月球极轨探测器轨道方案设计_张振民

CH I N ESE SPAC E SC I EN CE A ND T ECHNO LOGY 第　4　期　
月球极轨探测器轨道方案设计
张振民　李立涛　杨涤
(哈尔滨工业大学,哈尔滨150001)
摘要　首先介绍了一种当前技术较为先进的奔月转移轨道方案——定相环形转移轨道,指出了其优缺点及可行的轨道修正方案。

然后确定了对月观测型探测器轨道设计原则,并采用定相环形奔月转移轨道,从总体方案的角度给出了一个月球探测器轨道设计方案,提出了具体的设计与分析方法。

最后以某月球探测器为例进行了计算,给出了设计结果。

主题词　月球探测器　地球月球飞行轨道　方案设计
1　引言
自1994年1月美国发射了C le m en tine -Ⅰ探测器并发现月球存在水资源以来,各国掀起了月球探测的新高潮。

从各国发展态势来看,轻小型月球探测器是当今月球探测的发展趋势。

现代轻小型探测器以其质量轻、多功能、费用低、研制周期短的优点成为当今国际航天界的研究热点,对轻小型探测器的总体方案及轨道方案设计思想和技术提出了新的挑战。

近年来,月球探测任务的设计者面临着如何快、好、省地设计出具有更严格的燃料预算、更小的推进器、更小的有效载荷的月球探测器的问题,其中计算和有效减少处理意外事件所需燃料是月球探测任务设计中一个重要的内容。

另外,目前现代月球探测飞行任务多为对月观测型任务,大多数采用极月类型的轨道。

除对轨道倾角有严格的要求外,还对轨道的升交点经度和发射窗口提出了严格的要求。

因此,所设计的轨道方案应具有较好的适应性和能满足月球探测器精确入轨的要求,同时能有效地减少燃料的质量。

本文对一种能满足上述要求的转移轨道方案——定相环形转移轨道进行了介绍,给出了轨道修正策略,并给出如何使用该类型轨道来消除各种意外事件(T L I 点火误差和时间误差)造成的影响。

同时本文还对一月球探测器轨道进行了方案设计,其中转移轨道方案采用了定相环形转移轨道,并给出了设计结果。

2　定相环形转移轨道
2.1　定相环形转移轨道概念
定相环形转移轨道(Phasing L oop T ran sfe rO rbit)是近年来发展起来的一种较先进的
博士点基金资助(N o .20010213009)
收稿日期:
2001-12-30。

收修改稿日期:
2002-04-27
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中国空间科学技术 2002年
8月
图1　标准的2.5圈、紧缩的2.5圈和标准的4.5圈定相转移轨道示意图
轨道转移技术,可用于奔月任务转移轨道和使用月球甩摆技术的轨道。

1990年日本发射的“飞天”号探测器和G eo tail 探测器及1994年美国发射的C le m en tine-Ⅰ探测器都采用了这种类型的转移轨道。

这种轨道类似于直接转移轨道(传统的奔月转移轨道),不同之处在于进入月球轨道之前,需要按一定的椭圆轨道绕地球转动一至几圈,整个转移轨道的地心扫角等于360°的整数倍加上最后半个弧段的地心扫角,如图1所示(其中P 表示近地点处)。

这种类型的转移轨道要求选择适当的发射日期(或者说发
射时的探测器相位角),以避免飞行器在转移轨道的远地点处(除最后一个弧段)与月球遭遇,“定相”一词的含义即来源于此。

定相环形转移轨道适用于对到达月球时条件具有严格要求的探测任务,例如极月轨道月球探测器(对环月轨道的升交点经度具有严格的要求和
到达时间)和利用月球甩摆技术的探测器(需要对转移轨道进行精确制导)。

从理论角度讲,对地转移轨道的圈数是任意的,但考虑到与月球本身运动的相容性,通常选择4.5圈或2.5圈的定相环形转移轨道。

2.2　优缺点分析
定相环形转移轨道的优点在于其不仅能满足轨道设计的要求,还能兼顾整个任务的操作性。

其优点包括:
1)由于该类型的转移轨道包括多圈的环地椭圆轨道,因而在整个转移过程中具有次数较多的机会来修正初始点火误差(月球转移轨道进入点火,T T I),可充分利用转移轨道过程中的最佳位置进行轨道修正,因而可最大限度地减少轨道修正所需的燃料。

