月地转移轨道快速设计与特性分析
地月系低能转移轨道设计_晁宁 (1)
y0 ］ ( 精确到 10 － 11 ) － 0. 006 099 275 30 － 0. 008 015 233 94 － 0. 009 027 931 03 － 0. 009 453 464 02 － 0. 010 009 910 42 － 0. 010 551 393 60 － 0. 010 591 871 73 － 0. 010 673 420 46 － 0. 011 107 918 60 － 0. 012 277 080 42 － 0. 017 604 452 46
［5 ］
三体动力学方程为:
· · · r + 2( － · y， x， 0) T
= ( Ω ε / r )
T
+ aS
a S 为会合坐标系下的太阳摄动引力加速度。 式中， d 受摄三体问题天体相对位置如图 1 所示。图中，
00 00 00 00 为日 质 心 距， ω = ωM － ωS = 0. 923 6。r1 = RSE + r3 ，
图1 太阳相对三体位置
08 06 ; 修订日期: 2010 12 13 收稿日期: 2010 : 基金项目 高等学校博士学科专项科研基金( 20060699024 ) )， 作者简介: 晁 宁( 1982 男， 陕西宝鸡人， 博士研究生， 主要从事航天器、 导弹制导与控制系统研究; )， 李言俊( 1944 男， 河南台前人， 教授 / 博导， 主要从事航天器、 导弹制导与控制系统和先进控制理论研究。
［7 ］
同样利用非共面双三体模型及坐标变 换 实 现 低
能轨道设计， 设计 的轨 道 比 传统 Hohmann 变轨 节 能 约 20% 。 在国内轨道设计 的 思 路 上， 本 文 利 用不同 三 体 系统中的流形 通 道， 将探测器从地球停泊轨道向日 地系 L1 点稳 定 流 形 转 移 后， 再向地 月 系 L1 点 的 不 稳定流形转移。通过坐标变换将 不同 系统 的 非 共 面 问题化为同量 纲 共 面 问题， 并 结 合 晕 轨 道 的 顺 时针 旋转方向在庞加莱截面处实现 轨 道 小 能 量 拼 接。 详 细比较了 停 泊 轨 道 向 日 地 L1 点 流 形 轨 道 的 多种性
使用遗传算法和B平面参数进行月球探测器地月转移轨道设计
2003年第3期总第263期导弹与航天运载技术M ISSIL ES A N D SPA CE VEHICL ESN o.32003Sum No.263 文章编号:1004-7182(2003)03-0001-05使用遗传算法和B平面参数进行月球探测器地月转移轨道设计y谷立祥 刘竹生(北京宇航系统工程设计部,北京,100076)摘要:通过遗传算法和B平面参数对月球探测器地月转移轨道进行了设计和计算,计算结果表明,结合遗传算法和B平面参数可以很好地解决探月轨道搜索的全局性和快速收敛性问题。
关键词:探月轨道;B平面参数;遗传算法中图分类号:V421.1 文献标识码:ALunar Trajectory Design with GA and B-Plane ParametersGu lixiang Liu zhusheng(Beijing I nstitute of A stro nautical Sy stems Engineering,Beijing,100076)Abstract:T he lunar trajectories are designed and computed by using the method of g enetic algo-rithm s and B-plane parameters in this paper.The result show s that the iterations of transfer trajecto-ries are w holly and quickly achieved by com bining genetic alg orithm s w ith B-plane parameters.Key Words:Lunar trajectories;B-plane parameter;Genetic alg orithm s1 引 言 典型的月球探测器飞行轨道为:首先探测器由运载火箭从地面发射至低高度圆形(或近圆形)地球停泊轨道;在停泊轨道上滑行到合适的位置后,发动机工作,使得探测器加速进入地月转移轨道,并在飞行过程中进行轨道误差修正;到达月球附近时,制动发动机工作,探测器减速并被月球捕获,成为环月卫星;完成环月任务后,在合适的位置减速,进入着月轨道,实现软/硬着月。
