“嫦娥”六号任务轨道设计技术创新与启示

“嫦娥”六号任务是人类首次月背采样返回任务,其飞行任务的轨道设计面临着全新的挑战。研制团队在“嫦娥”五号成功经验的基础上,以完成月背采样返回的新任务为目标,以“嫦娥”五号与“嫦娥”六号任务之间的差异分析为抓手,突破了逆行环月轨道设计与控制、飞行时序适应性调整、三脉冲定时定点与按时起飞的近月制动控制策略、变射向变转移时间地月转移轨道设计和返回轨道适应性调整等关键技术。首先给出了“嫦娥”六号的飞行阶段划分,随后介绍了轨道设计的技术创新和亮点,最后阐述了轨道设计工作中获得的经验与启示。

基于空间算子代数的航天器多体动力学递推实时仿真算法

进一步发展了空间算子代数符号体系,给出了一组坐标系无关空间矢量,张量和矢阵符号表示和相应的坐标投影规则。基于空间算子代数符号体系,推导了适用于航天器实时仿真的无根、树状拓扑、开环多体动力学递推算法,并根据投影规则给出了递推算法在惯性坐标系的投影方程。新的空间算子代数符号体系有符号定义严格,推导过程力学概念清晰,推导结果易于实时仿真程序实现的优点。推导的递推算法非常适合于正逆混合问题和变拓扑问题的求解,可以满足多体航天器动力学实时仿真的要求。

绕月自由返回轨道的应急自主制导算法

嫦娥五号飞行试验器是我国首个采用绕月自由返回轨道飞行的航天器,为了提高其自主运行能力,嫦娥五号飞行试验任务的星上软件需要在出现入轨大偏差情况下,具备在轨自主应急制导策略生成与轨道重构的能力.针对此需求,本文提出了一种适用于在轨自主生成和实施的绕月自由返回轨道应急制导策略.该策略将应急制导策略自主生成问题转化为三体Lambert问题在轨自主求解问题.发展了经典三体Lambert算法,在原算法中引入Quasi-Lambert算法解决了算法边界条件问题.该算法计算量小、计算精度高,可直接瞄准再入点参数,可显著提升探测器的自主运行能力,对未来月球探测和载人登月任务有重要的应用参考价值.

模态密集柔性空间结构二阶内平衡降阶

给出一种针对二阶线性系统方程直接进行降阶的二阶系统内平衡降阶方法。大型柔性空间结构动力学方程采用二阶线性微分方程描述,采用传统的一阶内平衡降阶方法降阶后的状态方程是一阶形式,破坏了原系统的二阶结构和物理意义。采用新方法降阶后的系统可以保持原系统二阶结构,同时可以进一步保持原系统的对称和正定特性。柔性空间结构系统级降阶的柔性模态方程通常为对角形式,针对这种特殊形式,系统可控和可观Gramian矩阵存在闭合解析解,给出了闭合解的具体表达形式。数值仿真结果表明,二阶内平衡降阶方法可以达到一阶内平衡方法一样的降阶精度,Gramian矩阵的闭合解析解可以大幅度提高Lya-punov方程求解速度。

基于轨道任务几何的“嫦娥五号”采样区选择

“嫦娥五号”(Chang’E-5,CE-5)任务飞行过程复杂、约束条件多,采样区域的选择与轨道设计密不可分。首次提出了基于轨道任务几何的采样区选择方法,以确保探测器任务时序安排紧凑、推进剂消耗少、发射窗口适应范围广、发射机会最多、并满足各个分系统要求。首先给出了工程实施代价最小的可行采样区范围,再综合考虑采样区的地形安全性和科学价值确定最终的采样区范围。与传统方法相比,本方法考虑了月球无人采样返回任务特有的采样区位置与飞行方案的强耦合性,从工程易实施、适应范围广等方面对采样区的位置和范围进行确定,从而确保了飞行方案实施最优性和广泛适应性。所设计采样区适应了发射窗口的变化,确保了飞行轨道方案保持不变。经过工程验证,所选择的采样区确保了“嫦娥五号”圆满完成了采样返回任务。

