CN117669097B - 一种深空探测器构建优化方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种深空探测器构建优化方法及装置，包括：响应接收到的组装请求信号，确定对应的主承力结构和多个分系统部件，并依次将各个分系统部件组装到主承力结构上，形成第一深空探测器及其对应的三维构型配置文件；根据三维构型配置文件进行三维重建，形成探测器三维模型；利用探测器三维模型，对预先搭建的深空模拟环境进行仿真探测，并在仿真探测过程中实时获取探测器三维模型的若干个物理参数值和多个探测器指标的性能指标值；基于所有物理参数值和所有性能指标值，实时优化第一深空探测器的构型，获得第二深空探测器。本发明基于仿真探测过程中实时获取的物理参数值和性能指标值，实时优化探测器的构型，以提高探测器的整体设计效率。

Description

一种深空探测器构建优化方法及装置

技术领域

本发明涉及深空探测仿真领域，尤其涉及一种深空探测器构建优化方法及装置。

背景技术

深空探测是指利用人造航天器，作为深空探测器，对地球、月球以远的天体实施探测活动。相比于近地探测，深空探测任务具有任务体量大、技术难度相对高等特点，每一项深空探测任务都兼具科学、技术、经济等多方面的重大意义。为了直观地验证深空探测器的探测效果，对深空探测器进行数字化仿真验证是开展航天任务论证规划的主要手段。传统的仿真流程是根据任务目标和用户需求，利用CAD工具进行初步三维构型设计，同时对卫星的各分系统技术指标进行分解，再通过单专业的仿真工具或专用算法程序分别计算输出，数据结果整合到三维可视化系统中进行复核验证，多次迭代以寻求满足用户需求的设计方案。此过程需要对三维构型、技术指标进行多次调整，每一次调整都需要从源头调整每个部件的CAD三维构型文件，经轻量化加工后重新传递到三维可视化系统中且需重新配置参数，操作繁琐、效率低。

发明内容

本发明实施例提供一种深空探测器构建优化方法及装置，在仿真探测过程中实时获取探测器三维模型的若干个物理参数值和多个探测器指标的性能指标值，并基于所有实时获取的数据，优化深空探测器的构型，从而能够提高深空探测器的整体设计和优化效率。

为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种深空探测器构建优化方法，包括：

响应接收到的组装请求信号，确定依次从产品库中选取所述组装请求信号对应的主承力结构和多个分系统部件，并将各所述分系统部件组装到所述主承力结构上，形成第一深空探测器以及所述第一深空探测器对应的三维构型配置文件；其中，所述产品库包括若干个具备不同参数属性的主承力结构和若干个具备不同参数属性的分系统部件；

根据所述三维构型配置文件进行三维重建，以形成所述第一深空探测器对应的探测器三维模型；

利用所述探测器三维模型，对预先搭建的深空模拟环境进行仿真探测，并在仿真探测过程中实时获取所述探测器三维模型的若干个物理参数值和多个探测器指标的性能指标值；其中，所述深空模拟环境包括目标小行星对应的小行星三维模型；

基于所有所述物理参数值和所有所述性能指标值，对所述第一深空探测器的构型进行实时优化，获得第二深空探测器。

实施本发明实施例，响应接收到的组装请求信号，确定对应的主承力结构和多个分系统部件，并依次将各个分系统部件组装到主承力结构上，形成第一深空探测器及其对应的三维构型配置文件，然后根据三维构型配置文件进行三维重建，以形成第一深空探测器对应的探测器三维模型，以便利用探测器三维模型和深空模拟环境，仿真深空探测器的深空探测任务，从而有助于工程师们更加准确地评估各个分系统部件的性能和相互之间的影响，以及整个探测器系统的性能表现。此外，利用探测器三维模型，对预先搭建的深空模拟环境进行仿真探测，并在仿真探测过程中实时获取探测器三维模型的若干个物理参数值和多个探测器指标的性能指标值，然后基于所有实时获取的数据，对第一深空探测器的构型进行实时优化，能够改进深空探测器性能并减少系统故障的可能性，从而提高深空探测器的整体设计和优化效率，缩短研发周期和降低研发成本，并且可以最大限度地提高深空探测器的探测能力和可靠性。另外地，预先在产品库内存储若干个具备不同参数属性的主承力结构和若干个具备不同参数属性的分系统部件，当接收到组装请求信号时，能够响应组装请求信号，依次从产品库中选取对应的主承力结构和多个分系统部件，无法跨软件重新调整构型，从而快速且准确地满足用户的探测器构型需求，进一步提升深空探测器的构建效率。

作为优选方案，所述基于所有所述物理参数值和所有所述性能指标值，对所述第一深空探测器的构型进行实时优化，获得第二深空探测器，具体为：

从所述探测器三维模型的所有所述物理参数值中，筛选出所述探测器三维模型的总体积和总质量，若所述探测器三维模型的总体积超出所述主承力结构的可承担体积范围或者所述探测器三维模型的总质量超出所述主承力结构的可承担重量范围，则发出第一提示信号，以提醒用户重新选择所述主承力结构和/或所述分系统部件而更新所述组装请求信号；

分别将各所述探测器指标的性能指标值与各所述探测器指标的预期范围作对比，若任意一个所述探测器指标的性能指标值超出对应的预期范围，则发出第二提示信号，以提醒用户重新选择所述主承力结构和/或所述分系统部件而更新所述组装请求信号；

若所述探测器三维模型的总体积不超出所述主承力结构的可承担体积范围、所述探测器三维模型的总质量不超出所述主承力结构的可承担重量范围并且所有所述探测器指标的性能指标值都不超出对应的预期范围，则将当前的第一深空探测器作为所述第二深空探测器。

实施本发明实施例的优选方案，从探测器三维模型的所有物理参数值中，筛选出探测器三维模型的总体积和总质量，并判断探测器三维模型的总体积和总质量是否超出主承力结构的可承载范围，有助于避免过度负荷对主承力结构的影响，确保系统的稳定性和可靠性，并在探测器三维模型的总体积和/或总质量超出主承力结构的可承载范围时发出第一提示信号，以提醒用户重新选择主承力结构和/或分系统部件，从而尽早解决当前第一深空探测器的构型的潜在问题并及时调整。另外地，将探测器指标的性能指标值与预期范围进行对比，可以评估实际性能是否满足要求，并在任意一个性能指标超出预期范围，发出第二提示信号，提示用户重新选择主承力结构和/或分系统部件，有助于及时发现当前第一深空探测器的性能问题并及时进行优化，确保探测器的性能达到预期。

作为优选方案，所述在仿真探测过程中实时获取所述探测器三维模型的若干个物理参数值和多个探测器指标的性能指标值，具体为：

将所述主承力结构的质量和所有所述分系统部件的质量相加，获得所述第一深空探测器的总质量；

按照预设的汇总算法，对所述主承力结构的质心位置信息和所有所述分系统部件的质心位置信息进行汇总，获得所述第一深空探测器的质心位置信息，并对所述主承力结构在部件坐标系下的惯量矩阵和所有所述分系统部件在部件坐标系下的惯量矩阵进行汇总，获得所述第一深空探测器在部件坐标系下的惯量矩阵；

将所述第一深空探测器的总质量、质心位置信息和在部件坐标系下的惯量矩阵，作为所述探测器三维模型的物理参数值；

通过三维可视化模型，根据各所述分系统部件的任务能力参数和所述探测器三维模型的物理参数值，分析得到多个所述探测器指标的性能指标值。

实施本发明实施例的优选方案，由于第一深空探测器是由主承力结构、以及组装在主承力结构上的多个分系统部件构成的，所以分别通过汇总主承力结构和各个分系统部件的质量、质心位置信息、以及在部件坐标系下的惯量矩阵，能够获得第一深空探测器的总质量、质心位置信息、以及在部件坐标系下的惯量矩阵，作为探测器三维模型的物理参数值，以便后续进行深空探测器的姿态、动力学运动和振动等分析。

作为优选方案，所述多个分系统部件包括推进分系统部件、姿控分系统部件、电源分系统部件、测控数传分系统部件、载荷分系统部件和采样分系统部件，所述通过三维可视化模型，根据各所述分系统部件的任务能力参数和所述探测器三维模型的物理参数值，分析得到多个所述探测器指标的性能指标值，具体为：

通过三维可视化模型，根据所述推进分系统部件的任务能力参数和所述探测器三维模型的物理参数值，对所述探测器三维模型进行轨道机动计算，获得所述第一深空探测器的位置信息和速度信息；

通过三维可视化模型，根据所述姿控分系统部件的任务能力参数，对所述探测器三维模型进行姿态动力学计算，获得所述第一深空探测器的姿态信息；

通过三维可视化模型，基于所述第一深空探测器的位置信息、速度信息和姿态信息，计算能源输出、覆盖区域、以及对地数传链路和扩频测控链路的通信性能指标值。

实施本发明实施例的优选方案，通过三维可视化模型进行轨道机动计算、姿态动力学计算和通信性能计算，以获得深空探测器的位置信息、速度信息、姿态信息和通信性能指标值，可以帮助工程师们更好地了解深空探测器在行动和通信方面的表现，为任务规划和系统设计提供实用的数据和决策依据。

