地月高能共振循环轨道的快速计算及最优选择

针对现有高能共振循环轨道计算方法存在计算量大、有可能改变轨道共振特性和不能构造共振比大于2.3的地月循环轨道等缺点,本文提出了一种地月圆型限制性三体问题下高能共振循环轨道的快速计算方法。首先根据轨道在月球附近的组成弧段对高能共振循环轨道进行分类;然后根据轨道类型构建二体开普勒椭圆轨道;再进一步计算圆型限制性三体问题下的地月高能共振循环轨道;最后根据能量、稳定性、时间周期、近地点高度和近月点高度对所计算出的地月高能共振循环轨道进行最优选择。仿真结果表明,本文所提出的方法简单有效,能够计算出共振比为5:2的地月高能共振循环轨道。     

月球探测器轨道设计新方法研究

利用太阳引力摄动与月球绕飞设计地月转移轨道,是月球探测器轨道设计的一种新方法。与霍曼转移相比,这种新型轨道飞行时间较长(约三、四个月),但显著节省速度增量(可达150m/s),对月球探测器工程具有诱人的实际应用价值。对应用引力捕获设计地月转移轨道新方法,本文比较全面地论述了研究目标、研究内容、研究方法与步骤,并从大量算例中给出若干典型轨迹予以辅证。     

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。     

载人月球极地探测地月转移轨道设计

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。     

三角平动点附近高阶解在轨道位置保持中的应用

首先给出三角平动点附近的高阶解析解,并计算了三种特殊的运动类型。以日–地+月系三角平动点附近无长周期运动分量的拟周期轨道作为目标轨道,探讨轨道保持问题。针对三角平动点任务的轨道保持问题,我们研究了两种轨道保持策略,分别为多点打靶轨道保持与重构目标轨道的策略。计算中,将轨道控制问题转化为非线性规划问题,并以优化方法求解。仿真表明优化方法在轨道保持问题求解方面非常有效。     

双月旁转向轨道的动力学与建模研究

 双月旁转向轨道是实现“多任务、多目标”探测模式的理想工具,在以往的深空探测任务中得到了广泛的应用。首先,根据双月旁转向轨道的空间构型和特性,将其分为两大类：平面型和Backflip型;其次,基于“零影响球”和“CR3BP”两种模型,阐述了近旁转向轨道的基本原理;同时,讨论了平面型双月旁转向轨道的动力学特性和建模方法,并给出了其两类应用背景,与此相似,归纳了Backflip型双月旁转向轨道的原理和求解方法。对双月旁转向轨道开展的研究和分析工作能够为我国未来开展的行星际探测任务提供新的思路和参考。     

双三体系统不变流形拼接成的低成本探月轨道

传统的探月轨道设计原理为二体模型框架下的Hohmann变轨理论,但1991年日本的Hiten探月器利用太阳的摄动,用比传统的方法更少的燃料完成了探月任务。利用三体问题非线性系统的不变流形设计了节省燃料的探月轨道。沿用JPL研究组的思路,将太阳-地球-月亮-航天器四体问题分解成太阳-地球-航天器和地球-月亮-航天器两个共面的圆形限制性三体问题,对Hiten类的探月轨道给出了更深刻的数学、力学解释;给出了流形的结构以及更合理的拼接方式;找到了发射位置、发射速度和拼接点;设计出了类似Hiten探月器的探月轨道,可比传统方法节省速度增量12%左右。结果证明了三体系统不变流形在登月轨道设计研究中的可行性和优越性。     

地月平动点拟周期轨道探测器自主导航方法研究

地月L2点的拟周期轨道可以用于实现与月球背面的持续通信,具有重要的科学研究价值和广阔的应用前景。针对地月L2点探测器所处的弱稳定拟周期轨道,论证了基于日地月信息的自主导航方法的可行性,并进行了深入分析。首先,推导了会合坐标系下带有星历的精确导航动力学方程;其次,针对弱稳定轨道不同于近地强稳定轨道的特性,在基于日地月方位信息导航的基础上,提出了三种敏感器组合方案。使用迭代最小二乘方法给出导航仿真结果,并结合非线性可辨识性理论对这三种情况下历元状态的可辨识性及可辨识度进行分析。最后,仿真结果表明,使用日地月敏感器以及对地多普勒雷达可以满足历元状态的可辨识性、导航的收敛性以及系统经济性的要求。     

