深远空连续推进动力与施图林格解的解析

针对太阳系远深距离的探测将是人类下一阶段深空探测活动的主要目标。这一目标的实现依赖于探测器连续推进动力技术的突破。从描述连续常值推力下太空飞行的施图林格解出发,对其中反映的深远空飞行任务有效载荷比、任务时间、飞行距离等关键参数与发动机性能之间的关系进行了深入分析。给出了在特定任务时长、特定飞行距离要求下发动机比冲、功率需要满足的条件及其对有效载荷比、最终飞行速度等指标的影响。此外,基于二体轨道动力学对太阳系行星探测的大椭圆转移轨道和转移能量进行了推导,并对连续推力的太阳帆任务方案涉及的关键技术指标做了理论性的计算。这些结论是对深空探测连续推力方案基础理论的归纳,可以为我国未来开展深远空探测活动提供重要的启发和指导。     

基于Lyapunov最优反馈控制的月球中继卫星转移轨道设计

摘要： 随着电推进器及小推力转移变轨的研究逐渐深入,在深空探测领域应用电推力器是必然的发展趋势.文章基于以月球中继卫星的运行轨道地月L2点Halo轨道为目标轨道的轨道转移任务,采用Lyapunov最优反馈控制方法,计算单一轨道根数的局部最优控制率,通过遗传算法调整五个轨道根数的权重,得到时间最优的月球中继卫星小推力轨道转移方案,具有工程应用意义.     

小推力转移燃料消耗估计的机器学习方法

深空探测任务设计初段往往需要求解复杂的全局优化问题。小推力轨迹的设计与优化问题精确求解较为复杂,求解速度较慢。由于计算能力与时间要求,不可能在全局优化的过程中对每一个方案都进行精确的小推力数值求解,所以在全局优化阶段需要对小推力转移进行快速准确地估计。采用机器学习的方法,对燃料最优小推力转移的燃料消耗进行了估计,其结果明显优于目前最为常用的Lambert估计方法。根据轨道描述方法的不同以及是否带有Lambert估计特征,采用不同的特征组合进行机器学习,分析结果发现带有Lambert估计特征的春分点轨道根数的特征组合为较好的机器学习特征组合。可为未来深空探测任务轨道设计提供参考。     

主带小行星采样返回任务中的离子电推进应用方案

由于离子电推进的高比冲特性,采用它执行小行星探测器巡航阶段轨道机动任务时,将使探测器在同样的有效载荷下的发射重量大大减轻。针对我国规划中的主带小行星采样返回任务,调研了国外离子电推进在深空探测任务中的应用情况,在借鉴国外成功经验和任务需求分析的基础上,设计了主带小行星探测器离子电推进系统方案和应用策略,计算了在目前离子推力器寿命水平下,既定探测任务对离子电推进推力、比冲、推进剂量以及功耗需求。研究表明,目前研制的离子推力器可以满足规划中的主带小行星探测任务需求。研究成果对探测器的方案设计有参考价值。     

基于多目标遗传算法的太阳高纬探测器轨道设计

针对太阳高纬度探测器轨道设计任务要求, 研究了基于多目标遗传算法的小推力借力飞行轨道设计方法. 基于圆锥曲线拼接假设, 将探测器轨道分为小推力日心转移轨道段和木星借力飞行轨道段两部分. 在日心转移轨道段, 选择燃料最省为优化目标, 采用标称轨道法设计小推力的推力控制率. 在借力飞行轨道段, 选择借力后日心轨道倾角为优化目标, 对借力飞行的关键参数进行分析. 采用多目标遗传算法对该多目标进行了优化. 结果表明, 多目标遗传算法可以有效地解决轨道设计中的多目标优化问题. 优化得到的小推力控制率不仅可以节省发射能量, 还可以保证借力飞行后探测器能够进入太阳高纬度探测轨道.      

深空探测低信噪比通信研究

与传统无线通信相比, 深空通信由于传输损耗巨大、探测器能量受限且轨道多变等因素, 须解决信噪比(Signal to Noise Ratio, SNR)极低、数据接收不连续及信道参数多变等难题. 针对这些问题, 论述了在深空探测极低SNR下需重点研究的深空天线组阵、编码与调制、联合解调译码、喷泉码以及其自主无线电实现等关键技术, 以有效协助解决上述深空通信难题. 同时, 讨论了这些关键技术的发展趋势及其在未来深空通信中的应用.      