作为优选方案，所述响应接收到的组装请求信号，确定依次从产品库中选取所述组装请求信号对应的主承力结构和多个分系统部件，并将各所述分系统部件组装到所述主承力结构上，形成第一深空探测器以及所述第一深空探测器对应的三维构型配置文件，具体为：

响应接收到的组装请求信号，依次从产品库中选取对应的主承力结构和多个分系统部件；其中，所述多个分系统部件包括推进分系统部件、姿控分系统部件、电源分系统部件、测控数传分系统部件、载荷分系统部件和采样分系统部件，所述产品库包括若干个具备不同参数属性的主承力结构和若干个具备不同参数属性的分系统部件；

按照各所述分系统部件与所述主承力结构之间的安装点、以及各所述分系统部件的组装顺序，依次将各所述分系统部件组装到主承力结构上，形成第一深空探测器；

将所述第一深空探测器存储为三维构型文件，并将各所述分系统部件的参数属性存储为属性参数文件，然后组合所述三维构型文件和所述属性参数文件，获得三维构型配置文件。

实施本发明实施例的优选方案，将第一深空探测器存储为三维构型文件，并将各个分系统部件的参数属性存储为属性参数文件，然后组合三维构型文件和属性参数文件，获得三维构型配置文件，便于后续进行三维重建时，可以基于三维构型文件和属性参数文件，快速且准确地还原出第一深空探测器的细节信息，提升探测器三维模型的准确性，并提高探测器三维模型的搭建效率。

作为优选方案，所述根据所述三维构型配置文件进行三维重建，以形成所述第一深空探测器对应的探测器三维模型，具体为：

将所述三维构型配置文件导入至三维可视化系统中，以使所述三维可视化系统根据所述三维构型配置文件中的三维构型文件进行三维重建而形成对应的初始构型；

通过所述三维可视化系统，获取所述三维构型配置文件中的属性参数文件，并根据所述属性参数文件，调整所述初始构型的属性参数，获得所述第一深空探测器对应的探测器三维模型。

实施本发明实施例的优选方案，将三维构型配置文件导入三维可视化系统，可以根据其中的三维构型文件进行三维重建，形成对应的初始构型，然后根据三维构型配置文件中的属性参数文件，调整初始构型的属性参数，获得与第一深空探测器相对应的探测器三维模型，为后续的仿真探测过程提供高精度的探测器三维模型，以优化仿真探测效果，从而提升深空探测器的优化效果。

为了解决相同的技术问题，本发明实施例还提供了一种深空探测器构建优化装置，包括：

组装模块，用于响应接收到的组装请求信号，确定依次从产品库中选取所述组装请求信号对应的主承力结构和多个分系统部件，并将各所述分系统部件组装到所述主承力结构上，形成第一深空探测器以及所述第一深空探测器对应的三维构型配置文件；其中，所述产品库包括若干个具备不同参数属性的主承力结构和若干个具备不同参数属性的分系统部件；

三维重建模块，用于根据所述三维构型配置文件进行三维重建，以形成所述第一深空探测器对应的探测器三维模型；

仿真探测模块，用于利用所述探测器三维模型，对预先搭建的深空模拟环境进行仿真探测，并在仿真探测过程中实时获取所述探测器三维模型的若干个物理参数值和多个探测器指标的性能指标值；其中，所述深空模拟环境包括目标小行星对应的小行星三维模型；

优化模块，用于基于所有所述物理参数值和所有所述性能指标值，对所述第一深空探测器的构型进行实时优化，获得第二深空探测器。

作为优选方案，所述优化模块，具体包括：

第一优化单元，用于从所述探测器三维模型的所有所述物理参数值中，筛选出所述探测器三维模型的总体积和总质量，若所述探测器三维模型的总体积超出所述主承力结构的可承担体积范围或者所述探测器三维模型的总质量超出所述主承力结构的可承担重量范围，则发出第一提示信号，以提醒用户重新选择所述主承力结构和/或所述分系统部件而更新所述组装请求信号；

第二优化单元，用于分别将各所述探测器指标的性能指标值与各所述探测器指标的预期范围作对比，若任意一个所述探测器指标的性能指标值超出对应的预期范围，则发出第二提示信号，以提醒用户重新选择所述主承力结构和/或所述分系统部件而更新所述组装请求信号；

第三优化单元，用于若所述探测器三维模型的总体积不超出所述主承力结构的可承担体积范围、所述探测器三维模型的总质量不超出所述主承力结构的可承担重量范围并且所有所述探测器指标的性能指标值都不超出对应的预期范围，则将当前的第一深空探测器作为所述第二深空探测器。

作为优选方案，所述仿真探测模块，具体包括：

仿真探测单元，用于利用所述探测器三维模型，对预先搭建的深空模拟环境进行仿真探测；

物理参数分析单元，用于将所述主承力结构的质量和所有所述分系统部件的质量相加，获得所述第一深空探测器的总质量；按照预设的汇总算法，对所述主承力结构的质心位置信息和所有所述分系统部件的质心位置信息进行汇总，获得所述第一深空探测器的质心位置信息，并对所述主承力结构在部件坐标系下的惯量矩阵和所有所述分系统部件在部件坐标系下的惯量矩阵进行汇总，获得所述第一深空探测器在部件坐标系下的惯量矩阵；将所述第一深空探测器的总质量、质心位置信息和在部件坐标系下的惯量矩阵，作为所述探测器三维模型的物理参数值；

性能指标分析单元，用于通过三维可视化模型，根据各所述分系统部件的任务能力参数和所述探测器三维模型的物理参数值，分析得到多个所述探测器指标的性能指标值。

作为优选方案，所述组装模块，具体包括：

选取单元，用于响应接收到的组装请求信号，依次从产品库中选取对应的主承力结构和多个分系统部件；其中，所述多个分系统部件包括推进分系统部件、姿控分系统部件、电源分系统部件、测控数传分系统部件、载荷分系统部件和采样分系统部件，所述产品库包括若干个具备不同参数属性的主承力结构和若干个具备不同参数属性的分系统部件；

组装单元，用于按照各所述分系统部件与所述主承力结构之间的安装点、以及各所述分系统部件的组装顺序，依次将各所述分系统部件组装到主承力结构上，形成第一深空探测器；

存储单元，用于将所述第一深空探测器存储为三维构型文件，并将各所述分系统部件的参数属性存储为属性参数文件，然后组合所述三维构型文件和所述属性参数文件，获得三维构型配置文件。

附图说明

图1：为本发明实施例一提供的一种深空探测器构建优化方法的流程示意图；

图2：为本发明实施例一提供的刚体任意点方位的示意图；

图3：为本发明实施例一提供的卫星对地面的覆盖角、视场角与覆盖区域的示意图；

图4：为本发明实施例一提供的一种深空探测器构建优化装置的结构示意图。

具体实施方式

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作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例一:

请参照图1，为本发明实施例提供的一种深空探测器构建优化方法，该方法包括步骤S1至步骤S4，各步骤具体如下：

步骤S1，响应接收到的组装请求信号，确定依次从产品库中选取组装请求信号对应的主承力结构和多个分系统部件，并将各个分系统部件组装到主承力结构上，形成第一深空探测器以及第一深空探测器对应的三维构型配置文件。

其中，产品库包括若干个具备不同参数属性的主承力结构和若干个具备不同参数属性的分系统部件。

作为优选方案，步骤S1包括步骤S11至步骤S12，各步骤具体如下：

步骤S11，响应接收到的组装请求信号，依次从产品库中选取对应的主承力结构和多个分系统部件，然后按照各个分系统部件与主承力结构之间的安装点、以及各个分系统部件的组装顺序，依次将各个分系统部件组装到主承力结构上，形成第一深空探测器。

其中，多个分系统部件包括推进分系统部件、姿控分系统部件、电源分系统部件、测控数传分系统部件、载荷分系统部件和采样分系统部件。

作为一种举例，步骤S11包括步骤S111至步骤S116，各步骤具体如下：

步骤S111，推进分系统选配：①在产品库中建立不同引擎和燃料储罐的技术参数，形成多个推进分系统部件；其中，推进分系统部件为具备不同技术参数的引擎/发动机或者燃料箱；②通过选配操作，基于选取的推进分系统部件与主承力结构之间的安装点，将选取的推进分系统部件增加到主承力结构中，形成第一构型，并影响轨道控制指标。

步骤S112，姿控分系统选配：①在产品库中建立不同姿态控制机构的技术参数，形成多个姿控分系统部件；其中，姿控分系统部件为具备不同技术参数的姿态控制机构；②通过选配操作，基于选取的姿控分系统部件与主承力结构之间的安装点，将选取的姿控分系统部件增加到第一构型中，形成第二构型，并影响姿态控制指标。

步骤S113，电源分系统选配：①在产品库中建立不同太阳翼机构的技术参数，形成多个电源分系统部件；②通过选配操作，基于选取的电源分系统部件与主承力结构之间的安装点，将选取的电源分系统部件增加到第二构型中，形成第三构型，并影响能源指标；③在产品库中建立不同蓄电池的技术参数；④通过选配操作，基于选取的电源分系统部件与主承力结构之间的安装点，将选取的电源分系统部件增加到第三构型中，形成第四构型，并影响能源指标。其中，电源分系统部件为具备不同技术参数的太阳翼机构或蓄电池。

