1.本发明涉及航天技术领域，具体而言，涉及一种探测器的轨道确定方法及其装置、电子设备及存储介质.
背景技术：2.在星体探测工程(例如，火星探测)，工程以环绕器环绕星体、探测设备(例如探测火星的火星车)着陆星体表面，并开展科学探测为成功标志.其中，需要完成的工程目标包括：(1)突破星体制动捕获、进入/下降/着陆、长期自主管理、远距离测控通信、星体表面巡视等关键技术，实现星体环绕探测和巡视探测，获取星体火星探测科学数据，实现在深空探测领域的跨越；(2)构建独立自主的深空探测基础工程体系，包括设计、制造、试验、飞行任务实施、科学研究、工程管理以及人才队伍，推动深空探测活动可持续发展.
3.需要完成的科学目标是：通过环绕探测，开展星体全球性和综合性探测，并通过巡视探测，开展星体表面重点地区高精度、高分辨的精细探测。
4.相关技术中，在星体探测任务中，还存在如下问题：(1)地基测量数据随着探测器距地球距离的增加，对轨道的敏感程度逐渐降低，而且轨道的几何确定性日益变差； (2)探测器轨道的动力学约束逐渐减弱，太阳辐射压相对于行星引力的摄动量级增加，轨道确定中太阳辐射压建模精度的要求也更为严格；(3)动力学约束的减弱必然要求使用更长的测轨弧段开展轨道确定，还将面临更多的器上动作产生的干扰力影响；(4) 随着探测器离开地球引力范围，常用的地球时空参考系统也不再适用，而且地球距离待探测星体之间的空间信号的传输环境要更加复杂.
5.针对上述的问题，目前尚未提出有效的解决方案.
技术实现要素：6.本发明实施例提供了一种探测器的轨道确定方法及其装置、电子设备及存储介质，以至少解决相关技术中无法对探测器的轨道参数进行精确确定的技术问题.
7.根据本发明实施例的一个方面，提供了一种探测器的轨道确定方法，包括：获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据；基于所述星体基础探测轨道和所述深空网测轨数据，对测轨信息进行初始化处理；在完成所述测轨信息的初始化处理后，对所述探测器进行数值积分，得到所述探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数；基于所述运行轨迹参数、测站坐标位置以及所述探测器的初始坐标位置，确定所述探测器的轨道参数。
8.可选地，基于所述星体基础探测轨道和所述深空网测轨数据，对测轨信息进行初始化处理的步骤，包括：基于所述星体基础探测轨道和所述深空网测轨数据，进行动力学模型初始化、测轨数据的数据类型初始化和测轨弧段初始化，完成对测轨信息的初始化处理，其中，所述动力学模型用于分析所述探测器从地球飞行至所述目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化。
9.可选地，在获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据之后，
还包括：获取各个测站的坐标位置，并基于所述测站的坐标位置，进行大地坐标系转换和测站地平系转换；获取所述探测器的当前坐标位置，并基于所述探测器的当前坐标位置，对探测器在各个飞行阶段所使用的坐标参考系进行转换.
10.可选地，对所述探测器进行数值积分，得到所述探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数的步骤，包括：分析所述探测器从地球飞行至目标星体的各个飞行阶段时当前位置、当前速度、太阳光压系数、姿控喷气参数；对所述当前位置、当前速度、太阳光压系数、姿控喷气参数进行数值积分，计算所述探测器在测站坐标系下的位置和速度，得到所述运行轨迹参数.
11.可选地，基于所述运行轨迹参数、测站坐标位置以及所述探测器的初始坐标位置，确定所述探测器的轨道参数的步骤，包括：对所述探测器的观测方程进行一阶泰勒展开，确定轨道器、上升器以及观测的系统误差之间的关联关系，并建立线性回归方程组；采用所述线性回归方程组，计算对所述探测器的理论观测量、观测偏导数和状态偏导数；将所述理论观测量、观测偏导数和状态偏导数代入展开后的所述观测方程中，计算对所述探测器的观测数据；结合所述观测数据、所述观测数据的权重参数、所述运行轨迹参数、测站坐标位置以及所述探测器的初始坐标位置，确定所述探测器的轨道参数。
12.可选地，在基于所述运行轨迹参数、测站坐标位置以及所述探测器的初始坐标位置，确定所述探测器的轨道参数之后，还包括：获取所述探测器在各个飞行阶段过程中计算所述探测器的轨道参数的数据残差，其中，所述数据残差包括下述至少之一：测距残差、测速残差、时延残差、时延率残差；获取所述轨道参数的中待行驶轨道参数；结合所述数据残差，通过重叠弧段法对所述待行驶轨道参数进行评估，得到轨道评估结果，其中，所述轨道评估结果用于指示所述探测器的轨道参数的精度是否在预设精度误差范围内.
