地-月L2点中继星月球近旁转移轨道设计

位于地月L2点周期轨道的中继星将首次为"嫦娥4号"月球背面着陆探测任务提供通信中继服务。中继星转移轨道设计是中继任务实施的关键环节。针对中继星转移轨道存在转移时间、近月点高度和halo轨道振幅等约束条件,系统研究了基于月球近旁的地月L2点转移轨道设计方法。首先基于限制性三体模型,分析了halo轨道族与着陆点可见性关系;然后将月球近旁转移轨道分为地月直接转移段和地月动平衡点附近周期轨道拟流形入轨转移段,采用带有状态约束的微分修正算法对这两段轨道进行拼接,得到了从地球附近至目标轨道族的月球近旁转移轨道;最后,针对南族halo轨道分析了halo轨道振幅和月球飞越高度对转移轨道设计的影响,以及转移轨道的入轨相位分布。仿真结果表明:月球近旁转移轨道设计方案具备工程上的可行性与优越性。该方案可以为实际工程任务和应用提供参考。     

地月L2点周期轨道的月球背面覆盖分析

地月L2点附近轨道具备独特的动力学和运动学特性,是月球背面探测任务的中继卫星首选布设位置。面向未来月球背面探测任务的中继通信需求,分析并研究了地月L2点周期轨道(halo轨道)对月球背面的覆盖。在圆型限制性三体问题模型下,研究并给出了halo轨道族延拓计算方法,基于延拓法设计了地月系大范围南北halo轨道族;给出了中继卫星的月球背面覆盖计算模型,定义了相应的时间覆盖因子;数值仿真了地月系南北halo轨道族的月球背面覆盖情况。研究结果表明:地月L2点周期轨道幅值和类型决定其对月面的覆盖性,幅值较小的轨道的月面整体覆盖性较好,幅值较大的轨道对月球南北极覆盖较好,南北族轨道分别有利于月球南北半球的覆盖。文章研究可为我国"嫦娥4号"月球背面探测任务的中继星轨道设计提供有益参考和借鉴。     

地月平动点中继应用轨道维持

地月平动点中继应用轨道对于月球背面探测具有十分重要的应用价值,由于地月平动点的不稳定性,必须进行轨道维持。文章研究了真实力模型下月球平动点中继应用轨道的维持。首先,基于限制性三体问题下平动点轨道的运动特性,研究了平动点轨道维持的数学模型与维持策略,提出了平动点轨道维持的连续环绕控制方法,并给出了轨道维持的Halo和Lissajous两种控制方式;其次,充分考虑各天体和光压摄动下,采用数值手段研究了不同幅值的地月平动点周期中继应用轨道的维持间隔与速度增量等。研究结果表明:Lissajous控制方式适用于月球平动点中继应用轨道的维持,在给定测控精度条件下,维持间隔约7.4d,速度增量优于20m/s/a。该方法已经成功应用于我国"嫦娥2号"日地平动点任务和"嫦娥5T1"地月平动点任务并获得了良好的控制效果,还可直接应用于我国未来"嫦娥4号"等月球背面探测任务。     

地月L2点中继星长阴影影响研究

地月L2点中继星环绕地月L2点飞行时,会经历由地球或月球遮挡太阳而产生的阴影,部分阴影时长较长,中继星进入长阴影,严重时会威胁卫星平台安全。基于月球背面软着陆探测工程目标和中继星绕飞地月L2点halo轨道特性,分析长阴影的分布特征,以及阴影时长与轨道相位、振幅、构型等因素的关系,进而对长阴影的规避方法和适用范围进行探讨。研究结果为地月L2点中继星长阴影问题提供了分析方法和应对方案。     

“嫦娥4号”中继星应急轨道控制策略设计与分析

"嫦娥4号"中继星作为"嫦娥4号"任务的重要组成部分,不同于其它月球探测器,首次选择绕地月L2平动点运行的Halo轨道以保证为月球背面的着陆器和巡视器提供连续的中继通信服务,这面临诸多技术挑战。基于任务需求和工程约束,梳理了中继星全寿命与轨道控制相关的故障类型,制定了多级应急控制目标,给出了分阶段应急轨道控制方案,提出将Lissajous轨道作为应急备选使命轨道,分析了推进剂消耗、中继测控条件和可行性,研究成果直接应用于中继星任务工程实践。     

“嫦娥4号”中继星任务分析与系统设计

作为"嫦娥4号"任务的重要组成部分,中继星将为着陆器和巡视器提供中继通信支持。不同于其它月球探测器,中继星首次选择了绕地月L2平动点运行的晕(Halo)轨道以保证对月球背面的着陆器和巡视器提供连续的中继通信服务,面临诸多技术挑战。在对中继星任务特点进行分析的基础上,梳理了研制中的技术难题,包括使命轨道的选择、使命轨道的到达和长期维持、中继通信体制选择等,并提出了解决方案。中继星的总体设计方案概述也在文中给出。     

