地月L2点空间站转移轨道设计与特性分析

针对低运输成本的未来地月L2点Halo轨道空间站补给任务轨道转移问题,研究了基于不变流形和月球借力的间接转移轨道设计方法及轨道参数特性。首先建立了三脉冲从近地停泊轨道出发到Halo轨道的间接转移轨道设计模型;然后提出了二体解析初值搜索和局部梯度优化相结合的串行优化方法,并采用圆型限制性三体问题模型验证了方法的正确性与快速性;最后,通过大量仿真算例分析了间接转移轨道参数特性。结果表明不变流形插入点相位和Halo轨道幅值对间接转移轨道燃料消耗影响较大,而月球借力高度影响则比较小。     

地月L2点Halo轨道支持的登月轨道优化设计

针对低成本月球探测任务轨道设计问题,基于不变流形提出了地月L2点Halo轨道支持的登月方案,并研究了轨道优化设计方法。建立了3脉冲从近地停泊轨道(LEO)到环月轨道(LLO)的不变流形转移轨道数学模型;设计了全局遍历初值搜索和局部梯度优化的串行优化设计方法,并采用圆型限制性三体模型(CR3BP)优化了一条从LEO出发,通过稳定流形轨道、地月L2点Halo轨道、不稳定流形轨道,最终抵达LLO的燃料最优转移轨道;给出了仿真实例,仿真结果验证了文章所述方法的正确性。研究结论可为未来低成本地月转移或Halo轨道空间站支持的登月方案提供参考。     

基于三体Lambert算法的平动点交会轨道设计

针对未来建设地月系L2点空间站的需求,提出利用三体Lambert算法研究地月系L2点附近轨道的交会问题,包括设计同一Halo轨道上不同相位两航天器之间的交会转移轨道以及设计不同振幅Halo轨道之间的交会转移轨道。针对现有三体Lambert算法求解长时间轨道转移问题收敛性差的缺陷,提出利用遗传算法求解初始参考轨道,进而通过同伦牛顿-拉夫逊迭代求解目标转移轨道的方法。计算结果表明,该方法能够有效解决长时间交会轨道转移问题,可以为地月空间平动点区域空间站建设提供参考。     

搭载平动点中继星的载人自由返回探月轨道设计与优化

针对意义重大但目前尚无成功先例的月球背面载人登月任务,通过建立地惯系三体动力学模型,采用微分修正法迭代计算,设计了未来载人登月任务的候选自由返回轨道;通过建立旋转系三体动力学模型,利用"类Halo轨道截面"法,得到了从自由返回轨道以最低能耗转移到L2点halo轨道的拼接轨道。仿真计算结果显示所优化设计的搭载中继星的载人自由返回探月轨道既能满足任务安全要求,又能以最小能耗布设中继星座并提供中继任务支持。设计方法和结果可对未来月球背面载人着陆探测任务安全轨道设计和月球中继星座的设计方面提供参考。     

月地转移轨道精确轨道设计

以基于Lambert算法的快速轨道设计结果为初值,开展精确轨道设计研究.通过对月地返回飞行阶段的摄动项和量级分析,建立了月地转移轨道的动力学方程,提出了一种双向嵌套循环搜索算法,采用该算法求解同时满足两端约束条件的精确月地转移轨道.该算法以出月球影响球的时刻和位置、速度为中间变量,一方面采用前向数值积分和微分改正法搜索满足地球再入端的轨道,另一方面采用后向数值积分并进行倾角和近月距修正得到满足月球端的轨道,通过这种双向嵌套循环,使得两段轨道在月球影响球边界处的位置和速度连续,从而获得一条完整的满足两端约束条件的月地转移精确轨道.最后以2017年1月26日出月球影响球作为返回窗口,给出了具体的设计算例,并通过STK软件仿真验证了程序的设计结果.     