步骤S114，测控数传分系统选配：①在产品库中建立不同通信天线的技术参数，形成多个测控分系统部件；其中，测控分系统部件为具备不同技术参数的通信天线；②通过选配操作，基于选取的测控分系统部件与主承力结构之间的安装点，将选取的测控分系统部件增加到第四构型中，形成第五构型，并影响通信指标。

步骤S115，载荷分系统选配：①在产品库中建立不同载荷的技术参数，形成多个载荷分系统部件；其中，载荷分系统部件为具备不同技术参数的载荷；②通过选配操作，基于选取的载荷分系统部件与主承力结构之间的安装点，将选取的载荷分系统部件增加到第五构型中，形成第六构型，并影响通信指标。

步骤S116，采样分系统选配：①在产品库中建立不同采样部件的技术参数，形成多个采样分系统部件；其中，采样分系统部件为具备不同技术参数的采样部件；②通过选配操作，基于选取的采样分系统部件与主承力结构之间的安装点，将选取的采样分系统部件增加到第六构型中，形成第七构型，并影响通信指标。其中，第七构型即为第一深空探测器。

步骤S12，将第一深空探测器存储为三维构型文件，并将各个分系统部件的参数属性存储为属性参数文件，然后组合三维构型文件和属性参数文件，获得三维构型配置文件。

步骤S2，根据三维构型配置文件进行三维重建，以形成第一深空探测器对应的探测器三维模型。

作为优选方案，步骤S2包括步骤S21至步骤S22，各步骤具体如下：

步骤S21，将三维构型配置文件导入至三维可视化系统中，以使三维可视化系统根据三维构型配置文件中的三维构型文件进行三维重建而形成对应的初始构型。

步骤S22，通过三维可视化系统，获取三维构型配置文件中的属性参数文件，并根据属性参数文件，调整初始构型的属性参数，获得第一深空探测器对应的探测器三维模型。

步骤S3，利用探测器三维模型，对预先搭建的深空模拟环境进行仿真探测，并在仿真探测过程中实时获取探测器三维模型的若干个物理参数值和多个探测器指标的性能指标值。

其中，深空模拟环境包括目标小行星对应的小行星三维模型。

需要说明的是，深空探测器的属性，包括以下三类主体属性。因此，基于由三维构型文件和属性参数文件构成的三维构型配置文件进行三维重建，获得第一深空探测器对应的探测器三维模型，并利用探测器三维模型，对预先搭建的深空模拟环境进行仿真探测，能够分析深空探测器的物理属性、任务能力参数和资源参数，有助于判断当前的深空探测器是否满足行星探测任务规划计算需求。

(1)物理特性：由各个分系统部件安装形成后的尺寸、质量、质心、惯性张量等物理参数；

(2)各个分系统能力参数：由各个分系统部件选配后形成的轨控、姿控、能源、测控、数传、感知成像、采样等不同专业任务能力参数；

(3)资源约束参数：由各个分系统部件选配后形成的资源约束参数，包括燃料、输出功率、蓄电池容量、数据存储容量等。

作为优选方案，步骤S3包括步骤S31至步骤S35，各步骤具体如下：

步骤S31，利用探测器三维模型，对预先搭建的深空模拟环境进行仿真探测。

步骤S32，请参见式(1)，将主承力结构的质量和所有分系统部件的质量相加，获得第一深空探测器的总质量。

； (1)

式中，表示第一深空探测器的第/>个部件的质量，第一深空探测器的部件包括主承力结构和多个分系统部件。

步骤S33，请参见式(2)，对主承力结构的质心位置信息和所有分系统部件的质心位置信息进行汇总，获得第一深空探测器的质心位置信息，并请参见式(3)，对主承力结构在部件坐标系下的惯量矩阵和所有分系统部件在部件坐标系下的惯量矩阵进行汇总，获得第一深空探测器在部件坐标系下的惯量矩阵/>。

式中，表示第一深空探测器的第/>个部件的质心位置信息，表示第一深空探测器的第/>个部件的惯量矩阵，第一深空探测器的部件包括主承力结构和多个分系统部件。

步骤S34，将第一深空探测器的总质量、质心位置信息和在部件坐标系下的惯量矩阵，作为探测器三维模型的物理参数值。

步骤S35，通过三维可视化模型，根据各个分系统部件的任务能力参数和探测器三维模型的物理参数值，分析得到多个探测器指标的性能指标值。

需要说明的是，“在仿真探测过程中实时获取探测器三维模型的若干个物理参数值和多个探测器指标的性能指标值”的具体实施过程，是按照给定仿真时间和步长循环进行的，物理参数计算是首先要进行的步骤，后续的步骤需要根据当前的装配关系/顺序、各个产品的物理参数汇总得到，比如：

a.任务过程中会有发动机工作，消耗燃料，导致推进系统物理参数变化；

b.质量不变，但是可运动部件转动了，导致物理参数变化；等等；

上述变化会影响后面的推进、姿态控制等计算参数。因此，整个过程是一直在动态变化的，而仿真计算的每一步都是按照物理参数计算、轨道计算、姿态计算、任务能力计算这个顺序循环进行。

其中，物理参数计算的具体实施过程包括步骤S32至步骤S34，轨道计算的具体实施过程包括步骤351，姿态计算的具体实施过程包括步骤352，任务能力计算的具体实施过程包括步骤353。

作为优选方案，多个分系统部件包括推进分系统部件、姿控分系统部件、电源分系统部件、测控数传分系统部件、载荷分系统部件和采样分系统部件，步骤S35包括步骤S351至步骤S353，各步骤具体如下：

步骤S351，通过三维可视化模型，根据推进分系统部件的任务能力参数和探测器三维模型的物理参数值，对探测器三维模型进行轨道机动计算，获得第一深空探测器的位置信息和速度信息。该步骤包括步骤1)至步骤6)，各步骤具体如下：

需要说明的是，由于深空探测任务的特殊性，需要将整个轨道计算环境扩展到太阳系任务中，在进行轨道机动计算前需要确定主引力天体，确定摄动力项，再结合推进分系统的工作状态建立与轨道要素的计算方程，最终求解开普勒方程输出探测器位置速度。

1)计算天体位置：读取DE405星历文件，得到太阳系主要天体的位置。

其中，太阳系主要天体包括较小天体——地球、以及被地球环绕的较重的天体——太阳。

2)计算希尔球半径:

①请参见式(4)，计算地球的希尔球半径的近似值。

； (4)

式中，表示地球的质量，/>表示太阳的质量，/>表示太阳的轨道半长轴，/>表示太阳的离心率。

②当离心率可以忽略时（最有利于稳定轨道），式(4)可以简化为式(5)，并将式(5)转化为式(6)的形式。

； (5)

； (6)

③将式(6)中的质量用密度取代，得到参见式(7)的表达式。

； (7)

式中，和/>分别表示主要天体和次要天体的密度，/>和分别表示主要天体和次要天体的半径。

需要说明的是，由式(6)可以看出有，希尔球与天体的质量有关。质量较大的天体希尔球也更大，而质量较小的天体只能受大天体引力的影响，处于狭小的空间中。同时，由式(7)也可以看出，希尔球还与天体的平均密度有关。

2)计算摄动力:

需要说明的是，采用一般摄动法分析摄动力的过程具体如下：

以椭圆轨道根数为基本变量的摄动运动方程请参见式(8)。

； (8)

上式中，为轨道半长轴变化率，/>为偏心率变化率,/>为倾角变化率，/>为升交点赤经变化率，/>为近地点幅角变化率，/>为平近点角变化率，/>为轨道平均速率，/>为半通径，/>为卫星地心距，/>为近地点幅角和真近点角之和，在建立摄动运动方程式，即式(8)时,是将摄动力/>分解为径向分量/>，横向分量/>和轨道面法向分量/>。另外，为了方便，有时也将/>和/>改为轨道速度方向上的分量/>和轨道面内的法向分量/>。轨道面内的法向分量也称为主法线分量，轨道面法向方向又称为次法线分量。为了由/>、/>、/>型的摄动运动方程推出另两种形式，首先找出/>、/>、/>三分量以及/>、/>、/>与摄动函数/>对轨道根数/>的偏导数/>的关系，然后将其代入公式，参见式(9)的方程式。

；(9)

上式中，E为偏近点角，因和/>仅与/>分量有关，其表达式仍旧为式(8)的第三、四式。式(8)和式(9)称为高斯型摄动运动方程。

同时，根据与/>、/>、/>之间的关系推导，带入式(9)并整理，可以得到参见式(10)的关系式。/>

； (10)

推出相关的偏导数，具体参见式(11)(12)。

； (11)

； (12)

对式(10)(11)(12)进行代入化简和变化，可以得到以表示的/>、/>、/>以及/>、/>、/>表达式，并代人公式(8)可得参见式(13)的表达式。

； (13)

在本实施例中，摄动力包括J2摄动、第三体引力摄动、太阳光压摄动、大气阻力摄动和轨道机动。

①J2摄动：

地球非球形摄动位函数在地固坐标系中可展成参见式(14)的球谐函数形式：

； (14)

式中，为地球赤道半径；/>为地球引力常数；/>为航天器在地固坐标系的地心距、地心纬度和地心经度；/>为归一化的地球引力位系数；/>为归一化的勒让德多项式；/>为所取的地球引力位模型为/> 。

