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。     

地月系L2点Lissajous轨道卫星对地月的跟踪规律研究

地月系L2点附近的Lissajous轨道,可以用于月球背面探测。以此为背景,研究运行于Lissajous轨道上的中继卫星对月球和地球的跟踪规律。给出非常适于两轴转动天线运动分析的Lissajous轨道卫星的姿态描述,并初步分析了该卫星本体姿态的测量方案。推导天线中心指向地心和月心的机动角变化规律,并用统计的方法给出了对地跟踪不被月球遮挡的概率;分析Lissajous轨道参数与跟踪规律的关系;基于避免同时处于遮挡区考虑,设计了中继卫星的任务交替策略;最后,研究天线波束宽度对指向精度的影响。所得跟踪规律经数值验证是正确的。     

地-月系平动点及Halo轨道的应用研究

地-月系统的平动点L1点及L2点的Halo轨道在探月工程中有重要的应用价值,可分别用于地月连续通信覆盖和月球背面的探测。由于在地-月系统中太阳的引力不可忽略,特别是在长时间作用以后,其动力学行为与摄动力较小的日-地系统有明显的不同。本文分析了如何利用太阳引力进入地-月系统的L1点及L2点的Halo轨道、以及由Halo轨道进入近月轨道的问题,两者综合起来构成了一条完整的地月低能转移轨道。研究结果对探月轨道设计有一定的参考价值。     

地月系平动点轨道动力学建模与控制策略研究

根据嫦娥四号探测器开展月球背面探测的中继通信需求,基于地月系平动点特性,建立考虑三体引力的高精度动力学模型,给出不同飞行阶段的轨道求解方法。在动力学模型和求解方法基础上,结合嫦娥四号\"鹊桥\"中继卫星的轨道设计,提出了最佳轨道方案和轨道控制策略。\"鹊桥\"卫星的飞行实践结果表明:动力学建模及轨道设计结果正确,满足中继任务需求,相关模型和方法可为未来平动点任务提供参考。     

地月系中探测器定点在三角平动点附近的位置漂移及其控制问题

对地月系中三角平动点的稳定状态以及在该点附近定位探测器的可能性作了深入探讨,研究表明,尽管地月系中的μ值较大 (μ=1／80) ,在圆型限制性三体问题意义下,所允许的初始状态偏离程度可以很大,但由于第四体（太阳）引力摄动太大（其量级可达2×10 -2>μ) , 将探测器无控制地定点在其三角平动点附近的可能性几乎不存在。如果有这种定点需要,则必须在运行过程中按偏离的规律进行轨控,就像地球静止卫星在赤道上空定位控制那样,进行“东西”控制（相当于轨道半长轴的控制）和“南北”控制（相当于轨道倾角的控制）.     

地月平动点小推力多目标交会任务设计与分析

针对未来地月空间中平动点周期轨道上的多航天器在轨服务需求,首次探讨了平动点附近的小推力多目标交会问题。首先,建立了多目标交会的混合整数规划模型。其次,给出了周期轨道上小推力航天器交会轨迹的求解流程,并提出了一种基于截断策略的平动点交会轨迹数据库生成方法;在该方法的基础上,结合改进蚁群算法（ACO）和遗传算法（GA）分两阶段优化,获得最优的交会序列和交会时间。最后,将上述方法应用于对称南北Halo轨道上均匀分布的多颗卫星交会任务的算例仿真。研究结果不仅表明截断策略能够在保证求解结果最优性的前提下降低数据库体量和生成耗时,还揭示了交会优先级与目标相位差之间关系,为未来平动点航天器的在轨服务规划及在轨组装等任务提供技术支撑。     

地月平动点轨道应用与研究进展

面向未来月球和深空探测任务的需求,调研了地月平动点应用与研究的国内外现状与进展,着重分析了近年来的研究方向、研究内容、技术方法与特点,提出了面向未来月球和深空探测任务的地月平动点应用构想,梳理总结了需解决的相应关键技术,可为未来平动点相关研究与应用提供有益借鉴,以及为我国后续月球和深空探测任务的规划与论证提供参考。     