月球探测器推力控制轨道优化设计
月球探测器推力控制轨道优化设计一、概述随着人类对宇宙探索的不断深入，月球作为地球的近邻，已成为众多航天任务的重要目标。
月球探测器作为执行这些任务的关键工具，其推力控制轨道优化设计显得尤为重要。
推力控制是月球探测器轨道设计中的核心环节，直接关系到探测器的能源利用、任务执行效率和安全性。
对月球探测器推力控制轨道进行优化设计，不仅有助于提升探测器的性能，也是实现高效、安全、经济的月球探测任务的关键。
本文旨在探讨月球探测器推力控制轨道的优化设计方法。
我们将介绍月球探测器的轨道特性及其面临的挑战，包括重力场模型、大气扰动、太阳辐射压等因素对轨道的影响。
接着，我们将分析推力控制的基本原理及其在轨道设计中的应用，包括推力大小和方向的控制、轨道转移策略等。
在此基础上，我们将提出一种基于多目标优化的推力控制轨道设计方法，旨在实现探测器能源利用的最大化、任务执行时间的最短化以及轨道安全性的提升。
通过本文的研究，我们期望为月球探测器的轨道设计提供一种新的优化思路和方法，为未来的月球探测任务提供技术支持和参考。
同时，我们也期望通过这一研究，推动航天工程领域在轨道设计、推力控制等方面的理论创新和技术进步。
1. 探月任务的重要性与意义探月任务是人类探索宇宙、认识自然、拓展生存空间的重要里程碑。
自20世纪60年代人类首次登月以来，月球探测任务不仅在科学探索上取得了巨大成就，更在推动科技进步、提升国家综合实力、激发人类探索精神等方面发挥了重要作用。
月球探测任务的重要性与意义体现在以下几个方面：月球探测任务对于科学探索具有深远意义。
月球作为地球的唯一天然卫星，拥有独特的地理、地质和天文条件，是研究太阳系形成和演化、地球起源和演化的重要窗口。
通过对月球的深入探测和研究，我们可以更深入地了解月球的构造、地质特征、矿产资源、大气环境等，为认识宇宙的奥秘提供宝贵的数据和线索。
月球探测任务在推动科技进步方面发挥着重要作用。
月球探测需要先进的航天技术、通信技术、材料科学、能源技术等多领域的支持。
地–月L2点中继星月球近旁转移轨道设计
球背面的软着陆探测。由于月球公转和自转具有相似 的周期性，着陆器在月球背面无法与地球直接通信， 因此 “ 嫦娥 4 号 ” 需要中继星为着陆器与地面提供通信 中继服务。位于地 – 月 L2 点附近的 halo 轨道具有与 地–月相对静止的几何关系，成为中继星任务轨道的首 选目标。 Farquhar [1] 最先提出利用地 – 月 L2 点实现月背通信 的概念，此后许多学者开展了地–月L2点转移轨道的研 究。最初的设计思想是借助 halo 轨道的稳定流形进行 设计，由于地–月L2点附近halo轨道的稳定流形无法与 地球停泊轨道相交，只能通过设计脉冲转移轨道进行 拼接[2-5]。Parker[6]则采用弱稳定边界转移策略，将日地– 地月系统的不变流形进行了拼接，获得了低能量的转 移轨道，但该方法存在转移时间过长的问题。Gordon
第4卷第3期 2017 年 6 月
深 空 探 测 学 报
Journal of Deep Space Exploration
Vol. 4 No. 3 June 2017
地–月L2点中继星月球近旁转移轨道设计
孙超1,2，唐玉华1，李翔宇1,2，乔栋1,2
（1. 北京理工大学 宇航学院，北京 100081；2. 深空探测自主导航与控制工业与信息化部重点实验室，北京 100081）
0
引 言
“嫦娥4号”计划于2018年发射，将实现人类首次月
稳定边界转移所需的飞行时间大大降低，其本质上讲 是一种月球近旁转移轨道。李明涛[8]在此基础上进行了 改进，提出一种基于微分修正算法的三脉冲转移轨道， 张景瑞和曾豪等[9-10]则针对不同约束下的近旁转移轨道 进行了设计分析，分析了不同飞越高度、飞越机动相 位角和 halo 轨道入轨点对转移轨道和燃耗的影响，但 其设计方法并未考虑地月转移轨道的发射约束条件。 对于部署在地–月L2点的中继星，转移轨道设计存 在大量工程约束。首先中继星的部署应尽可能地避免 月球对地球与中继星的通讯阻挡。徐明等 [11] 分析了地 月 L2 点附近 Lissajous 轨道对日 – 地 – 月系统的跟踪规 律，发现无论何种尺寸的 Lissajous 轨道均存在月球遮 挡，即无法通过一颗卫星完成中继通讯任务。由于我 国发射场的地理位置约束，地月转移轨道的发射倾角 存在一定的限制；同时中继部署任务需在“嫦娥4号”发 射之前完成，因此中继转移时间不应过长；此外，中 继星需要长期在轨运行，在卫星燃料有限的情况下， 应尽可能地降低转移轨道所需燃耗，延长中继星的在 轨寿命。