基于混合Gramian的柔性航天器保结构平衡降阶

对于柔性航天器动力学方程的降阶问题,传统的内平衡降阶方法破坏了原方程的动力学结构.为了解决这一问题,提出了一种牺牲严格内平衡状态,而保留原系统动力学特性的近似内平衡降阶方法.该方法利用混合Gramian描述系统的模态价值,针对柔性航天器动力学方程的特殊形式,给出了混合Gramian的闭合解析解.该方法得到的降阶模型可以保留原系统包括二阶结构,对称和正定性在内的所有动力学特性.数值算例表明该方法不但可以达到与传统一阶内平衡方法相当的降阶精度,而且降阶速度有大幅度提升.

地月转移轨道的Vinti多圆锥截线轨道预报方法

采用解析法近似、快速地预报地月转移轨道,对月球探测器的任务分析和轨道设计具有重要意义。已有的近似解析算法未考虑地球扁率影响,造成误差扩散,影响预报精度。本文给出一种新的快速准确预报地月转移轨道的解析算法,采用Vinti法对地月转移轨道的近地段进行扁率修正,采用多圆锥截线法预报地月转移轨道;讨论了算法中扁率修正时间长度和多圆锥截线变步长策略的选取,比较了多种典型地月转移轨道的预报方法精度与速度。与精确数值积分方法相比,新解析算法的计算速度快3个数量级,并且近月点位置的预报误差小于100km。

嫦娥五号月球轨道交会对接远程导引轨道设计与飞行实践

结合月球轨道交会对接任务的特殊性和中国探月工程的实际工程约束,介绍了嫦娥五号任务月球轨道交会对接远程导引轨道设计,包括轨道器调相和上升器远程导引两方面内容,重点介绍了月球轨道交会对接远程导引多脉冲调相轨道方案的选择、标称轨道优化设计、轨控策略和误差分析结果以及实际飞行轨道控制的情况。飞行实践数据分析表明:嫦娥五号任务月球轨道交会对接远程导引轨道设计是正确合理的,实际飞行的速度增量满足推进剂预算的要求,全飞行过程测控条件良好,交班点控制精度完全满足转自主控制的要求,有力保障了交会对接和样品转移的顺利完成。

探测器月地转移入射变轨策略优化设计

在探测器月球采样返回任务中,从环绕月球的轨道返回地球的转移入射考虑采用一次变轨或两次变轨的方案。其中,月地转移入射一次变轨方案要求采用大推力变轨发动机,难以实现高精度轨道控制。为此,文章提出将月地转移入射一次变轨机动改为分两次执行,两次间隔大约1天的优化策略。首先讨论了月地转移入射一次变轨的基本设计方法,然后给出了月地转移入射两次变轨方案的优化设计算法流程,并采用数值算例进行了说明。此外,还对月地转移入射三脉冲变轨方案和低能月地转移轨道展开了讨论,并在多方案比较分析的基础上,推荐了月球采样返回任务采用的月地转移入射变轨策略。

月球轨道交会任务的远程导引变轨策略研究

对国内外月球轨道交会远程导引段变轨策略的2～5脉冲变轨方案进行了比较分析,在考虑月球轨道交会飞行任务测控资源有限和航天器所带燃料受限等特点的基础上,确定了我国月球轨道交会远程导引段的变轨策略为4脉冲方案;并介绍了在4脉冲基线轨道方案的基础上,进行标称轨道设计和月面上升窗口初步分析的结果。研究结果可为我国月球轨道交会对接任务提供参考。