13.可选地，所述目标星体包括：火星.
14.根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种探测器的轨道确定装置，包括：获取单元，用于获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据；处理单元，用于基于所述星体基础探测轨道和所述深空网测轨数据，对测轨信息进行初始化处理；积分单元，用于在完成所述测轨信息的初始化处理后，对所述探测器进行数值积分，得到所述探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数；确定单元，用于基于所述运行轨迹参数、测站坐标位置以及所述探测器的初始坐标位置，确定所述探测器的轨道参数.
15.可选地，所述处理单元包括：第一初始化模块，用于基于所述星体基础探测轨道和所述深空网测轨数据，进行动力学模型初始化、测轨数据的数据类型初始化和测轨弧段初始化，完成对测轨信息的初始化处理，其中，所述动力学模型用于分析所述探测器从地球飞行至所述目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化。
16.可选地，所述确定装置还包括：第一转换模块，用于在获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据之后，获取各个测站的坐标位置，并基于所述测站的坐标位置，进行大地坐标系转换和测站地平系转换；第二转换模块，用于获取所述探测器的当前坐标位置，并基于所述探测器的当前坐标位置，对探测器在各个飞行阶段所使用的坐标参考系进行转换.
17.可选地，所述积分单元包括：第一分析模块，用于分析所述探测器从地球飞行至目标星体的各个飞行阶段时当前位置、当前速度、太阳光压系数、姿控喷气参数；第一计算模
块，用于对所述当前位置、当前速度、太阳光压系数、姿控喷气参数进行数值积分，计算所述探测器在测站坐标系下的位置和速度，得到所述运行轨迹参数.
18.可选地，所述确定单元包括：第一确定模块，用于对所述探测器的观测方程进行一阶泰勒展开，确定轨道器、上升器以及观测的系统误差之间的关联关系，并建立线性回归方程组；第二计算模块，用于采用所述线性回归方程组，计算对所述探测器的理论观测量、观测偏导数和状态偏导数；第三计算模块，用于将所述理论观测量、观测偏导数和状态偏导数代入展开后的所述观测方程中，计算对所述探测器的观测数据；第二确定模块，用于结合所述观测数据、所述观测数据的权重参数、所述运行轨迹参数、测站坐标位置以及所述探测器的初始坐标位置，确定所述探测器的轨道参数。
19.可选地，所述确定装置还包括：第一获取模块，用于在基于所述运行轨迹参数、测站坐标位置以及所述探测器的初始坐标位置，确定所述探测器的轨道参数之后，获取所述探测器在各个飞行阶段过程中计算所述探测器的轨道参数的数据残差，其中，所述数据残差包括下述至少之一：测距残差、测速残差、时延残差、时延率残差；第二获取模块，用于获取所述轨道参数的中待行驶轨道参数；第一评估模块，用于结合所述数据残差，通过重叠弧段法对所述待行驶轨道参数进行评估，得到轨道评估结果，其中，所述轨道评估结果用于指示所述探测器的轨道参数的精度是否在预设精度误差范围内。
20.可选地，所述目标星体包括：火星。
21.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所述的探测器的轨道确定方法.
22.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所述的探测器的轨道确定方法.
23.在本公开中，获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据，基于星体基础探测轨道和深空网测轨数据，对测轨信息进行初始化处理，在完成测轨信息的初始化处理后，对探测器进行数值积分，得到探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数，基于运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，确定探测器的轨道参数.在本技术中，可以根据从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据，完成测轨信息的初始化处理，然后对探测器进行数值积分，得到探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数，从而可以根据运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，精确地确定探测器的轨道参数，进而解决了相关技术中无法对探测器的轨道参数进行精确确定的技术问题。
附图说明
24.此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本技术的一部分，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：
25.图1是根据本发明实施例的一种可选的探测器的轨道确定方法的流程图；
26.图2是根据本发明实施例的一种可选的坐标系统转换流程的示意图；
27.图3是根据本发明实施例的一种可选的火星探测器跟踪测量的示意图；
28.图4是根据本发明实施例的一种可选的火星探测器统计定轨的流程图；
29.图5是根据本发明实施例的一种可选的巡航段轨道确定星历误差的示意图；
30.图6是根据本发明实施例的一种可选的环火段轨道确定星历误差的示意图；
31.图7是根据本发明实施例的一种可选的时间系统转换过程的示意图；
32.图8是根据本发明实施例的一种可选的探测器的轨道确定装置的示意图。
具体实施方式
33.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。
34.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.
