远距离逆行轨道上的近距离自然及受控编队

远距离逆行轨道（DROs）是地月空间中一族稳定的周期轨道，适用于地月空间站等长期任务。为维持任务的长期存在，交会对接及编队飞行等任务是必要的。因此有必要分析远距离逆行轨道上的近距离相对运动解，并进行编队设计。首先，基于Floquet理论得到了远距离逆行轨道上的近距离线性化相对运动的基础解集，并对其解进行了分类与分析。其次，以基础解集中的自然周期解为基础设计了伴飞编队，并对其特性进行了全面分析。之后，针对圆形受控绕飞编队做了详细的分析，可用于指导后续受控编队的设计。最后，设计了两点之间的安全转移编队，可用于任意两点之间的转移，并保证转移过程中主星与副星之间具有足够的安全距离。     

地月循环轨道动力学建模与计算研究

根据地月循环轨道的概念,按照生成第二类周期轨道的弧段进行分类,并讨论了其共振性与对称性在轨道设计与应用中的作用。然后归纳了三种循环轨道的动力学建模与计算方法及其轨道延拓策略,最后总结了三种方法的利弊和应用轨道类型。对地月系统循环轨道的研究和分析,能够为我国未来载人登月工程提供一种新的思路与理论支持。     

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。     

目标天体极轨道卫星的轨道寿命

星际探测器轨道的特征与探测目的密切相关，对目标天体两级地区进行探测显然采用的是极轨道（或接近极轨道）。对于这类卫星（或称轨道器），如果轨道半长径较大，则会因第三体报骚动国导致轨道偏心率增大，使其近星距减小到等于目标天体的赤道半径而落到该天体上，结束其运动寿命，即使目标天体不存在大气（如月球等）亦会如此。     

速度信息缺失的平动点轨道交会预设性能控制

以平动点轨道的交会对接为研究背景,基于高阶积分链微分器和预设性能控制理论提出了一种仅需相对位置信息的平动点轨道近程交会控制律。首先利用高阶积分链微分器估计两航天器的相对速度状态,并设计预设性能控制器使得两航天器的相对运动状态在预设的边界内渐近收敛到期望状态。然后利用李雅普诺夫函数证明相对运动状态存在扰动时控制器的稳定性。该方法为闭环控制,且与模型无关,容易在线操作。仿真结果表明,在平动点轨道航天器存在未知扰动以及导航制导等不确定的情况下,利用所提交会控制律能够实现追踪航天器与目标航天器交会任务的高精度实时控制,具有较强鲁棒性。     

基于不变流形的夸父卫星A轨道设计

介绍了夸父卫星A的轨道特点,分析了圆型限制性三体问题.采用基于不变流形的两脉冲转移方法为夸父卫星A设计出了转移轨道,并比较晕轨道近地点和远地点入轨的两种情况.仿真表明,晕轨道远地点入轨可以大大节省晕轨道入轨代价.     

基于圆型限制性三体问题模型的行星卫星逃逸能量研究

 基于由飞行器、行星及其卫星组成圆型限制性三体问题模型,通过庞加莱映射的方法,研究了飞行器从行星卫星附近逃逸的问题。在Jacobi常数确定的前提下,通过逆向积分,飞行器从L1或L2点附近返回近月点,得到近月点速度出发速度。研究结果表明绕飞L1点和L2点逃逸行星卫星需要的最低能量是不同的,从月球表面逃逸所需的速度脉冲分别比开普勒算法节省46.5m/s和42.3m/s,且均小于Villac等人在Hill模型下得到38.9m/s,从而改进了Villac等人的相关工作,同时也给出了从太阳系主要行星卫星表面逃逸所需的最小能量。     

混合推进最省燃料轨道设计方法

使用混合推进方式设计地-月圆型限制性三体模型下的最省燃料转移轨道。将化学发动机以及电推进发动机的燃料消耗总和作为目标函数进行优化,推导一阶必要条件和雅可比矩阵。选择从近地圆轨道出发到达地-月L1附近Halo轨道的转移轨道为例测试上述方法。仿真结果表明,相比发射脉冲固定的情况,混合推进方式进一步降低了燃料消耗,而且给出了飞行时间和燃料消耗不同的组合方式,给予任务设计更大的灵活性。     

基于椭圆型限制性三体模型的借力飞行机理研究

针对星际探测中的借力飞行技术,基于椭圆型限制性三体模型,深入研究了借力飞行 自由参数与借力飞行轨道变化之间的关系。在椭圆型限制性三体问题的假设下,通过正向和 逆向积分相结合的方法,重点研究了借力天体轨道偏心率和相位角对借力飞行逃逸和俘获区 域参数变化的影响,同时分析了借力天体轨道偏心率和相位角对借力飞行实现顺行轨道与逆 行轨道转变区域参数变化的影响,并以地月系统引力参数为例,分析了借力天体分别对应不 同轨道偏心率和相位角时,前向和后向飞越情况下,借力飞行对轨道能量和角动量的影响, 总结出了相应的变化规律。这些研究对于借力飞行轨道的设计与应用具有重要的参考意义。
     

基于序优化理论的晕轨道转移轨道设计

利用晕轨道的稳定流形可以设计从地球到晕轨道的转移轨道。但由于小幅度晕轨道的稳 定流形与地球停泊轨道无法相交,因此需采用两脉冲转移。微分修正法是求解两脉冲转移常 用的优化方法,虽然收敛速度快,但很难获取全局最优解,而且收敛半径小,如果初始猜想 与最优解相差很远,该方法可能会不收敛。将序优化理论与微分修正法相结合,利用序优化 思想缩小搜索空间,得到足够好的初始猜想,然后利用微分修正法快速收敛到满足终端精度 要求的解。仿真结果表明该方法有很好的收敛性,且计算量小。