地球扁率项是人造地球卫星轨道的主要摄动项，其与摄动函数/>的关系请参见式(15)。

； (15)

摄动包含长期项、长周期项和短周期项。其中，长期项积分后将积累，而短周期项积分后不会积累，仍在原量级附近做周期摆动。为了简化，可以首先略去摄动函数中积分后不会累计的短周期项。

为了准确地从摄动函数中分离短周期项，可以对摄动函数在卫星轨道周 期/>内求积分均值。同时通过短周期的积分，可将地球扁率摄动函数的/>分解成长期项和短周期项两个部分/>和/>(地球扁率摄动函数不包含长周期项)，即/>。

项摄动位不包含长周期项。下面忽略短周期的摄动影响，主要考虑长期的摄动影响。为此，将/>的表达式代人/>型的摄动运动方程式可得参见式(16)的方程式。

PS：式(13)是一般方程，式(16)是按照一般方程分析地球不均匀形状摄动后得到的方程，是具体化的方程之一。后续还有其他摄动力方程，单独分析后最终计算要全部进行合并。

②第三体引力摄动：

第三个天体的引力影响，对航天器的轨道将产生摄动，称为第三体引力摄动。

第三体引力摄动方程如所示的惯性坐标系中，设三个天体的质量分别为/>、/>和/>，它们的位置矢量分别为/>、/>和/>，它们之间的相对位置矢量请参见式(17)。

； (17)

而和/>在惯性坐标系中的运动方程请参见式(18)，于是基于式(17)(18)，整理得到参见式(19)的方程式。

； (18)

； (19)

对式(19)进行整理，得到参见式(20)的方程式，而方程式(20)的右端即为第三体的引力摄动加速度，其具体表达式请参见式(21)。

； (20)

； (21)

③太阳光压摄动：

光线照射在物体的表面，对物体产生一种压力，这种现象称为光压作用。光压作用对航天器轨道所产生摄动加速度请参见式(22)。

； (22)

式中，为航天器的表面反射系数，/>为作用在离太阳一个天文单位/>处黑体上的光压，/>为面质比，/>为地心到太阳的单位矢量，/>为受晒因子。其中，表面反射系数/>取决于航天器表面的反射性能，一般取值1～1.44之间。如果全吸收/>，完全漫反射/>。而作用在离太阳一个天文单位/>处黑体上的光压/>，一般取/>为。对于地心到太阳的单位矢量/>，严格地说，应是航天器到太阳方向的单位矢量，但一般航天器到地球的距离与日地距离相比是一个小量，故可以作这样的近似处理。至于受晒因子/>，当航天器被太阳照射时/>，航天器处于阴影内时/>。

由式(22)可以看出：光压摄动力的量值大小与大气阻力一样，也与航天器的面质比有关。当航天器离地面较近时，大气阻力的影响不可忽略，它是耗散力，将使航天器运动的能量减小（即长半轴随时间增加单调减小）；而当航天器离地面不太近时，光压的影响将会超过大气阻力。

④大气阻力摄动：

在大气层中飞行的航天器所受的气动力也随着大气状态不同而异，在200km高度，航天器所承受的气动力为大气阻力，阻力加速度表达式请参见式(23)。

； (23)

式中，是阻力系数，/>为航天器所在空间的大气密度，/>是航天器相对大气的速度。阻力系数/>可视其为常数，但它随航天器的几何形状和定向不同而异。对于一些常用情况下的数值选取如下：球形卫星的/>取为2.1～2.2；圆柱卫星运动方向沿线的/>取为2.1～2.2；方盒卫星的/>取为2.2；锥形卫星的/>取为2.1。大气密度/>的计算采用改进的Harris-Priester模型。

⑤轨道机动：

在特定时刻改变航天器的速度，就能达到改变轨道的目的。假定时刻航天器的状态向量为/>，/>，如果在此时给航天器以速度增量/>。如果轨道拱线不转动，偏心率就会发生改变，偏心率/>的表达式请参见式(24)。

； (24)

其中，在近点，当时增大，/>时减小；在远点则相反。

4)推力计算：

采用冲量法进行推力计算，假设发动机推力充分大，在瞬间就能获得所需的速度增量，计算公式请参见式(25)。

； (25)

式中，为发动机比冲，/>为重力加速度，/>为点火前质量，/>为点火后质量。

5)计算开普勒轨道：

开普勒轨道定义包括：符合开普勒三定律的天体或航天器的运行轨道；由二体问题的解得到的天体或航天器的运行轨道。所以，开普勒轨道也称为二体问题轨道。符合上述定义的开普勒轨道也称为理想的开普勒轨道。航天器的开普勒轨道可由参见式(26)的二体问题基本方程解得。

； (26)

上述方程描述在惯性坐标系中航天器相对于天体的轨道运动。式中的r是从天体(质量记为m1)到航天器(m2)的位置矢量，μ=G(m1+m2)是二体系统的引力常数，G是万有引力常数。由于m1>>m2，可以只考虑m1对m2的引力，这种情况可把航天器开普勒轨道看成是限制性二体问题的解，即看成是在惯性固定天体中心引力场中的运动(有心力运动)轨迹。

由式(26)可以解得参见式(27)的航天器的轨道方程.

； (27)

需要说明的是，冲量对转移轨道根数的影响为：在轨道任意位置上对航天器施加一个冲量，研究其转移轨道根数的变化。在冲量的一瞬间，我们可以视航天器轨道的向径不变，而所有其它轨道根数都要随速度的大小和方向的改变而变化，速度增量可分解为轨道径向S，轨道切向T及垂直轨道面方向W三个方向，只有轨道切向分量才会影响，当，则轨道倾角和升交点经度不变。如果速度大小不变而只改变方向，那么半长轴也保持不变。而垂直轨道面的脉冲推力对轨道半长轴、轨道偏心率和T是没有影响的。

按照特征速度（各次变轨速度改变量绝对值总和）的大小，轨道机动可分为：轨道修正（轨道调整）、一般轨道机动。而按照轨道控制力的性质可分为脉冲推力机动、连续推力机动、小推力机动。

传统卫星轨道预报主要是建立在相对精确的物理模型基础上，主要有解析法和数值法。解析法主要依赖于精确的卫星动力学建模，而数值法利用数值积分求解卫星在轨运行状态，预报精度主要和数值积分算法精度有关。对于非合作目标，很难做到精确建模，且具有非合作特性，其运动状态可能实时发生变化。通过激素分析我们可以得到在地心惯性坐标系下，航天器相对于地球的运动方程，该方程式请参见式(28)。

式中，为卫星加速度（公式左侧的字符）；/>为其他摄动加速度，包括大气阻力摄动、其他天体摄动力等。

6)计算轨道相对关系：

对于一对轨道，以下标“0”和“1”加以区分，分别称为场轨道和试验轨道。

①轨道相交的判定

轨道相交的充分必要条件是直线落入这个正方形区域。若直线不与坐标轴平行，必与正方形的四边相交，记与左、上、右、下各边的交点分别为，/>，/>，则有参见式(29)的关系式。/>

； (29)

式中，、/>和/>、/>分别表示求交的两条轨道半通径和偏心率。直线与正方形域的关系有以下几种可能：

（1）和/>，表示直线与左上两边相交；

（2）和/>，表示直线与左右两边相交；

（3）和/>，表示直线与上下两边相交；

（4）和/>，表示直线与右下两边相交；

（5）不与正方形域相交。

第（5）种情形下，轨道对不交会。

步骤S352，通过三维可视化模型，根据姿控分系统部件的任务能力参数，对探测器三维模型进行姿态动力学计算，获得第一深空探测器的姿态信息。该步骤包括步骤7)至步骤12)，各步骤具体如下：

7)理想约束：

多体系统动力学的物理基础是常常被简述为“力等于质量乘以加速度”的牛顿定律。由于位移总是相对的，因此位移的二阶时间变化率－加速度也应是相对的，所以只有指出度量加速度的参照系，加速度的含义才能明确。牛顿定律中的加速度是在一个做匀速直线运动的参照系中度量的；牛顿定律中的质量也不能笼统地理解为物体的质量。事实上，牛顿定律中的质量是指一个质点的质量，而质点是既没有大小也没有形状的。

实际的物体都不是严格意义下的质点，但可以把物体划分为许多部分，直观上，只要每一部分越小，它就越接近于质点。把物体无限细分的过程是不受限制的。因此，我们可以认为物体是由无限多个质点组成的。在物体所占据的空间内的每一个点都对应一个质点，质点的质量/>，/>为物体的质量密度，/>为/>点处微元体的体积。不等于零，似乎不符合质点的定义，但/>可以无限趋于零－这又使它与质点的定义无限接近。对这个宏观无限小微观无限大的一小部分物体，可以应用牛顿定律/>。其中，质点所受的力/>由两部分组成：一部分为质点所受的外力/>(如重力），另一部分为质点周围介质对质点运动的牵制力/>。