35.本发明下述各实施例可应用于探测器的轨道确定任务，具体可应用于探测器的轨迹追踪系统中.本发明可以针对各种星体(本技术以火星星体进行示意说明)探测轨道特性设计普适于深空探测的时空参考系，根据星体探测轨道特性设计动力学模型，根据深空网跟踪特点设计观测模型，根据时间坐标系统和动力学模型设计数值积分算法，根据各种模型综合设计统计定轨的方法。本发明也可根据深空网测轨数据和星体探测轨道，完成时空参考系转换、动力学模型、数据类型、测轨弧段、参数解算等初始化设置，进而对探测器进行数值积分，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、0-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，进行微分迭代完成星体探测器的轨道参数及其它模型参数的求解。
36.下面结合各个实施例来详细说明本发明.
37.实施例一
38.根据本发明实施例，提供了一种探测器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.
39.图1是根据本发明实施例的一种可选的探测器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：
40.步骤s102，获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据.
41.步骤s104，基于星体基础探测轨道和深空网测轨数据，对测轨信息进行初始化处理。
42.步骤s106，在完成测轨信息的初始化处理后，对探测器进行数值积分，得到探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数。
43.步骤s108，基于运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，确定探测器的轨道参数.
44.通过上述步骤，可以获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据，基于星体基础探测轨道和深空网测轨数据，对测轨信息进行初始化处理，在完成测轨信息的初始化处理后，对探测器进行数值积分，得到探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数，基于运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，确定探测器的轨道参数.在本发明实施例中，可以根据从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据，完成测轨信息的初始化处理，然后对探测器进行数值积分，得到探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数，从而可以根据运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，精确地确定探测器的轨道参数，进而解决了相关技术中无法对探测器的轨道参数进行精确确定的技术问题。
45.下面结合上述各步骤对本发明实施例进行详细说明。
46.在本发明实施例中，可以实现对各种星体的探测说明，一种可选的，目标星体包括：火星、金星等，本实施例以火星作为示意选项进行说明。
47.步骤s102，获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据.
48.在本发明实施例中，深空网测轨数据包括：uxb(unified x-band，统一x波段通信测控体制)测距、测速和vlbi(very long base interferometer，基于甚长基线干涉测量技术)时延、时延率、sbi(same beam interferometry，同波束干涉测量技术)时延、时延率和星间测量(微波雷达、激光雷达)测距、测速数据等.
49.本实施例可以根据深空网测轨数据和火星探测轨道(即从地球至目标星体的星体基础探测轨道)，完成对测轨信息的初始化处理.
50.可选的，在获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据之后，还包括：获取各个测站的坐标位置，并基于测站的坐标位置，进行大地坐标系转换和测站地平系转换；获取探测器的当前坐标位置，并基于探测器的当前坐标位置，对探测器在各个飞行阶段所使用的坐标参考系进行转换。
51.在本发明实施例中，以火星探测器为例，其探测器的轨道计算所涉及的坐标系统包括但不限于：地球固联系，大地坐标系，测站地平系，地心惯性系，日心惯性系，太阳系质心惯性系(简称质心系)，火心惯性系，火星固联系和轨道坐标系.图2是根据本发明实施例的一种可选的坐标系统转换流程的示意图，如图2所示，包括：地球固联系，大地坐标系，测站地平系，地心惯性系，日心惯性系，质心系，火心惯性系，火星固联系，其中，步骤1和2(即从地球固联系到大地坐标系，从大地坐标系到测站地平系)涉及测站的坐标转换，步骤3至6(即从地球固联系到地心惯性系，从地心惯性系到火心惯性系，从火心惯性系到火星固联系，从地心惯性系到日心惯性系) 涉及探测器的坐标转换，还包括：步骤7从日心惯性系到质心系，步骤8从地心惯性系到质心系，步骤9从火心惯性系到质心系.
52.本实施例中，地心惯性系定义为：坐标原点是地心，xy坐标面接近历元j2000.0 时刻的平赤道，x轴接近指向该历元的平春分点，其它惯性系均为坐标原点的平移，参考平面和指向均不变.
53.本实施例中，可以先获取各个测站的坐标位置，从而可以基于测站的坐标位置，进行大地坐标系转换和测站地平系转换.也可以获取探测器的当前坐标位置，从而可以基于探测器的当前坐标位置，对探测器在各个飞行阶段所使用的坐标参考系进行转换，本实施例中，飞行阶段可以包括：近地飞行阶段、巡航飞行阶段、星体环绕飞行阶段等。
54.步骤s104，基于星体基础探测轨道和深空网测轨数据，对测轨信息进行初始化处理.
55.可选的，基于星体基础探测轨道和深空网测轨数据，对测轨信息进行初始化处理的步骤，包括：基于星体基础探测轨道和深空网测轨数据，进行动力学模型初始化、测轨数据的数据类型初始化和测轨弧段初始化，完成对测轨信息的初始化处理，其中，动力学模型用于分析探测器从地球飞行至目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化。
56.在本发明实施例中，可以根据星体基础探测轨道和深空网测轨数据，完成时空参考系转换、动力学模型、数据类型、测轨弧段、参数解算等初始化设置(即对测轨信息进行初始化处理)，具体为：可以基于星体基础探测轨道和深空网测轨数据，进行动力学模型初始化、测轨数据的数据类型初始化和测轨弧段初始化，从而完成对测轨信息的初始化处理，本实施例中的动力学模型用于分析探测器从地球飞行至目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化.
