向月飞行轨道的若干特性研究

利用圆锥曲线拼接技术，研究从地球圆形停泊轨道飞向月球的轨道及月球卫星轨道的轨道特性，当地月转移轩道平面与月轨道平面共面时，月心轨道和地月转移轨道射入条件的关系可用一组代数方程描述，不共面时，可用一组超越方程迭代求解，数字仿真得到了有益结论。     

地-月L2点中继星月球近旁转移轨道设计

位于地月L2点周期轨道的中继星将首次为"嫦娥4号"月球背面着陆探测任务提供通信中继服务。中继星转移轨道设计是中继任务实施的关键环节。针对中继星转移轨道存在转移时间、近月点高度和halo轨道振幅等约束条件,系统研究了基于月球近旁的地月L2点转移轨道设计方法。首先基于限制性三体模型,分析了halo轨道族与着陆点可见性关系;然后将月球近旁转移轨道分为地月直接转移段和地月动平衡点附近周期轨道拟流形入轨转移段,采用带有状态约束的微分修正算法对这两段轨道进行拼接,得到了从地球附近至目标轨道族的月球近旁转移轨道;最后,针对南族halo轨道分析了halo轨道振幅和月球飞越高度对转移轨道设计的影响,以及转移轨道的入轨相位分布。仿真结果表明:月球近旁转移轨道设计方案具备工程上的可行性与优越性。该方案可以为实际工程任务和应用提供参考。     

单自由度太阳帆板极月轨道月球卫星的初步热分析与热设计

对国外极月轨道月球卫星的热设计进行了概述,并以一个极月轨道月球卫星为例,介绍了采用单自由度太阳帆板技术的某极月轨道月球卫星.针对该卫星,对其奔月飞行和在极月轨道上环月运行时的外热流与空间散热问题进行分析,根据分析结果,初步提出了该卫星的热设计方案,重点对有效载荷热控问题, ±y侧仪器设备的热控问题,以及热控百叶窗的应用技术等进行了描述.     

月球探测器发射机会分析

发射月球探测器实际上是使探测器与月球交会的问题,由于月球位置的变化,选择不同的交会日期相应的地月转移轨道是不相同的。文章分析了月球在一个恒星月内位置变化与相应的地月转移轨道升交点赤经和近地点幅角变化的关系,在这个基础上讨论了发射机会和发射窗口问题。     

嫦娥-1的奔月之路

中国已经发射过各种轨道的人造地球卫星,但是还没有发射过人造月球卫星.从地球到月球不但距离遥远,将近4×105km,而且月球自身还在围绕地球进行公转,平均运动速度为1.023km/s.因此,如何让嫦娥-1月球探测卫星与运动着的月球精确交会,并按绕月的工作轨道运行是非常困难的事情.在世界探月历史上,曾多次发生探测器距离月球很远飞过,与月球"失之交臂",也曾发生过探测器未能进入环月轨道而撞到月球表面上"粉身碎骨".由此可见,嫦娥-1飞行轨道的设计是整个工程中一项必须突破的关键技术.     

月球垂直软着陆轨道初步设计

采用圆锥曲线拼接法,建立了月球垂直着陆的数学模型;推导了地月转移轨道和一些重要参数的初步设计和计算方法。通过仿真,给出了理想情况下和考虑推力大小时月球垂直着陆轨道运动特性。对运动特性的分析结果可为轨道初步设计提供一定的参考。     

地月拉格朗日L2点中继星轨道分析与设计

地月L2点位于地月连线的延长线上,在地月L2点运行的卫星可以连续观测月球背面,解决月球背面与地球之间的通讯问题,在月球背面着陆探测任务中起着至关重要的作用。对从地球出发、利用月球引力辅助变轨、形成地月L2点的轨道进行了研究,分析了发射窗口、地月转移时间、近月点高度、近月点倾角、轨道振幅等多项因素对转移轨道和使命轨道特性的影响,寻求满足地月L2点中继任务需求的飞行轨道。通过分析研究,文章明确了转移和使命轨道的相关特性,可为中继星任务轨道的参数设计和优化提供有益参考。     

月球极轨探测器轨道方案设计

首先介绍了一种当前技术较为先进的奔月转移轨道方案－定相环形轨移轨道，指出了其优缺点及可行的轨道修正方案，然后确定了对月观测型探测器轨道设计原则，并采用定相环形奔月转移轨道，从总体方案的角度给出了一个月球探测器轨道设计方案，提出了具体的设计与分析方法，最后以某月球探测器为例进行了计算，给出了设计结果。     