小推力航天器的地月低能转移轨道

 在限制性四体模型下研究基于小推力方式的地月低能转移问题,通过借助于平动点轨道的相空间结构来揭示小推力转移的机理。重点研究了小推力转移自由飞行段的构造：经由LL₁点穿越获得最小能量的低能转移;而经由LL₁点Halo轨道穿越,得到(M,N)圈穿越轨道;由于Halo轨道相对于平动点增加了一维度的选择,根据(2,2)圈穿越轨道构造该转移的自由飞行段。在地球势阱逃逸和月球势阱捕获段,分别设计了合适的小推力的控制律及发动机开/关机时间,成功实施近地球段的小推力加速和近月球段的减速。尽管未对所得到的结果进行优化,所得转移轨道的燃料消耗也与类似边界条件的SMART-1轨道基本一致。     

月地返回轨道误差分析和第一次中途修正时机

分析了月地返回飞行过程中的误差因素和量级采用蒙特卡洛法和统计理论,定量分析了月地返回轨道入轨时刻误差、入轨状态误差、入轨控制误差、转移段定轨误差、中途修正控制误差等各种误差对轨道终端参数的影响。给出了月地返回轨道中途修正的计算步骤,然后以预期再入时刻和目标再入点为修正目标,采用微分改正法计算中途修正所需的速度增量。结合误差分析结果和测控条件,给出第一次中途修正时机的建议和一个具体算例,计算结果表明所提中途修正方法和策略可以修正入轨误差、定轨误差和控制误差的影响,使月地返回轨道可以按预期的再入时刻返回预定再入点。     

三体模型下二维平面地月转移轨道设计与特性分析

为提高地月转移轨道搜索速度和提供精确的初值猜测,在三体模型下研究了双脉冲地月转移轨道的快速设计方法及其轨道特性。首先基于三体模型建立了地心旋转系下地月转移轨道系统模型,选择物理意义明显的地月转移加速速度增量和地心旋转系对准角作为控制变量;其次在二体模型假设下给出控制变量的初值估计方法,提出了不同运行方向地月转移轨道的搜索策略,并采用序列二次规划算法对4种类型地月转移轨道进行求解,分析其控制变量差异;最后分析了转移时间、近地点高度和近月点高度对地月转移轨道的影响,以及月球引力对二体模型下初值估计的修正量。仿真结果表明,本文提出的设计方法能快速准确地搜索出指定类型的地月转移轨道,同时其轨道特性分析结论可为后续月球探测任务地月转移轨道选择提供依据。     

月地低能返回轨道最优控制策略研究

为解决月球货运飞船采用的低能返回轨道对初值极为敏感的问题,研究了月地低能返回轨道的最优控制策略。首先基于椭圆四体动力学模型,分析了月地低能返回轨道的动力学特性;进而引入协方差分析法分析了轨道初始飞行状态的误差传播特性,确定了保证终端再入点高度约束要求的飞行器入轨点位置、速度以及入轨时刻控制精度需求;根据轨道对不同时期施加控制的敏感性不同,设计了一种三脉冲轨道控制策略,以实现既精确控制落点约束,又节约控制燃料消耗的目的。从仿真结果可知,该策略可有效控制月地低能返回轨道终端再入点精度,降低初始敏感度。该控制方案用于月地转移可显著降低对推进控制系统的精度需求,提高转移方案的工程可实现性。     

地月系L1点的月球借力间接转移轨道设计

针对地月系L1点（LL1）的轨道转移问题,在平面圆型限制性三体问题模型下,提出了利用月球借力的间接转移设计方法.转移设计分为地月转移轨道段和月球至LL1流形段.首先,通过改变LL1点初始机动速度,逆向积分LL1点的拟流形,以寻找初始速度、月心会合坐标系下的轨道高度和相位角这三者之间的关系,确定月球—LL1流形段微分改正的初始条件.然后,借助地月系不同转移时间的霍曼转移轨道所对应的近月点高度和相位角的关系,获得使2段转移在近月点相拼接的地月转移轨道段.这种设计方法给出了一系列LL1点间接转移轨道,将此设计结果与其他文献中的转移设计方法进行比较,此间接转移轨道比低能量转移轨道节省时间,比直接转移轨道节约能量.     