57.步骤s106，在完成测轨信息的初始化处理后，对探测器进行数值积分，得到探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数.
58.可选的，对探测器进行数值积分，得到探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数的步骤，包括：分析探测器从地球飞行至目标星体的各个飞行阶段时当前位置、当前速度、太阳光压系数、姿控喷气参数；对当前位置、当前速度、太阳光压系数、姿控喷气参数进行数值积分，计算探测器在测站坐标系下的位置和速度，得到运行轨迹参数.
59.在本发明实施例中，在完成测轨信息的初始化处理后，可以对探测器进行数值积分，从而得到探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数，本实施例中对于火星探测轨道采用数值积分方法可以得到探测器的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可以采用多步法积分，可以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，具体为：可以分析探测器从地球飞行至目标星体的各个飞行阶段时当前位置、当前速度、太阳光压系数、姿控喷气参数，对当前位置、当前速度、太阳光压系数、姿控喷气参数进行数值积分，计算探测器在测站坐标系下的位置和速度，得到运行轨迹参数。
60.本实施例中，火星探测器的轨道确定的基本过程是对来自观测模型的一组参数估值进行微分改正，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(即得到的运行轨迹参数)由几何关系确定可以表示为下述公式(1)：
[0061][0062]
其中，t表示观测数据的时间标记，δt表示时间常系统差，对应t＝t+δt的飞行器在测站坐标系下的位置和速度，表示动力学参数，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，表示测站的坐标量，b表示观测常系统差，rfc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，表示待估计
的模型参数.
[0063]
本实施例中，火星探测过程中包括uxb测量：测距、测速和测角，以及vlbi的时延、时延率、赤经和赤纬.图3是根据本发明实施例的一种可选的火星探测器跟踪测量的示意图，如图3所示，包括：中国卫星和运载火箭组成的运载火箭测控系统，近地航天测控网、国际联网站，vlbi测轨分系统，天线阵，深空测控网(深空站1，深空站2)，其中，地火转移段涉及天线阵，深空测控网(深空站1，深空站2)，环火工作段涉及vlbi测轨分系统，天线阵，深空测控网(深空站1，深空站2).在理论观测量计算中，近地轨道在地心惯性系下计算，其它类型轨道均在质心系下计算，其中，近地轨道是指航天器距离地面高度较低的轨道，一般轨道高度在2000千米之下的近圆形轨道都可以称之为近地轨道。
[0064]
步骤s108，基于运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，确定探测器的轨道参数.
[0065]
可选的，基于运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，确定探测器的轨道参数的步骤，包括：对探测器的观测方程进行一阶泰勒展开，确定轨道器、上升器以及观测的系统误差之间的关联关系，并建立线性回归方程组；采用线性回归方程组，计算对探测器的理论观测量、观测偏导数和状态偏导数；将理论观测量、观测偏导数和状态偏导数代入展开后的观测方程中，计算对探测器的观测数据；结合观测数据、观测数据的权重参数、运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，确定探测器的轨道参数。
[0066]
在本发明实施例中，可以基于运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，确定探测器的轨道参数，具体为：对于观测方程(公式(1))进行一阶泰勒展开：
[0067][0068]
其中，q实际观测数据，qc为按公式(2)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.
[0069]
本实施例中，公式(2)为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，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(即对探测器的观测方程进行一阶泰勒展开，确定轨道器、上升器以及观测的系统误差之间的关联关系，并建立线性回归方程组)。
[0070]
在火星探测轨道确定中，待估计参数σ包括t时刻的位置速度，观测系统差b，动力学参数p，那么总的估计参数表示为下述公式(3)：
[0071][0072]
观测方程进一步表示为公式(4)：
[0073]
y＝q-qc＝fδσ+e(4)；
[0074]
其中，f可以表示为：
[0075][0076]
其线性无偏最小方差估值可以表示为下述公式(6)：
[0077][0078]
其中，r-1
表示观测数据的权重。
[0079]
本实施例中，可以采用线性回归方程组，计算对探测器的理论观测量、观测偏导数和状态偏导数，将理论观测量、观测偏导数和状态偏导数代入展开后的观测方程中，计算对探测器的观测数据，之后结合观测数据、观测数据的权重参数、运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，确定探测器的轨道参数(即在得出火星探测器的初始位置、测站位置以及观测量后，就可以对探测器轨道及其它参数进行加权的最小二乘改进，从而实现精确的求解)。
[0080]
图4是根据本发明实施例的一种可选的火星探测器统计定轨的流程图，如图4所示，包括如下步骤：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，在允许最大迭代次数为零的情况下，置末次迭代计算标志，再计算探测器星历记录星历文件，否则直接计算探测器星历记录星历文件，然后从数据文件获取观测数据，进行星历表插值计算观测时刻状态值，并保留插值参数，计算观测值和观测偏导数(若需要，求解光行时)，之后确定观测值的权重，计算观测残差并积累法化矩阵，末次迭代输出残差到文件，判断全部观测数据是否处理完毕，若没有处理完毕，则重新从数据文件获取观测数据，否则进行法化矩阵求逆，计算求解参数改正量以及修正后的求解参数，再计算rms及各类统计量，判断迭代发散，在迭代发散的情况下，输出迭代发散信息，退出程序，在没有迭代发散的情况下，判断本次迭代是否为末次迭代，在是末次迭代的情况下，输出求解变量结果及各类计算信息，退出程序，在不是末次迭代的情况下，判断迭代收敛，在收敛的情况下，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，之后迭代计数器加一，若下次迭代为允许的最大迭代次数，则置末次迭代标志，重新进行计算探测器星历记录星历文件的步骤，在不收敛的情况下，直接迭代计数器加一，若下次迭代为允许的最大迭代次数，则置末次迭代标志，重新进行计算探测器星历记录星历文件的步骤.
