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针对载人登月任务中人货分运飞行模式,精确快速设计了着陆器(LM)的奔月轨道,分析了轨道窗口特性。以着陆器的奔月出发时刻、纬度幅角和加速脉冲为设计变量,基于多圆锥曲线法动力学模型,利用序列二次规划(SQP)优化算法对奔月轨道快速求解。在地心白道系下提出了近月点伪经度判别准则,该方法可为轨道设计参数初值提供正确参考。最后以伪倾角为窗口特性分析参数,发现了近月点窗口、近地点出发位置的变化规律。仿真结果表明,本文提出的伪经度搜索方法能够快速求解着陆器地月转移轨道,同时揭示了环月到达轨道(LLO)与近地出发轨道(LEO)之间的内在联系,研究结论可为未来载人登月工程提供借鉴。 相似文献
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《航天器工程》2018,(6)
为快速设计出适合载人月球探测任务和地月空间人员运输任务的自由返回轨道,在三体模型下研究了地月空间对称自由返回轨道的设计方法及其轨道特性。首先,在圆型限制性三体模型建立自由返回轨道地心旋转系下二维极坐标动力学模型。其次,根据自由返回轨道对称特性建立求解模型,选择近月点y轴速度为控制变量,并基于月球逃逸速度给出控制变量初值估计方法,提出了不同地心和月心运行方向的对称自由返回轨道搜索策略。最后,分析了4种类型对称自由返回轨道的轨道差异,并分析了不同近地点高度和近月点高度下自由返回轨道的轨道特性。仿真结果表明:文章提出的设计方法能快速准确地搜索出指定类型的对称自由返回轨道,同时其轨道特性分析结论可为后续载人月球探测任务和地月空间人员运输任务的自由返回轨道选择提供参考。 相似文献
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中秋节载人登月任务窗口与转移轨道设计研究 总被引:4,自引:4,他引:0
提出了中秋节载人登月概念,论述了中秋节载人登月的意义和价值,对中秋节载人登月任务窗口与转移轨道设计进行了研究。忽略木星等大行星摄动力、地球潮汐摄动力、地球扁率的间接摄动和相对论效应等微小量,建立了轨道动力学模型,给出了任务工程约束。考虑登月时刻在农历八月十五日20:00左右,给出了全任务窗口规划的策略,对转移轨道模型及优化进行设计,以近月点坐标系参数为优化设计变量,分别对地月自由返回和月地定点返回两种轨道进行了优化设计。给出了2017年中秋载人登月的算例,验证了精确星历模型下全任务窗口规划策略和转移轨道设计策略的有效性。给出了2017~2036年间中秋节载人登月的窗口轨道参数等。研究可为我国未来载人登月任务目标制定及工程实施提供参考。 相似文献
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面向载人登月任务需要,针对星历模型下具备自由返回能力的地月转移轨道设计问题进行了研究。在三体模型下对地月三维自由返回轨道进行了求解,得到了地月空间内的自由返回轨道分布情况。在二体模型假设下对近月段的三脉冲变轨进行了求解,给出了变平面机动的计算方法。进一步提出了两轮逐次优化修正策略,分别以高度和再入走廊为主要约束,采用内点法和SQP算法在高精度星历模型下对自由返回轨道初值进行逐次优化修正。之后,采用SQP算法在星历模型下对近月三脉冲变轨进行优化修正,得到了星历模型下的自由返回+近月三脉冲变轨地月转移策略。仿真校验结果表明本文提出的方法能够在给定约束下有效求解星历模型下具备自由返回能力的地月转移轨道,为载人登月任务的转移轨道设计提供参考。 相似文献
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针对载人月球极地探测任务,采用一种自由返回轨道与三脉冲机动轨道相结合的地月转移轨道方案。关于自由返回轨道部分的设计,建立了基于近月点伪参数的两段拼接模型,采用一种考虑地球扁率修正的改进多圆锥截线法进行求解,仿真结果显示改进的多圆锥截线法具有更高的求解精度,可为精确设计提供更好的初值;关于三脉冲机动轨道部分的设计,基于混合轨道模型,采用特殊点变轨和Lambert算法相结合的方法进行计算,仿真结果显示该方法能够有效地降低速度增量的消耗。最后,通过大量的仿真计算,对轨道的速度增量特性进行了分析。研究结论可为未来载人月球极地探测地月转移轨道方案的设计提供重要参考。 相似文献
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地月空间NRHO与DRO在月球探测中的应用研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对地月系统三体问题低能往返轨道转移在月球探测中的应用研究,结合天体借力飞行技术与混合优化技术,系统分析了不同目标轨道与借力方位对任务飞行时间与燃料消耗等关键参数的影响,给出了往返轨道设计初值的选择策略。针对轨道设计初值猜想问题,首先采用遗传算法与二体Lambert转移快速确定轨迹拼接点初值。在同时考虑近月点与近地点多约束条件下,基于序列二次规划算法与多重打靶法进一步对燃料最优的地月往返轨道进行研究,并推导了约束方程解析梯度提高设计效率。最后分析近月点高度、不同目标轨道的转移时间与燃耗变化特性,对于考虑月球借力的地月空间轨道往返转移设计及参数选取具有重要的参考价值。 相似文献
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月地返回轨道设计是探月三期月球采样返回任务中的重要内容之一,其约束条件较地月转移轨道复杂.此外,微分修正算法对于初值有很强的敏感性,且不易搜索得到初值.本文提出选取月心段出口点的双曲线B平面参数作为第一次迭代的目标值,选取地心段约束值作为第二次迭代的目标值,可有效的减少迭代次数和迭代时间,完成搜索初值过程.针对直接返回型轨 道和间接返回型轨道的设计问题,使用基于双曲线B平面参数的快速微分修正月地返回轨道精确设计方法,满足了对应的约束条件,易于求取变轨点的位置矢量和速度矢量,得到标称返回轨道.最后针对2种返回轨道类型的算例说明该方法有效. 相似文献
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基于激光干涉星间测距原理的下一代月球卫星重力测量计划需求论证 总被引:4,自引:0,他引:4