通过将实际物体抽象为无穷多个质点组成的质点系，我们为研究实际物体的运动找到了物理基础穷多个自由度的质点系统。实际上，许多物体内部质点的运动又是彼此制约的。根据所研究问题的突出矛盾和实际系统的具体受力环境，我们可以认为系统中一些质点间具有运动学联系，也就是约束。由于力是改变物体运动状态的原因，约束都是通过约束反力实现的。通俗地说，所谓理想约束就是指约束反力只能使所约束的质点按约束方程所约定的方式运动，没有多余的效应。如果约束限制了物体只能在一个平面内运动，那么理想约束反力应当只有沿平面法向方向的分量，这样的力已足以实现约束。更为确切的描述是：无论在什么时刻，也无论系统中各质点处于什么位置，理想约束反力都不应在约束所允许的相对运动方向上有分量。

多体系统中的典型铰及其组合都可认为是理想约束。例如,旋转铰一定没有沿旋转轴方向的约束力矩;球铰没有约束力矩；棱柱铰没有沿滑移轴方向的反力等。

对于理想约束,我们还可以按所约束的自由度将其划分为两类。一类是完整约束:约束方程可以转化为对系统广义坐标的约束；另一类是非完整约束：约束方程以速度约束的形式描述,并且不能转化为用广义坐标形式表达的约束。

8)质点系统动力学普遍方程

按照牛顿定律，质点系统中任意质点的运动与受力之间的关系参见式(30)。

； (30)

式中,和/>分别表示主动外力和约束反力。将上式两端同时与质点的虚速度作矢量点积并对所有质点求和可得参见式(31)的质点系统的动力学普遍方程。

； (31)

如果系统所受的约束都是理想约束, 由于理想约束反力所作的虚功率为零，我们可以将式(31)简化为式(32)的方程式。

9)刚体动力学方程

参照图2的刚体中，是刚体上的任意质点，/>为质心/>相对参考基原点/>的矢径，为/>指向/>的矢径。其中，刚体的质心位置矢径请参见式(33)。

； (33)

式中，为刚体的质量；/>为刚体的质量密度；/>为物体的体积。无论刚体受什么样的约束，在同一时刻、同一位置广义坐标变化率的改变都不会改变质点相对质心的位置。

一般情况下，刚体内部的每一个质点所受的外力是重力；刚体外表面的质点所受的外力除重力外还包括作用在刚体上的外力。结合受力对其单个刚体的动力学方程进行设计，可以得到参见式(34)的刚体动力学方程。

； (34)

10)多刚体系统动力学虚功率方程

多刚体系统可以看作是一种质点系统，因此质点系统的动力学普遍方程依然成立。并且，我们可以把整个系统看作是由各个刚体所确定的子质点系统组成的，由此可以得到参见式(35)的多刚体系统的动力学普遍方程

； (35)

与单个刚体不同，多体系统中每个物体的质心速度和角速度不是独立的。物体的质心加速度；物体转动的角加速度/>，根据此条件可以得出参见式(36)的虚功率方程。

而且如果我们所研究的系统是树系统，并且系统中没有皮带传动等复杂铰，系统的广义全标是完全独立的。那么就可以由虚功率方程得参见式(37)的系统动力学方程。

11)力元

在多体系统中如果两物体间通过弹簧、阻尼器等连接，而弹簧、阻尼器的质量很小或可以合理地等效分配到它所连接的两个物体时，就可以认为这种连接机构仅仅向它所连接的两个物体施加了外力的作用，而不把它按铰处理，称此连接机构为力元。力元对所连接的物体的作用力与力元连接点间的距离、相对速度有关。力元按其与铰之间的关系可分为两种：①非约束力元——力元所作用的物体及其作用力方向与系统中的铰没有关系；②约束力元——力元作用在某一个铰所连接的两个物体上，并且作用力方向沿铰的滑移轴或转动轴。

①非约束力元

非约束力元所关联的两个物体为内联物体/>和外联物体/>（通常假设/>）；力元在内外关联物体上的连接点分别称为力元的内联点和外联点；两物体质心到力元连接点的矢量分别为/>和/>；从力元的内联点指向力元的外联点的矢量为力元矢量/>。

非约束力元主要有下述(1)至(4)四种类型：

(1)弹簧：

设弹簧刚度为，原长为/>，力元作用力的大小请参见式(38)。

； (38)

力元对内联物体的作用力请参见式(39)。

； (39)

力元对外联物体的作用力请参见式(40)。

； (40)

(2)阻尼器：

设阻尼器的阻尼系数为，则力元对内联物体的作用力请参见式(41)，力元对外联物体的作用力请参见式(40)。

(3)弹簧阻尼：

设弹簧刚度为，原长为/>，阻尼系数为/>。力元对内联物体的作用力请参见式(42)，力元对外联物体的作用力请参见式(40)。

(4)主动控制：

这种力元用于描述控制器对它所连接的两个物体的主动控制。作用力的大小是力元矢量及其变化率的函数。力元对内联物体的作用力请参见式(43)，力元对外联物体的作用力请参见式(40)。

值得注意的是：式(38)～式(43)中的作用力，既可以是力也可以是力矩。

②约束力元

如果力元作用在相关联的两个物体上，并且作用力的方向沿铰的滑移或转动轴，那么这种力元称为约束力元。约束力元的力元矢量及其变化率可参见式(44)进行计算。

力元对物体的作用力属于系统外力。系统中物体所受的外力可以在物体的连体基中描述，也可以在总体基中描述。描述方式的选取要依据外力的属性。此外，如果外力作用点不是物体的质心，则它的作用等效于在物体质心上施加力/>和力矩。

12)约束系统动力学方程

由动力学普遍方程（式(32)），可以得到系统广义坐标所应满足的虚功率方程：。我们可以通过约束多体系统的动力学方程得到广义的系统加速度，并通过其得到参见式(45)的拉式乘子。

同时在此假定切断铰滑移矢量为，切断铰在内接铰点处的约束反力为/>，约束反力矩为/>；在外接铰点处的约束反力为/>，约束反力矩为/>；规定约束力矩的正向为逆时针方向。根据其虚功率约束方程，结合力学几何计算，可以得出参见式(46)的约束力系的虚功率表达式。

/>

进一步，可以通过式(47)，得出约束反力和约束反力矩的虚功率。

①如果铰没有滑移自由度，用拉氏乘子表示的约束反力虚功率请参见式(48)。

系数矩阵就是约束雅克比矩阵。

②如果铰有一个滑移自由度，约束反力请参见式(49)。

； (49)

式中，和/>为彼此正交，且都与滑移轴垂直的单位矢量。与没有滑移自由度的情况完全类似，约束反力的虚功率请参见式(50)。

而用拉氏乘子表示的约束反力虚功率请参见式(51)。

对比式(50)和式(51)，可知：。即拉氏乘子的物理意义为：切断铰外接铰点处的约束反力沿/>和/>的分量。

③如果铰有两个滑移自由度，滑移轴矢量为和/>，可将约束反力表示为参见式(52)的表达式。

； (52)

约束反力的虚功率请参见式(53)。

而用拉氏乘子表示的约束反力虚功率请参见式(54)。

对比式(53)和式(54)可知：。拉氏乘子的物理意义为：切断铰外接铰点处的约束反力沿/>方向的分量。

④如果切断铰没有转动自由度，将约束力矩表示为参见式(55)的表达式。

； (55)

由于在这种情况下，所以式(55)可以转化为式(56)。

； (56)/>

约束力矩的虚功率请参见式(57)。

而用拉氏乘子表示的约束反力虚功率请参见式(58)。

对比式(57)和式(58)可知：。即拉氏乘子的物理意义为：切断铰外接铰点处的约束反力矩在外接（或内接）铰坐标系中的分量。

⑤如果切断铰有一个转动自由度，将约束力矩表示为参见式(59)的表达式。

； (59)

由于在这种情况下，所以式(59)可以转化为式(60)。

； (60)

约束力矩的虚功率请参见式(61)。

而用拉氏乘子表示的约束反力虚功率请参见式(62)。

对比式(61)和式(62)可知：。即拉氏乘子的物理意义为：切断铰外接铰点处的约束反力矩在外接铰坐标系中的分量。

⑥如果切断铰有两个转动自由度，将约束力矩表示为参见式(63)的表达式。

； (63)

约束力矩的虚功率请参见式(64)。

而用拉氏乘子表示的约束反力虚功率请参见式(65)。

对比式(64)和式(65)可知：。即拉氏乘子的物理意义为：切断铰外接铰点处的约束反力矩沿/>方向的分量。

上述物理意义具有普遍性。对特定的铰的拉氏乘子，其物理意义都可以由上述六种情况的组合描述。

步骤S353，通过三维可视化模型，基于第一深空探测器的位置信息、速度信息和姿态信息，计算能源输出、覆盖区域、以及对地数传链路和扩频测控链路的通信性能指标值。该步骤包括步骤13)至步骤16)，各步骤具体如下：

13)能源输出计算：根据能源需求、按照太阳电池发电效率、电源转换效率等参数，计算对于太阳翼面积的需求。

①请参见式(66)(67)，计算太阳翼面积与输出功率。

太阳翼基板长为，单位/>；太阳翼基板宽为/>，单位/>；太阳翼块数为/>；太阳翼面积为/>，单位/>；太阳常数（春分点）/>，单位/>；太阳光强季节因子/>（夏至），太阳电池片效率/>，布片效率/>，输出功率（夏至）/>，单位/>。

； (66)

； (67)

