地月L1点低能转移轨道设计与优化

针对地月空间平动点周期轨道与近地轨道之间的低能转移问题,提出一种地月L1(Earth-Moon L1,EML1)点Halo轨道到地球静止轨道(geostationary Earth orbit,GEO)的四脉冲低能转移轨道的设计方法。所提方法在扰动流形和Lambert弧段拼接的三脉冲转移轨道设计基础上,从分析轨道雅可比常数变化与速度增量关系的角度出发设计四脉冲低能转移轨道。数值仿真结果表明,四脉冲优化模型比三脉冲模型效率更高,可以得到更优的转移方案,有效解决了优化过程中由于搜索空间大、极值数量多而导致的优化结果不佳的问题。所提设计方法可以用于EML1其他周期轨道族与各类近地轨道的相互转移问题研究。

多约束条件下的地月转移轨道设计

讨论了多种约束条件下的地月转移轨道设计,这些约束条件包括地面测控条件、太阳光照条件、飞行时间和入轨点条件等。利用地月转移轨道搜索算法,提出一种解析法和数值法相结合的分阶段分步骤搜索策略,在搜索过程中引入约束条件,从而可以较快地设计出满足一定精度要求,尤其是满足约束条件的地月转移轨道。仿真算例及大量数值仿真结果表明,该方法简单有效,整体计算量较小,可以较快地得到满足各项约束要求的设计结果。

结构偏差对二维连续地月载荷转移系统动力学影响

以驱动型动量交换绳系卫星系统(MMET)为载体,采用动量交换原理,考虑母星两端系绳长度偏差、两载荷质量偏差等结构偏差的前提下,应用拉格朗日(Lagrange)方法建立了连续地月载荷转移系统(CCPTS)的二维误差动力学模型.在不同的系绳长度偏差以及载荷质量偏差前提下,对所建立的误差动力学模型进行了数值仿真分析.仿真结果表明,系绳长度偏差以及载荷质量偏差对CCPTS的广义坐标、广义速度等动力学参数均产生了相似的影响,随着系绳长度偏差的增加(或载荷质量偏差的增加),CCPTS的广义坐标、广义速度偏差量的最大值均呈现相同的线性增加趋势,而对于广义加速度而言,则没有明显的线性关系.外力矩的存在能够在一定程度上削减因结构偏差所造成的对CCPTS动力学参数的影响程度.

嫦娥一号卫星的地月转移变轨控制

文章阐述了嫦娥一号卫星地月转移阶段(从星箭分离到进入使命轨道)的高可靠、高精度自主变轨控制方案,介绍了飞行轨道、轨控策略及控制参数优化、星上自主变轨控制的系统设计和相关参数的地面标定等,给出了在轨飞行试验的验证结果。

平动点轨道的动力学与控制研究综述

平动点轨道在深空探测领域具有重要的应用价值,引起了国内外航天界的密切关注。详细介绍了平动点轨道的发展历史,并深入剖析平动点附近的相空间结构和同\异宿连接的力学机制;论述Halo轨道转移方式的实现、轨道维持策略及平动点轨道的姿态描述,然后讨论了实现深空组网的平动点星座建立。平动点具有十分丰富的内容,在轨道动力学其他领域亦有扩展,细致分析了平动点理论在地月转移、太阳帆轨平动点以及近地编队飞行等方面的应用。

地月低能转移的发生条件及轨迹构造

应用平动点理论研究了地月低能转移的发生条件和轨迹构造.由于空间双圆模型存在周期性扰动,传统的平动点概念不再适用;根据Hill瞬时边界的连接情况定义了等效平动点LL_1和LL_2.通过构造合适的Poincare截面以获得所有可能的月球捕获轨道的近月距和偏心率分布,从而获得了完全不同于Hill和圆型限制性三体问题的月面捕获能量.在空间双圆模型下,平动点和Halo轨道不变流形的渐近结构遭到破坏:到达或离开平动点的时间,由无穷转变为有限值;运动方向由双向变为单向.经由LL_1点穿越获得了最小能量的低能转移,借助LL_1-Halo轨道穿越得到了(M,N)-圈穿越轨道,经由LL_2点穿越获得了最小能量的弱稳定边界转移,借助LL_2-Halo轨道穿越得到了弱稳定边界逃逸和捕获窗口.最后,以地月转移和大幅值逆行轨道的切入为例,给出低能转移的小推力、脉冲和弱稳定边界等转移的实现方式.

