基于准流形方法日地系L3点转移轨道设计

针对深空探测中轨道转移时间长且能量消耗较大的问题,提出基于准流形实现从地球停泊轨道到日地系L3点转移轨道的设计方法。在日地限制性三体问题模型下,在L1点或L2点Halo轨道上施加扰动推力,构造准流形,利用其非线性三体动力学特性,通过霍曼转移轨道与近地轨道进行拼接,使航天器进入准流形后能够无动力滑行到L3点附近区域。在准流形与L3点周期轨道交点,施加速度脉冲,使航天器进入相应周期轨道,从而完成轨道转移。仿真结果表明,利用该方法所得结果与基于不变流形的转移轨道相比,能将速度增量从4398m/s减少为4014m/s,并将转移时间从9年以上缩短到7.3年以内,有效地提高了航天器的工作效率。     

日地系L2点与日火系L1点转移轨道设计

将太阳-地球-火星-飞行器组成的四体问题分解成由太阳-地球-飞行器和太阳-火星-飞行器两个共面圆形限制性三体问题,设计日地系L2点与日火系L1点Lyapunov轨道之间的转移轨道,该转移轨道可以作为探测火星时的低能中间转移轨道.采用Richardson三阶近似解作为初始值,运用微分修正方法分别得到两个不同三体系统下拉格朗日点的精确Lyapunov轨道.基于Lyapunov轨道不变流形以及微分修正方法,设计了日地系L2点与日火系L1点间的转移轨道.将所得结果与基于Halo轨道不变流形设计的转移轨道进行了对比.结论表明:利用Lyapunov轨道不变形设计探火中间转移轨道相较于利用Halo轨道不变流形设计探火中间转移轨道在能量消耗以及飞行时间上都存在优势.     

基于不变流形的地-月L2点转移轨道优化设计

在地–月L2点月球中继卫星轨道转移设计中,采用高比冲、小推力的电推进器可以大大增加卫星的有效载荷比,但会增加轨道设计的难度。基于地球GEO轨道为初始轨道,地–月L2点的halo轨道为目标轨道,通过最优控制中的混合法及平动点轨道的不变流形,研究了作为拓展任务的利用地月系统不变流形的小推力变轨方案,可以有效简化转移的轨道设计。仿真结果表明:得到了任意推力情况下最节省推进剂燃料的推力方向控制方案,对月球中继卫星的轨道设计及其平动点轨道设计具有工程意义。     

日地平动点卫星两脉冲转移轨道设计

研究基于最小二乘微分修正方法的平动点卫星两脉冲转移轨道设计,推导了考虑高度和航迹角约束的微分修正公式,讨论了该方法的收敛性.以日地L₁点附近的Halo轨道为目标轨道,在圆型限制性三体问题模型下设计了其转移轨道,系统地研究了HOI(Halo Orbit Insertion)点和Halo轨道幅值对转移轨道的影响,给出了HOI点的选择策略,并讨论了应急情况下快速转移轨道设计.数值仿真验证了方法的有效性,选择Halo轨道靠近地球侧的点作HOI点可以获得飞行时间适中的转移轨道.     

地球同步轨道卫星混合推进转移轨道特性分析

以地球同步轨道卫星转移轨道设计为背景，针对全化学推进燃料消耗大和全电推进转移时间长的问题，开展了化学 电混合推进转移轨道优化设计与特性分析。首先，讨论了轨道倾角和近地点幅角变化对混合推进转移轨道的影响。研究表明，在混合推进优化设计中需要将轨道倾角作为优化变量之一。然后，以近地点半径、远地点半径、轨道倾角为优化变量生成搜索网格，得到过渡轨道集。针对每条过渡轨道，构建化学推进转移段和电推进转移段。其中化学推进段采用单圈兰伯特转移解算，电推进段采用混合法优化。最后，以燃料消耗和转移时间为指标，在搜索域内开展解算分析，研究了混合推进轨道在整个搜索域内的变化趋势。该方法可以提供具有不同燃料消耗和转移时间的混合推进转移解集，拓宽了解空间，可供轨道设计人员根据任务约束灵活选用。     

电推进静止轨道转移与空间环境分析

针对基于连续电推进的由GTO轨道向地球静止轨道的转移问题,考虑星上自主变轨的计算能力,将轨道转移简化为推力方向固定的两阶段变轨策略,对轨控方向角进行优化.针对电推进轨道转移持续时间长,受空间环境影响较大的特点,对轨道转移过程中卫星穿越电离层、地球辐射带的情况进行分析.最后,进一步探讨了利用远地点高度高于标准GTO的轨道作为初始轨道,用以降低空间环境对卫星影响的可行性.     

