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.      

结合深空机动的多次行星借力轨道设计

行星借力技术是减小星际探测任务发射能量的有效途径,传统的行星借力模型不能保证探测器借力前后的速度矢量转角达到理想要求。为此,进行了行星借力建模,并基于该模型,推导了探测器飞出借力天体影响球的双曲线超速矢量。针对轨道设计参数的强耦合性,提出了一种全局-局部混合搜索算法,并对地球-金星-地球-火星-木星转移轨道进行了设计。仿真结果验证了轨道模型的正确性和有效性,表明该文方法可以有效地对多次行星借力轨道进行设计。     

太阳中纬度探测共振借力轨道设计

针对太阳中纬度探测任务,设计了共振借力轨道方案.根据离开超越速度的解析表达式得到借力后日心轨道的可行集并将结论推广到任意借力行星.进而提出RRpInc图形化设计方法,通过RRpInc图分析得到共振借力的超越速度大小直接决定了最终轨道倾角.以共振借力行星作为目标星体设计借力转移轨道,以逃逸速度和到达超速作为性能指标,采用多目标优化算法优化.给出了两个设计方案:方案1选择金星作为共振借力行星,探测器通过“金星-地球-地球”借力飞行增加金星共振借力前的超越速度;方案2选择地球为共振借力行星,探测器在木星借力后返回地球共振借力.两个方案最终轨道倾角分别约为30°和35 °.     

太阳中纬度探测共振借力轨道设计

针对太阳中纬度探测任务,设计了共振借力轨道方案.根据离开超越速度的解析表达式得到借力后日心轨道的可行集并将结论推广到任意借力行星.进而提出RRpInc图形化设计方法,通过RRpInc图分析得到共振借力的超越速度大小直接决定了最终轨道倾角.以共振借力行星作为目标星体设计借力转移轨道,以逃逸速度和到达超速作为性能指标,采用多目标优化算法优化.给出了两个设计方案:方案1选择金星作为共振借力行星,探测器通过"金星-地球-地球"借力飞行增加金星共振借力前的超越速度;方案2选择地球为共振借力行星,探测器在木星借力后返回地球共振借力.两个方案最终轨道倾角分别约为30°和35°.     

NASA木卫二任务正式命名

<正>NASA把发往木卫二的轨道探测器正式命名为"木卫二快车"。这项任务此前的正式名称是"木卫二多次飞越任务",将耗资20亿美元。该探测器定于2020年发射,将在绕木星运行的轨道上对木卫二进行数十次近距离飞越探测,研究木卫二上是否可能存在生命。同直接进入绕木卫二运行的轨道相比,     

未来20年的太阳系探索(下)

<正>3.3木卫二木星系统任务(EJSM)□□木卫二木星系统任务是美国和欧洲航天局(ESA)联合探测外行星的计划之一,该计划的探测对象涉及木星和4颗卫星木卫二(Europa)、木卫三(Ganymede)、木卫一(Io)和木卫四(Callisto)。该计划包括2个探测器:一个是"木星木卫二轨道器"(JEO);另一个是"木星木卫三轨道器"(JGO)。前者主要由美国航空航天局(NASA)负责,而后者主要由欧洲航天局负责。     

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.      

木卫一上找活火山

今年1月15日,美国航天科学家说,伽利略号探测器拍到了精采的木卫一火山照片,并将最后一次寻找活火山。 木卫一是木星17颗卫星中个儿较大的一个。它的平均直径为3630千米,稍大于月球。其轨道呈圆形,距离木星42万千米,自转周期与绕木星转动的周期相同。该星基本上是岩体结构,周围有稀薄的大气层。人类已向木星发射过5个航天器,有3个探测到木卫一上有火山爆发现象。     

星际探测器近况

一、伽里略探测器伽里略探测器于１９９３年８月２８日接近小行星Ｉｄｅ，双方相距２４００公里。到９月底，探测器以４０ｂｉｔ／ｓ的速率发回１８幅Ｉｄｅ图象。初步分析表明，Ｉｄｅ是一颗长３２公里、直径２８公里的小行星。到１９９４年春，探测器与Ｉｄｅ将再次相遇。伽里略探测器将于１９９５年１２月７日到达木星轨道。并向木星大气层释放一个小型探测装置。伽里略探测器是１９８９年１０月８日发射的，在１９９０年飞越金星，１９９０年和１９９２年两次飞越地球，借助金星和地球的引力场加速，１９９１年１０月飞越小行星ＧａｓＰ…     

太阳高纬探测器的借力飞行轨道设计

行星借力飞行技术可以节省深空探测任务的能量消耗.针对借助内行星引力向太阳高纬度发射探测器这一科学任务,分别以金星和地球为借力星体,运用圆锥曲线拼接法,通过求解兰伯特问题绘制能量等高线图,搜索多天体交会发射机会,设计探测器与借力体轨道周期之比为1∶ 1或2∶ 3的多次借力行星际轨道,获得相对黄道面成大倾角的目标轨道.分析表明,采用多天体交会借力相比单天体借力可大大降低发射能量;3次借用金星或者地球的引力可以使探测器轨道相对黄道面的倾角达到30°左右;3次地球借力轨道性能为最优,需要的地球发射能量更低,而且飞行器进入目标轨道之前的转移时间较短.      