利用地月平动点轨位资源拓展航天器应用

作为地月空间中的一种重要资源,利用地月平动点轨道可以构建多种新型航天器系统,具有重要的应用价值。文章总结了国内外在地月平动点轨道应用方面的研究和论证情况,介绍了地月平动点及其轨道的特点,分析了地月平动点的可能应用领域,并提出了在对地实时观测和态势感知等方面的应用方案设想,分析了地月平动点应用涉及的轨道设计、远距离通信等关键技术,并给出了未来发展建议。     

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。     

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。     

星历模型下地月自由返回全飞行过程轨道设计

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。     

月球返回再入着陆场位置选择限定因素分析

月球返回再入着陆场不仅影响月-地返回转移和返回再入飞行,同时也影响整个月球飞行任务的规划和设计.文章首先分析了航天器与地-月间的相对位置关系;结合月-地返回转移及返回再入轨道特性,理清了月球、地球着陆场和航天器三者在惯性空间内相对位置的内在约束关系;最后分析并通过仿真研究,明确了制约航天器返回再入着陆场位置选择的限定因...     

基于多圆锥曲线法的着陆器奔月轨道设计与特性分析

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。     

基于联邦UKF算法的月球探测器自主组合导航

研究了月球探测器在地一月转移轨道阶段的自主导航方法，提出了利用地月位置信息和星光角距测量信息实现探测器自主组合导航的方案。针对导航系统的状态方程非线性的特点，将Unscented卡尔曼滤波算法和信息融合技术相结合，设计了新的联邦滤波器并应用于自主导航系统中。对这种导航方案进行了数值仿真，和传统的联邦滤波算法进行了比较。仿真结果表明，所提出的组合导航方法和联邦滤波算法的导航位置估计精度约为1km，速度估计精度约为0．01m／s，并且具有良好的鲁棒性和容错性能。     

载人月球车移动系统综述及关键技术分析

以载人月球车的发展和相关技术为对象,首先对国外载人月球车移动系统的概念设计进行了系统的综述,对载人月球车各种概念设计的特点进行了比较和分析,探讨了载人月球车的设计趋势;其次以阿波罗载人月球车移动系统结构为例,分析其移动系统的主要构成作为借鉴;然后从机构学、地面力学及动力学等方面在载人月球车研究中的应用现状进行了综述;最后提出了载人月球车移动系统的关键技术,指明了当前亟需解决的关键技术及难点所在。     

载人月面着陆与上升飞行器辐射环境适应性研究

载人月面着陆与上升飞行器是在载人月球探测任务中用于月球轨道与月面之间人员、货物往返的运输工具。针对载人月面着陆与上升飞行器全寿命周期内的辐射环境进行了分析,对近地轨道、地月转移及环月轨道的辐射环境中的高能带电粒子能谱进行了对比,对其辐射环境适应性进行了评估,提出了针对性的辐射防护建议,供月面着陆与上升飞行器设计参考。     

一种综合式载人月球基地总体方案及建造规划设想

构建载人月球基地是实现对月球资源深度开发和利用的重要手段之一,文章提出了刚性舱、刚性＋柔性结构以及建造式等三种典型结构的载人月球基地方案,并对三种典型方案的优缺点进行对比分析,在此基础上提出了一种综合式载人月球基地方案设想,基地内部主体创新性地采用充气式柔性连接的方式,外部主体包括月壤防护层、植物密封舱和应急救生飞船,活动系统包括月球车和月球机器人。围绕该方案并结合文章提出的载人月球基地主要技术指标,并对载人月球基地选址、结构设计和构建、空间辐射防护、热管理、能源、通信与导航、生命保障和应急救生技术等关键技术方案进行了分析,为中国未来建设载人月球基地提供了参考。     

遗传算法在载人飞船返回轨道一体化设计中的应用

载人飞船返回再入轨道设计的主要任务是确定出标准返回轨道和再入制导规律。遗传算法具有全局寻优的特点，适合于工程设计的要求。文章探讨采用遗传算法实现飞船返回轨道的一体化设计，并给出飞船返回轨道设计步骤。     

一种舱内/月面兼用登月航天服总体概念设计

航天员在月面驻留与活动离不开登月航天服的保护。文章考虑载人登月任务环境对登月航天服的各种特殊要求后,从满足环境适应性的服装工艺设计角度对登月航天服进行了总体概念设计:应用基于模型的系统工程（MBSE）方法,利用SysML搭建登月航天服模型,采取舱内/月面兼用设计模式;主要对其头盔、躯干主体部分、手套、靴子、生命保障背包,以及安全性可靠性等方面分别开展设计与说明。该设计思路和方案可为我国载人登月以及载人深空探测航天服设计提供参考。