软着月任务窗口与轨道设计方法研究

建立了一套应用于多约束条件下软着月任务的窗口计算以及轨道设计方法。针对经历发射 段、地月转移段、绕月段及动力下降段的月球探测器,综合考虑各个特征点的位置、光照、 测控等约束,结合轨道特性,采用着月点→近月点→入轨点→发射点倒推的方式,快速确 定探测器的发射窗口。在其中选择发射时刻后即可计算转移轨道的轨道根数初值,并搜索计 算精确轨道。该方法对于我国月球探测后期工程的发射窗口计算与轨道设计工作有较重要的 参考价值。
     

考虑环月交会约束的地月转移轨道设计

面向载人登月任务需要,针对着陆器地月转移轨道及环月停泊轨道设计问题进行了研究。结合月面着陆点约束条件设计环月交会轨道,分析环月停泊轨道受月球高阶引力场摄动的影响,并得到轨道根数漂移量关于不同停泊时长、不同远月点高度等因素的变化情况。以上述结果作为地月转移段的约束条件优化设计星历模型下地月转移轨道,并结合轨道根数漂移规律设计环月停泊段轨道及后续机动,从而实现转移-停泊-交会一体化轨道优化设计。在此基础上遍历不同发射时刻,搜索地月转移轨道发射窗口。该方法能够实现长时间环月停泊的着陆器转移-停泊轨道设计且可以满足大范围窗口的搜索需求。仿真校验结果表明提出的方法能够在给定约束下有效求解星历模型下着陆器地月转移及停泊轨道,为载人登月任务的轨道设计提供参考。     

月球空间站停泊轨道选择分析

系统梳理了月球附近可用于部署空间站的停泊轨道类型,给出了不同类型轨道的定义及主要参数,通过仿真计算和对比国内外轨道研究结论,分析了不同类型轨道的能量需求、登月任务支持性、空间环境等特点,在此基础上,分析了美国"深空之门"空间站部署轨道选择的主要考虑和依据,并提出了各类轨道的应用建议,可为未来部署月球空间站的停泊轨道选择...     

载人登月绕月自由返回轨道与窗口精确快速设计

针对载人登月任务背景及工程约束,提出一种轨道与窗口一体化设计方法。通过两次坐标转化,将自由返回轨道设计参数解耦为近月点独立变量。在双二体假设下,通过4段二体轨道拼接完成自由返回轨道初值快速搜索及匹配近地停泊轨道(LEO)面的月窗口,其结果作为下一步采用序列二次规划（SQP）迭代求解高精度动力学模型轨道参数的初值,在该条精确轨道近月点时刻90 min邻域内产生可以匹配LEO地月转移入轨相位的零窗口轨道。算例表明,该流程能够精确快速地完成具有复杂任务背景及苛刻工程要求的载人登月绕月自由返回轨道与窗口设计问题。     

探月飞行的调相轨道

早期的探月飞行都采用直接由地球飞到月球的地月转移方式,探测器由运载火箭直接发送到地月转移轨道,这样做的好处是飞行时间比较短,只需3至5天的时间。20世纪90年代开始的新一轮探月活动中采用了一种新的飞行方式,探测器飞离地球前,先在绕地球飞行的调相轨道上运行若干圈,这样做的好处有三：一是可以在运载火箭能力不够的情况下,由探测器来补充;二是可以减小转移轨道中途修正的负担;三是可以扩大发射机会窗口。文章以嫦娥一号探测器及美、日的两个月球探测器为例,详细讨论了这种新的飞行方式,同时还对我国后续探月计划的飞行轨道提出了初步建议。     

月球探测器外热流与散热能力分析

给出在不同高度和β角的环月圆轨道下,探测器的太阳和月球红外热流密度,并分析了其热流随轨道变化的规律。在嫦娥三号探测器热分析中采用月面月壤热数学模型,计算了着陆月面探测器表面在全月昼不同太阳高度角下的太阳热流和月表红外热流密度。通过对各个表面散热能力的分析总结,得出了背月面和背阳面的两个有效散热面,可为环月和月表探测器热设计提供参考。     