地球低轨道空间站往返月球的转移轨道设计

围绕地球低轨道空间站约束下的地月往返转移任务,基于圆锥曲线拼接模型和兰伯特问题提出了该约束下的地月/月地转移轨道解析设计方法,并利用高精度动力学模型对初始轨道设计方法进行了验证;对中国空间站和国际空间站往返于月球的转移轨道进行了特征分析,包括轨道转移窗口、速度增量、转移时间以及月固坐标系下的可达月球低轨道和出发月球低轨道。结果表明:中国空间站或国际空间站与月球低轨道之间的往返轨道转移窗口每月至少存在3个;空间站轨道倾角不影响速度增量与转移时间,且不影响可达月球低轨道或出发月球低轨道在月固坐标系下的轨道倾角-升交点经度分布;利用高精度动力学模型可有效针对轨道面约束下的初始轨道设计结果进行修正。     

基于月球借力的低能DRO入轨策略

在地月空间的远距离逆行轨道（DRO）部署月球轨道站可显著降低月球开发成本,并可作为未来小行星探测和载人火星任务的跳板。月球轨道站的在轨建造和货物补给任务中,提高航天器入轨质量是重要问题。从地球至DRO的转移轨道可以采用弱稳定边界（WSB）转移轨道降低入轨脉冲,但是直接抵达WSB需要较高的火箭发射脉冲。研究了基于月球借力的弱稳定边界DRO入轨策略,首先通过“近月点庞加莱图”和“v无穷匹配”获得较好的轨道初值,接着采用“多步打靶”在星历下对转移轨道进行修正,上述方法有效提高了该类型转移轨道的计算效率。对于共振比2∶1的DRO轨道,总脉冲最优解的地球发射脉冲3.127 km/s（与直接抵达WSB相比降低60～70 m/s）,飞行总时间102.88 d,DRO入轨脉冲仅需66.1 m/s。     

嫦娥五号月球轨道交会导引策略设计

嫦娥五号任务实现了国际首次月球无人轨道交会对接，本文详细介绍了其最终飞控实施所采用的交会导引策略的设计模型、方法和工程实现考虑。讨论了嫦娥五号月球轨道交会任务的工程设计约束和关键参数的确定，提出了一种月球轨道交会的交班点确定方法。提出了一种新的四脉冲交会策略，通过引入径向变轨控制量，固定各次变轨点位置，解决了在月球背面测控遮挡约束下确保各次变轨全过程测控可见的工程难题。针对新四脉冲方案，采用近圆轨道偏差方程提出了一种新的初值求解方法，构造了基于微分修正的精确数值求解算法，并推导了求解所需的状态转移矩阵的解析表达形式。建立了测控约束下的交会导引约束优化模型，获得了测控约束下的最优能量解，并揭示了问题的全局特性规律。给出了所提出方法在嫦娥五号实际任务中的应用，验证了此方法的正确性。     

基于自适应模拟退火遗传算法的月球软着陆轨道优化

 将自适应遗传算法与模拟退火算法相结合,形成一种自适应模拟退火遗传算法。该算法不但具备了自适应遗传算法的强大全局搜索能力,也拥有模拟退火算法的强大局部搜索能力。针对月球软着陆轨道优化的特点,利用一种新的参数化方法将轨道优化问题转换为非线性规划问题,并应用提出的自适应模拟退火遗传算法进行优化。数值结果表明：该算法的收敛速度快,优化精度高,且避免了初值敏感、病态梯度和局部收敛等问题,能够搜索到全局最优轨道。     

求解最优月球软着陆轨道的隐式打靶法

基于间接法思想推导出一种隐式打靶法对月球软着陆轨道优化问题进行了研究。建立月球软着陆轨道归一化系统模型,利用庞特亚金极大值原理将月球软着陆轨道优化问题转化为满足最优必要条件的两点边值问题（TPBVP）,采用一种新的时间变量使两点边值问题的终端时刻固定,同时将终端时刻看作状态变量并引入终端时刻的哈密尔顿函数值作为隐式终端条件,提出一种隐式打靶法对含有隐式终端条件的两点边值问题进行迭代求解,从而得出燃料消耗最优的月球软着陆轨道。仿真结果表明,与直接法和混合法相比,隐式打靶法优化精度高,收敛速度快,实现了月球软着陆过程燃料消耗最优。同时应用隐式打靶法求解不同发动机推力值的最优月球软着陆问题,得到燃料消耗最小的最优推重比,可为月面着陆器下降级发动机选型提供参考。     