月地转移轨道快速设计方法

月地转移轨道设计一般分为初步轨道设计和精确轨道设计.其中,初步轨道设计的准确性是确保后续精确轨道设计收敛的关键.提出了一种基于Lambert算法的月地转移轨道快速设计方法.以出月球影响球的时刻、位置和速度为中间变量,将轨道分为地心段和月心段分别进行计算.将探测器飞出月球影响球至指定再入点的地心段轨道简化为一个Lambert问题进行求解,提出了通过牛顿迭代法求解月地转移轨道Lambert问题的方法,避免了Lambert问题求解时大量的超几何函数和级数计算,提高了计算效率.在月心段轨道的快速计算中,提出了根据探测器出影响球速度矢量、月球停泊轨道倾角和近月点高度计算月心双曲线轨道根数的新方法.通过迭代计算,使得两段轨道在月球影响球处的位置和速度连续,从而获得一条完整的满足两端约束的双二体月地转移轨道.该方法计算速度快,精度相对较高.计算结果可以作为后续精确轨道设计的初值.      

基于嫦娥一号高能粒子数据的地球磁层屏蔽效应研究

月球绕地球运行轨道约有1/4位于地球磁层内,因此,地球磁层是否会为月球轨道附近高能粒子提供足够的磁场屏蔽对于探索月球活动具有重要影响.嫦娥一号是中国首颗绕月人造卫星,其绕月飞行的工作轨道距离月球表面200 km.通过对嫦娥一号高能粒子探测器(HPD)的探测数据进行分析,比较了当月球位于地球磁层内外6个不同能道(能量范围4～400 MeV)时质子通量的变化,发现当月球位于地球磁层内时,这些能道的质子通量并没有发生显著减少,结果表明地球磁层不能为月球轨道附近高能粒子提供显著的磁屏蔽.     

从日地系统L2出发借力月球飞越近地小行星

对于停留在日地系统L2的“嫦娥2号”探测器,其后续飞行方案有多个选项,例如主动撞月或重返月球轨道、返回地球轨道或再入大气、飞往地月系统L1/L2或日地系统L1、进入深空飞越近地小行星(最终,“嫦娥2号”于2012年12月13日成功地实现了对Toutatis小行星的近距离飞越)。探讨上述的飞行方案需要对飞行轨道进行初步设计,总的速度脉冲限制在100 m/s以内并且需要考虑探测器同时受到太阳、地球、月球的引力作用。本研究设计了探测器从日地系统L2出发借力月球实现Toutatis小行星飞越的飞行方案,与直接飞越方案相比,借力月球可以进一步节省探测器的燃料消耗,其等效速度脉冲设计值为58.47 m/s。     

月地转移轨道快速设计与特性分析

对采用直接大气再入方式的月地转移轨道,考虑大气再入界面参数和地面落点位置约束,提出了一种基于双二体模型的快速设计方法。该方法分为内外两层迭代循环,内层循环使月心段轨道和地心段轨道在月球影响球边界处连续,并采用Lambert问题与Newton-Raphson法相集合的方法求解满足再入角约束的地心段轨道参数;外层循环通过调整地心段轨道倾角和轨道置入时间使月地转移轨道满足地面落点位置约束。分析表明,存在四种类型的月地转移轨道满足大气再入界面约束,分别为降 降型、降 升型、升 降型和升 升型。在此基础上,对四种类型月地转移轨道的近地点地心距、置入分布点、再入点分布等特性进行了分析。仿真结果验证了所提出方法的有效性。     

飞往日-地动平衡点轨道初始误差敏感度分析

对从环月轨道飞往日-地动平衡点轨道的转移轨道初始误差敏感度进行了数值仿真与分析。介绍了两种类型的转移轨道:长转移与短转移。建立初始速度误差与轨道末端偏差之间的数学关系式,采用数值计算获得了初始速度误差与轨道末端偏差量之间的线性关系曲线。通过建立轨道初始状态与末端状态量的一阶变分表达式,来说明始末偏差量呈线性关系的原因以及适用范围。研究表明,长转移轨道相较于短转移,对初始速度误差更为敏感,其始末偏差的线性关系适用范围更小。     

嫦娥一号卫星的地月转移变轨控制

文章阐述了嫦娥一号卫星地月转移阶段(从星箭分离到进入使命轨道)的高可靠、高精度自主变轨控制方案,介绍了飞行轨道、轨控策略及控制参数优化、星上自主变轨控制的系统设计和相关参数的地面标定等,给出了在轨飞行试验的验证结果。     