用于小行星探测的离子推力器技术研究

随着我国深空探测技术的发展,近地小行星的探测已列入实施计划,后续的深空探测活动也在规划中。研究基于国外深空探测技术对离子推力器的技术需求以及应用情况,针对我国小行星探测离子推进技术的应用进行了分析与研究。着重阐述了满足我国首颗近地小行星探测使命的离子推力器研究,以现有成熟离子推力器为基础,对其进行性能提升研究。性能改进后的离子推力器,能够实现40和60mN两种工作模式,通过组合应用,可实现40、60、80、100和120mN共5种推力模式,以满足小行星探测的需求。     

变比冲连续小推力轨迹优化方法综述

电推进是目前常用于深空探测任务的推进方式。电推进发动机的比冲是变化的,所以变比冲电推进模型更加符合工程实际,对于变比冲连续小推力轨迹优化方法的研究具有工程应用前景。常用的变比冲电推进简化模型有三种：比冲在区间内变化、比冲随距离变化和功率分档变化,它们都对应于真实发动机系统工作的原理和方式。关于此三种模型下的轨迹优化方法,常用的有直接法和间接法,但是由于存在方法的不足和模型的特殊性,会在直接法和间接法的基础上增加改进的策略。本文综述变比冲电推进的简化模型和适用于变比冲连续小推力轨迹优化设计的方法。     

基于在轨组装维护的模块化深空探测器技术进展与应用研究

在轨组装与维护是航天器在轨服务技术的基本内容,而模块化设计则是实现航天器在轨组装与维护的一项主要支撑技术。调研总结了国外深空探测领域模块化航天器设计以及在轨组装与在轨维护实施的技术进展,主要包括模块化地外行星着陆探测器、大型在轨组装深空探测器、布置于SEL2(Sun-Earth Libration 2)等轨道的超大型在轨组装空间望远镜系统等,分析了深空探测器领域应用模块化设计实现在轨组装与维护的关键技术要素。针对深空探测航天器长寿命、高可靠、特殊推进系统及其设备配套等技术特点与需求,提出一种应用在轨组装与维护技术的火星多任务探测器系统设想,介绍了探测器系统的任务架构、基本组成、轨道策略等,为我国深空探测技术发展以及新型深空探测器研制提供参考。     

火星探测转移轨道初始设计与分析

根据推进方式和是否采用金星借力,火星转移轨道分为大推力直接转移轨道、大推力金星借力转移轨道、小推力直接转移轨道和小推力金星借力转移轨道4类。传统的轨道设计方法只是针对某一类特定的转移方案进行轨道优化,而并未针对不同的转移方案进行详细对比分析。文章以2020/2022年发射窗口为例,针对4类基本火星转移轨道进行研究。首先,基于不同轨道初始设计方法,对4类轨道进行了初始设计,得到了每类转移方案的能量最优转移轨道。然后,基于设计结果和能耗对4类转移方案进行了横向对比分析,得到了不同策略下的转移轨道的特性。基于小推力的火星探测任务轨道对发射能量要求低;大推力直接转移和借力金星的发射窗口交替分布,可以互为备份;基于小推力推进的探测器采用金星借力转移策略相比直接转移能够减少10%的能耗,优势十分明显。     

微纳卫星L1点Halo轨道转移轨道设计

针对地月空间探测任务的高风险、高成本,提出了利用微纳卫星完成地月空间环境监测、未知空间探索及地月空间动力学验证的方案,从而为未来建立地月空间运输系统建立良好基础。借助地月空间三体动力学和小推力轨道设计中的直接法,设计了针对微纳卫星的低能耗地月转移方案。结果表明:微纳卫星借助火箭上面级,从GEO轨道出发飞向L1点Halo轨道,所需速度增量为1.033 km/s,转移时间为40.02 d;不借助火箭上面级,所需速度增量为1.397 5 km/s,转移时间为48.7 d。     

面向深空探测的电磁帆推进技术研究进展

电磁帆是一类利用太阳风驱动的无工质或少工质新型推进技术,在需要推力器长时间工作的深空探测任务中具有非常广阔的应用前景。首先介绍了电磁帆的基本概念和主要分类,其次分别介绍了电帆、纯磁帆和磁等离子体帆三类推进方式的系统组成和工作原理,重点介绍了各自的研究现状,并梳理出了相关关键技术,同时介绍了等离子体磁罩技术。最后对电磁帆推进技术研究进展进行了总结,为国内开展此方面研究提供了研究方向和发展思路。     

深空探测磁动力技术研究进展

开展深空探测对人类研究宇宙起源与发展、生命存在与进化等重大科学问题具有重要的意义。深空探测有很多关键技术有待突破,先进推进技术是其中最为重要的一个。而可用于深空探测的无需携带推进剂的磁动力推进技术,是利用太阳系和宇宙中广泛存在的等离子体流,使探测器所携带的低密度超导材料制作的线圈通电,在探测器周围形成一个磁场区域,通过该磁场与太阳风等离子流相互作用产生推动力的一种先进技术。文章介绍了磁动力技术的国内外发展现状、磁帆与等离子体流增强型磁帆的基本原理、技术特点以及在未来深空探测中的潜在应用,为我国未来深空探测任务的工程实施提供一种新的方法。     