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。     

空间激光干涉引力波探测器轨道修正方法

针对空间激光干涉引力波探测器轨道修正问题,提出一种基于虚拟编队构型设计的航天器轨道修正方法。空间激光干涉引力波探测器由3颗航天器组成等边三角形构型。由于入轨误差和摄动的影响,探测器的构型不稳定。假设名义轨道上运行着一颗理想航天器,实际轨道上的真实航天器与之组成虚拟编队,探测器的3颗真实航天器分别与对应的理想航天器组成3个虚拟编队。考虑探测器构型稳定性要求和摄动的影响,对虚拟编队的构型进行设计,进而求解航天器平均轨道要素修正量。求解得到的航天器平均轨道要素修正量小于偏差量,轨道修正通过四脉冲控制实现。数值仿真结果表明,该方法通过部分轨道修正满足了探测器的构型稳定性要求,具有减少燃料消耗、延长任务寿命的潜力。      

Gamma-ray burst localization with the international solar polar mission

The European Space Agency's Solar Polar spacecraft is scheduled for launch in 1986. A solar X-ray and cosmic gamma ray burst detector will be aboard. Although the solar polar mission will not provide the long baselines originally planned, due to the cancellation of the NASA spacecraft, it is shown that arrival time analysis between the remaining ESA spacecraft and other missions will nevertheless achieve extremely precise localizations.     

精确动力学模型中的行星引力辅助轨道设计

轨道设计分为初步设计和精确模型迭代两步,初步设计基于等效脉冲模型,用圆锥曲线拼接法确定时间窗口和引力辅助产生的速度脉冲。精确模型中引力辅助看作是一个连续的过程,将简化模型得到的引力辅助双曲线轨道化为行星心目标B平面参数,以地心逃逸速度作为设计变量,通过微分修正的方法进行求解。通过算例对比分析了简化模型和精确模型设计结果之间的关系,结果表明,引力辅助脉冲等效模型精度较好。     

The VESTA project: Combined studies of Mars and small bodies of the solar system

A mission to Mars and small solar system bodies is presently studied as a possible collaboration between INTERCOSMOS, CNES, ESA and eventually other participants. The VESTA concept, based on the same strategy as the successful VEGA mission, is more ambitious, as two spacecrafts separate soon after launch: a soviet spacecraft, dedicated to the study of Mars, and a spacecraft dedicated to the study of small bodies, under the responsibility of CNES and ESA. This spacecraft would use Mars gravity assists to visit up to 4 small bodies in less than 5 years. The mission is duplicated, which means that up to 8 small bodies could be studied (e.g. 6 main belt asteroids, 1 apollo-amor asteroid and 1 short period comet). Low relative velocities (< 3.5 km/s) should allow to drop a penetrator on two large main belt asteroids, such as 4 Vesta and 1 Ceres (1994 launch).     

The ESA SMART-1 mission to the Moon with solar electric propulsion

SMART-1 is planned to be the first Small Mission for Advanced Research in Technology of the ESA Scientific Programme Horizons 2000 for a launch at the end of 2001. The mission is dedicated to the testing of new technologies for preparing future cornerstone missions, using Solar Electrical Propulsion in Deep Space. The mission operational lifetime includes a 6–17 months cruise until a lunar orbit (300–10000 km) with 6 month operations. The SMART-1 spacecraft will be launched either on Ariane 5 as auxiliary passenger or on Eurockot. The expected launch mass is 350 kg. This allows to bring a dedicated payload with spacecraft, instrument and electric propulsion diagnostics technologies, as well as giving an opportunity for new lunar geophysical and geochemical studies, and for cruise science on the way to the Moon.     

FIRST — Far Infrared and Submillimetre Space Telescope

The present status of the ESA cornerstone mission FIRST is presented. A recent industrial study has generated a spacecraft concept employing a 4.5 m passively cooled telescope with focal plane instrument cooling provided by a superfluid helium cryostat. The model payload complement includes two direct detection instruments as well as two heterodyne instruments. After a shared launch by Ariane 5 into GTO, FIRST propels itself into the 24-hour highly eccentric operational orbit, where observations can be conducted up to 17 hours per day with an expected approximate mission duration of 3 years. An additional complementary study of a non-cryostat spacecraft option will also be performed.     

Contingency target assessment,trajectory design,and analysis for NASA’s NEA scout solar sail mission

The presented study examines contingency target selection and trajectory design for NASA’s Near-Earth Asteroid Scout mission under the assumption of a missed lunar gravity assist. Two previously considered asteroids are selected as potential targets for the given scenario based on favorable orbital characteristics for launch dates ranging from June 27, 2020 through July 26, 2020. Initially, a simplified circular restricted 3-body problem + ideal solar sail model is utilized to survey trajectory options for a month-long launch window. Selected solutions from this data set are then converged in an N-body ephemeris + non-ideal sail model. Results suggest that NEA Scout can still perform asteroid rendezvous mission under the missed lunar gravity assist scenario with new targets, 2019 GF1, 2018 PK21, and 2007 UN12, based on the target launch dates. Further target assessment is carried out for 165 days beyond the current June 27, 2020 launch date.