地月平动点尘埃动力学特性原位探测方法研究

为考察在地月平动点EML4、EML5可能存在的尘埃云的动力学特性,需研究能够覆盖较宽速度范围的尘埃颗粒动力学原位探测方法及技术。针对国内即将实施的Kordylewski尘埃云（KDC）探测任务,已有的栅网式尘埃速度矢量探测方法难以满足对高速颗粒的探测需求。作者提出通过在栅网式探测装置最后增加靶标以同时获得高速和低速颗粒的动力学特性参数,并对气凝胶靶标、电阻丝靶标、金属板靶标、电容式靶标、薄膜靶标及光帘式靶标等的适用性和优缺点进行分析比较后,建议采用栅网‒金属电离复合式探测方法。     

探测器定点在日-地＋月系三角平动点附近的轨道控制

日-地+月系统的三角平动点相对两个中心天体不变的几何构型使得它们可以作为某些特殊探测器的放置场所.尽管在圆型限制性三体问题下三角平动点附近的运动是稳定的.在探测器的实际运行过程中,由于其它天体的摄动,轨道控制仍是需要的.根据三角平动点的动力学特征对探测器定点在日-地+月系统的三角平动点附近的轨道保持问题作了相应的研究.     

平动点轨道的动力学与控制研究综述

平动点轨道在深空探测领域具有重要的应用价值,引起了国内外航天界的密切关注.详细介绍了平动点轨道的发展历史,并深入剖析平动点附近的相空间结构和同＼异宿连接的力学机制;论述Halo轨道转移方式的实现、轨道维持策略及平动点轨道的姿态描述,然后讨论了实现深空组网的平动点星座建立.平动点具有十分丰富的内容,在轨道动力学其他领域亦有扩展,细致分析了平动点理论在地月转移、太阳帆轨平动点以及近地编队飞行等方面的应用.     

CHANG'E-2 lunar escape maneuvers to the Sun–Earth L2 libration point mission

This paper addresses lunar escape maneuvers of the first Chinese Sun–Earth L2 libration point mission by the CHANG'E-2 satellite, which is also the world's first satellite to reach the L2 point from a lunar orbit. The lunar escape maneuvers are heavily constrained by the remaining propellant and the condition of telemetry, track and command, among others. First, these constraints are analyzed and summarized to design a target L2 Lissajous orbit and an initial transfer trajectory. Second, the maneuver mathematical models are studied. The multilevel maneuver schemes which consist of phasing maneuvers and a final lunar escape maneuver are designed for actual operations. Based on the scheme analysis and comparison, the 2-maneuver scheme with a 5.3-h-period phasing orbit is ultimately selected. Finally, the mission status based on the scheme is presented and the control operation results are discussed in detail. The methodology in this paper is especially beneficial and applicable to a future multi-mission instance in the deep space exploration.     

解析计算在月球中继卫星Halo轨道设计中的应用

面向月球中继卫星工程轨道设计需求,研究解析计算方法在地月系L2点halo轨道设计中的应用问题。在讨论圆型限制性三体问题三阶解析近似计算方法的基础上,分析了解析计算与数值计算的差异,给出了解析近似计算在工程约束下的适用范围,进而提出了基于解析计算的轨道设计和特征筛选方法。分别采用解析初值和数值初值进行halo轨道外推,比对验证采用解析计算设计轨道的可行性。研究结果表明,解析计算方法适用于月球中继卫星轨道的初步设计、特征分析和构型筛选。     

三角平动点的探测与开发:回顾与展望

三角平动点作为圆型限制性三体问题中的动力学平衡点,因其独特的稳定性和几何位置,近年来在深空探测任务中备受关注。本文回顾了三角平动点的研究进展,并展望其未来应用方向。基于临界质量比理论,分析了三角平动点的线性与非线性稳定性。探讨了三角平动点附近的周期轨道,包括长/短周期轨道、马蹄形轨道和蝌蚪形轨道的形成与演化特性。针对三角平动点探测任务,对比了不同轨道转移策略的燃料消耗与飞行时间,分析了轨道维持和编队飞行的代价,同时还分析了三角平动点探测任务面临的理论、技术和工程挑战。在应用层面,三角平动点为深空观测、引力波探测及空间基础设施部署提供了理想平台。     

嫦娥二号卫星轨道设计

嫦娥二号卫星的轨道设计是在充分继承嫦娥一号轨道设计的理论和方法的基础上进行的,并在此基础上做了适应性改进。轨道设计的主要内容包括参数选择、发射窗口、速度增量需求以及嫦娥二号卫星和嫦娥一号卫星不同点的对比,提出了整个飞行轨道的设计思想。     