深空探测推进技术发展趋势

推进技术是制约深空探测能力的重要因素,由于深空探测航天器自身特点和任务需求的多样性,对推进系统类型的要求也不尽相同,需要在推力、比冲、功率、重量等关键指标选择方面进行综合衡量。对当前和未来适用于深空探测任务需求的几种典型空间推进技术的发展情况进行了阐述,包括混合模式推进技术、太阳能电推进技术、空间核电推进技术、帆类推进技术等,介绍了这些技术的研究进展和应用情况,并对后续应用进行了展望,为我国深空探测推进技术发展提供参考。     

Trajectory optimization of multiple asteroids exploration with asteroid 2010TK7 as main target

In this study, the Earth’s Trojan asteroid 2010 TK₇ is selected as the rendezvous target. The multiple flyby sequence of asteroid exploration was proposed by optimizing the probe’s orbit. Impulsive maneuvers and low-thrust propulsion were used respectively to design the trajectories of the multiple asteroids exploration mission. Under impulsive maneuvers, gravity assist technique was adopted to reduce fuel consumption. First a reference orbit with only 2010 TK₇ as the rendezvous target was designed. Then five asteroids near the reference orbit were selected as candidates. Finally, we obtained a multiple asteroids exploration sequence of three asteroids based on gravity assist technique and genetic algorithm, and an additional velocity impulse of 0.4?km/s was required. In the subsequent section, a sixth-degree inverse polynomial shape-based method is applied to the low-thrust trajectory design of 2010 TK₇, and the exploration sequence under the action of low-thrust propulsion was provided.     

Economic assessment of high-thrust and solar-sail propulsion for near-earth asteroid mining

Asteroid mining has the potential to greatly reduce the cost of in-space manufacturing, production of propellant for space transportation and consumables for crewed spacecraft, compared to launching the required resources from the Earth’s deep gravity well. This paper discusses the top-level mission architecture and trajectory design for these resource-return missions, comparing high-thrust trajectories with continuous low-thrust solar-sail trajectories. The paper focuses on maximizing the economic Net Present Value, which takes the time-cost of finance into account and therefore balances the returned resource mass and mission duration. The different propulsion methods are compared in terms of maximum economic return and sets of attainable target asteroids. Results for transporting resources to geostationary orbit show that the orbital parameter hyperspace of suitable target asteroids is considerably larger for solar sails, allowing for more flexibility in selecting potential target asteroids. Also, results show that the Net Present Value that can be realized is larger when employing solar sailing instead of chemical propulsion. In addition, it is demonstrated that a higher Net Present Value can be realized when transporting volatiles to the Lunar Gateway instead of geostationary orbit. The paper provides one more step towards making commercial asteroid mining an economically viable reality by integrating trajectory design, propulsion technology and economic modelling.     

日心悬浮轨道混合推进航天器编队构型保持研究

针对混合推进航天器编队日心悬浮轨道保持控制问题进行了研究.首先推导出在日心悬浮轨道附近的航天器编队相对运动方程,考虑到航天器间距离变化值较小且航天器间距离与航天器到太阳的距离的比值为小量,将其在悬浮轨道附近线性化.基于该线性化方程,设计了一种LQR编队控制方式,该控制方式可通过调节太阳帆的姿态及航天器间库仑力的大小对编队构型进行改变或保持,具有响应速度快和控制简单的特点.最后对控制律进行数值仿真,表明该控制方法能实现编队.     

平动点周期轨道间小推力转移的Gauss伪谱法

针对三体问题共线平动点附近周期轨道间的小推力转移问题,构造了一种新的形状函数,在此基础上提出了一种基于Gauss伪谱法的优化设计方法。首先,建立小推力轨道转移动力学模型,参考初始轨道和目标轨道的类型,构造一种新的形状函数以近似小推力转移轨道。为满足不同的约束要求,提出了振幅和相位按多项式变化的假设,推导了小推力转移轨道的近似解析解;然后利用Gauss伪谱法将小推力轨道转移的最优控制问题转化为非线性规划问题,并对推导的近似解析解进行解算和处理,为Gauss伪谱法求解非线性规划问题提供较为有效的控制变量的初始猜测值;最后以地月系统L1点附近Halo轨道间的小推力转移问题为例进行了仿真分析。仿真结果表明,小推力转移轨道近似解析解具备有效性和普适性,使得Gauss伪谱法的迭代效率提高55%以上,同时也表明Gauss伪谱法可有效解决平动点周期轨道间的小推力转移轨道优化设计问题。