月球探测器环月段返回速度影响因素研究

环月探测器存在需要返回地面的情况,由于环月探测器返回轨道动力学模型的高度非线性,很难从机理上对其进行分析。针对此问题,文章首先建立一种月地转移轨道设计模型,提出了月地转移出发圆的概念,分析并确定了出发圆参数的主要影响因素是返回时间和返回轨道倾角,而后分析了出发圆参数随主要影响因素的变化规律。当返回时间参数N给定时,出发圆具有一定稳定性,基于此分析了恶劣情况下的环月返回机动策略。最后定义Nr作为月球探测器的返回能力量化指标,并给出了不同Nr值对应的速度增量需求。     

基于大幅值Lyapunov轨道稳定流形的地月转移方法

针对现有的基于不变流形地月转移轨道设计方法存在的转移时间长、需要额外速度增量的缺点,本文利用平面圆型限制性三体问题下大幅值Lyapunov轨道的稳定流形,提出了一种地月低能转移轨道设计方法。首先计算与给定近月轨道相切的大幅值Lyapunov轨道作为参考轨道;然后根据小偏差值对稳定流形的影响确定Lyapunov轨道初始点的取值范围;再通过最近点截面确定与给定近地轨道相切的Lyapunov轨道的稳定流形;最后根据稳定流形的切点调整近月轨道半径,通过一条稳定流形直接连接近地轨道与近月轨道来实现地月转移。仿真结果表明,该方法仅需要两次速度增量,在能耗较低的前提下大大减少了探测器渐近Lyapunov轨道时的飞行时间,为地月低能转移轨道的设计提供了一种新思路。     

地-月低能耗转移轨道中途修正问题研究

采用地-月低能耗转移轨道的探测器从地球停泊轨道转移到极月轨道一般需要3~4个月时间,这类转移轨道对入轨精度有较高的要求。本文对地月转移轨道中途修正问题进行了研究。文中结合地-月低能耗转移轨道的特点,给出一种分段式多目标多次中途修正方案。利用显式制导结合牛顿迭代,分别以地球和月球作为中心天体求解兰伯特问题,在假设探测器各种轨道误差的基础上进行了蒙特卡罗仿真。采用该方法一般需要3~5次中途修正能够满足月球探测器环月轨道入轨精度要求,整个转移过程燃料消耗小于传统地月转移轨道。文中给出的仿真结果验证了该方案的可行性。     

飞月轨道引力捕获设计方法研究

利用太阳引力摄动与月球绕飞设计的地月转移轨道（飞月轨道），与霍曼转移相比，虽然飞行时间较长（约三、四个月），但可显著节省速度增量（可达１５０米／秒），对无人月球探测器尤为适合。应用平面圆型限制性四体问题动力学模型，选择从月球出发的初始条件。借助“地心距－时间曲线”，从平面圆型限制性四体问题转换为一般的限制性四体问题。通过典型模拟计算，分析负向积分（从月球轨道出发）初始轨道参数及太阳方位对月球探测器     

月球卫星轨道摄动及冻结轨道研究

利用理论分析、数值仿真与相图分析,论述了月球卫星冻结轨道与地球卫星冻结轨道的区别,分析结果表明,月球重力场存在较大异常,会引起月球卫星轨道发生较大漂移。月球冻结轨道在田谐项影响下,还存在中等周期的漂移。仅简单考虑带谐项系数,无法求得完美的月球冻结系数。月球重力场异常对绕月卫星的影响与地球相比存在很大区别。月球轨道卫星的长期运行与控制策略的设计,不能按照地球轨道卫星的传统方法。目前使用的月球引力模型精度较差,尽管基于这些不可靠的引力模型,可以得出很多有用结论,但对未来高精度的月球探测任务来说,还存在不足,需要在将来的月球探测任务中,探测高精度的月球重力场,以利于未来月球探测航天系统的任务分析与设计。     

考虑地球扁率效应的两圆轨道之间的双共切最优转移

两圆轨道之间的双共切转移轨道是其近地点和远地点分别在这两个圆轨道上的椭圆轨道。本文用两次冲量法给出了沿双共切椭圆轨道实现从一圆轨道向另一圆轨道转移的最优方案，并考虑到地球扁率造成的轨道摄动。文中的所谓圆轨道指的是变轨时刻的密切轨道为圆形的轨道，是对近圆轨道的近似替找。     

