日本拟发展月球轨道卫星

据最近参加巴黎国际宇航联合会的日本代表透露,日本正在评价用国产H-1火箭发射一颗月球卫星的可能性。该卫星将为日本扩大深空间探测能力作出贡献。日本宇宙航空研究所和宇宙开发事业团共同负责这项任务。据说该月球卫星的基线重量为650公斤,将采用遥感技术,分如下三个阶段完成飞行任务: 第一阶段,卫星将进入100—150公里×3000—4000公里的月球极地轨道,飞行一个月左右,利用地球上的雷达跟踪测定月球重力的谐函数。第二阶段,卫星变轨到100公里的圆轨道上飞行10—12个月,以绘制月面的地形图。第三阶段,卫是的轨道高度降低到约50公里,用2—3个月时间详细观测特定的月面区域。星上仪器生要有,伽傌射线分光仪、荧     

地月拉格朗日L2点中继星轨道分析与设计

地月L2点位于地月连线的延长线上,在地月L2点运行的卫星可以连续观测月球背面,解决月球背面与地球之间的通讯问题,在月球背面着陆探测任务中起着至关重要的作用。对从地球出发、利用月球引力辅助变轨、形成地月L2点的轨道进行了研究,分析了发射窗口、地月转移时间、近月点高度、近月点倾角、轨道振幅等多项因素对转移轨道和使命轨道特性的影响,寻求满足地月L2点中继任务需求的飞行轨道。通过分析研究,文章明确了转移和使命轨道的相关特性,可为中继星任务轨道的参数设计和优化提供有益参考。     

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。     

日本成为第三个探月国家

1月24日,日本从鹿儿岛用缪3S2火箭发射了“飞点”工程实验卫星,卫星上搭载了MUSES-A小型月球探测器。“飞点”卫星重182公斤,呈圆柱形,高0.8米,直径1.4米。MUSES-A重11公斤。这两个飞行器造价2200万美元,缪3S2火箭为3000万美元。 3月19日凌晨5时,MUSES-A进入绕月飞行轨道,在离月球7000～2万公里的月球椭圆轨道上飞行,使日本成为继美苏之后世界上第三个探测月球的国家。MUSES-A在绕月飞行中,将收集月球周围空间的温度、引力场数据,并实验绕月球飞行的变轨技术。     

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。     

嫦娥三号奔月的三大难关

<正>2013年12月2日1时30分,嫦娥三号"零窗口"发射升空;1时49分,准确进入地月转移轨道。其实,这只是奔月之旅第一步。从升空到在月球表面虹湾区软着陆,嫦娥三号要经历约13天的旅程,而到最终"玉兔"号月球车释放还得经过三个重要环节:地月转移段的轨道修正、精准制动进入环月轨道和环月轨道的动力下降。环节一:轨道修正在地月转移轨道,嫦娥三号依靠此前的动力沿着轨道高速飞行,需在地面的指令下进行中途轨道修正,以消除轨道偏差。嫦娥三号原计划进行3次轨道修正,分别是     

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.     

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。     

“嫦娥一号”卫星的调相轨道设计

中国第一颗月球探测卫星"嫦娥一号"的飞行轨道的设计中采用了调相轨道,在"长征三号甲"运载火箭提供的超地球同步转移轨道与地月转移轨道之间增加了一段由周期为24h和48h轨道构成的环绕地球飞行的调相轨道。为了将几条不同的轨道精确地拼接起来,必须考虑地球引力场对轨道的摄动影响。克服这个难点的做法是基于经典的轨道摄动理论,先将整段调相轨道设计为考虑地球引力场J2项影响的平轨道,在与运载的发射轨道拼接时,先将运载的包括短周期摄动的瞬时轨道转换为平轨道,在与地月转移轨道拼接时将调相轨道转换成拼接点的瞬时轨道。由于采用了平轨道的处理方法使得轨道控制策略的表述十分简明并易于操作。     

月地高速激光通信系统链路特性分析

根据地球、月球、探月卫星的三体运动,针对月地激光链路的建立与保持,分析了地球与月球对链路的遮挡问题,对链路模式进行分析。仿真结果表明:使用3颗月球极轨(Moon Polar Orbit,MPO)卫星来进行通信时,链路中断的次数将大大减少,但是在某些时间段上,仍然受到月球的遮挡而迫使通信链路频繁中断。使用4颗MPO卫星来进行通信时,链路将不再受到月球的阻挡,而仅受到地球的遮挡。同理,增加地球同步轨道卫星的数目可避免地球的遮挡。仿真结果表明,采用2颗地球同步轨道(Geostationary Earth Orbit,GEO)卫星建立链路,链路将不会受到地球的遮挡,建立深空科学研究的信息中继中心,采用激光通信技术,实现月地高速激光信息传输,为我国深空探测技术的发展提供支撑。     

嫦娥一号卫星的地月转移变轨控制

文章阐述了嫦娥一号卫星地月转移阶段(从星箭分离到进入使命轨道)的高可靠、高精度自主变轨控制方案,介绍了飞行轨道、轨控策略及控制参数优化、星上自主变轨控制的系统设计和相关参数的地面标定等,给出了在轨飞行试验的验证结果。     