②请参见式(68)(69)(70)(71)(72)，估算寿命初期输出电流。

最佳工作电流密度，单位/>；电池片长/>，单位/>；电池片宽/>，单位；寿命初期各种损失因子/>；在标准测试条件下太阳电池最佳工作电流/>，单位/>；/>规范化平均温度/>；太阳电池工作温度/>，单位/>；太阳电池标准测试温/>，单位；太阳入射角/>，角度制；/>光照角下太阳电池工作电流/>，单位/>；充电阵每翼并联个数/>；充电阵单翼电流/>，单位/>；供电帧每翼并联个数/>；供电阵单翼电流/>，单位/>。

； (68)

； (69)

； (70)

； (71)

； (72)

③请参见式(73)(74)(75)，估算寿命初期电压。

盖片太阳电池在标准测试条件下太阳电池工作电压(,25/>)/>，单位/>；光强由/>变化到/>引起的最大功率点电压的变化/>，单位/>；最大功率点的温度系数；太阳电池工作温度（90/>）/>，单位/>；太阳电池标准测试温度（25/>）/>，单位/>；每片电池电压/>，单位/>；供电阵电池串联个数/>；供电阵输出电压/>，单位/>；充电阵电池串联个数/>；充电阵输出电压/>，单位/>。

； (73)

； (74)/>

； (75)

2)对地数传链路:

需要说明的是，数据链路是指从发送端经过通信线路到接收端之间物理上的传送路径和逻辑上的传输信道的总称。在数据通信网中，按一种链路协议的技术要求连接两个或多个数据站的电信设施，称为数据链路，简称数据链。

①请参见式(76)，计算出卫星和地面之间的距离，单位为/>。

； (76)

其中，是地球的平均半径，/>；/>表示卫星离地球表面的高度；/>表示地面天线仰角，单位为/>。

②请参见式(77)，由公式(76)可以计算出链路的空间损失，单位为/>。

； (77)

其中，表示下行载波频率；/>表示卫星和地球天线之间的距离。

③请参见式(78)，计算卫星的有效发射功率，单位为/>。

； (78)

其中，表示卫星发射机的输出功率；/>表示卫星天线增益；/>表示宽带匹配网络损失；/>表示应答机双工器损失；/>表示馈线损失；/>表示混合接头损失。

④由式(77)(78)，可以求解出参见式(79)的地面站总的接收载噪谱密度比，单位为。

； (79)

其中，表示卫星有效发射功率；/>表示地面天线指向损失；/>表示地面接收系统性能指数；/>表示空间损失；/>表示大气衰减；/>表示雨衰；/>，是玻尔兹曼常数。

⑤请参见式(80)，计算接收的码元能量与噪声谱密度比，单位为/>。

； (80)/>

其中，表示信息码速率；/>表示设备调制解调解扩损失。

⑥请参见式(81)，可以求出链路余量，单位为/>。

； (81)

其中，表示/>的门限值，通常由查表获得。

⑦请参见式(82)，求解出误码率。

； (82)

其中，为互补误差函数，其定义为：/>。

3)扩频测控链路：

需要说明的是，测控链路分为上行链路和下行链路。上行链路，是指信号从移动台到基站的物理通道；下行链路，是指信号从基站到移动台的物理信道。

①测控上行链路：

首先请参见式(83)，计算卫星和地面之间的距离，单位为/>。

； (83)

其中，是地球的平均半径，/>；/>表示卫星离地球表面的高度；/>表示地面天线仰角，单位为/>。

请参见式(84)，可以计算出链路的空间损失，单位为/>。

； (84)

其中，表示上行载波频率；/>表示卫星和地球天线之间的距离。

之后，请参见式(85)，计算卫星接收系统性能指数，单位为/>。

； (85)

其中，表示卫星天线增益；/>表示卫星天线至接收机输入端的馈线损失；/>表示接收机输入端的等效噪声温度。

由式(84)(85)，可以求解出参见式(86)的卫星总的接收载噪谱密度比，单位为/>。/>

； (86)

其中，表示地面站有效发射功率；/>表示发射天线指向损失；/>表示空间损失；/>表示大气损失；/>表示雨衰；/>表示发射和接收两天线间的极化损失；/>表示卫星接收系统性能指数；/>，为玻尔兹曼常数。

由式(86)，可以求解出参见式(87)的上行载波恢复余量，单位为/>。

； (87)

式中，为上行载波恢复门限；/>为设备调制解调解扩损失。

由式(86)，还可以求解出参见式(88)的遥控的码元能量与噪声谱密度比，单位为/>。

； (88)

式中，为遥控支路所占功率比；/>为信息码速率；/>为设备调制解调解扩损失。

由式(88)，可以求解出参见式(89)的遥控通道链路余量，单位为/>。

； (89)

式中，为遥控解调门限；/>为信道编码增益。

由式(88)，还可以求解出参见式(90)的误码率。

； (90)

其中，为互补误差函数，其定义为：/>。

②测控下行链路：

首先参见式(91)，计算卫星和地面之间的距离，单位为/>。/>

； (91)

其中，是地球的平均半径，/>；/>表示卫星离地球表面的高度；/>表示地面天线仰角，单位为/>。

由式(91)，可以计算出参见式(92)的链路的空间损失，单位为/>。

； (92)

其中，表示下行载波频率；/>表示卫星和地球天线之间的距离。

之后，参见式(93)，计算卫星的有效发射功率，单位为/>。

； (93)

其中，表示卫星发射机的输出功率；/>表示卫星天线增益；/>表示宽带匹配网络损失；/>表示应答机双工器损失；/>表示馈线损失；/>表示混合接头损失。

由式(92)(93)，可以求解参见式(94)的地面站总的接收载噪谱密度比，单位为/>。

； (94)

式中，为卫星有效发射功率；/>为地面天线指向损失；/>为地面接收系统性能指数；/>为空间损失；/>为大气衰减；/>为雨衰；/>为发射和接收两天线间的极化损失；/>，为玻尔兹曼常数。

由式(94)，可以得到参见式(95)的下行载波恢复余量，单位为/>。

； (95)

式中，为下行载波恢复门限；/>为设备调制解调解扩损失。

由式(94)，可以求解出参见式(96)的遥控的码元能量与噪声谱密度比，单位为/>。/>

； (96)

式中，为遥控支路所占功率比；/>为信息码速率；/>为设备调制解调解扩损失。

由式(94)，可以计算出参见式(97)的遥测通道链路余量，单位为/>。

； (97)

式中，为遥测解调门限；/>为信道编码增益。

并且可以求出参见式(98)的误码率。

； (98)

4)计算覆盖区域：

需要说明的是，为了更好地表示卫星的运动状态，特别是反映它的运动与地球的相对关系，常用星下点轨迹表示卫星在轨运行。随着卫星的运行，不同时刻星下点的连线称为星下点轨迹，它描绘了在自转的地球表面上卫星与地球的相对运动关系，结合可观测条件所对应的可观测范围等，容易体现卫星的动态观测几何。

PS：部分概念与定义如下：

（1）星下点是指某时刻卫星至地心的连线与地球表面的交点，其位置用球坐标表示，/>是大地经纬度，由于假定地球是圆球体，因此，/>也是地心经纬度，计算星下点位置坐标所用的坐标系是地心固定坐标系；

（2）地心固定坐标系是随地球一同转动的动参考基准，用以描述卫星相对地球的视运动，即卫星相对地球的相对运动。地心固定坐标系的三个要素定义如下:坐标原点/>为地球质心；

（3）参考平面为地球赤道面，赤道面是通过地心与地球南北轴垂直的平面;

（4）参考平面上的主方向:轴在赤道面指向格林尼治子午线(零子午线)方向;

（5）轴与地球南北轴重合，指向北极;/>轴与/>轴和/>轴构成右手坐标系。

卫星任意时刻在地心固定坐标系中的三维位置可以用极坐标表示法，即用卫星的星下点经度、纬度/>以及卫星的地心距/>来表示。经度/>是卫星星下点所在的经线平面与格林尼治子午线(亦即零子午线)所在的经线平面之间的夹角，其取值范围为，由格林尼治子午线向东度量时经度取正值, 由格林尼治子午线向西 度量时经度取负值。纬度/>是卫星的星下点至地心的连线与地球赤道面之间的夹角，其取值范围为/>，由地球赤道面向北度量时纬度取正值，由地球赤道面向南度量时纬度取负值。

①卫星任意时刻的三维位置还可以用卫星在地心固定坐标系中的三维直角坐标/>来表示。由极坐标/>到直角坐标/>采用参见式(99)进行转换。

； (99)

②计算卫星任意时刻的星下点位置坐标/>的步骤如下:

根据开普勒方程式，可以参见式(100)，计算出卫星在时刻的真近点角/>。

； (100)

在该时刻卫星的地心距可以用参见式(101)计算。

； (101)

式中，为半通径，/>为卫星椭圆轨道半长轴。

此时，卫星在地心轨道坐标系下的直角坐标为。接下来，需要先把地心轨道坐标系下的坐标/>变换到地心惯性坐标系下的坐标/>。再把地心惯性坐标系下的坐标/>变换到地心固定坐标系下的直角坐标/>。

再参见式(102)，将直角坐标转化为极坐标，即可计算星下点位置经度和纬度坐标。

； (102)