基于STK的航天器轨道仿真与设计
《基于 STK 的航天器轨道仿真与设计》课程设计报告班级 ： 341511班组长 ：王楷组 员 ：邹希、赵俊杰、聂秋华日期 ： 2007年 12月 20日目录一、介绍STK的应用背景和主要功能................................- 1 -1. STK 应用背景............................................................................................. 1 2. STK 主要功能............................................................................................. 1 二、嫦娥奔月的设计过程.........................................- 2 -1．各国的探月计划............................................................................................ 2 2．设计要求....................................................................................................... 4 3. 设计思路..................................................................................................... 5 4. 设计中使用的参数...................................................................................... 5 5. 地球停泊轨道分析与设计.......................................................................... 5 6. 地月转移轨道分析与设计.......................................................................... 5 三、基于STK模型描述语言的航天器三维造型及动画制作.............. - 13 -1. STK/VO 模块简介.................................................................................... 13 2. STK/VO 设计要求.................................................................................... 13 3. STK/VO 设计模型选择............................................................................ 13 4. 中巴地球资源卫星简介............................................................................ 14 5. 中巴地球资源卫星模型设计.................................................................... 14 6. 动画制作................................................................................................... 16 四、收获与体会 ............................................... - 17 -五、参考文献 ................................................. - 17 -六、成员分工 ................................................. - 17 -一、介绍 STK 的应用背景和主要功能1. STK 应用背景STK 软件的全称是 Satellite Tool Kit （卫星仿真工具包）， 是由美国 AGI公司开发， 并在航天工业领先的商业化分析软件。