Design and analysis of a direct transfer trajectory from a near rectilinear halo orbit to a low lunar orbit

A near rectilinear halo orbit (NRHO) is regarded as a potential orbit for a future deep space station that can effectively support sustainable crewed lunar exploration missions. In this paper, the L₂ southern NRHOs are selected as the research object, and a direct transfer trajectory from an NRHO to a low lunar orbit (LLO) is designed and analyzed. First, based on the circular restricted three-body problem, the characteristics of NRHOs are discussed including geometric behaviour, stability and synodic resonance. Second, optimal direct transfer trajectories are obtained by combining a local gradient optimization with a numerical continuation strategy. A reachable domain calculation model is established. Finally, simulations are carried out to verify the feasibility of the trajectory design method. The relationship between the velocity change and the reachable domain is further analysed through simulation calculations.     

A hybrid,self-adjusting search algorithm for optimal space trajectory design

The aim of the present paper is to propose a hybrid, self adjusting, search algorithm for space trajectory optimization. By taking advantage of both direct and indirect methods, the present algorithm allows the finding of the optimal solution through the introduction of some new control parameters, whose number is smaller than that of the Lagrange multipliers, and whose range is bounded. Eventually, the optimal solution is determined by means of an iterative self-adjustment of the search domain occurring at “runtime”, without any correction by an external user. This new set of parameters can be found through a reduction process of the degrees of freedom, obtained through the transversality conditions before entering the search loop. Furthermore, such a process shows that Lagrange multipliers are subject to a deep symmetry mirroring the features of the state vector. The algorithm reliability and efficiency is assessed through some test cases, and by reproducing some optimal transfer trajectories: a full three-dimensional, minimum time Mars mission, an optimal transfer to Jupiter, and finally an injection into a circular Moon orbit.     

基于三体系统平动点轨道的环日全景任务轨道设计

在空间开展太阳观测是研究太阳活动周、太阳爆发、极端天气等事件起源的重要手段。环日全景探测计划是为实现从黄道面360°全方位观察太阳行星际空间而提出的。本文针对环日全景探测计划,构建了基于三体系统平动点低能量轨道的环日全景轨道部署方法。该方法以日–地L1/L2点Halo轨道幅值及Halo轨道离轨点为变量,以转移轨道飞行时间、入轨机动大小为评价指标,基于三体系统不变流形构建环日全景的转移轨道,并开展轨道优化设计。采用等高线图对设计变量及任务成本进行全局分析。仿真计算表明,轨道部署无法同时满足飞行时间最短与入轨机动最小的要求。设计了轨道机动约束条件下的最优飞行时间解,并给出了基于长三甲运载火箭的一箭双星发射及入轨方案。      

面向智能环境的活动模式迁移学习

针对智能环境中活动模式的学习和挖掘花销大、难以实际操作等问题,提出了能够有效地将已有活动模式迁移到新环境的整体框架。迁移学习框架将活动模式的迁移过程分解为轨迹的迁移和触发持续时间的迁移,首先对已有活动模式中的活动轨迹以及触发持续时间模糊化;然后采用备选轨迹生成(ATSG)算法在新环境中生成备选轨迹集;最后采用相似度计算(SC)算法进行活动模式中的轨迹与备选轨迹间的匹配,利用活动轨迹映射(TM)算法和触发持续时间迁移(TDT)算法对活动信息进行迁移,从而在新环境中得到活动模式。理论分析和实验结果表明,相比于基于频繁模式挖掘得到活动模式的方法,本文方法大幅度地降低了得到活动模式所需的时间开销,同时,利用本文方法获取的活动模式取得了较好的活动识别效果。      

基于随机森林的月球表面软着陆实时最优控制

针对传统月球表面软着陆在处理入轨偏差或降落过程轨迹偏离实时性差,文章提出一种通过监督学习离线训练随机森林结构,使得着陆器在降落过程中根据其状态,通过训练的随机森林结构在线计算其控制量,从而达到实时控制的目的。文章还提出一种基于随机森林的模型对月球着陆过程轨迹重规划技术,通过动力学建模将月球着陆过程分成制动段、接近段和着陆段共3个阶段,利用离线训练好的模型根据航天器状态在线计算其控制量,并通过三段下降过程逐渐降低航天器位置速度误差。仿真结果表明,针对入轨偏离500m的情况,通过第一阶段将位置误差缩短至50m,保证了航天器状态位于第二阶段训练集内,经过接近段后再将位置误差缩小至10m范围内,速度误差降至0.01m/s量级,满足着陆误差要求,且控制量计算时间短,达到了轨迹实时重规划的目的。