③光学成像载荷对地目标的覆盖计算：

对于光学成像载荷，其瞬时覆盖区域可以假设为圆雉形。请参照图3的(a），设卫星任意时刻/>的瞬时高度为/>，响应的星下点为/>。假设地球是一个半径为/>的圆球，作卫星与地球的切线(切点为/>)，称为卫星的几何地平，其包围的地球表面区域就称为覆盖区，是卫星在该时刻可能观测的地面区域总和，/>称为卫星对地面的覆盖角，而为卫星对地面的视场角。参照图3的(a）可得到参见式(103)(104)的表达式。

覆盖区的面积，此为卫星的瞬时最大覆盖区域。

在最大覆盖区范围的边缘地区附近，由于地物遮挡，利用卫星观测、通信的效果可能不好。为了改善效果，通常规定视线SP与地面过的切平面(即水平面)的夹角不能小于某个角度/>，称为最小观测角，对应的覆盖角记作/>,对应的视场角记作/>。显然，最小观测角/>越大，卫星观测、通信的效果越好，然而，加上最小观测角限制，卫星的覆盖区域将会变小。

参照图3的(b）可以看出，在直角三角形中，/>，因此，可得到参见式(105)的表达式。

(105)

而在直角三角形中，存在参见式(106)(107)的关系。

由式(105)(106)(107)整理可得到参见式(108)(109)的关系式。

加上最小观测角限制后，覆盖区域的表达式请参见式(110)。

(110)

假定卫星运行严格遵循二体运动理论，地球是一个质量均匀的圆球体，半径为，卫星对地面覆盖如图3的(b)所示。再加上最小观测角/>限制后，由式(107)(108)，可以计算出在某个时刻/>，卫星覆盖地面的最大地心角为/>。

在该时刻，地面目标的经纬度为/>，而卫星星下点的经纬度为/>。此时，参见式(111)，计算地面目标与卫星星下点的地心角。

(111)

如果，那么在此时刻，该目标在卫星的瞬时覆盖区内，否则，不在覆盖区内。通过选取适当的时间步长反复利用式(110)，计算判断目标是否出现在卫星的覆盖区之内，最终可以得到卫星在/>时刻后首次覆盖给定目标的时刻。

步骤S4，基于所有物理参数值和所有性能指标值，对第一深空探测器的构型进行实时优化，获得第二深空探测器。

作为优选方案，步骤S4包括步骤S41至步骤S43，各步骤具体如下：

步骤S41，从探测器三维模型的所有物理参数值中，筛选出探测器三维模型的总体积和总质量，若探测器三维模型的总体积超出主承力结构的可承担体积范围或者探测器三维模型的总质量超出主承力结构的可承担重量范围，则发出第一提示信号，以提醒用户重新选择主承力结构和/或分系统部件而更新组装请求信号。

步骤S42，分别将各个探测器指标的性能指标值与各个探测器指标的预期范围作对比，若任意一个探测器指标的性能指标值超出对应的预期范围，则发出第二提示信号，以提醒用户重新选择主承力结构和/或分系统部件而更新组装请求信号。

步骤S43，若探测器三维模型的总体积不超出主承力结构的可承担体积范围、探测器三维模型的总质量不超出主承力结构的可承担重量范围并且所有探测器指标的性能指标值都不超出对应的预期范围，则将当前的第一深空探测器作为第二深空探测器。

请参照图4，为本发明实施例提供的一种深空探测器构建优化装置的结构示意图，该系统包括组装模块M1、三维重建模块M2、仿真探测模块M3和优化模块M4，各模块具体如下：

组装模块M1，用于响应接收到的组装请求信号，确定依次从产品库中选取组装请求信号对应的主承力结构和多个分系统部件，并将各个分系统部件组装到主承力结构上，形成第一深空探测器以及第一深空探测器对应的三维构型配置文件；其中，产品库包括若干个具备不同参数属性的主承力结构和若干个具备不同参数属性的分系统部件；

三维重建模块M2，用于根据三维构型配置文件进行三维重建，以形成第一深空探测器对应的探测器三维模型；

仿真探测模块M3，用于利用探测器三维模型，对预先搭建的深空模拟环境进行仿真探测，并在仿真探测过程中实时获取探测器三维模型的若干个物理参数值和多个探测器指标的性能指标值；其中，深空模拟环境包括目标小行星对应的小行星三维模型；

优化模块M4，用于基于所有物理参数值和所有性能指标值，对第一深空探测器的构型进行实时优化，获得第二深空探测器。

作为优选方案，优化模块M4，具体包括第一优化单元41、第二优化单元42和第三优化单元43，各单元具体如下：

第一优化单元41，用于从探测器三维模型的所有物理参数值中，筛选出探测器三维模型的总体积和总质量，若探测器三维模型的总体积超出主承力结构的可承担体积范围或者探测器三维模型的总质量超出主承力结构的可承担重量范围，则发出第一提示信号，以提醒用户重新选择主承力结构和/或分系统部件而更新组装请求信号；

第二优化单元42，用于分别将各个探测器指标的性能指标值与各个探测器指标的预期范围作对比，若任意一个探测器指标的性能指标值超出对应的预期范围，则发出第二提示信号，以提醒用户重新选择主承力结构和/或分系统部件而更新组装请求信号；

第三优化单元43，用于若探测器三维模型的总体积不超出主承力结构的可承担体积范围、探测器三维模型的总质量不超出主承力结构的可承担重量范围并且所有探测器指标的性能指标值都不超出对应的预期范围，则将当前的第一深空探测器作为第二深空探测器。

作为优选方案，仿真探测模块M3，具体包括仿真探测单元31、物理参数分析单元32和性能指标分析单元33，各单元具体如下：

仿真探测单元31，用于利用探测器三维模型，对预先搭建的深空模拟环境进行仿真探测；

物理参数分析单元32，用于将主承力结构的质量和所有分系统部件的质量相加，获得第一深空探测器的总质量；按照预设的汇总算法，对主承力结构的质心位置信息和所有分系统部件的质心位置信息进行汇总，获得第一深空探测器的质心位置信息，并对主承力结构在部件坐标系下的惯量矩阵和所有分系统部件在部件坐标系下的惯量矩阵进行汇总，获得第一深空探测器在部件坐标系下的惯量矩阵；将第一深空探测器的总质量、质心位置信息和在部件坐标系下的惯量矩阵，作为探测器三维模型的物理参数值；

性能指标分析单元33，用于通过三维可视化模型，根据各个分系统部件的任务能力参数和探测器三维模型的物理参数值，分析得到多个探测器指标的性能指标值。

作为优选方案，组装模块M1，具体包括选取单元11、组装单元12和存储单元13，各单元具体如下：

选取单元11，用于响应接收到的组装请求信号，依次从产品库中选取对应的主承力结构和多个分系统部件；其中，多个分系统部件包括推进分系统部件、姿控分系统部件、电源分系统部件、测控数传分系统部件、载荷分系统部件和采样分系统部件，产品库包括若干个具备不同参数属性的主承力结构和若干个具备不同参数属性的分系统部件；

组装单元12，用于按照各个分系统部件与主承力结构之间的安装点、以及各个分系统部件的组装顺序，依次将各个分系统部件组装到主承力结构上，形成第一深空探测器；

存储单元13，用于将第一深空探测器存储为三维构型文件，并将各个分系统部件的参数属性存储为属性参数文件，然后组合三维构型文件和属性参数文件，获得三维构型配置文件。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的装置的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

相比于现有技术，本发明实施例具有如下有益效果：

本发明提供了一种深空探测器构建优化方法及装置，响应接收到的组装请求信号，确定对应的主承力结构和多个分系统部件，并依次将各个分系统部件组装到主承力结构上，形成第一深空探测器及其对应的三维构型配置文件，然后根据三维构型配置文件进行三维重建，以形成第一深空探测器对应的探测器三维模型，以便利用探测器三维模型和深空模拟环境，仿真深空探测器的深空探测任务，从而有助于工程师们更加准确地评估各个分系统部件的性能和相互之间的影响，以及整个探测器系统的性能表现。此外，利用探测器三维模型，对预先搭建的深空模拟环境进行仿真探测，并在仿真探测过程中实时获取探测器三维模型的若干个物理参数值和多个探测器指标的性能指标值，然后基于所有实时获取的数据，对第一深空探测器的构型进行实时优化，能够改进深空探测器性能并减少系统故障的可能性，从而提高深空探测器的整体设计和优化效率，缩短研发周期和降低研发成本，并且可以最大限度地提高深空探测器的探测能力和可靠性。另外地，预先在产品库内存储若干个具备不同参数属性的主承力结构和若干个具备不同参数属性的分系统部件，当接收到组装请求信号时，能够响应组装请求信号，依次从产品库中选取对应的主承力结构和多个分系统部件，从而快速且准确地满足用户的探测器构型需求，进一步提升深空探测器的构建效率。

以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步的详细说明，应当理解，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围。特别指出，对于本领域技术人员来说，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种深空探测器构建优化方法，其特征在于，包括：

响应接收到的组装请求信号，确定依次从产品库中选取所述组装请求信号对应的主承力结构和多个分系统部件，并将各所述分系统部件组装到所述主承力结构上，形成第一深空探测器以及所述第一深空探测器对应的三维构型配置文件；其中，所述产品库包括若干个具备不同参数属性的主承力结构和若干个具备不同参数属性的分系统部件；