[0081]
可选的，在基于运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，确定探测器的轨道参数之后，还包括：获取探测器在各个飞行阶段过程中计算探测器的轨道参数的数据残差，其中，数据残差包括下述至少之一：测距残差、测速残差、时延残差、时延率残差；获取轨道参数的中待行驶轨道参数；结合数据残差，通过重叠弧段法对待行驶轨道参数进行评估，得到轨道评估结果，其中，轨道评估结果用于指示探测器的轨道参数的精度是否在预设精度误差范围内.
[0082]
在本发明实施例中，统计定轨策略根据测量跟踪数据和不同的飞行阶段有所不同，探测器入轨、巡航段以及火星环绕初期的停泊段，uxb及vlbi跟踪强度大，基本处于连续跟踪，进入中继轨道和停泊轨道后，基本上只需uxb跟踪即可，具体如表1所示：
[0083]
表1
[0084][0085][0086]
本实施例中，可以通过轨道确定计算得到数据残差(即获取探测器在各个飞行阶段过程中计算探测器的轨道参数的数据残差)，其中，数据残差可以包括：测距残差、测速残差、时延残差、时延率残差等.在获取轨道参数的中待行驶轨道参数后，可以结合数据残差，通过重叠弧段法对待行驶轨道参数进行评估，得到轨道评估结果(该轨道评估结果用于指示探测器的轨道参数的精度是否在预设精度误差范围内)，其中，该轨道评估结果包括：巡航段轨道确定星历误差以及环火段轨道确定星历误差等。
[0087]
图5是根据本发明实施例的一种可选的巡航段轨道确定星历误差的示意图，如图 5所示，以t(hour)为横坐标(从0到150，每50小时为单位)，分别以δr(m)(从
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2000到-500)和δv(m/s)(从-4到4)为纵坐标，构成表示预报轨道rtn方向位置速度偏差的坐标轴，其中，(a)表示了δr、δt、δn三条曲线的速度偏差，(b)表示了δrd、δtd、δnd三条曲线的速度偏差.
[0088]
图6是根据本发明实施例的一种可选的环火段轨道确定星历误差的示意图，如图 6所示，以t(hour)为横坐标(从0到50，每5小时为单位)，分别以δr(m)(从-400 到600)和δv(m/s)(从-0.2到0.2)为纵坐标，构成表示预报轨道rtn方向位置速度偏差的坐标轴，其中，(a)表示了δr、δt、δn三条曲线的速度偏差，(b)表示了δrd、δtd、δnd三条曲线的速度偏差。
[0089]
下面结合另一种可选的具体实施方式进行详细说明。
[0090]
本发明实施例可以利用绕月轨道多目标联合测量进行建模，提出了一种适用于多
目标联合定轨的方法，可以根据绕月探测器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、测速数据和初始轨道，完成多个目标的联合定轨，获得绕月多目标探测器的精确轨道和相对轨道.本实施例可以以探月工程多目标联合测量为基础，建立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，设计轨道器与上升器联合的统计定轨算法，利用基准轨道标定同波束测量时延、时延率和星间测量测距、测速的数据精度，并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，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，以实现统计定轨计算的收敛标准。
[0091]
本实施例中提出的方法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，并且本实施例中的火星探测器轨道确定方法不仅可用于单目标、双目标，还能应用于多个月球探测器的联合定轨计算.