航天器上升段轨道快速重构算法

针对航天器上升飞行过程中由于干扰的影响导致实际轨道偏离初始设计轨道的问题,提出了基于状态量提前修正的航天器上升段轨道快速重构算法。使用该算法对大气干扰下上升段轨道进行了快速重构仿真分析,结果表明,该算法能够综合考虑上升段飞行过程的状态量约束、终端约束、入轨精度、重构时间等因素,实现快速重构。     

基于特征模型的Halo轨道维持控制

平动点，尤其是共线平动点轨道在未来深空探测活动中具有重要的应用价值，但由于共线平动点轨道不稳定，运行在其上的航天器在无控情况下将很快偏离标称轨道，因此在实际任务中，轨道维持必不可少。针对地月系L₂点附近的Halo轨道维持问题，首先在圆型限制性三体模型下，利用Richardson三阶近似解析解、微分修正以及打靶法获得了用于维持控制的标称轨道；然后设计了基于特征模型理论的黄金分割控制器用于速度跟踪以及PD控制器用于位置跟踪；最后分别在圆型限制性三体模型和双圆限制性四体模型下进行了仿真分析。结果表明：在两种模型下，位置和速度的跟踪精度分别优于100 m和0.003 m/s，但双圆限制性四体模型下所需总的速度增量比圆型限制性三体模型下所需总的速度增量高一个数量级。     

地火转移轨道误差分析与第1次中途修正计算

针对地火转移过程中出现的各种误差,基于地火转移轨道的误差传递矩阵分析误差发散的性质,在此基础上讨论如何选取轨道中途修正的时机,并基于该矩阵对地火转移轨道第一次中途轨道修正的速度增量进行估算。与微分修正方法的严格计算结果的比较表明,基于该方法定性研究地火转移轨道第1次中途修正速度增量变化和选取合适的轨道机动时机是可行的。使用蒙特卡洛数值模拟对上述方法和微分修正方法进行计算和比较,结果表明,第1次中途修正速度增量大小差异不超过1.2m/s,相对误差不超过6%。在轨道控制精度大约为1m/s的情况下使用该方法代替微分修正方法进行计算,可以节省大量的计算时间。     

基于弹道逃逸和小推力捕获的地月转移轨道设计

针对地月空间货运任务和环月轨道空间设施建设任务,提出一种弹道逃逸和小推力捕获相结合的新型地月轨道转移模式,并建立了一整套该类型轨道设计方法。首先,在三体模型假设下分别建立地心弹道逃逸轨道和月心小推力捕获轨道的二维极坐标动力学模型。对于弹道逃逸轨道,将地心旋转系对准角和地月转移加速速度增量作为控制变量,提出初值估计解析公式,并应用序列二次规划算法进行快速求解。对于小推力捕获轨道,以月心距为参考量设置与弹道逃逸轨道的拼接点约束,提出能量匹配方法预估飞行时间,采用最优螺旋轨道的初始伴随状态解析式预估近月点伴随变量初值。基于混合法和轨道逆推思想,采用人工免疫算法进行小推力捕获轨道求解。仿真结果表明,基于弹道逃逸和小推力捕获的地月轨道转移方式大幅降低了近月制动燃料消耗,能快速穿越地球辐射带,且飞行时间适中;同时,提出的轨道设计方法能快速搜索到基于弹道逃逸和小推力捕获的地月转移轨道,验证了该方法的有效性。     

击中月球的转移轨道研究

对击中月球的转移轨道进行了全局性的研究,对这种转移轨道的要求是,近地点高度及飞行时间都是预先确定的,采用一种十分有效的算法,可以方便地找出所有满足要示转移轨道,这种方法的关键是利用初始状态终极状态的状态转移矩阵进行迭代,给出了这些转移轨道和近地点和着月点的轨迹,并讨论了轨迹随飞行时间变化的特性,研究结果表明,对于任意的轨道倾角都可以到两条满足要求的转移轨道。