2)该类型轨道具有良好的轨道周期调整特性,可在消耗较少能量的前提下,满足月球探测器精确的入轨条件(尤其是入轨时间),适合于发射任务要求较高的极月轨道卫星和登陆舱;并降低了对运载火箭要求的LEO 入轨精度。

3)该类型转移轨道可提供较长的时间用于地面站精确的轨道跟踪,使设计者有足够的时间制定最优的轨道修正方案,可降低探测任务的风险性。

与此相比,直接转移轨道方案要求在T T I 点火后立即进行地面站跟踪并实施轨道修正,如果地面站跟踪出现问题或没有及时进行轨道修正,则之后的所需轨道修正燃料将急剧增加。

4)定相环形转移轨道在转移过程中可对前几圈的环地轨道的周期进行调整,因而可大大扩展发射窗口。

例如C le m en tine 探测器采用2.5圈的紧缩型定相环形转移轨道(轨道转移时间为18天),将发射窗口扩展到±7天。

5)提供了足够的时间进行飞行器检测和发动机校准等工作,可降低任务的风险。

当然,这种类型的轨道也带来了一定的缺点:
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1)由于定相环形轨道需要多次穿过V an A llen 辐射带,增加了探测器所受的辐射剂量;2)增加了任务的执行时间,从而增加了整个任务的运作费用。

3)对于紧缩型定相环形转移轨道,需要探测器携带额外的燃料来增加轨道能量(使轨道的远地点到达月球),从而增加了探测器的质量。

2.3　定相环形轨道的修正策略
针对定相环形转移轨道,轨道修正的目标可制定为:应在转移轨道的最后半圈之前修正所有的机动点火误差,使转移轨道按标称轨迹飞行。

由于该类型转移轨道在最终对月转移之前沿绕地椭圆轨道飞行几圈,具有多次轨道修正机会和最优修正位置,可按燃料最优的修正策略进行规划及设计,使用于T T I 机动造成的轨道误差修正所需燃料最少。

对于2.5圈的紧缩型定相环形转移轨道,可制定轨道修正策略如下:
1)奔月转移轨道进入机动(由固体火箭发动机完成)后,在第一圈绕地椭圆轨道期间,除进行制导发动机校准燃烧外,不进行任何轨道修正操作。

2)在第二圈绕地轨道近地点(P 1)处,制导发动机点火以补充到达月球的轨道能量,同时弥补T T I 时造成速度增量大小的误差。

3)在第二圈轨道的半焦距处,进行轨道修正操作以补偿T T I 处和P 1处轨道机动点火造成的近拱点角距的角度误差。

4)在第二圈轨道远地点处进行轨道倾角的修正。

5)在最后半圈轨道的近地点(P 2)处,进行最后的轨道修正操作以补偿上面几次轨道机动和轨道修正的各种误差使最终的轨道与标称轨道吻合。

3　月球探测器轨道设计算例
3.1　轨道设计原则和约束条件
根据小型月球探测器的科学任务要求,为完成探测器的飞行任务及有效载荷和服务系统的要求,确定探测器轨道设计的基本原则和约束条件如下:
1)要求在最初两个恒星月内,完成对月球表面的连续全覆盖观测和遥感。

在最后的一个月中完成近月空间环境的各科学探测项目的探测任务。

2)月球卫星轨道参数的选择应保证各种有效载荷和相关分系统的正常工作。

特别是保证有效载荷中的可见光相机拍照对星下点的太阳高度角的要求。

3)为降低探测器的总质量,轨道设计要求采用能量最省的奔月转移轨道,并要求对轨道参数进行优化,使用于轨道修正所需的燃料最少。

4)要求地月转移轨道的方案具有较宽的发射窗口。

3.2　探测器轨道方案的初步设计与分析
根据以上对轨道设计的考虑和要求,小型月球探测器的轨道按飞行阶段可分为三个阶段:地球停泊轨道阶段、地月转移阶段和环月飞行阶段。

按逆序进行轨道方案的设计,设计结果如下。

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(1)月球卫星轨道的初步设计与分析
小型月球探测器的科学任务包括两项内容:①完成对月球表面的初步探测,主要目的是获取月面高分辨率的可见光立体测绘图像和全球覆盖的月面多谱段遥感图像;②月球附近空间环境的科学探测。