[0092]
下面结合下述步骤进行具体阐述。
[0093]
步骤一：时间系统及其转换。
[0094]
探测器轨道计算所涉及的时间系统包括：世界时(ut)，原子时(tai)，地球动力学时(tt)，质心动力学时(tdb)时和协调世界时(utc)。
[0095]
图7是根据本发明实施例的一种可选的时间系统转换过程的示意图，如图7所示，具体可以描述为：
[0096]
(1)已知北京时间(bjt)，经时区转换计算协调世界时(utc)，如下述公式所示：
[0097]
bjt＝utc+8h；
[0098]
(2)从协调世界时经跳秒计算相应的原子时(tai)，如下述公式所示：
[0099]
tai＝utc+δt；
[0100]
其中，δt可以根据具体情况设定，例如，δt＝38s.
[0101]
(3)由协调世界时，通过线性插值计算得到世界时(ut1)的长期项和长周期项 ut1r，由于短周期项影响较小，这里可以直接认为是(ut1)；
[0102]
(4)由原子时(tai)计算地球动力学时(tt)，如下述公式所示：
[0103]
tt＝tai+32.184s；
[0104]
(5)根据地球动力学时转换为太阳质心动力学时(tdb)，如下述公式所示：
[0105][0106]
其中，分别为太阳系质心参考系中天体j相对点i的位置和速度矢量，是tdb 的函数，可以从de(development ephemerides，行星/月球展开历表)历表中获取，上下标c表示太阳系质心，s表示太阳，b表示地月系质心，e表示地球，m表示月球， j表示木星，sa表示土星，a表示获取时间读数的地球上原子钟位置，μs，μj，μ
sa
分别表示太阳、木星和土星的引力常数，并且其转换精度可以保证μs左右的精度，如果在实际工作中要计算单向时延观测值，要求ns级的精度时，可以采用更高精度的计算形式.
[0107]
步骤二：坐标系统及其转换.
[0108]
火星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，地心惯性系，日心惯性系，太阳系质心惯性系(简称质心系)，火心惯性系，火星固联系和轨道坐标系，坐标系统的转换过程涉及测站的坐标转换以及探测器的坐标转换，其中，地心惯性系定义为：坐标原点是地心，xy坐标面接近历元j2000.0时刻的平赤道，x轴接近指向该历元的平春分点。其它惯性系均为坐标原点的平移，参考平面和指向均不变.
[0109]
步骤三：摄动模型.
[0110]
动力学模型用于分析探测器从地球飞行至目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化，具体模型及参数表如表2所示：
[0111]
表2
[0112]
[0113][0114]
步骤四：数值积分.
[0115]
对于火星探测轨道可以采用数值积分方法得到探测器的指定时刻的位置速度以及相应的偏导数，数值积分可以采用多步法积分计算精度和效率，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。
[0116]
步骤五：观测模型。
[0117]
火星探测器的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，其中，观测量由几何关系确定可以表示为(即观测公式可以表示为)：
[0118][0119]
其中，t表示观测数据的时间标记，δt表示时间常系统差，对应t＝t+δt的飞行器在测站坐标系下的位置和速度，表示动力学参数，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，表示测站的坐标量，b表示观测常系统差，rfc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，b，δt表示待估计的模型参数。
[0120]
火星探测过程中包括uxb(unified x-band)测量：测距、测速和测角，以及vlbi (very long baseline interferometry)的时延、时延率、赤经和赤纬，在理论观测量计算中，近地轨道在地心惯性系下计算，其它类型轨道均在质心系下计算。
[0121]
步骤六：统计定轨方法.
[0122]
对于观测公式的泰勒展开为：
[0123][0124]
其中，q实际观测数据，qc为按观测公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。
[0125]
本实施例中，观测公式为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，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。
[0126]
在火星探测轨道确定中，待估计参数σ包括t时刻的位置速度，观测系统差b，动力学参数p，那么总的估计参数表示为：
[0127][0128]
观测方程进一步表示为：
[0129]
y＝q-qc＝fδσ+e；
[0130][0131]
其线性无偏最小方差估值可以表示为：
[0132][0133]
其中，r-1
表示观测数据的权重.
[0134]
本实施例中，可以在得出火星探测器的初始位置、测站位置以及观测量后，对探测器轨道及其它参数进行加权的最小二乘改进，从而实现精确的求解.
[0135]
步骤七：数据验证和轨道精度分析.
[0136]
在本发明实施例中，统计定轨策略根据测量跟踪数据和不同的飞行阶段有所不同，探测器入轨、巡航段以及火星环绕初期的停泊段，uxb及vlbi跟踪强度大，基本处于连续跟踪，进入中继轨道和停泊轨道后，基本上只需uxb跟踪即可.
[0137]
本实施例中，可以通过轨道确定计算得到数据残差，其中，数据残差可以包括：测距残差、测速残差、时延残差、时延率残差等.火星探测器轨道确定的精度可以采用重叠弧段法评估，其中，巡航段轨道精度如图5所示，环火段轨道精度如图6所示.