嫦娥一号探月中的控制技术
嫦娥一号探月中的控制技术嫦娥一号卫星是我国第一个月球探测卫星,其研制和发射是我国深空探测活动的开端。
嫦娥一号卫星共有11个分系统组成:即总体,测试两个综合分系统;平台部分的结构,热控,制导、导航与控制、能源、推进、数据管理(OBDH)、测控数传、定向天线八个分系统及有效载荷分系统。
本文主要对嫦娥一号GNC（制导、导航与控制）系统进行粗略分析。
嫦娥一号卫星GNC系统完成了许多复杂任务。
在调相轨道,GNC系统执行一系列姿态机动和轨道控制,使卫星在适当时间转入地月转移轨道。
在地月转移轨道,GNC系统保证卫星对太阳定向,并执行几次轨道中途修正,使卫星捕获预定环月轨道起始点。
在月球轨道捕获阶段, GNC系统执行几次轨控发动机点火,使卫星捕获月球轨道并进入标称环月轨道。
在环月轨道, GNC系统使卫星本体对月球定向、太阳帆板对太阳定向、定向天线对地球定向。
嫦娥一号卫星GNC系统的敏感器包括太阳敏感器、星敏感器、紫外月球敏感器、速率积分陀螺和加速度计;执行机构包括飞轮装置、推力器、帆板驱动装置、天线驱动装置和轨控发动机;控制器包括控制计算机、应急计算机、配电器和二次电源。
GNC系统的软件包括控制计算机系统软件、应用软件,应急软件和部件LTU软件。
LTU通过内部总线与控制计算机相连,构成计算机控制网络。
控制系统的这种分布式体系结构保证GNC分系统高效、可靠、实时地实现嫦娥一号卫星的控制功能和性能。
1、巡航期间的姿态控制在卫星环月运行之前,除了轨控阶段,卫星运行于巡航姿态。
姿态确定是利用太阳敏感器的输出给出太阳矢量方向在卫星本体系的表示,然后根据太阳敏感器的安装矩阵计算卫星偏航角和俯仰角。
巡航姿态角速度的确定是利用速率积分陀螺的输出,然后根据陀螺的安装矩阵计算卫星三轴姿态角速度。
巡航姿态的控制分为太阳捕获和太阳定向两个阶段:在太阳捕获阶段,太阳敏感器输出,利用相平面控制算法,通过推力器点火驱使卫星旋转使太阳矢量进入数字太阳敏感器视场;在太阳定向阶段,通过数字太阳输出和陀螺输出外推,根据系统动力学,利用相平面控制算法和PID控制算法,通过推力器点火和飞轮转动保证卫星Xs轴指向太阳。
载人登月地月转移轨道快速设计及特性分析
型 ，给 出了一种 以地球 出发轨道参数作 为设计 变量的轨道设计方法，结合 月球 星历得到 了满
足 载人 登 月任 务 约束 的轨道 方 案 ，并对 载人 登 月任务 地 月转 移轨 道 的 工程 特 性进 行 了分 析 。 此 方 法是 一种 无 需轨 道 积分 的 纯代 数 计算 方 法 ，具有 速度 快 、精 度 高的特 点 ，其 顺行 求解 的
工 程 约束 主 要 包 括 飞行 时 间约 束 和 能 量 约束 。
和无 人月 球探 测 不 同 ， 到整个 工 程规 模 的 限制 ， 受 以
登 月航 天 器一 直 在地 球停 泊 轨道 面 内飞行 ，当进 入
月球影 响球以后 ， 由于月球引力 的作用 ， 才会使其飞
行轨 道 面发 生变 化 。 外月 球在 白道 面 内运行 ， 运 另 在 动 过程 中 ，其 影 响球 在航 天 器所 在 的地 球 停泊 轨 道 面 内会 形 成一 个穿 越 区 。 因此 只有 当航 天器 出发 轨
重要 内容 ， 在载人登月方案制定阶段 ， 往往对具体轨 道的设计并不关心 ，而是侧重于任务轨道的工程特 性分析 ， 从而为方案制定提供参考。
目前 在 地月 转 移轨 道设 计方 面 ，国 内外 已做 了 大量 研究 。 文献 ［ ，］ 出 了地 月转 移低 能轨道 设计 １２ 给 方法 ， 这类 轨道 往往 并不 适 用 于载人 任务 ； 而传 统 的
Ｅ
。：
式， 本文采用条件判断的方法来逐层求解。 在双二体模型的假设下 ，航天器在未进人月球
影 响球 以前 ， 直 在地球 停 泊轨 道 面 内飞行 ， 一 当进入
忽略地球引力影响， 在影响球边界上 ， 将两段 圆锥 曲
作者简介 ： 彭祺擘（ ９ ２ ）男 ， １ ８ 一 ， 博士研究生 ， 研究方向为载人登 月任务分析与设计 。 — ａ ： ｏｃ ｉ ６ ． １ Ｅ ｍ ｉ ｐｏｈ ＠１３ Ｏ１ ｌ ｅ ｃ１
基于不变流形的地–月L2点转移轨道优化设计
0
引 言
位于平动点附近的周期或拟周期轨道可为多种探
并且地–月系统相较于日–地系统而言，地球处于圆形 限制性三体模型中大天体的位置，使得地–月系统平动 点的不变流形与近地轨道并无相交，必须进行近地段 的小推力上升变轨设计。本文建立了地–月系统不变流 形与上升段的拼接坐标系转换方法，并完成了小推力 转移段设计。