月球卫星重力测量是21世纪国际开展深空探测的发展趋势和追逐热点。月球重力场的精密测量是国际探月计划的重要组成部分,它决定着月球探测器的轨道优化设计和载人登月飞船月面理想着陆点的合适选取。本文首先介绍未来国际GRAIL(Gravity Recovery and Interior Laboratory)月球重力场探测双星计划的总体概述、关键载荷以及科学目标和研究方向。其次,重点阐述月球卫星观测模式可行性论证、月球卫星关键载荷的优化选取、卫星轨道参数的优化设计、仿真模拟研究的先期开展等我国将来月球卫星重力测量计划的实施建议。第一,由于高低/低低卫星跟踪卫星结合多普勒和甚长基线干涉系统观测模式(SST-HL/LL-Doppler-VLBI)对中长波月球重力场的探测精度较高,技术要求相对较低,月球重力场测定速度快、代价低和效益高,可借鉴地球重力卫星GRACE(Gravity Recovery and Climate Experiment)系统的成功经验,对定轨精度的要求较低,而且可有效探测远月面区域的月球重力场信号,因此我国将来首期月球卫星重力测量计划采用SST-HL/LL-Doppler-VLBI观测模式较优。第二,我国应先期开展高精度的月球重力卫星关键载荷(激光干涉星间测距仪、非保守力补偿系统等)和地面Doppler\|VLBI系统的研制工作。第三,月球卫星轨道高度(50~100 km)和星间距离(100±50 km)的优化设计是成功实施将来我国月球卫星重力测量计划的重要保证。第四,建议我国将仿真技术应用于月球重力卫星的方案论证、系统设计、部件研制、产品检验、实际应用、故障分析等研制和运行的全过程。本文的研究不仅对我国将来首期月球卫星重力测量计划的成功实施具有重要的参考价值,同时对未来国际太阳系行星重力探测的发展方向具有广泛的指导意义。
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Engel KA 《Acta Astronautica》2005,57(2-8):277-287
The Space Elevator (SE) concept has begun to receive an increasing amount of attention within the space community over the past couple of years and is no longer widely dismissed as pure science fiction. In light of the renewed interest in a, possibly sustained, human presence on the Moon and the fact that transportation and logistics form the bottleneck of many conceivable lunar missions, it is interesting to investigate what role the SE could eventually play in implementing an efficient Earth to Moon transportation system. The elevator allows vehicles to ascend from Earth and be injected into a trans-lunar trajectory without the use of chemical thrusters, thus eliminating gravity loss, aerodynamic loss and the need of high thrust multistage launch systems. Such a system therefore promises substantial savings of propellant and structural mass and could greatly increase the efficiency of Earth to Moon transportation. This paper analyzes different elevator-based trans-lunar transportation scenarios and characterizes them in terms of a number of benchmark figures. The transportation scenarios include direct elevator-launched trans-lunar trajectories, elevator launched trajectories via L1 and L2, as well as launch from an Earth-based elevator and subsequent rendezvous with lunar elevators placed either on the near or on the far side of the Moon. The benchmark figures by which the different transfer options are characterized and evaluated include release radius (RR), required delta v, transfer times as well as other factors such as accessibility of different lunar latitudes, frequency of launch opportunities and mission complexity. The performances of the different lunar transfer options are compared with each other as well as with the performance of conventional mission concepts, represented by Apollo. 相似文献
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