全力以赴确保实现探月工程第三步目标——专访探月工程副总指挥、国防科工局探月与航天工程中心主任刘继忠

<正>最近,我国探月工程三期再入返回飞行试验器的服务舱完成了第三阶段拓展试验。为此,本刊通讯员和记者对探月工程副总指挥、国防科工局探月与航天工程中心主任刘继忠进行了专访。记者:嫦娥-5试验器的服务舱已完成了第三阶段拓展试验,这三个阶段的拓展试验有哪些主要内容?刘继忠:第一阶段主要是试验服务舱拉起、大椭圆停泊轨道飞行、地月L2点飞行及返同月球的过程。它实现了一次发射、三次奔月、两次借助月球引力飞行。在两次月球借力飞行中,第一次是借助月球引力转向,形成自由返回轨道,将返回器送回地球;第二次是借助月球引力飞向地月L2     

考虑月球升交点黄经的地月低能转移轨道

地月转移轨道研究的基本模型主要是限制性二体模型和限制性三体模型。在限制性三体建模下,基于轨道分类理论的地月脉冲变轨比传统的霍曼变轨节省了更多的燃料(至少13%以上)。单独的"地球-月球-飞行器"的限制性三体问题无法应用轨道分类的理论进行轨道设计,必须加入太阳。文章考虑了月球升交点赤经、黄白交角,以及正确的地月系统稳定流形的方向,整个"太阳-地球-月球-飞行器"系统拆分为"地球-月球-飞行器"的平面圆型限制性三体问题,和"太阳-地球-飞行器"三维圆型限制性三体问题进行分析,并利用Matlab仿真验证了方案的可行性。     

嫦娥-2顺利升空并已成功进入绕月轨道

<正>□□2010年10月1日18:59:57,我国嫦娥-2(CE-2)月球探测卫星在西昌卫星发射中心由长征-3C(CZ-3C)运载火箭直接送入近地点200km、远地点380000km的地月转移轨道。     

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。     

“小飞”的杰作:地月合影

<正>据国防科工局消息,11月28日,探月工程三期再入返回飞行试验器服务舱飞抵地月系统拉格朗日L2点,实施了地月L2点绕飞期间第一次轨道维持控制。在完成地月L2点探测活动后,服务舱将返回月球并进入环月轨道开展后续拓展试验项目。11月1日,服务舱与返回器分离后,经过两次轨道控制,返回到远地点54万千米、近地点600千米的大椭圆轨道,开展拓展试验任务。11月9日16时,服务舱携带的相机在距离地球54万千米,距离月球92万千米处拍摄了清晰的地月     

图解世界载人航天发展史(二十七)

正登月前的三次载人飞行试验1966年12月21日,阿波罗8号飞船升空,这是第二次载人飞行,飞船没有携带登月舱,3天后进入环绕月球轨道,环月飞行20小时后安全返回地球。在环绕月球飞行10圈的过程中,3名航天员考察了未来阿波罗11号飞船预计的登月点——静海区域,成功地进行了电视直播,并拍摄了700余张月球照片和150张地球照片。左图为航天员拍摄的月面沃海区域的环形山;右图     

基于嫦娥一号高能粒子数据的地球磁层屏蔽效应研究

月球绕地球运行轨道约有1/4位于地球磁层内,因此,地球磁层是否会为月球轨道附近高能粒子提供足够的磁场屏蔽对于探索月球活动具有重要影响.嫦娥一号是中国首颗绕月人造卫星,其绕月飞行的工作轨道距离月球表面200 km.通过对嫦娥一号高能粒子探测器(HPD)的探测数据进行分析,比较了当月球位于地球磁层内外6个不同能道(能量范围4～400 MeV)时质子通量的变化,发现当月球位于地球磁层内时,这些能道的质子通量并没有发生显著减少,结果表明地球磁层不能为月球轨道附近高能粒子提供显著的磁屏蔽.     

基于金星共振借力的太阳抵近探测任务轨道设计

对于太阳抵近探测任务,从地球直接发射探测器至太阳附近需要消耗巨大能量,通过多次金星借力飞行,可有效降低地球发射能量C₃及中途变轨的燃料消耗.本文研究基于金星共振借力的太阳抵近探测任务轨道优化设计,建立了连续共振借力和混合共振借力的转移轨道优化设计模型,并针对2025—2028年的发射窗口开展太阳抵近探测任务轨道优化设计.仿真结果表明,相比连续共振借力,混合共振借力可以有效缩短太阳抵近探测任务的轨道转移时间,对于地球发射能量C₃和中途变轨燃料消耗的影响未见明显的规律性,能量降低与序列中的共振比相关.      

向月球飞行轨道的若干特性研究

利用圆锥曲线拼接技术,研究从地球圆形停泊轨道飞向月球的轨道及月球卫星轨道的轨道特性.当地月转移轨道平面与月球轨道平面共面时,月心轨道和地月转移轨道射入条件的关系可用一组代数方程描述;不共面时,可用一组超越方程迭代求解.数字仿真得到了有益结论.