s X0 = X0 ± d · V s
。目前越
来越多的地球静止轨道卫星开始配置电推力器执行轨 道转移及位置保持等任务。全电推卫星的有效载荷质 量比采用传统化学推进剂的有效载荷质量比高，故而 在位于GEO的通信卫星寿命末期，可以考虑进行深空 拓展任务，以完成短时期的探测任务或是深空探测试 验验证任务。 目前国际上尚未利用电推进进行平动点探测的卫 星任务，这主要是由于虽然利用电推进器可以增加有 效载荷比，但却使得轨道任务设计的难度大大增加。
测任务或中继通信任务提供良好的工作场所。地 – 月 L2的（拟）周期轨道是为位于月球背面的探测卫星提 供通信中继的最佳场所。由于月球自转与公转速度相 同，月球背面始终处于对地不可见的阴影区域。而地– 月L2点位于地–月连线，并且一颗星可以实现对月球背 面平均87.6%区域的覆盖。无论是通信卫星寿命末期进 行的试验拓展任务，或是基于月球背面探测器的中继 需要，研究从 GEO 轨道出发到地 – 月 L2 点的转移轨道 都是必要的。 电推进技术通过电能驱动工质高速喷出获得推 力，具有高比冲、低推力和长寿命等特点
[1-3]
1 不变流形设计及计算
不变流形与平动点周期轨道紧密相连，它是一族 空间轨道的集合，在空间中形成管状通道。不变流形 分为稳定流形与不稳定流形，稳定流形上的质点会自 发地趋近于周期轨道[4]，所以利用稳定流形进行轨道转 移可以节省燃料。将 halo 轨道上任意一个不动点积分 一个周期后得到的状态转移矩阵称为单值矩阵[5]，通过 计算单值矩阵中小于1的特征值对应的特征向量Vs，得 到稳定流形
地月转移轨道特征及快速设计方法
到 十几 个 月 ， 目前 仅有 欧空 局 “ ＭＡ Ｔ一１ 月 Ｓ Ｒ ”
球探 测器 实现 这种转 移方 式 。 本文 仅对 第一种 度 为 村 。，则 探 测 器 相 对 月 球 的 速 度 为
Ｖ＇ ＝ Ｖ 一
ｍ
；此 相 对 速 度 可 以看 成 探 测 器 在
月球 影 响 球 边 界 处 相 对 月 心 的 速 度 ，也 可 以 看 成 探 测 器 相 对 月 心 在 无 穷 处 的 速 度
的
（） ３
上式 中 ，
、
分 别 为 地球 和 月球 的非球
２１ 年 １ ０１ ２月
深 空探 测 研 究
．３ 一
图 １ 地 月转移轨道和月球影响球
／ ｖｎ／ ／
＼
、＼／ ｆ ／ ／
＼
．
，
／
图 ２ 近月双曲轨道示意图
２ ３ 双 二体 简化 模型 下的 地月转 移轨 道特 征 ．
Ｊ０ ０惯 性 坐标 ；在 此 惯 性 系 下 ，月 球 探 测 器 的 ２０
见图 ｌ 。在 转移 时 间相 同条 件 下 ，对 于 不 同轨 道 倾角 的 地 月 转 移 轨 道 ，其 到 达 月 球 （ 球 影 响 月 球 ） 时 的 速 度 大 小 是 相 同 的 ，但 是 速 度 方 向 不
同 ，从而 造成 相对 月 球 的速 度 不 同 ，而 大小 和方 向都
摘
要 ：本文针对地月 直接转移轨道进行分析 。首先提 出双二体简化模 型 ，在 此模型下直接 给 出地月转移 轨道的一些
地月低能轨道转移的混沌控制方法
收稿日期#2017-10-12; 修回日期 #2018-02-26 基金项目：国家自然科学基金（11672234"
752
宇航学报
第 39卷
接 ，通 过 3 次脉冲，进一步用能量的增加换取了地月 转移时间的缩短。近 期 ，Salazar等[4]发展了 B ；t 方 法 [1]，通 过 增 大 庞 加 莱 截 面 流 形 截 断 约 束 值 ，利 用更 大的能量和（次脉冲，以更短的时间到达月球;此外， 借助于月球引力辅助变轨方式，也将混沌控制拓展至 到地月三体系统>4，>5 拉格朗日点的低能转移任务。
Abstract：A n e w chaos control method of Earth-Moon orbit transfer is proposed to reduce the transfer timeof a
spacecraft wandering in
the
chaotic region. Considering
第 39卷 第 7 期 2018 年 7 月
宇航学报
Journal of AMonauticM
5 。1.39 2 ; 7 July 2018
地月低能轨道转移的混沌控制方法
郑 越 ' ’2，泮斌峰'’2，唐 硕 1’2
( 1 . 西北工业大学航天学院，西 安 710072% 2 . 陕西省空天飞行器设计重点实验室，西 安 710072)