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。     

“嫦娥4号”中继星任务轨道确定问题初探

"嫦娥4号"任务将采用着陆器、巡视器和绕飞地月拉格朗日L2点中继星进行月球背面的探测,中继星已先期发射,进入环绕地月L2点的晕(Halo)轨道。在中继星使命轨道动力学模型的基础上,通过相关仿真工作,开展了中继星在Halo轨道上的摄动源量级及影响定轨预报的主要因素分析,结果表明:太阳光压摄动是其主要影响因素。为降低其相关影响,提高定轨精度,在太阳光压球模型的基础上,结合中继星在轨运行特点及其星体结构特点,提出了一种求解光压等效面积的方法。经仿真分析,使用修正后的太阳光压球模型进行定轨求解,速度精度可提升约一个量级。     

短消息

正6月14日,我国探月工程嫦娥四号任务中的鹊桥中继星成功实施轨道捕获控制,进入环绕距月球约6.5万公里的地月拉格朗日L2点的Halo使命轨道,成为世界首颗运行在地月L2点Halo使命轨道的卫星。后续,鹊桥中继星将在此轨道陆续开展在轨测试和中继通信链路联试,为今年年底择机发射的嫦娥四号月球探测器提供地月中继测控通信。     

“嫦娥4号”中继星使命轨道段定轨计算与分析

"嫦娥4号"中继星是"嫦娥4号"探测器实现月球背面着陆与巡视的关键,目前正稳定运行在地-月L2点使命轨道上,该使命轨道为平均周期约14天的南族Halo轨道。因任务的需要,中继星本体系+Z轴需调整指向,处于正对太阳和非正对太阳两种状态。太阳光压在中继星+Z轴对日的情况下会加速卫星的角动量累积,增加卫星卸载喷气频次。基于中继星使命轨道段测控支持条件,采用重叠弧段法对两种状态下的中继星定轨精度进行分析与评估。结果表明,在中继星+Z轴非对日运行状态下,重叠弧段位置误差为1.6 km,速度误差为8 mm/s;在中继星+Z轴对日运行状态下,重叠弧段位置误差为0.6 km,速度误差为3 mm/s,这对中继星的长期运行具有重要参考价值。     

环月轨道交会的载人登月任务轨道与窗口规划

针对环月轨道(Low Lunar Orbit,LLO)共面交会支持的"人货分离"载人登月任务,提出了一种任务窗口与轨道一体化规划方法。分析了基于LLO共面交会的"人货分离"载人登月任务的基本流程和工程约束;针对任务各阶段窗口与轨道求解问题,提出了以动力下降时刻为迭代初值的窗口规划策略,并建立了高精度模型下的环月轨道、双二体模型下的人员和货物运输轨道规划模型。以载人月球探测中国科学家命名的环形山为假想背景,给出仿真实例,仿真结果验证了文章所提方法的正确性,为探月工程任务提供了一种有效的窗口与轨道设计工具。     

Design and analysis of an extended mission of CE-2: From lunar orbit to Sun–Earth L2 region

Chang’E-2 (CE-2) has firstly successfully achieved the exploring mission from lunar orbit to Sun–Earth L2 region. In this paper, we discuss the design problem of transfer trajectory and at the same time analyze the visible segment of Tracking, Telemetry & Control (TT&C) system for this mission. Firstly, the four-body problem of Sun–Earth–Moon and Spacecraft can be decoupled in two different three-body problems (Sun–Earth + Moon Restricted Three-Body Problems (RTBPs) and Earth–Moon ephemeris model). Then, the transfer trajectory segments in different model are computed, respectively, and patched by Poincaré sections. The full-flight trajectory including transfer trajectory from lunar orbit to Sun–Earth L2 region and target Lissajous orbit is obtained by the differential correction method. Finally, the visibility of TT&C system at the key time is analyzed. Actual execution of CE-2 extended mission shows that the trajectory design of CE-2 mission is feasible.     