根据所述三维构型配置文件进行三维重建，以形成所述第一深空探测器对应的探测器三维模型；

利用所述探测器三维模型，对预先搭建的深空模拟环境进行仿真探测，并在仿真探测过程中实时获取所述探测器三维模型的若干个物理参数值和多个探测器指标的性能指标值；其中，所述深空模拟环境包括目标小行星对应的小行星三维模型；

基于所有所述物理参数值和所有所述性能指标值，对所述第一深空探测器的构型进行实时优化，获得第二深空探测器；

其中，所述基于所有所述物理参数值和所有所述性能指标值，对所述第一深空探测器的构型进行实时优化，获得第二深空探测器，具体为：

从所述探测器三维模型的所有所述物理参数值中，筛选出所述探测器三维模型的总体积和总质量，若所述探测器三维模型的总体积超出所述主承力结构的可承担体积范围或者所述探测器三维模型的总质量超出所述主承力结构的可承担重量范围，则发出第一提示信号，以提醒用户重新选择所述主承力结构和/或所述分系统部件而更新所述组装请求信号；

分别将各所述探测器指标的性能指标值与各所述探测器指标的预期范围作对比，若任意一个所述探测器指标的性能指标值超出对应的预期范围，则发出第二提示信号，以提醒用户重新选择所述主承力结构和/或所述分系统部件而更新所述组装请求信号；

若所述探测器三维模型的总体积不超出所述主承力结构的可承担体积范围、所述探测器三维模型的总质量不超出所述主承力结构的可承担重量范围并且所有所述探测器指标的性能指标值都不超出对应的预期范围，则将当前的第一深空探测器作为所述第二深空探测器。

2.如权利要求1所述的一种深空探测器构建优化方法，其特征在于，所述在仿真探测过程中实时获取所述探测器三维模型的若干个物理参数值和多个探测器指标的性能指标值，具体为：

将所述主承力结构的质量和所有所述分系统部件的质量相加，获得所述第一深空探测器的总质量；

按照预设的汇总算法，对所述主承力结构的质心位置信息和所有所述分系统部件的质心位置信息进行汇总，获得所述第一深空探测器的质心位置信息，并对所述主承力结构在部件坐标系下的惯量矩阵和所有所述分系统部件在部件坐标系下的惯量矩阵进行汇总，获得所述第一深空探测器在部件坐标系下的惯量矩阵；

将所述第一深空探测器的总质量、质心位置信息和在部件坐标系下的惯量矩阵，作为所述探测器三维模型的物理参数值；

通过三维可视化模型，根据各所述分系统部件的任务能力参数和所述探测器三维模型的物理参数值，分析得到多个所述探测器指标的性能指标值。

3.如权利要求2所述的一种深空探测器构建优化方法，其特征在于，所述多个分系统部件包括推进分系统部件、姿控分系统部件、电源分系统部件、测控数传分系统部件、载荷分系统部件和采样分系统部件，所述通过三维可视化模型，根据各所述分系统部件的任务能力参数和所述探测器三维模型的物理参数值，分析得到多个所述探测器指标的性能指标值，具体为：

通过三维可视化模型，根据所述推进分系统部件的任务能力参数和所述探测器三维模型的物理参数值，对所述探测器三维模型进行轨道机动计算，获得所述第一深空探测器的位置信息和速度信息；

通过三维可视化模型，根据所述姿控分系统部件的任务能力参数，对所述探测器三维模型进行姿态动力学计算，获得所述第一深空探测器的姿态信息；

通过三维可视化模型，基于所述第一深空探测器的位置信息、速度信息和姿态信息，计算能源输出、覆盖区域、以及对地数传链路和扩频测控链路的通信性能指标值。

4.如权利要求1所述的一种深空探测器构建优化方法，其特征在于，所述响应接收到的组装请求信号，确定依次从产品库中选取所述组装请求信号对应的主承力结构和多个分系统部件，并将各所述分系统部件组装到所述主承力结构上，形成第一深空探测器以及所述第一深空探测器对应的三维构型配置文件，具体为：

响应接收到的组装请求信号，依次从产品库中选取对应的主承力结构和多个分系统部件；其中，所述多个分系统部件包括推进分系统部件、姿控分系统部件、电源分系统部件、测控数传分系统部件、载荷分系统部件和采样分系统部件；

按照各所述分系统部件与所述主承力结构之间的安装点、以及各所述分系统部件的组装顺序，依次将各所述分系统部件组装到主承力结构上，形成第一深空探测器；

将所述第一深空探测器存储为三维构型文件，并将各所述分系统部件的参数属性存储为属性参数文件，然后组合所述三维构型文件和所述属性参数文件，获得三维构型配置文件。

5.如权利要求1所述的一种深空探测器构建优化方法，其特征在于，所述根据所述三维构型配置文件进行三维重建，以形成所述第一深空探测器对应的探测器三维模型，具体为：

将所述三维构型配置文件导入至三维可视化系统中，以使所述三维可视化系统根据所述三维构型配置文件中的三维构型文件进行三维重建而形成对应的初始构型；

通过所述三维可视化系统，获取所述三维构型配置文件中的属性参数文件，并根据所述属性参数文件，调整所述初始构型的属性参数，获得所述第一深空探测器对应的探测器三维模型。

6.一种深空探测器构建优化装置，其特征在于，包括：

组装模块，用于响应接收到的组装请求信号，确定依次从产品库中选取所述组装请求信号对应的主承力结构和多个分系统部件，并将各所述分系统部件组装到所述主承力结构上，形成第一深空探测器以及所述第一深空探测器对应的三维构型配置文件；其中，所述产品库包括若干个具备不同参数属性的主承力结构和若干个具备不同参数属性的分系统部件；

三维重建模块，用于根据所述三维构型配置文件进行三维重建，以形成所述第一深空探测器对应的探测器三维模型；

仿真探测模块，用于利用所述探测器三维模型，对预先搭建的深空模拟环境进行仿真探测，并在仿真探测过程中实时获取所述探测器三维模型的若干个物理参数值和多个探测器指标的性能指标值；其中，所述深空模拟环境包括目标小行星对应的小行星三维模型；

优化模块，用于基于所有所述物理参数值和所有所述性能指标值，对所述第一深空探测器的构型进行实时优化，获得第二深空探测器；

其中，所述优化模块，具体包括：

第一优化单元，用于从所述探测器三维模型的所有所述物理参数值中，筛选出所述探测器三维模型的总体积和总质量，若所述探测器三维模型的总体积超出所述主承力结构的可承担体积范围或者所述探测器三维模型的总质量超出所述主承力结构的可承担重量范围，则发出第一提示信号，以提醒用户重新选择所述主承力结构和/或所述分系统部件而更新所述组装请求信号；

第二优化单元，用于分别将各所述探测器指标的性能指标值与各所述探测器指标的预期范围作对比，若任意一个所述探测器指标的性能指标值超出对应的预期范围，则发出第二提示信号，以提醒用户重新选择所述主承力结构和/或所述分系统部件而更新所述组装请求信号；

第三优化单元，用于若所述探测器三维模型的总体积不超出所述主承力结构的可承担体积范围、所述探测器三维模型的总质量不超出所述主承力结构的可承担重量范围并且所有所述探测器指标的性能指标值都不超出对应的预期范围，则将当前的第一深空探测器作为所述第二深空探测器。

7.如权利要求6所述的一种深空探测器构建优化装置，其特征在于，所述仿真探测模块，具体包括：

仿真探测单元，用于利用所述探测器三维模型，对预先搭建的深空模拟环境进行仿真探测；

物理参数分析单元，用于将所述主承力结构的质量和所有所述分系统部件的质量相加，获得所述第一深空探测器的总质量；按照预设的汇总算法，对所述主承力结构的质心位置信息和所有所述分系统部件的质心位置信息进行汇总，获得所述第一深空探测器的质心位置信息，并对所述主承力结构在部件坐标系下的惯量矩阵和所有所述分系统部件在部件坐标系下的惯量矩阵进行汇总，获得所述第一深空探测器在部件坐标系下的惯量矩阵；将所述第一深空探测器的总质量、质心位置信息和在部件坐标系下的惯量矩阵，作为所述探测器三维模型的物理参数值；

性能指标分析单元，用于通过三维可视化模型，根据各所述分系统部件的任务能力参数和所述探测器三维模型的物理参数值，分析得到多个所述探测器指标的性能指标值。

8.如权利要求6所述的一种深空探测器构建优化装置，其特征在于，所述组装模块，具体包括：

选取单元，用于响应接收到的组装请求信号，依次从产品库中选取对应的主承力结构和多个分系统部件；其中，所述多个分系统部件包括推进分系统部件、姿控分系统部件、电源分系统部件、测控数传分系统部件、载荷分系统部件和采样分系统部件，所述产品库包括若干个具备不同参数属性的主承力结构和若干个具备不同参数属性的分系统部件；

组装单元，用于按照各所述分系统部件与所述主承力结构之间的安装点、以及各所述分系统部件的组装顺序，依次将各所述分系统部件组装到主承力结构上，形成第一深空探测器；

存储单元，用于将所述第一深空探测器存储为三维构型文件，并将各所述分系统部件的参数属性存储为属性参数文件，然后组合所述三维构型文件和所述属性参数文件，获得三维构型配置文件。