(1. School of Astronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China; 2. Shanxi Key Laboratory of Aerospacc Flight Vehicle Design，Xi ’an 710072，China)
多约束条件下的地月转移轨道设计
地月转移轨道设计一、简介地月转移轨道是指从地球轨道到月球轨道的一种航行轨道，是太空探索的重要组成部分。
它的设计需要考虑多个约束条件，如运动学约束、动力学约束、能量约束等，以确保航天器可以安全、精确地进行转移。
二、约束条件1.运动学约束：由于地月转移轨道是从地球轨道到月球轨道的一种航行轨道，因此在设计时，必须考虑到航天器在轨道上的运动学约束，即航天器在轨道上的轨道根数、轨道参数等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。
2.动力学约束：地月转移轨道的设计还需要考虑到航天器在轨道上的动力学约束，即航天器在轨道上的加速度、速度等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。
3.能量约束：在设计地月转移轨道时，还必须考虑航天器在轨道上的能量约束，即航天器在轨道上的能量消耗、能量分配等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。
三、设计方法1.运动学设计：首先，根据航天器在轨道上的运动学约束，确定航天器在轨道上的轨道根数、轨道参数等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。
2.动力学设计：其次，根据航天器在轨道上的动力学约束，确定航天器在轨道上的加速度、速度等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。
3.能量设计：最后，根据航天器在轨道上的能量约束，确定航天器在轨道上的能量消耗、能量分配等，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。
四、总结地月转移轨道是指从地球轨道到月球轨道的一种航行轨道，其设计需要考虑多个约束条件，如运动学约束、动力学约束、能量约束等，以确保航天器可以安全、精确地进行转移。
在设计地月转移轨道时，需要先根据运动学约束确定轨道根数和轨道参数，然后根据动力学约束确定航天器在轨道上的加速度和速度，最后根据能量约束确定航天器在轨道上的能量消耗和能量分配，以确保航天器能够安全、精确地进行转移。
载人飞船月地返回轨道优化设计与特性分析
网 址 WWW4&H&K+.+4-/2
载人飞船月地返回轨道优化设计与特性分析
陆 ! 林 杨 路 易 李 海 阳 刘 将 辉
国防科技大学空天科学学院湖南 长沙 =!::LU
! ! 摘 ! 要 针 对 载 人 飞 船 月 地 返 回 飞 行 任 务 提 出 一 种 基 于 双 重 优 化 算 法 的 两 层 串 行 求 解 策 略 轨 道 初 步 设 计 阶段在改进的双二体模型下采用差分进化算法与序 列 二 次 规 划 算 法 相 互 补 的 双 重 优 化 算 法 进 行 轨 道 初 值 的 求 解高精度修正阶段在高精度模型下利用序列 二 次 规 划 算 法 修 正 了 初 步 设 计 的 结 果 仿 真 算 例 的 结 果 验 证 了 该策略的有效性和可行性并显示出求解精度高收敛性好的特点最后利 用 该 方 法 进 度 增 量 等 轨 道 特 性 展 开 了 分 析
关 键 词 载 人 登 月 月 地 返 回 轨 道 设 计 轨 道 特 性 中 图 分 类 号 \=!"4=! ! ! ! 文 献 标 志 码 5! ! ! !!"#!!:4U$;$(a4'&&(4!::!K<:;N4":!$4!"4"=
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基于不变流形的地月L2点Halo轨道转移轨道设计
基于不变流形的地月L2点Halo轨道转移轨道设计彭坤;李明涛;王平;田林;果琳丽;杨雷【期刊名称】《载人航天》【年(卷),期】2016(022)006【摘要】针对Halo轨道转移轨道设计不易收敛的问题，结合月球探测背景，分析了地月L2点Halo轨道及其不变流形可靠近月球的运动轨迹特性，给出基于二分法的先粗选后精选的零消耗转移轨道搜索方法并研究得出Halo轨道全相位点入轨的零消耗转移轨道不超过2条，提出一种最小x轴约束的近月点终止条件和自适应退步搜索的改进微分修正算法，对Halo轨道全相位点入轨的转移轨道设计进行求解。