从日地系统L2出发借力月球飞越近地小行星

对于停留在日地系统L2的“嫦娥2号”探测器,其后续飞行方案有多个选项,例如主动撞月或重返月球轨道、返回地球轨道或再入大气、飞往地月系统L1/L2或日地系统L1、进入深空飞越近地小行星(最终,“嫦娥2号”于2012年12月13日成功地实现了对Toutatis小行星的近距离飞越)。探讨上述的飞行方案需要对飞行轨道进行初步设计,总的速度脉冲限制在100 m/s以内并且需要考虑探测器同时受到太阳、地球、月球的引力作用。本研究设计了探测器从日地系统L2出发借力月球实现Toutatis小行星飞越的飞行方案,与直接飞越方案相比,借力月球可以进一步节省探测器的燃料消耗,其等效速度脉冲设计值为58.47 m/s。     

载人地月混合轨道一次脉冲应急返回轨道分析

对于载人地月转移任务，应急返回轨道是航天员安全返回地球的保障。针对载人混合轨道地月转移对安全性要求高的特点，基于载人地月混合轨道，提出了3种一次脉冲的应急返回轨道，即直接返回、即刻机动绕月返回及绕月后机动返回等模式。研究了不同时刻发生故障后，利用3种应急模式返回地球的转移时间和速度增量等特性，研究了载人地月转移全过程出现故障后的应急方式，总结了3种应急模式的应用特点及优劣，可为载人月球探测任务顶层任务分析与设计提供参考。     

Design and analysis of a direct transfer trajectory from a near rectilinear halo orbit to a low lunar orbit

A near rectilinear halo orbit (NRHO) is regarded as a potential orbit for a future deep space station that can effectively support sustainable crewed lunar exploration missions. In this paper, the L₂ southern NRHOs are selected as the research object, and a direct transfer trajectory from an NRHO to a low lunar orbit (LLO) is designed and analyzed. First, based on the circular restricted three-body problem, the characteristics of NRHOs are discussed including geometric behaviour, stability and synodic resonance. Second, optimal direct transfer trajectories are obtained by combining a local gradient optimization with a numerical continuation strategy. A reachable domain calculation model is established. Finally, simulations are carried out to verify the feasibility of the trajectory design method. The relationship between the velocity change and the reachable domain is further analysed through simulation calculations.     

Alternative transfer to the Earth–Moon Lagrangian points L4 and L5 using lunar gravity assist

Lagrangian points L4 and L5 lie at 60° ahead of and behind the Moon in its orbit with respect to the Earth. Each one of them is a third point of an equilateral triangle with the base of the line defined by those two bodies. These Lagrangian points are stable for the Earth–Moon mass ratio. As so, these Lagrangian points represent remarkable positions to host astronomical observatories or space stations. However, this same distance characteristic may be a challenge for periodic servicing mission. This paper studies elliptic trajectories from an Earth circular parking orbit to reach the Moon’s sphere of influence and apply a swing-by maneuver in order to re-direct the path of a spacecraft to a vicinity of the Lagrangian points L4 and L5. Once the geocentric transfer orbit and the initial impulsive thrust have been determined, the goal is to establish the angle at which the geocentric trajectory crosses the lunar sphere of influence in such a way that when the spacecraft leaves the Moon’s gravitational field, its trajectory and velocity with respect to the Earth change in order to the spacecraft arrives at L4 and L5. In this work, the planar Circular Restricted Three Body Problem approximation is used and in order to avoid solving a two boundary problem, the patched-conic approximation is considered.     

载人月球极地探测定点返回轨道设计

针对载人月球极地探测任务，对定点返回轨道优化设计问题进行了研究。根据月球极地轨道的特性，介绍了三种返回轨道机动方案。结合三脉冲变轨方案，采用了从初步计算到精确计算的串行求解策略，对定点返回轨道进行优化设计。初步计算阶段，建立了基于近月点伪参数的三段二体拼接模型，将三脉冲机动段与月球逃逸段解耦，求解轨道初值；精确计算阶段，提出了两段拼接方法，分别进行逆向和正向高精度数值积分。经过仿真测试，验证了该策略求解的有效性和准确性。最后，通过大量的仿真计算，分析了定点返回轨道的特性。研究结论对未来载人月球极地探测定点返回轨道方案的设计具有重要的参考价值。     

嫦娥一号卫星地月转移轨道中途修正分析

 中国第一颗月球探测卫星“嫦娥一号”于2007年10月24日成功发射并于11月7日顺利进入了距月面200km的科学探测的使命轨道,原计划在整个飞行过程中比较关键的轨道段是地月转移轨道段。要进行2至3次中途轨道修正,而实际的飞行结果只在第41h作了一次很小的修正,所用的速度增量是4.8m/s。基于有关的实测数据对此进行详细的分析,以期获得一些规律性的认识。     

Impact of far-side satellite tracking on gravity estimation in the SELENE project

Preliminary results of numerical simulation are presented to examine the gravity estimation capability in the Japanese lunar exploration project SELENE (SELenological and ENgineering Explorer), which will be launched in 2003. One of the new characteristics of the SELENE lunar gravimetry is 4-way satellite-to-satellite Doppler tracking of a low-altitude lunar orbiter by means of a high-altitude relay satellite. It is shown that planned satellites configuration will provide a good far-side data coverage of the lunar orbiter and will improve lunar gravity field as well as far-side selenoid.