月面定点着陆变轨策略研究

在调研已有文献经验的基础上,考虑我国开展月球探测任务中实现月面定点着陆的设计约束的特殊性,对圈次调整、调相和轨道面调整等不同定点着陆变轨策略进行了比较分析,结果表明:月球探测任务中月面定点着陆的轨道设计需要考虑两个关键因素,即采用一个2对2的瞄准机动来达到理想的动力下降起始点高度和着陆点纬度,另外,还需要实施轨道平面调整机动来取得理想的着陆点经度,这个机动可以和近月制动或降轨变轨结合起来实施。

基于轨迹成型法星际小推力转移轨道快速设计

给出了一种基于轨迹成型法星际小推力转移轨道的快速设计方法。首先介绍了基于轨迹成型法的有关内容,并通过与Hohmann变轨相对比验证了该方法描述小推力变轨的可用性。鉴于这种方法数学模型收敛性强,计算速度快的特点,以地火转移轨道为例,提出了不同推力条件下发射窗口的搜索方法。最后,利用基于轨迹成型法和真实数值仿真之间误差小、线性度好的特点,通过几次简单的线性迭代设计出小推力转移轨道。

小推力轨道保持方法

对小推力轨道保持方法进行了研究。用快、慢变量控制器分别控制轨道要素的快慢变量,基于推导的经典轨道要素与2个推力方向角和最佳变轨位置的关系,给出了最优推力方向角的解析表达式。用Lyapunov反馈控制实现卫星轨道机动的轨道转移,并引入相位调整,实现了卫星的站位保持。仿真结果表明:基于Lyapunov的反馈控制可实现小推力轨道的转移和保持。

基于STK/X的远程导引变轨方案修正

远程导引多脉冲式变轨方案一般基于二体模型进行设计,设计结果存在摄动模型误差。当飞行时间较长时,由摄动模型误差带来的交会误差会达到上百公里甚至上千公里的量级,从而在实际摄动条件下难以实现追踪航天器和目标航天器的交会。采用L-BFGS-B优化算法,对初始的设计结果进行修正,以达到消除摄动模型误差的目的。优化过程中需要的真实摄动模型下的轨道预报,使用STK/X技术通过调用STK/Astrogator模块进行仿真得到。算例表明,初始设计的多脉冲式变轨方案经过修正后,能够在实际摄动条件下实现追踪航天器和目标航天器的交会。

航天器远程导引变轨方案设计数字化平台

卫星工具包STK(Satellite Tool Kit)具有强大的仿真演示功能,而设计能力不足。利用STK/X模块,进行VC++和STK的无缝连接,通过使用STK/Astrogator模块的轨道机动仿真功能和STK地图窗口、三维窗口的演示功能,实现集远程导引变轨方案的设计、修正、仿真、演示于一体的数字化平台。该平台实现了远程导引变轨方案设计的全数字化,快速化,并提供良好的图形用户界面、飞行方案的数据库管理和丰富的数据报表和图形,为变轨方案的优选、优化和验证提供基础。

日地L1点探测任务设计与结果分析

日地L1点是太阳观测任务的理想观测点,对于中国后续太阳观测任务具有重要意义,因此在嫦娥五号的拓展任务阶段设计并实施了中国首次日地L1点探测任务,通过在轨飞行验证了日地L1点转移轨道、环绕轨道设计的正确性,对日地L1点的测控链路环境、太阳辐照环境、三体动力学环境、空间辐射环境等飞行环境进行了探测和验证。轨道飞行和各项环境探测的结果与设计模型的预示结果之间比对一致性较好,通过在轨飞行数据验证了设计模型的正确性。各项试验获得了预期的技术成果,进一步丰富了嫦娥五号任务的成果产出,对中国后续深空探测任务和产品的设计具有重要借鉴意义。