基于Lyapunov最优反馈控制的月球中继卫星转移轨道设计

摘要： 随着电推进器及小推力转移变轨的研究逐渐深入,在深空探测领域应用电推力器是必然的发展趋势.文章基于以月球中继卫星的运行轨道地月L2点Halo轨道为目标轨道的轨道转移任务,采用Lyapunov最优反馈控制方法,计算单一轨道根数的局部最优控制率,通过遗传算法调整五个轨道根数的权重,得到时间最优的月球中继卫星小推力轨道转移方案,具有工程应用意义.     

基于同伦方法三体问题小推力推进转移轨道设计

提出一种基于同伦方法限制性三体问题小推力推进转移轨道设计方法。首先根据最优控制原理分析了航天器在轨道转移中不同性能指标时的最优控制律,然后引入同伦参数构造新的性能指标,在基于遗传算法和打靶法得到能量最优的解基础上,采用伪弧长法跟踪同伦轨迹,进而得到燃料最优的转移轨道。最后对地月系下从GEO轨道到L1点Lyapunov轨道的转移轨道进行优化。仿真结果表明:利用遗传算法能优化得到较为合适的流形拼接点和协态变量初始值,利用打靶法能有效地优化得到小推力燃料最优转移轨道。     

Halo轨道族延拓方法及特性研究

对Halo轨道周期和运动范围等特性的研究是平动点任务设计的首要前提。针对大幅值Halo轨道和完整Halo轨道族的应用需求及其数值计算问题,面向当前应用广泛的地月系和日-地月系共线平动点,基于延拓法研究了圆型限制性三体问题下的Halo轨道族数值计算和运动学特性,给出了Halo轨道族延拓计算方法。数值仿真了族参数选择对轨道族计算的影响,得到了地月系和日-地月系共线平动点的大范围南北Halo轨道族,同时给出了轨道族的轨道周期变化和空间位置变化特性。研究结果表明,固定延拓步长下,L1点Halo轨道族应选择会合坐标系x坐标作为族参数,L2点Halo轨道族应选择y方向速度或者周期T作为族参数。方法适用于任意三体系统平动点的周期轨道族计算,特别是对其中的状态转移矩阵简单修改后可用于完整力模型下的Halo轨道（族）的数值设计。     

探测器垂直击中月球的轨道设计

本文讨论了探测器从低高度圆形地球停泊轨道入轨点出发、在停泊轨道上滑行一段后、沿速度方向加速进入登月轨道、自由飞行击中月球的轨道设计．在着月的速度、角度、时间、区域、停泊轨道和能量限制等约束下,首先借助二体、双二体理论,不仅提供了轨道初值的近似值,而且说明了轨道的特性．然后利用广义限制性四体动力学模型,进行3点边值搜索,得到高精度的探测器轨道．     

利用小波分析在轨识别空间目标轨道机动

空间目标的轨道机动往往隐藏在测量噪声中, 不容易被识别出来. 轨道机动可以引起机械能的突变, 用空间目标与航天器的单位质量机械能差作为机动识别的特征信号, 不会引入航天器本身的定轨误差. 用小波多尺度分解处理含噪声的特征信号, 对分解后的数据利用算法识别是否存在机动. 仿真结果表明, 本文提供的方法能有效识别空间目标的轨道机动.      

基于引导型人工免疫算法的最优Lambert变轨

主要研究了燃料最省的Lambert双脉冲变轨问题.首先对普适变量法进行改进以避免奇异,并将其用于Lambert双脉冲变轨问题的求解.然后针对只给定初始时刻追踪航天器和目标航天器的轨道要素及总时间约束的交会问题,引入调相时间的概念,并将其和转移时间作为Lambert变轨的优化变量.最后采用引导型人工免疫算法GAIA(Guiding Artificial Im-mune Algorithm)对该优化问题进行寻优.仿真算例表明,与自适应遗传算法AGA(Adaptive Ge-netic Algorithm)相比,GAIA具有更强的寻优能力和更快的寻优速度,从而验证了GAIA用于最优Lambert变轨的有效性.     