地月循环轨道动力学建模与计算研究

根据地月循环轨道的概念,按照生成第二类周期轨道的弧段进行分类,并讨论了其共振性与对称性在轨道设计与应用中的作用。然后归纳了三种循环轨道的动力学建模与计算方法及其轨道延拓策略,最后总结了三种方法的利弊和应用轨道类型。对地月系统循环轨道的研究和分析,能够为我国未来载人登月工程提供一种新的思路与理论支持。     

多GNSS掩星大气探测卫星星座设计

为减少无线电掩星(RO)大气探测星座的卫星数量并增加探测数据量,将北斗（BD）和GPS、Galileo、GLONASS共同作为探测信源,提出一种多全球导航卫星系统（GNSS）掩星大气探测星座概念和优化设计方法。融合先验大气模型和二维射线追踪算法,建立兼容多GNSS信源的掩星事件前向模拟算法,实现掩星事件快速精确仿真;给出多GNSS掩星大气探测星座参数对探测性能的影响特性,降低了星座模型的复杂度;并利用改进的蚁群算法实现星座参数寻优。设计结果与COSMICII星座相比,卫星数量减少2颗,探测数据量增加了40%,探测均匀性提高了67%。     

非静止轨道通信卫星星座间同频干扰概率分析

随着全球非静止轨道（non-geostationary orbit,NGSO）通信星座系统的大规模部署及应用,使用相同频率的星座系统之间存在着相互干扰的风险。NGSO系统间同频干扰概率的有效评估方法及合理评价指标是评估干扰风险及设计规避策略的基础,通过分析星座构型与地面站可视空域内卫星出现概率分布特性的关系,利用地面站接收端干扰噪声比保护阈值,建立了概率评估参数指标,并以OneWeb系统、O3b系统以及SpaceX系统为例,分析了全球范围地面站不同NGSO系统间发生有害干扰的概率分布特性。当系统间卫星出现概率分布趋同,会使有害干扰概率增加;反之,不同NGSO系统卫星在可视空域出现概率分布的较大差异会有效降低有害干扰概率。     

CE5T拓展试验轨道精度分析

针对嫦娥5T服务舱(CE5T)拓展试验中的绕地大椭圆轨道,分析了轨道动力学演化趋势,通过测轨数据类型组合策略分析了统一S频段测量(USB)和甚长基线干涉测量(VLBI)在定轨中的贡献,得到了百米级的精密定轨精度;针对地月第二平动点(L2)绕飞轨道,分析了地心和月心积分的轨道动力学差异,制定了精密定轨的参数求解策略,得到了百米级的精密定轨精度;针对月球交会对接轨道的特点,选取三种不同的重力场模型定轨,比较了三者在轨道预报和数据拟合的差异,并与嫦娥3号(CE3)环月轨道的定轨精度进行比对,验证了不同重力场的适用范围,从计算精度和效率两方面制定了优化的定轨策略。     

低轨星座系统业务建模与仿真

低轨星座系统组网复杂,业务类型多且动态性强。为对系统业务进行分析和估计,首先 构建其业务建模与仿真框架,其中业务模型分为业务源模型和网络模型,业务源模型采用分 层触发方式实现对网内用户行为的精确描述,网络模型采用模块化方式以增强可扩展性。在 此基础上,针对“天基＋地基”模式的星座系统建设方案,对境外业务进行分析,基于业务 模型设计仿真场景,通过仿真获得不同用户数下星际链路所需承载的业务量,较好地解决 了卫星星际链路有效载荷的重量分配问题,为低轨星座系统的设计和性能评估提供参考。
     

美国AEHF军事通信卫星推进系统及其在首发星上的应用

美国先进极高频（AEHF）项目将采用4颗运行于地球同步轨道（GEO）的AE—HF军事通信卫星。AEHF卫星的推进系统由远地点发动机、姿态控制发动机组和双模式霍尔电推进子系统组成。首发星AEHF-1是世界上首个采用霍尔电推进系统执行发射后轨道提升任夯的GEO卫星。AEHF-1卫星星箭分离后,远地点发动机未能正常工作,因此只能采用其余两套推进子系统执行轨道提升任务,并提前启用霍尔电推进子系统,以确保卫星寿命。对AEHF项目、AEHF卫星及其推进系统,以及星箭分离后AEHF-1卫星推进系统的应用情况进行论述,为我国GEO卫星采用双模式霍尔电推进系统执行轨道提升和在轨位置保持任务提供参考。