月球大椭圆太阳同步测控回归冻结轨道设计

针对我国嫦娥六号月背采样返回任务中继通信的需求,提出了一种全新的月球大椭圆太阳同步测控回归冻结轨道类型及其相应的设计方法。采用von Zeipel正则变换方法,建立了考虑地球三体引力1阶、2阶项和月球J2项的大椭圆环月轨道的平均运动方程。基于平均运动方程,给出了冻结轨道所需满足的条件和相应的约束方程。在冻结轨道的基础上,进一步提出了太阳同步冻结轨道的条件,揭示了其针对月背采样返回任务可长期稳定保持和指定采样点的光照条件的独特优点,并解决了中继卫星轨道与嫦娥六号多窗口发射匹配的难题;在近地轨道节点周期概念的基础上,提出了月球轨道的测控回归概念,并建立了相应的约束方程,实现了使命轨道周期与测控条件重复周期的共振,进而长期保持稳定的测控条件。以嫦娥六号中继使命轨道设计为背景,给出了同时满足冻结、太阳同步和测控回归这3个条件的月球大椭圆中继轨道设计流程和设计结果。利用真实全摄动模型对轨道设计结果进行了仿真验证,结果表明:所给出的中继轨道参数冻结良好,与太阳同步稳定,测控回归精度高,可以完全满足嫦娥六号月背中继任务要求。

嫦娥五号月球轨道交会导引策略设计

嫦娥五号任务实现了国际首次月球无人轨道交会对接,本文详细介绍了其最终飞控实施所采用的交会导引策略的设计模型、方法和工程实现考虑。讨论了嫦娥五号月球轨道交会任务的工程设计约束和关键参数的确定,提出了一种月球轨道交会的交班点确定方法。提出了一种新的四脉冲交会策略,通过引入径向变轨控制量,固定各次变轨点位置,解决了在月球背面测控遮挡约束下确保各次变轨全过程测控可见的工程难题。针对新四脉冲方案,采用近圆轨道偏差方程提出了一种新的初值求解方法,构造了基于微分修正的精确数值求解算法,并推导了求解所需的状态转移矩阵的解析表达形式。建立了测控约束下的交会导引约束优化模型,获得了测控约束下的最优能量解,并揭示了问题的全局特性规律。给出了所提出方法在嫦娥五号实际任务中的应用,验证了此方法的正确性。

月地高速再入返回任务轨道设计与飞行评价

系统介绍了嫦娥五号再入返回飞行任务轨道设计的过程以及飞控实施结果.首先,给出了自由返回轨道的方案选择和标称轨道设计方法;其次,针对返回器进入再入走廊的要求,有针对性的设计了相应的中途修正策略,包括全参数瞄准,部分参数瞄准以及预偏置等修正策略;最后,对在轨飞行结果与设计预期进行了比较.飞行结果表明,再入返回飞行任务轨道设计结果正确,可以满足再入飞行任务要求.

嫦娥五号任务月地转移轨道设计与实践

嫦娥五号任务是中国首个无人月球采样返回任务,月地返回飞行是该任务相比以往中国探月任务的全新环节,飞行任务与轨道设计面临着全新的挑战.受运载发射重量和国内着陆点高纬度等限制,嫦娥五号探测器采用了月球轨道交会对接后等待能量最优时机返回并以半弹道跳跃方式再入地球的飞行方案.这与前期美国Apollo载人登月任务和苏联Luna无人采样返回任务方案有很大不同.本文以嫦娥五号实际工程任务为背景,系统地介绍了嫦娥五号任务月地转移飞行任务和轨道设计的约束、模型、算法及实际工程实施考虑.针对现有算法在嫦娥五号任务中应用的不足,提出了一种新的解析月地入射制导策略,该策略可以求得从环月椭圆轨道出发的最优入射脉冲并精确瞄准再入点参数.设计了带分离扰动补偿的全目标瞄准月地返回中途修正制导策略,既保证了再入点参数的高精度瞄准又实现了再入点误差的快速收敛.嫦娥五号在轨飞行结果表明,所设计的月地转移轨道以及相应的制导策略满足工程实施要求,再入点参数达到了非常高的控制精度,飞行任务取得了圆满的成功.