测系统差值，确定轨道预估参数；

结合所述深空网测轨数据、所述轨道预估参数以及观测白噪声，对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到所述线性微分方程。

5.根据权利要求4所述的轨道确定方法，其特征在于，在对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程之后，还包括：

对计算在探测所述目标星体时的轨道参数的数据类型、测轨弧段、参数解算策略进行初始化设置。

6.根据权利要求4所述的轨道确定方法，其特征在于，对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数的步骤，包括：

将所述深空网测轨数据、观测数据的残差和预先计算的观测偏导数代入展开的所述线性微分方程中，根据加权的最小二乘原理对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数。

7.根据权利要求1所述的轨道确定方法，其特征在于，在对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数之后，还包括：

采用预先配置的着陆点定位结算策略，对每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数进行参数验证和轨道精度验证，得到验证结果。

8.一种多个探测目标主体的轨道确定装置，其特征在于，包括：

获取单元，用于获取对目标星体进行探测时的动力学模型，并采用所述动力学模型计算多个探测目标主体的轨道动力学加速度；

计算单元，用于结合预先配置的时空坐标系统和所述多个探测目标主体的轨道动力学加速度，计算每个所述探测目标主体在指定时刻的轨道运行参数；

模型建立单元，用于基于所述轨道运行参数和每个所述探测目标主体的同波束干涉测量SBI时延，建立观测模型，其中，所述同波束干涉测量SBI时延是通过所述探测目标主体与观测站之间的距离参数得到的，所述观测模型用于采集每个所述探测目标主体在对所述目标星体进行探测过程中的轨道数据，得到深空网测轨数据；

构建单元，用于根据所述深空网测轨数据、所述时空坐标系统以及符合星体探测要求的深空网跟踪模式，构建观测方程，并对所述观测方程进行一阶泰勒展开，得到线性微分方程；

确定单元，用于对所述线性微分方程进行微分迭代，以确定每个所述探测目标主体在探测所述目标星体时的轨道参数。

9.一种电子设备，其特征在于，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权利要求1至7中任意一项所述的多个探测目标主体的轨道确定方法。

10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，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权利要求1至7中任意一项所述的多个探测目标主体的轨道确定方法。

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