航天探测器交会对接及分离状态的监视方法
技术领域
本发明涉及航天器测控领域，尤其涉及一种航天探测器交会对接及分离状态的监视方法。
背景技术
在我国探月工程后续任务中，将采用一次发射将多个探测器送入环月轨道实现月球样品的采集，组合探测器将在月球轨道分离，同时多个探测器将在月球轨道上交会对接。后续的火星探测任务中，采用一次发射实现火星的环绕探测和巡视探测，在环火轨道上轨道器与着陆器需成功进行分离。因此，对于探测器对接及分离状态的监视在后续的月球及深空探测任务中将发挥越来越重要的作用，如何准确可靠判断探测器的分离状态对于任务成功具有重要作用。
目前，对于探测器交会对接及分离状态仅仅依靠探测器下行遥测发送状态信号数据进行判断，缺乏有效的备份。若利用传统的外测数据定轨再进行确定相对状态时，定轨的需要长时间的数据累计且定轨精度较差，不能满足分离监视的精度及实时性要求。
本发明内容
本发明的目的在于解决上述技术问题，提供一种航天探测器交会对接及分离状态的监视方法。
为实现上述发明目的，本发明提供一种航天探测器交会对接及分离状态的监视方法，包括以下步骤：
a.获取多个航天探测器之间同波束干涉测量差分相时延；
b.求导各航天探测器之间的差分相时延，获取各航天探测器之间的差分相时延的一阶导数和二阶导数；
c.根据所述差分相时延及所述一阶导数和所述二阶导数确定航天探测器的状态。
根据本发明的一个方面，所述同波束干涉测量差分相时延可表示为：τ＝(ΦA-ΦB)/[2π(fA-fB)]，其中，A和B表示两个航天探测器，fA和fB分别为航天器A和B下行无线电信号频率，ΦA和ΦB为航天器A和B的相位。
根据本发明的一个方面，在所述c步骤中，绘制所述差分相时延及所述一阶导数和所述二阶导数随时间变化的曲线，根据所述曲线确定航天探测器的状态变化。
根据本发明的一个方面，根据所述曲线确定航天探测器的状态变化，包括：
1)判断差分相时延是否存在转折点，转折点的位置对应交会对接状态变化；
2)判断差分相时延一阶变化率是否存在突跳，突跳点的位置对应交会对接状态变化；
3)判断差分相时延二阶变化率是否存在脉冲，脉冲点的位置对应交会对接状态变化。
根据本发明的航天探测器交会对接及分离状态的监视方法，可以实时监视交会对接及分离过程。同波束干涉测量技术实时性较好，地面相关处理提取差分相关相位的时间延迟小于60s，后续的时延及时延率的提取可以实时进行，总的时延延迟优于60s。
根据本发明的航天探测器交会对接及分离状态的监视方法，可以精确监视交会对接及分离过程中探测器的状态。同波束干涉测量技术的测量精度非常的高，时延的测量精度优于10ps量级，时延率测量精度优于1ps/s。
根据本发明的航天探测器交会对接及分离状态的监视方法，实现了交会对接及分离过程中状态监视的备份，为保障任务安全提供了可靠的备份手段。
根据本发明的上述航天探测器交会对接及分离状态的监视方法，利用多个探测器同波束干涉测量的数据，监视两个探测器状态变化信息，实现对月球及深空探测器交会对接及分离过程进行状态监视。这种方法实时性好，状态监视可靠性高，可以作为遥测数据状态监视的备份。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示意性表示根据本发明的航天探测器交会对接及分离状态的监视方法的流程图；
图2、图3和图4示意性表示同波束干涉测量仿真分析的结果。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
图1示意性表示根据本发明的航天探测器交会对接及分离状态的监视方法的流程图。如图1所示，根据本发明的航天探测器交会对接及分离状态的监视方法，包括以下步骤：
a.获取多个航天探测器之间同波束干涉测量差分相时延；
