地-月低能耗转移轨道中途修正问题研究

采用地-月低能耗转移轨道的探测器从地球停泊轨道转移到极月轨道一般需要3~4个月时间,这类转移轨道对入轨精度有较高的要求。本文对地月转移轨道中途修正问题进行了研究。文中结合地-月低能耗转移轨道的特点,给出一种分段式多目标多次中途修正方案。利用显式制导结合牛顿迭代,分别以地球和月球作为中心天体求解兰伯特问题,在假设探测器各种轨道误差的基础上进行了蒙特卡罗仿真。采用该方法一般需要3~5次中途修正能够满足月球探测器环月轨道入轨精度要求,整个转移过程燃料消耗小于传统地月转移轨道。文中给出的仿真结果验证了该方案的可行性。     

发射极月卫星的转移轨道研究

极月轨道是轨道面垂直于月球赤道面的月球卫星轨道,这是新一轮的月球探测活动常用的轨道。本文对发射极月卫星的转移轨道进行了全局性的研究。转移轨道的近地点高度、近月点高度及从近地点到近月点的飞行转移时间都是预先选定的。本文采用全局迭代法找出所有满足条件的转移轨道,并对其特性进行了分析。迭代过程中所需的全局状态转移矩阵是基于矩阵微分方程和飞行器运动的微分方程一起用数值积分法求得的。     

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。     

定时定点月面着陆全程轨道控制设计

针对定时定点月面着陆的目标要求，提出了全程轨道控制设计方法。进行了包括地月转移、近月制动、环月降轨和动力下降的全程轨道控制的分段设计和联合规划，实现在入轨轨道偏差条件下的定时定点月面着陆。分别构建了中途修正、近月制动、环月降轨三段轨道控制的规划变量和目标参数；根据轨道倾角建立了动力下降点与着陆点的匹配转换关系。设计了中途修正、近月制动、环月降轨、动力下降的全程轨道控制策略的联合规划。建立了着陆位置偏差与轨道倾角偏差、着陆时间偏差与轨道半长轴偏差的修正关系，修正设计了中途修正目标倾角和近月制动目标半长轴。仿真算例表明，在入轨偏差轨道条件下，保证了中途修正后的飞行轨道与标称轨道基本一致，实现了与标称状态基本一致的定时定点月面着陆。可应用于月球着陆、月球采样返回以及载人登月等实施月面定时定点着陆任务的轨道设计和控制实施。     

嫦娥五号探测器多圈调相地月转移应急轨道设计与分析

针对嫦娥五号任务上升段末期火箭二级发动机可能出现的提前关机故障造成入轨半长轴偏差较大和中途修正速度增量超限问题,提出了多圈调相地月转移轨道应急控制策略.首先,分析了不同入轨半长轴偏差、中途修正时刻与中途修正速度增量消耗之间的关系;其次,针对半长轴偏差较大问题,基于微分改正算法与B平面参数,设计了解析窗口搜索与多圈调相地...     

多目标进化算法在航天器转移轨道中途修正中的应用

理论上只要根据初始轨道转移点和目标轨道进入点的信息,计算并产生转移所需速度增量,就可以完成航天器的轨道转移.但是由于误差的影响,需要在转移轨道飞行中进行中途修正,修正时刻的选择决定了入轨精度和燃料消耗.本文选择二次修正策略,设计了一种多目标进化算法,以Pareto秩和小生境参数共享函数计算个体适应度,采用共享函数选择法、自适应变异法进行遗传操作.同时构造外部种群储存Pareto最优解,并引入最优解集边界值以加快算法收敛至非劣解集前端的速度.通过仿真验证,该算法能够较完整地得到中途修正时机问题的Pareto最优解集,且分布均匀,满足工程实际的需要.     

深空机动对运载火箭发射火星探测轨道研究

为解决长征(LM)运载火箭发射火星探测器转移轨道时，因低温入轨级最长允许滑行时间及测控限制，有效发射日期窗口亟需拓展的问题，采用主矢量理论结合序列二次规划算法(SQP)，研究了探测器深空机动(DSM)对优化运载火箭发射火星转移轨道的作用。在发射直接转移火星探测轨道算法基础上，重点研究了包含引力影响球(SOI)内近地及近火飞行段后，采用主矢量获取深空机动最优猜测初值的分析算法，通过直接使用探测器近火点目标轨道参数优化运载火箭发射轨道，研究对比不同优化目标及设计约束下深空机动的分析结果，证实深空机动对降低转移轨道总发射能量需求、拓展发射日期窗口的高效性；该算法已应用于工程设计。     

月地转移轨道中途修正方法及策略

针对月地转移轨道中途修正,以再入角、再入点地心距和地面落点位置为目标,提出一种基于线性修正的固定落点中途修正方法。以一条半弹道式再入的月地转移轨道为例,采用该方法研究中途修正速度增量与修正时机的关系,并基于蒙特卡洛仿真对两次修正的中途修正策略进行验证。计算结果表明,文章提出的中途修正方法及策略能够满足月球采样返回任务对再入参数及落点位置的要求。     

软着月任务窗口与轨道设计方法研究

建立了一套应用于多约束条件下软着月任务的窗口计算以及轨道设计方法。针对经历发射 段、地月转移段、绕月段及动力下降段的月球探测器,综合考虑各个特征点的位置、光照、 测控等约束,结合轨道特性,采用着月点→近月点→入轨点→发射点倒推的方式,快速确 定探测器的发射窗口。在其中选择发射时刻后即可计算转移轨道的轨道根数初值,并搜索计 算精确轨道。该方法对于我国月球探测后期工程的发射窗口计算与轨道设计工作有较重要的 参考价值。
     

FY-2C星发射轨道计算与分析

根据卫星发射窗口的一般性和风云二号(FY-2)C气象卫星特定限制条件,计算了2004年10月19日符合要求的发射窗口.在比较上午和晚上发射窗口的基础上,确定C星选择上午发射窗口.给出了影响卫星定点捕获所需速度增量的入轨轨道参数和点火姿态等因素,并仿真计算了轨道半长轴、近地点高度、倾角和近地点幅角与速度增量的关系.分析结果表明,卫星发射窗口的确定与星、地、日间的位置密切相关.入轨偏差越小,定点捕获所需肼燃料消耗也越少.     