仿真结果表明，该改进微分修正算法收敛速度快，能有效避免奇异，且适应性强，能搜索出全相位点入轨的所有转移轨道。
【总页数】8页(P673-679,749)【作者】彭坤;李明涛;王平;田林;果琳丽;杨雷【作者单位】中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094;中国科学院空间科学与应用研究中心，北京100190;中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094;中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094;中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094;中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094【正文语种】中文【中图分类】V412.4【相关文献】1.基于不变流形的小推力Halo轨道转移方法研究 [J], 任远;崔平远;栾恩杰2.地月L2点Halo轨道支持的登月轨道优化设计 [J], 曹鹏飞;孙俞;贺波勇;李海阳3.微纳卫星L1点Halo轨道转移轨道设计 [J], 高永飞;王兆魁4.基于不变流形的地–月L2点转移轨道优化设计 [J], 安然;王敏;梁新刚;;;5.基于不变流形的地–月L2点转移轨道优化设计 [J], 安然;王敏;梁新刚因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
地月Halo与DRO支持的往返月球任务轨道
地月Halo与DRO支持的往返月球任务轨道
曾豪;李朝玉;徐瑞;郝平;彭坤
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2021(42)12
【摘要】面向未来载人月球与深空探测任务需求,针对地月系统中低能往返环月轨道与平动点轨道的转移设计问题进行研究,在不同三体轨道下系统分析了环月轨道变化对任务飞行时间与燃料消耗等关键参数的影响,并提出月球往返轨道初值猜想搜索策略。
为解决设计变量初值敏感性问题,结合空间不变流形与目标平动点轨道构型特性,采用微分修正算法快速构造初始转移轨迹。
在同时考虑近月点与燃料最优转移多约束条件下,通过多重配点打靶法与序列二次规划算法对环月轨道与平动点轨道间往返轨迹进一步研究,并推导了约束方程的梯度公式提高计算效率。
为分析往返轨道特性与验证设计策略的有效性,针对不同环月轨道倾角、三体轨道幅值等参数变化与转移时间、燃耗的关系进行分析,设计结果对探月飞行器近月空间部署往返轨道设计及参数选取具有重要的参考意义。
【总页数】10页(P1483-1492)
【作者】曾豪;李朝玉;徐瑞;郝平;彭坤
【作者单位】北京空间飞行器总体设计部;北京理工大学
【正文语种】中文
【中图分类】V412.41
【相关文献】
1.不同月球借力约束下的地月 Halo 轨道转移轨道设计
2.地月L2点Halo轨道支持的登月轨道优化设计
3.地月空间NRHO与DRO在月球探测中的应用研究
4.地球低轨道空间站往返月球的转移轨道设计
5.利用重复使用地月转移级往返近地轨道空间站的载人月球探测飞行模式
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ｔｎＲ ｐ ｓｎ法求解 函数 （ ） ｏ — ａ ｈｏ １ ，以 作 为迭 代变 量 ，迭代 格式 为
ｌ 一 ＋ （ 一 Ｌ（ ） ｙ （） ２
『ａｃｆ翠） ｆ 一 ） 降 再 一ｒ。 ＼ 号 段 入 ｃｓｌ ／ ／ ＼ｎ 一厂 ｚ ， Ｓ
６ 一 ０ （ ４）
分布 等特性 进行 了分 析 。仿 真 结果验 证 了所提 出方 法的有 效性 。
关 键 词 采 样 返 回 轨 道 设 计 月
ＤＯＩ ０ ３ ８ ／． ｓ ｎ １ ０ — ５ Ｘ． ０ １ ０ ． １ ：１ ． ７ ０ ｉｉｓ ． ０ ０ ７ ８ ２ １ ． ３ ０ ０
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收 稿 日期 ：２ １ —８ ０ 。收 修 改 稿 日期 ：２ １ １ ０ ０ ０ ９ Ｏ ０ １ １ ９
２ｌ年 ６ ０１ 月
中 国 空 间 科 学 技 术
２ ２ 双 二 体 模 型 下 月 地 转 移 轨 道 的 求 解 ．