b.求导各航天探测器之间的差分相时延，获取各航天探测器之间的差分相时延的一阶导数和二阶导数；
c.根据所述差分相时延及所述一阶导数和所述二阶导数确定航天探测器的状态。
根据本发明的一种实施方式，在上述a步骤中，参与交会对接的两个月球探测器记为A、B，A、B同时向地面测站发送下行无线电信号，A、B下行无线电信号频率分别为fA、fB。由于A、B的距离非常近，A、B发送的下行无线电信号可被具备干涉测量能力的地面测站同时接收。地面站接收的信号经过相关处理后可以获得A、B的相关相位ΦA、ΦB。
同波束干涉测量差分相时延可以表示为τ＝(ΦA-ΦB)/[2π(fA-fB)]。
根据本发明的一种实施方式，在上述b步骤中，对于N个时刻，对应的时间分别为t1，t2，...，tN，相应时刻同波束干涉测量差分相时延可以表示τ1，τ2，...，τN。对于任意第i(1≤i≤N)个时刻ti，差分相时延的一阶导数可以表示为τ`(i)＝(τi+1-τi)/(ti+1-ti)，差分相时延的二阶导数可以表示为τ``(i)＝(τ`i+1-τ`i)/(ti+1-ti)。
根据本发明的一种实施方式，在上述c步骤中，绘制差分时延及其一阶导数及二阶导数随时间的变化曲线。根据差分时延及其一阶导数及二阶导数随时间的变化曲线，确定探测器状态变化。
在本实施方式中，满足如下三条原则中的一条即可判定探测器状态变化：1)判断差分相时延是否存在转折点，转折点的位置对应交会对接状态变化；2)判断差分相时延一阶变化率是否存在突跳，突跳点的位置对应交会对接状态变化；3)判断差分相时延二阶变化率是否存在脉冲，脉冲点的位置对应交会对接状态变化。
根据本发明的上述方案，以下结合附图以一种具体实施例说明本发明的航天探测器交会对接及分离状态的监视方法。
两个月球探测器A、B，最初为对接状态，两者飞行在轨道高度为200km的环月圆轨道上。
300s后探测器B执行第一次分离轨道机动Man-1，两者分离，大小为0.1m/s。
600s后探测器B执行第二次分离轨道机动Man-2，大小为0.2m/s。
900s后探测器B执行第三次分离轨道机动Man-3，大小为0.4m/s。
地面观测站分别为北京(BJ)、昆明(KM)、上海(SH)、乌鲁木齐(UM)，四者组成BJ-KM、SH-UM、BJ-UM三条基线对两个月球探测器A、B进行同波束干涉测量。
同波束干涉测量仿真分析的结果如图2、图3和图4所示。
根据图2-图4，结合上述判断条件可知，同波束干涉测量差分相时延及其一阶变化率和二阶变化率在300s、600s和900s均探测到明显的特征，与的两探测器的状态变化情况相符。
根据本发明的上述航天探测器交会对接及分离状态的监视方法，可以实时监视交会对接及分离过程。同波束干涉测量技术实时性较好，地面相关处理提取差分相关相位的时间延迟小于60s，后续的时延及时延率的提取可以实时进行，总的时延延迟优于60s。
根据本发明的上述航天探测器交会对接及分离状态的监视方法，可以精确监视交会对接及分离过程中探测器的状态。同波束干涉测量技术的测量精度非常的高，时延的测量精度优于10ps量级，时延率测量精度优于1ps/s。
根据本发明的上述航天探测器交会对接及分离状态的监视方法，实现了交会对接及分离过程中状态监视的备份，为保障任务安全提供了可靠的备份手段。
根据本发明的上述航天探测器交会对接及分离状态的监视方法，利用多个探测器同波束干涉测量的数据，监视两个探测器状态变化信息，实现对月球及深空探测器交会对接及分离过程进行状态监视。这种方法实时性好，状态监视可靠性高，可以作为遥测数据状态监视的备份。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