[0138]
本发明实施例中，可以根据深空网测轨数据和火星探测轨道，完成时空参考系转换、动力学模型、数据类型、测轨弧段、参数解算等初始化设置，进而对探测器进行数值积分，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、0-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，进行微分迭代完成火星探测器的轨道参数及其它模型参数的求解，从而可以精确地确定探测器的轨道参数，完成对探测器的轨道确定.
[0139]
实施例二
[0140]
本实施例中提供的一种探测器的轨道确定装置包含了多个实施单元，每个实施单元对应于上述实施例一中的各个实施步骤.
[0141]
图8是根据本发明实施例的一种可选的探测器的轨道确定装置的示意图，如图8 所示，该确定装置可以包括：获取单元80，处理单元82，积分单元84，确定单元86，其中，
[0142]
获取单元80，用于获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据；
[0143]
处理单元82，用于基于星体基础探测轨道和深空网测轨数据，对测轨信息进行初始化处理；
[0144]
积分单元84，用于在完成测轨信息的初始化处理后，对探测器进行数值积分，得到探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数；
[0145]
确定单元86，用于基于运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，确定探测器的轨道参数.
[0146]
上述确定装置，可以通过获取单元80获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据，通过处理单元82基于星体基础探测轨道和深空网测轨数据，对测轨信息进行初始化处理，通过积分单元84在完成测轨信息的初始化处理后，对探测器进行数值积分，得到探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数，通过确定单元86基于运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，确定探测器的轨道参数.在本发明实施例中，可以根据从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据，完成测轨信息的初始化处理，然后对探测器进行数值积分，得到探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数，从而可以根据运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，精确地确定探测器的轨道参数，进而解决了相关技术中无法对探测器的轨道参数进行精确确定的技术问题.
[0147]
可选的，处理单元包括：第一初始化模块，用于基于星体基础探测轨道和深空网测轨数据，进行动力学模型初始化、测轨数据的数据类型初始化和测轨弧段初始化，完成对测轨信息的初始化处理，其中，动力学模型用于分析探测器从地球飞行至目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化。
[0148]
可选的，确定装置还包括：第一转换模块，用于在获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据之后，获取各个测站的坐标位置，并基于测站的坐标位置，进行大地坐标系转换和测站地平系转换；第二转换模块，用于获取探测器的当前坐标位置，并基于探测器的当前坐标位置，对探测器在各个飞行阶段所使用的坐标参考系进行转换.
[0149]
可选的，积分单元包括：第一分析模块，用于分析探测器从地球飞行至目标星体的各个飞行阶段时当前位置、当前速度、太阳光压系数、姿控喷气参数；第一计算模块，用于对当前位置、当前速度、太阳光压系数、姿控喷气参数进行数值积分，计算探测器在测站坐标系下的位置和速度，得到运行轨迹参数.
[0150]
可选的，确定单元包括：第一确定模块，用于对探测器的观测方程进行一阶泰勒展开，确定轨道器、上升器以及观测的系统误差之间的关联关系，并建立线性回归方程组；第二计算模块，用于采用线性回归方程组，计算对探测器的理论观测量、观测偏导数和状态偏导数；第三计算模块，用于将理论观测量、观测偏导数和状态偏导数代入展开后的观测方程中，计算对探测器的观测数据；第二确定模块，用于结合观测数据、观测数据的权重参数、运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，确定探测器的轨道参数.
[0151]
可选的，确定装置还包括：第一获取模块，用于在基于运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，确定探测器的轨道参数之后，获取探测器在各个飞行阶段
过程中计算探测器的轨道参数的数据残差，其中，数据残差包括下述至少之一：测距残差、测速残差、时延残差、时延率残差；第二获取模块，用于获取轨道参数的中待行驶轨道参数；第一评估模块，用于结合数据残差，通过重叠弧段法对待行驶轨道参数进行评估，得到轨道评估结果，其中，轨道评估结果用于指示探测器的轨道参数的精度是否在预设精度误差范围内.
[0152]
可选的，目标星体包括：火星.
[0153]
上述的确定装置还可以包括处理器和存储器，上述获取单元80，处理单元82，积分单元84，确定单元86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.
[0154]
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确定探测器的轨道参数.
[0155]
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(f1ash ram)，存储器包括至少一个存储芯片。
[0156]
本技术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：获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据，基于星体基础探测轨道和深空网测轨数据，对测轨信息进行初始化处理，在完成测轨信息的初始化处理后，对探测器进行数值积分，得到探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数，基于运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，确定探测器的轨道参数.
[0157]
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的探测器的轨道确定方法。
[0158]
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的探测器的轨道确定方法.
[0159]
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.
[0160]
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.
[0161]
在本技术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.
[0162]
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.
[0163]
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.