嫦娥二号探测器轨道确定与支持

针对嫦娥二号探测器直接进入地月转移轨道、距月面100km高度捕获月球、完成既定任务后飞往日地第二拉格朗日平动点等飞行轨道方面的新特点,分析了定轨预报策略,利用事后精密轨道,全面评估了关键变轨点定轨预报和变轨后快速定轨的精度,其中,近月制动前3h定轨预报至近月点的位置误差为1km,速度误差为 0.3m/s 。利用不同月球引力场模型进行环月轨道精密定轨,根据实测数据残差分析和精密星历比对的结果,采用SGM100h引力场模型的定轨残差均方根最大。此外,针对嫦娥二号扩展任务,分析了不同测轨条件下的定轨精度,测量数据残差分析结果表明,在扩展任务中途修正前的定轨弧段内,测距、时延和时延率数据的残差分别为5m,5ns和1ps/s。     

基于普适变量法的火星探测器轨道初步设计及仿真

对基于普适变量的火星探测器轨道初步设计进行了研究。设计了地火转移轨道段、地球逃逸轨道段,以及基于B平面法的中途修正方法。绘制了2013年火星探测发射和到达能量等高图,将得到地火转移轨道的初始参数输入STK软件获得了空间真实摄动环境中的火星探测轨道。     

考虑月球扁率修正的月球卫星自主导航

针对月球扁率对月球紫外敏感器的月心方向矢量确定的不利影响,研究了月球紫外敏感器的测量原理和敏感到月平边缘时满足的几何约束,提出了一种考虑月球扁率的月心矢量确定方法。并进一步的结合地球敏感器和太阳敏感器的测量信息,研究了基于日地月方位信息的月球卫星自主轨道算法,并评估了月球方位确定算法对导航精度的影响。仿真结果表明,在太阳敏感器、地球敏感器和月球敏感器的精度分别为0.02°(3σ)、 0.05°(3σ) 和0.1°(3σ)的假设下,考虑月球扁率修正的月球卫星的自主导航位置精度能达到300m(3σ),导航速度误差能达到0.6m/s(3σ), 从而保证了环月卫星的导航精度。     

面向中末交接班的临近空间拦截弹弹道优化

针对反高超声速目标拦截弹中末制导交接班窗口小、变化快引起的交接班难题,设计了带终端位置和速度指向约束的拦截弹中制导弹道。首先,考虑交接班时间、动压、热流、过载、控制量以及终端弹道倾角等约束,建立了拦截弹纵向平面中制导弹道优化模型;其次,构建了中制导段的弹目拦截几何,提出了能量受限的侧窗探测拦截弹中末制导交接班窗口概念,并将其作为拦截弹中制导段弹道设计的终端约束条件;然后,基于hp自适应网格细化方法设计了面向中末交接班的优化弹道。仿真结果表明,所构建的中末制导交接班窗口条件完备有效,能较好描述中制导末端约束条件,所设计的优化算法收敛速度快、求解精度高。另外,通过仿真提出了临近空间拦截弹宜采用背风探测的交接班方案。     

不同月球借力约束下的地月Halo轨道转移轨道设计

针对地月系L2点不同任务需求下的低耗能转移轨道设计问题,基于不变流形理论与混合优化技术,深入研究了不同月球借力约束与不同幅值Halo轨道的入轨点（简称HOI点）对转移轨道飞行时间与燃料消耗的影响,给出了HOI点选择策略。首先结合任务要求并考虑月球引力影响,在月球借力点施加不同约束条件,通过微分修正算法调整Halo轨道的稳定流形,设计月球到Halo轨道的转移轨道。采用遗传算法与微分修正算法相结合的混合优化策略,在同时考虑地球停泊轨道高度、倾角、升交点赤经与航迹角等多约束条件下,对燃料最优的地月转移轨道进行研究。最后,分析月球借力高度、借力方位角和不同HOI点对平动点转移轨道飞行时间与燃耗变化量的影响,对于考虑月球借力的地月平动点转移轨道设计与应用具有重要的参考价值。     

基于日地月方位信息的月球卫星自主导航

采用自主导航技术，可以降低月球卫星的任务成本，提高其生存能力。现研究了利用太阳敏感器、地球敏感器和月球敏感器测量出的卫星-太阳、卫星-地球和卫星-月球方向矢量作为观测量，采用迭代最小二乘方法、定历元时刻的卫星状态，并以轨道预报的方式实现月球卫星的自主导航。对该自主导航算法进行了数学仿真，分析比较了敏感器精度、部分轨道参数等因素对定位精度的影响，总结了其变化规律。最后对比了迭代最小二乘方法与扩展卡尔曼滤波的导航仿真结果，结果表明前者具有更高的精度。