地月Halo与DRO支持的往返月球任务轨道

面向未来载人月球与深空探测任务需求,针对地月系统中低能往返环月轨道与平动点轨道的转移设计问题进行研究,在不同三体轨道下系统分析了环月轨道变化对任务飞行时间与燃料消耗等关键参数的影响,并提出月球往返轨道初值猜想搜索策略。为解决设计变量初值敏感性问题,结合空间不变流形与目标平动点轨道构型特性,采用微分修正算法快速构造初始转移轨迹。在同时考虑近月点与燃料最优转移多约束条件下,通过多重配点打靶法与序列二次规划算法对环月轨道与平动点轨道间往返轨迹进一步研究,并推导了约束方程的梯度公式提高计算效率。为分析往返轨道特性与验证设计策略的有效性,针对不同环月轨道倾角、三体轨道幅值等参数变化与转移时间、燃耗的关系进行分析,设计结果对探月飞行器近月空间部署往返轨道设计及参数选取具有重要的参考意义。     

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。     

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...     

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。     

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。
     

地月空间对称自由返回轨道设计与分析

为快速设计出适合载人月球探测任务和地月空间人员运输任务的自由返回轨道,在三体模型下研究了地月空间对称自由返回轨道的设计方法及其轨道特性。首先,在圆型限制性三体模型建立自由返回轨道地心旋转系下二维极坐标动力学模型。其次,根据自由返回轨道对称特性建立求解模型,选择近月点y轴速度为控制变量,并基于月球逃逸速度给出控制变量初值估计方法,提出了不同地心和月心运行方向的对称自由返回轨道搜索策略。最后,分析了4种类型对称自由返回轨道的轨道差异,并分析了不同近地点高度和近月点高度下自由返回轨道的轨道特性。仿真结果表明:文章提出的设计方法能快速准确地搜索出指定类型的对称自由返回轨道,同时其轨道特性分析结论可为后续载人月球探测任务和地月空间人员运输任务的自由返回轨道选择提供参考。     

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。     

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。     

基于双曲线B平面参数的快速微分修正月地返回轨道精确设计

月地返回轨道设计是探月三期月球采样返回任务中的重要内容之一,其约束条件较地月转移轨道复杂.此外,微分修正算法对于初值有很强的敏感性,且不易搜索得到初值.本文提出选取月心段出口点的双曲线B平面参数作为第一次迭代的目标值,选取地心段约束值作为第二次迭代的目标值,可有效的减少迭代次数和迭代时间,完成搜索初值过程.针对直接返回型轨 道和间接返回型轨道的设计问题,使用基于双曲线B平面参数的快速微分修正月地返回轨道精确设计方法,满足了对应的约束条件,易于求取变轨点的位置矢量和速度矢量,得到标称返回轨道.最后针对2种返回轨道类型的算例说明该方法有效.     

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。     

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。     

日地Halo轨道的多约束转移轨道分层微分修正设计

针对日-地系统L1点（简称SEL1点）Halo轨道转移轨道设计中存在的多约束与初值敏感性问题,提出一种基于分层微分修正与初值多项式的设计方法。首先定义平动点转移轨道设计过程中存在的约束条件,然后根据不同的终端约束条件,重点给出了同时考虑轨道高度、轨道倾角、升交点赤经与航迹角等多约束条件下的分层微分修正方法。通过分析约束变量与控制变量之间的关系,得到能够解决微分修正初值问题的初值表达式。最后在多约束条件下设计了从轨道高度为200km的地球停泊轨道到SEL1点Halo轨道的转移轨道。仿真结果表明,分层微分修正方法能够处理多约束问题,且初值表达式可以为微分修正提供良好的初始条件,从而保证算法收敛,方法具有较好的实用性。     

从地球到日-火系平动点轨道的转移

平动点轨道特殊的空间位置及动力学特征,使其在深空探测中具有重要的应用。以日-火系平动点轨道(Lissajous与Halo轨道)任务为目标,结合平动点轨道的不变流形理论,研究了小推力转移问题。首先给出了圆型限制性三体动力学模型下平动点附近不变流形(稳定和不稳定流形)高阶分析解以及相应的计算实例。接着以流形分析解为基础,建立了初始小推力轨道优化模型,并利用改进的协作进化算法求解初始小推力轨道。最后将初始轨道离散,采用多点打靶法将最优控制问题转化为参数优化问题,并用序列二次规划方法(SQP)求解。仿真结果证明轨道设计方法的有效性。     

微纳卫星星座的Kuhn-Munkres匹配部署优化方法

针对将半长轴、升交点赤经、纬度辐角均不同的低轨微纳卫星群部署到同一轨道面不同目标相位的星座部署问题,提出一种基于Kuhn-Munkres(KM)匹配的星座部署优化方法。通过KM算法实现卫星和目标纬度辐角的优化匹配,充分利用J₂摄动,使升交点赤经借助半长轴和纬度辐角的部署而得到同步修正,从而节约燃料。仿真结果表明,相比于传统部署方法,在相同约束下,优化后的部署方法使各星平均燃耗减少,各星燃耗量均衡性提高。弥补了传统同轨星座部署中将各星初始位置简化为空间一点且忽略部署过程中的升交点赤经漂移的不足。采用有限常值推力实现轨道机动,适用于携带微推力推进系统的微纳卫星。     

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。     

Applications of multi-body dynamical environments: The ARTEMIS transfer trajectory design

The application of forces in multi-body dynamical environments to permit the transfer of spacecraft from Earth orbit to Sun–Earth weak stability regions and then return to the Earth–Moon libration (L₁ and L₂) orbits has been successfully accomplished for the first time. This demonstrated that transfer is a positive step in the realization of a design process that can be used to transfer spacecraft with minimal Delta-V expenditures. Initialized using gravity assists to overcome fuel constraints; the ARTEMIS trajectory design has successfully placed two spacecrafts into Earth–Moon libration orbits by means of these applications.