为完成月面全貌的测绘和多光谱遥感任务,月球卫星轨道应采用极月或近极月轨道。

根据月球探测器总体方案制定的科学任务,考虑到在轨期间寿命较短(仅为三个月),轨道修正的速度增量较小,确定其轨道参数如表1所示。

表1　月球卫星轨道的设计参数
轨道参数数值轨道倾角/(°)90偏心率0轨道高度/km 300轨道周期/m in 137.6初始太阳相位角/(°)
-35
(2)奔月转移轨道的初步设计与分析
根据月球探测器轨道设计原则和约束条件,在设计地月转移轨道方案时,着重考虑了以下几个因素:①保证月球探测器精确的入轨条件(包括月球卫星轨道的近月点高度、倾角和升交点赤经);②TT I 的误差修正所需的ΔV 最小;③尽可能扩展发射窗口;④奔月转移过程所需的ΔV 最小。

考虑到上述因素,通过对各种转移轨道类型的分析,确定月球探测器的地月转移轨道采用2.5圈紧缩型的定相环
形转移轨道方案。

考虑能量最省的设计原则,根据奔月转移轨道计算和分析表明,转移轨道所需的总速度增量ΔV (不包括轨道修正)是奔月转移的飞行时间T (这里指直接转移轨道从奔月转移轨道进入机动到月球轨道制动的时间)和转移轨道同白道的相对夹角的函数,如图2所示。

图2　奔月转移轨道速度增量与转移轨道和白道夹角的关系
因此为使转移轨道所需的ΔV 最小,应使转移轨道同白道的相对夹角最小(可通过选择适当的发射日期实现),同时使奔月飞行时间最大(约为120h),即采用霍曼过渡轨道。

为使转移时间尽可能缩短,并考虑到1.5圈的环形轨道不能显著的减少TT I 的误差修正所需的ΔV 和扩展发射窗口,因此地月转移轨道方案选择为2.5圈的能量最省定相环形转移轨道。

满足要求的2.5圈的标称转移轨道总转移时间大约为25天。

考虑到扩展发射窗口的要求,可将标准的T T I
的速度增量略为减小,使第一圈的轨道
周期缩短,通过调整第二圈椭圆轨道的周期来扩展发射窗口。

余下的速度增量由探测器本身的双组元制导发动机补充,形成紧缩的2.5圈的定相环形转移轨道,本方案所设计的紧缩型转移轨道的转移时间等于18天,其中第一圈绕地轨道周期为3天(可将发射窗口扩大7天)。

月球轨道入轨采用两次轨道面内的月球轨道机动完成(LO I )。

转移轨道的目标参数直
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接采用瞄准月球轨道倾角和近月点高度的方案,不需进行轨道面外的机动。

月球轨道入轨在近月点处分两次机动完成。

第一次机动(LO I1)将探测器送入一条椭圆轨道,第二次机动(LO I 2)将轨道圆化。

两次机动之间的时间用于轨道确定。

(3)地球停泊轨道方案的初步设计
为保证探测器在地月转移轨道机动点火时具有精确的位置、时间和速度的入轨条件及有效地扩展发射窗口,月球探测器采用地球停泊轨道的发射方案。

发射场暂定为酒泉发射基地,轨道参数为:
①轨道类型为圆形轨道;②轨道高度为200km;③轨道倾角为43°。

3.3　轨道方案设计算例
对上述月球探测器轨道方案进行算例计算。

假设探测器与月球交会的时间为2005年2月18日,转移轨道方案各事件历程如表2所示。

表2　月球探测器转移轨道飞行过程列表
事件名称
机动点火参数T T I
A 1
P 1
A 2
P
2
LO I 1LO I 2
ΔV /(m /s)3016.37
6.76
120.7
--450.36
331.67
时间GM T 半长轴/k m 偏心率轨道倾角/(°)升交点经度/(°)近拱点角距/(°)真近点角/(°)近拱点距离R p /k m 2005-01-3101∶13∶56878260.9251142.99310.15309.180.006577.652005-02-0112∶59∶06875610.9227343.05309.99309.33180.006766.132005-02-0300∶47∶312049960.9671843.12309.84309.490.006728.532005-02-0809∶16∶452047480.9663242.96309.98309.510.006896.662005-02-1317∶43∶132070120.9643642.00311.12308.250.007378.1452005-02-1817∶02∶353869.60.4733890.00340.65151.540.002037.812005-02-1917∶02∶352037.810.0090.00340.6516.54135.02037.81中心体
地球
地球
地球
地球
地球
月球
月球
图3　定相环形转移轨道的转移过程
其奔月转移过程轨道制动情况如图3所示。