[0164]
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-onlymemory)、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。
[0165]
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。
技术特征：1.一种探测器的轨道确定方法，其特征在于，包括：获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据；基于所述星体基础探测轨道和所述深空网测轨数据，对测轨信息进行初始化处理；在完成所述测轨信息的初始化处理后，对所述探测器进行数值积分，得到所述探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数；基于所述运行轨迹参数、测站坐标位置以及所述探测器的初始坐标位置，确定所述探测器的轨道参数。2.根据权利要求1所述的轨道确定方法，其特征在于，基于所述星体基础探测轨道和所述深空网测轨数据，对测轨信息进行初始化处理的步骤，包括：基于所述星体基础探测轨道和所述深空网测轨数据，进行动力学模型初始化、测轨数据的数据类型初始化和测轨弧段初始化，完成对测轨信息的初始化处理，其中，所述动力学模型用于分析所述探测器从地球飞行至所述目标星体的轨迹过程中在各个飞行阶段的动力参数变化。3.根据权利要求1所述的轨道确定方法，其特征在于，在获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据之后，还包括：获取各个测站的坐标位置，并基于所述测站的坐标位置，进行大地坐标系转换和测站地平系转换；获取所述探测器的当前坐标位置，并基于所述探测器的当前坐标位置，对探测器在各个飞行阶段所使用的坐标参考系进行转换。4.根据权利要求1所述的轨道确定方法，其特征在于，对所述探测器进行数值积分，得到所述探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数的步骤，包括：分析所述探测器从地球飞行至目标星体的各个飞行阶段时当前位置、当前速度、太阳光压系数、姿控喷气参数；对所述当前位置、当前速度、太阳光压系数、姿控喷气参数进行数值积分，计算所述探测器在测站坐标系下的位置和速度，得到所述运行轨迹参数。5.根据权利要求1所述的轨道确定方法，其特征在于，基于所述运行轨迹参数、测站坐标位置以及所述探测器的初始坐标位置，确定所述探测器的轨道参数的步骤，包括：对所述探测器的观测方程进行一阶泰勒展开，确定轨道器、上升器以及观测的系统误差之间的关联关系，并建立线性回归方程组；采用所述线性回归方程组，计算对所述探测器的理论观测量、观测偏导数和状态偏导数；将所述理论观测量、观测偏导数和状态偏导数代入展开后的所述观测方程中，计算对所述探测器的观测数据；结合所述观测数据、所述观测数据的权重参数、所述运行轨迹参数、测站坐标位置以及所述探测器的初始坐标位置，确定所述探测器的轨道参数。6.根据权利要求1所述的轨道确定方法，其特征在于，在基于所述运行轨迹参数、测站坐标位置以及所述探测器的初始坐标位置，确定所述探测器的轨道参数之后，还包括：获取所述探测器在各个飞行阶段过程中计算所述探测器的轨道参数的数据残差，其中，所述数据残差包括下述至少之一：测距残差、测速残差、时延残差、时延率残差；
获取所述轨道参数的中待行驶轨道参数；结合所述数据残差，通过重叠弧段法对所述待行驶轨道参数进行评估，得到轨道评估结果，其中，所述轨道评估结果用于指示所述探测器的轨道参数的精度是否在预设精度误差范围内。7.根据权利要求1至6中任意一项所述的轨道确定方法，其特征在于，所述目标星体包括：火星。8.一种探测器的轨道确定装置，其特征在于，包括：获取单元，用于获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据；处理单元，用于基于所述星体基础探测轨道和所述深空网测轨数据，对测轨信息进行初始化处理；积分单元，用于在完成所述测轨信息的初始化处理后，对所述探测器进行数值积分，得到所述探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数；确定单元，用于基于所述运行轨迹参数、测站坐标位置以及所述探测器的初始坐标位置，确定所述探测器的轨道参数。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中任意一项所述的探测器的轨道确定方法。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中任意一项所述的探测器的轨道确定方法。
技术总结本发明公开了一种探测器的轨道确定方法及其装置、电子设备及存储介质.其中，该确定方法包括：获取从地球至目标星体的星体基础探测轨道和深空网测轨数据，基于星体基础探测轨道和深空网测轨数据，对测轨信息进行初始化处理，在完成测轨信息的初始化处理后，对探测器进行数值积分，得到探测器在测站坐标系下的运行轨迹参数，基于运行轨迹参数、测站坐标位置以及探测器的初始坐标位置，确定探测器的轨道参数.本发明解决了相关技术中无法对探测器的轨道参数进行精确确定的技术问题。轨道参数进行精确确定的技术问题。轨道参数进行精确确定的技术问题。
技术研发人员：张宇 段建锋 孔静 曹建峰 乔宗涛 韩意 宋辰 陈铭 李翠兰
受保护的技术使用者：北京航天飞行控制中心
技术研发日：2022.04.08
技术公布日：2022/7/5