连续地月载荷转移系统二维柔性动力学建模与分析

为研究系绳柔性对连续地月载荷转移系统(continuous cislunar payloads transfer system,CCPTS)动力学的影响,利用Lagrange方法建立了CCPTS二维柔性动力学模型,并对所建立的二维柔性动力学模型进行了理论及仿真分析.通过对系绳为柔性绳与刚性杆两种情况下的动力学进行仿真对比分析表明:系绳柔性对CCPTS轨道、姿态参数有一定的影响,而这种影响表现为变量变化的时间不同步,并且会随着时间的推移逐渐增大;系绳的柔性特性导致母星径向加速度以及真近角加速度出现"毛刺"现象;由系绳长度所产生的重力梯度力矩对刚性杆和柔性绳产生了不同程度的影响;当外力矩不存在时,系绳旋转角速度随时间周期变化,当外力矩不为零时,旋转角速度随时间近似线性增加,增加的快慢由外力矩的大小决定.此外,系绳初始旋转角速度以及系绳长度对系绳的横向、纵向振动的幅值和周期均产生了一定的影响.

地月转移轨道的天基测向初轨确定研究

研究了利用天基测向数据对地月转移轨道的初轨确定。天基平台分别考虑采用单颗卫星和星座卫星,研究了观测数据的噪声平滑,分析了观测弧段长度和观测几何对两种平台的定轨精度的影响,基于数值分析结果,研究了初定轨中系统差的消除。研究结果表明,星座双星同步定轨比较适用于地月转移轨道的天基测向初定轨。

连续地月转移系统动力学研究与能量分析

为了研究新型连续地月转移系统的动力学及能量需求,采用Lagrange方法,在系绳为刚性杆假设的前提下,同时忽略第三体引力、地球扁率和系绳轴向变形等扰动因素的影响,建立了驱动型动量交换绳系卫星(MMET)系统的三维刚性动力学模型。对所建立的动力学模型进行了数值仿真及对比分析,仿真结果验证了所建模型的正确性。研究表明,外力矩对系统轨道运动参数影响甚小,对姿态运动参数影响明显。采用MMET方式进行载荷转移,推导出了实现载荷地月轨道转移所需的入口速度条件以及时间周期条件,并求解出了载荷在2次任务之间的时间间隔。给定初始条件下,当MMET系统以0.231 6rad/s的旋转角速度绕其质心旋转1 448.5圈,其绕地心刚好运行5圈时,载荷可顺利进入地月转移轨道。最后,对连续地月转移系统实现载荷的地月转移进行了能量对比分析,结果表明,相同条件下,MMET载荷转移方式相比于传统脉冲变轨方式在载荷转移过程中消耗更少的能量。

基于弹道逃逸和小推力捕获的地月转移轨道设计

针对地月空间货运任务和环月轨道空间设施建设任务,提出一种弹道逃逸和小推力捕获相结合的新型地月轨道转移模式,并建立了一整套该类型轨道设计方法。首先,在三体模型假设下分别建立地心弹道逃逸轨道和月心小推力捕获轨道的二维极坐标动力学模型。对于弹道逃逸轨道,将地心旋转系对准角和地月转移加速速度增量作为控制变量,提出初值估计解析公式,并应用序列二次规划算法进行快速求解。对于小推力捕获轨道,以月心距为参考量设置与弹道逃逸轨道的拼接点约束,提出能量匹配方法预估飞行时间,采用最优螺旋轨道的初始伴随状态解析式预估近月点伴随变量初值。基于混合法和轨道逆推思想,采用人工免疫算法进行小推力捕获轨道求解。仿真结果表明,基于弹道逃逸和小推力捕获的地月轨道转移方式大幅降低了近月制动燃料消耗,能快速穿越地球辐射带,且飞行时间适中;同时,提出的轨道设计方法能快速搜索到基于弹道逃逸和小推力捕获的地月转移轨道,验证了该方法的有效性。

带有冗余度的新型连续地月载荷转移系统动力学与能量分析

传统的连续地月载荷转移系统(CCPTS)存在可靠性低、转移效率差的问题。设计了带有冗余度的新型连续地月载荷转移系统(N-CCPTS),其带有的一套冗余抓捕机构不但提高了系统的可靠性,而且可以运载载荷,将转移效率提高了1倍。计算和仿真结果表明,冗余机构对系统参数变化规律的影响是小量;在转移相同质量的载荷时,当椭圆轨道远地点的半径足够大时,N-CCPTS相比CCPTS更加节省能量。N-CCPTS可以为高效率的连续地月物资转移提供一种更加可行的方案。