轨道维持与调相的综合优化策略研究

在交会对接飞行任务设计研究中必须首先确定目标航天器的轨道设计策略,研究了一种将目标航天器轨道维持和调相两种任务进行综合优化的策略.轨道维持的任务是使得目标航天器轨道的形状和位置符合交会要求,调相的任务是使目标航天器在轨道中的初始相位角符合交会要求.在考虑了交会对接发射窗口、交会终端约束条件下,将目标航天器轨道设计问题转化为一个非线性规划问题,应用序列二次规划方法对其进行了求解.仿真计算表明,这种方法既能以较少变轨次数满足交会对接任务要求,又能节省燃料,为空间交会对接任务规划提供了重要参考.     

脉冲推力轨道拦截可达性描述及求解方法

针对航天器单脉冲轨道拦截可达性分析问题,基于共面变轨、逆轨拦截假设,考虑能量、时间和交会角约束,提出了拦截航天器可拦截区和可发射区的概念。在航天器单脉冲空间可达范围的基础上,进一步考虑了目标轨道的约束,建立了目标轨道命中区的计算策略,对异面轨道交叉点为燃料最省点做出了解释。把拦截可达性相关的问题归纳为8个基本拦截问题,通过这8个问题的组合,描述了考虑能量、时间和交会角约束下拦截问题的可拦截区和可发射区的计算方法。采用圆轨道共面变轨、逆轨拦截场景进行了仿真验证,结果表明该方法能够快速有效地计算出约束条件下航天器的拦截可达范围,能够用于分析特定任务情况下的拦截可达性。     

地月转移自由返回轨道偏差传播分析

地月转移自由返回轨道的稳定性分析对载人登月任务轨道设计及中途修正策略规划有着重要意义。本文在地月会合坐标系下,推导了地月转移自由返回轨道的偏差传递方程,并基于标称轨道数据和解析方法,得到了轨道偏差随时间的扩散规律。研究结果表明:轨道偏差会随着时间推移逐渐增大,特别是在绕月飞行后,偏差量迅速增加,偏差累积将使飞行器无法返回地球。因此,工程实际中不存在严格意义上的自由返回轨道,飞行器在地月飞行过程中必须要进行中途修正。     

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。     

一种基于火箭视位置与视速度的航天器初轨确定方法

为了充分利用航天器初始轨道确定的信息源,不断完善地面测控系统定轨手段和方法,提出了一种基于火箭视位置与视速度的航天器初始轨道确定方法.首先对火箭视位置与视速度测量弹道的原理进行了分析;然后利用火箭秒节点计算机字(视速度)以及某一点的初始弹道(初始位置矢量、速度矢量),通过对火箭的运动方程进行逐秒积分,以获得每秒的位置矢量和速度矢量,再转换为弹道数据,并利用此数据直接确定航天器初始轨道.最后通过某太阳同步轨道卫星实测数据仿真计算,证明了方法的正确性和可靠性.      

基于夏氏最小二乘的轨道控制力系数辨识

在航天器轨道捕获、轨道维持和空间目标碰撞规避中都需要进行航天器轨道机动。针对航天器轨道机动过程中推力器的推力系数为装订常数,没有根据在轨工作实际进行优化而导致出现较大误差的情况,对控制力拟合系数进行辨识,作为修正控制参数以补偿轨道控制误差的依据,提高轨道控制精度。统计分析在轨管理的典型航天器平台及其发动机的轨道控制历史数据,分析轨道控制理论和在轨控制数据拟合建立轨道控制经验模型,用当前可测量的系统输入和输出预测系统输出的未来演变,得到不同工作情况下实际轨道控制误差与控制参数及其他主要影响因素之间关系的经验公式,为轨道控制策略决策提供参考。选取轨道半长轴控制量300m以上和300m以下的两类近地卫星,对其轨道控制历史数据进行分析,经实际数据测试,采用夏氏法进行推力系数拟合后预测的速度变化量精度较高。该种计算方法利用了轨道控制历史数据,计算方法简单,提高了轨道控制速度增量的预测精度,对轨道控制实施具有参考意义。     

大功率轨道转移航天器全电推进系统研究

采用基于电推进的空间运输系统(转移级)完成使命,相对于采用化学推进可节省大量的推进剂,能够显著降低航天器的发射重量或者把更多的有效载荷送达探测目标地。调研了国外大功率电推力器的研究情况,针对近地空间的大功率轨道转移航天器任务需求,给出了电推进系统方案设计,并对采用不同性能指标推力器的多种方案进行对比,得到综合最优的方案。最后针对我国电推进技术发展现状,给出了我国大功率电推力器的关键技术和发展建议。