通 过 引入 月球影 响球 的定义 ，可 以将地 一 器 限制 性 三体 模 型 近似 和 简 化 为地＿ 和 月一 月一 器 器两 个 二 体模 型 ，称 为双 二体模 型 。在 月球 影 响球 内 ，探 测器 仅 受 月 球 中心 引 力作 用 ；在 月 球影 响球 外 ，
心段轨 道倾 角 。
（ ）地 心段 轨 道求解 １
已知 月球影 响球 出 口点 Ｓ的地 心 距 、再 入 点 Ｎ 的地 心 距 ｒ 、再 入 角 ｙ 、地 心 段 飞 行 时 间 Ｔ ，可 以求 得 地心 段轨 道 的半长 轴 ａ 和偏 心率 ｅ。引入 函数
ｙ— Ｌ（ ， ｒ ｒ ， Ｔ ， ） （ １）
探 测器 仅 受地球 中心引力 作 用 。在双 二体模 型 下对 月地 转移 轨道 的求解 ，实际上 是分 别求解 满 足约
束 条件 的地 心段 轨 道和 月心 段轨 道 ，并使二 者 在月球 影 响球边 界 处连续 。本 文在 月地 转移 轨道 求解 中考虑 如 下约束 条 件 ：转 移 飞行 时 间 、环 月停 泊轨 道高 度及倾 角 、大气 再 入点地 心距 、再入 角及 地
１ 引 言
对 月地 转移 轨道特 性及设 计 方法 的研究 是月 球采样 返 回任务 分析 的基 础之一 。在 月地转 移轨 道 设 计 中可 以借鉴地 月转 移轨 道设计
轨 道特 性及 设计 方法进 行深 入研 究 。
的数学 方法 ，但二 者并 非简单 的逆 过程 ，有 必 要对 月 地转 移
中 国 空 间 科 学 技 术
Ｃｈ ｎｅ ｅ Ｓｐ ｃ ｉｎｃ ｎｄ Ｔｅ ｈ ｌ ｇ ｉ ｓ ａ ｅ Ｓｃｅ ｅ ａ ｃ ｎｏ ｏ ｙ
２１ Ｏ １年 ６月
第 ３ 期
月地 转 移 轨 道 快 速设 计 与特 性 分 析
张 磊 于登 云 张 熵
（ １北 京 空 间 飞行 器 总体 设 计 部 ，北 京 １０ ９ ） （ ０ ０４ ２中 国 航 天 科 技 集 团 公 司 ，北京 １０ ４ ） ０ ０ ８
摘 要 对采 用直接 大气再入 方 式的 月地 转移 轨 道 ，考 虑 大 气再入 界 面参数 和 地 面 落点
位 置 约束 ，提 出 了一种 基 于双二 体 模 型 的 快 速设 计 方 法 。该 方 法分 为 内外 两层 迭 代循 环 ， 内层循 环使 月心段 轨 道 和地 心段 轨 道 在 月球 影 响 球 边 界 处连 续 ，并 采 用 Ｉ ｍｂ ｒ ａ ｅｔ问题 与 Ｎｅ ｏ — ａ ｈ ｏ ｗｔｎＲ ｐ ｓ ｎ法相集 合 的方法 求 解 满足 再 入 角约 束 的地 心段 轨 道 参 数 ；外层 循 环 通 过 调 整地 心段 轨道 倾 角和轨 道 置 入 时 间使 月地 转 移 轨道 满足 地 面落 点位 置 约 束 。分 析 表 明 ， 存 在 四种类 型 的月地 转移轨 道 满足 大 气再入 界 面约 束 ，分 别 为 降一 降型 、降一 型 、升一 升 降型 和 升一 升型 。在 此基 础上 ，对 四种 类型 月地转 移轨道 的近 地 点地 心距 、置 入 分布 点 、再入 点
式中
算 子 Ｌ（・） 示对 Ｌ ｍｂ ｒ 问题 的求解 ，其 不存 在具 体表 达式 ，本 文采 用普 适变 量法 ［ 求解 表 ａ ｅｔ ６
、ｒ、Ｔ 为 给定 量 ；０为 出 口点 Ｓ到 再入 点 Ｎ 的地心 扫 角 ，是变 量 。采 用 Ｎｅ — ｗ
Ｌ ｍｂ ｒ 问题 ； ａ ｅｔ
文献 Ｅ ］ 虑 由转 移轨 道经 发动机 制 动进入 近地 停 泊轨 道 的方 式 ，对 相应 的月 地转 移 轨 道 出 口 ５考 点 特性 及设 计方 法进行 了研 究 ，但未对 目前 广泛 采用 的 由转移轨 道直 接再 入大气 的月 地返 回方案 进 行 研究 。本 文考 虑直 接大气 再入 的月 地转 移模式 ，以大气 再入界 面参 数及 地面 落点地 理位 置作 为终 端 约束 条件 ，提 出一 种基 于双二 体模 型 的月地转 移轨 道快 速设计 方 法 ，并 基 于该 方法 对月地 转 移轨
道的再 人点 分 布 、置 入点 分布 等若 干特性 进行 分析 。
２ 月地 转 移 轨 道 的快 速 设 计
２ １ 坐 标 系 ．
Ｉ ）地 心惯 性坐标 系 Ｓ （ ｙ Ｚ ） ０ Ｘ。 。 ：原点 ０ 位于地 心 ，０ Ｘ， 平 面位 于地球 赤道 面 ，０ Ｘ ｙ。 轴 指 向春分 点 ，０ Ｚ 轴指 向地球 北极 。 。 ２ ）月 心平 移坐标 系 Ｓ （ 。０ 。） ：原点 ０ 位 于月 心 ，为 地心 惯性 坐标 系的平 移坐标 系 。