太阳同步回归轨道的长期演变与控制

近地轨道的遥感卫星绝大部分都采用太阳同步回归轨道。这类轨道由于受到大气阻力的影响,半长轴将不断地衰变并导致地面轨迹的东漂,为保持回归特性需周期性地对半长轴进行调整。另一类长期变化是太阳引力引起的倾角变化,这是太阳同步轨道特有的。倾角长期的变化又进一步导致回归轨道的标称半长轴和降交点地方时的相应变化。文章给出了这些变化的解析模型以及轨道控制的策略。     

带有控制增益自校正的甚低轨道卫星自主轨道维持方法

为实现甚低轨道的长期稳定运行,分析了甚低轨道的摄动特性,设计了一种带有轨控增益校正的自主轨道维持方法。该方法可通过前一次轨控的结果对轨控增益进行校正,提高轨控算法对卫星质量、推力大小等不确定因素的鲁棒性,逐渐提高轨道控制的精度。对轨道控制的频率、每次轨控的时间长度及对偏心率的影响进行了分析,仿真结果表明:自主轨道维持方法能实现甚低轨道高度维持控制,在参数不确定的情况下,与传统算法相比可大幅提高轨道控制的精度,确保平均偏心率矢量收敛,满足甚低轨道卫星的长寿命要求。所设计的算法结构简单,运算量小,可由目前的星载计算机实现。     

航天器相对运动水滴型悬停轨道研究

对航天器相对运动的C-W方程进行了分析,提出了航天器相对运动轨道设计中的一种水滴型悬停轨道,能够实现航天器相对空间目标在一定范围内进行悬停,并且只需使用脉冲速度增量控制即可实现长时间的悬停。文章对悬停轨道的悬停周期与目标航天器轨道参数和悬停位置的关系,以及悬停控制所需的速度增量ΔV进行了分析,给出了进行悬停轨道选择及设计的工程方法,并对C-W方程的状态转移矩阵进行了推导,得到了由常规的后方伴飞轨道使用脉冲速度控制方案进入目标星正下方的悬停位置的初始速度增量、转移时间及末端速度增量。根据分析结果,水滴型悬停轨道有利于工程实现,其设计方法可以应用于航天器在轨服务、侦察、巡视等任务的轨道设计。     

嫦娥一号月球探测卫星轨道设计

嫦娥一号卫星航天使命的主要科学目标是对月球及月地空间进行多种遥感探测,航天使命设计的主要和基本的部分是卫星飞行轨道的设计,其中包括在飞行过程中的轨道控制策略的设计。嫦娥一号的这条飞行轨道由三大部分组成:第一部分是绕地飞行的调相轨道,它们由周期为16h、24h、48h的三段轨道组成;第二部分是关键的地月转移轨道;第三部分是200km高度绕月飞行的使命轨道。文章给出了整个飞行轨道的设计思想。     

基于迭代修正方法的严格回归轨道设计

通过分析太阳同步回归轨道的轨道根数和星下点经度/纬度的关系,推导了一组轨道根数的修正公式。基于高精度轨道动力学模型和升交点位置确定方法,构造了关于轨道半长轴和轨道倾角的迭代修正方法。针对偏心率矢量的动力学系统所具有的极限环特性,构造了平均法求其解析近似,从而实现冻结轨道特性对偏心率和近地点幅角的迭代修正。结合迭代修正,得到一组严格回归的轨道根数。该轨道能够重访空间目标点,具有较高的回归精度。     

航天器共振轨道研究

建立航天器非开普勒运动理论是航天技术发展的必然。提出了一类非开普勒轨道——共振轨 道。共振是自然界的一种普遍现象,当发生共振时,很小的输入可以使系统的状态产生较大 变化。研究表明航天器在推力作用下的非开普勒运动在参数平面内可以视为一种受迫振 动,也会发生共振现象。因此,可以利用共振原理来研究航天器的运动,称这样一类非开普 勒轨道为共振轨道。首先通过合理地选择轨道描述参数、时间尺度和推力描述方式建立 航天器共振轨道的动力学模型。然后讨论航天器在推力作用下轨道运动的振动规律,并给出 共振轨道的概念及轨道方程。最后提出基于共振轨道的机动轨道设计方法。
     

中低高度卫星轨道调整策略的研究

提出了对中低高度卫星进行轨道调整的简化动力学模型。算例表明：可以通过选择发动机点火点的位置，满足卫星在可测控弧段进行轨道调整的要求。