月球探测器在整个任务过程中所需的燃料预算见表3。

设定探测器由运载火箭送入LEO 停泊轨道,探测器干重为220kg ,探测器月球轨道寿命为3个月。

变轨发动机比冲I sp 1=3041m /s ,姿控推进器比冲
I sp 2=2796m /s 。

固体火箭发动机比冲为I s p =2747m /s 。

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表3　推进剂初步预算
项 目
速度增量
ΔV /(m /s)比冲
I sp /(m /s)
燃料消耗Δm /kg
卫星质量m /kg 备注
发射
1421固体发动机178kg,燃料1012kg
地月转移射入3016.42747330第一次近地点机动120.76304112.84317.15地月转移轨道修正5030415.17311.98近月点制动
782304170.74241.24月球轨道修正和保持50
2796
4.27
236.96推进剂余量16.96kg 卫星干重
220kg
4　结论
本文首先对当前一种较为先进的奔月转移技术——定相环形转移轨道进行了介绍,指出了其优缺点,并给出了该类型转移轨道的最优轨道修正策略。

然后针对一种对月观测型探测器的轨道方案,结合定相环形奔月转移轨道方案,从总体方案的角度给出了一个月球探测器轨道设计方案,进行了初步设计和分析,并对该轨道方案进行了算例计算,给出了设计结果。

参　考　文　献
1　Ca r rico J ,C a rr ing to n D ,ham e tzM ,e t a l .M aneuve r P lanning and R esu lts fo r C l em en ti ne (T he D eep
Space P rog ra m S cience Ex per i m en t M ission ).A A S 95-1292　C ar ring ton D,C ar r i co J ,Jen J ,et a l .T ra jecto ry D esign fo r th e D eep S pace P ro g ram S cience Ex per i -m en t (D SP SE)M issi o n .AA S 93-260
3　U esug i K ,M atsuo H ,K aw agu ch i J ,e t a l .Japane se F irst D o ub le L unar Sw i ng by M ission H `IT EN '
.I A F -90-343.A cta A stronau tica ,1991,25(7):347～3554　L o zier D,G ala lK,F o lta D,e t a l .L una r P ro specto rM ission D es i g n and T rajec to ry Suppo r t .AA S 98-323,1998:
29～311
5　R e ich H .G ene ra lC ha racter istics o f the L aunch W indow fo r O rb ita l L aunch to the M oo n .A I A A 63-405
作者简介
张振民　1961年生,1997年获清华大学工业工程管理硕士学位,现为哈尔滨工业大学在读博士生。

主要从事火箭发动机技术、月球探测与航天器制导技术研究。

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Trajectory Design of Lunar Polar P robe
Zhang Zhenm in L iL itao Y ang D i (H arbin Institu te o f T echno logy,H arb in 150001)
Abstract
　T he advanced techn i q ue o f phasing loop transfer o rb it is in tro duced ,w h ich is accep tab le at p resent .A cco rding to the lunar po la r p robe w h ich m ain m ission is to ob serv e the surface o f the m oo n ,and based on restr iction and p rinciple o f tra j e c to ry scena r-io s
,the tra j e cto ry scena rio is desi g ned and ana ly zed ,w hen the tran sfe r scena rio o f Phasing lo op transfer o rb it is u sed .A nd som e resu lts o f desi g n a re g iv en .
Subject Ter m Lunar probe E ar th-M oon trajecto ry T en ta tiv e design
(上接第63页)
Arcjet
-Eng i ne Perfor m ance Test U s i ng H ydrogen /N itrogen M ixtures as Propellan t
W u H an ji Feng Xuezhang Jiang Yu anda Zhang Zh iyuan L i u W enx i M a Y u li (C ente r fo r Space S cien ce &A pp lied Research ,
A cade m ia S inica ,
B eijing 100080)
Abstract T he resu lts o f A rc jet -eng i n e pe rfo r m ance test using H yd rog en /N itrog en
m i x ture (w ith si m u lating the decom po sition products o f hydrazi n e )w ith a pu lse w id th m odu la ted (P W M )pow er source are sum m ar ized.T e sts show tha t the PWM pow e r sou rce runs stab l y and th e DH SL -1and DH SL-2eng ines can be o pe ra ted under the condi-tions o f u sing H yd rog en /N itrog en m ix tu re as prope llan t
,bu t the perfo r m an ce ob tained from tests a re som e w ha t lo w er due to in terna l leak o f the eng ine sea ls a t the h igh te m pera-ture .
Subject Ter m E lec tric p ropu lsion
　A rcjet eng ine Pe rfo r m anc test 70
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