基于地基测量数据的月球DRO轨道定轨精度分析

针对地月空间DRO探测,基于中国深空探测任务的现有测量条件,仿真分析月球DRO轨道探测器定轨预报精度。采用批处理定轨方法,选择以地球为中心天体进行轨道积分,并增加了月球非球形引力摄动。计算分析表明,在目前的测量条件下,2天短弧测距单独定轨精度为km量级,速度精度优于3cm/s,预报7天三维位置最大差异为数10km量级,速度差异小于6 cm/s;测距联合VLBI定轨精度为百米量级,速度精度优于0.4 cm/s,预报7天三维位置最大差异为千米量级,速度差异小于2cm/s,VLBI数据的加入能显著提高DRO短弧定轨预报精度。5天长弧测距单独定轨精度优于1km,速度精度优于1cm/s,预报7天三维位置最大差异小于2km,三维速度最大差异小于1cm/s,增加定轨弧长对测距数据单独定轨预报精度有显著提高。

DRO卫星编队同波束差分相对导航

针对地月空间远距离逆行轨道(Distant Retrograde Orbit,DRO)卫星编队相对导航的需求,提出一种同波束差分相对导航方法。在地月空间中,2颗DRO卫星所构成的编队可被1颗近地球轨道(Low Earth Orbit,LEO)卫星发出的测量波束所覆盖,从而与该LEO卫星同时建立2条观测链路。由这2条测量链路得到的差分测量数据与地月三体轨道动力学模型相结合,即可实现DRO卫星编队相对导航。DRO处于地月三体引力场非对称性较强的空间,根据LiAISON原理,运行于该轨道的卫星与LEO卫星建立的1条测量链路即可实现自主导航,从而可确定其中1颗DRO编队卫星与LEO卫星的绝对轨道状态。同波束差分相对导航方法以两星的绝对状态作为约束条件,利用差分测量数据消除测量中的共同误差,可获得DRO卫星编队的高精度相对状态。分别对DRO近距离卫星编队(星间距离为50km)及DRO远距离卫星编队(星间距离为数万km)相对导航的性能进行了仿真测试。结果显示,星间测距噪声为0.5m时,相对导航位置精度为5m,该结果比利用绝对导航作差提高了4倍。

DRO计算及其在地月系中的摄动力研究

针对远距逆行轨道(DRO)的航天工程应用问题,研究了DRO的计算方法以及轨道特性,分析了DRO在实际力环境中的主要摄动因素,为DRO的精确建模和标称轨道设计奠定一定的理论基础。首先,利用仿真算例验证流函数法在计算DRO周期轨道族中的有效性。然后,利用该方法,通过改变雅可比常数,延拓计算DRO周期轨道族,获得不同共振比的DRO,仿真结果表明整数共振比的DRO在地月惯性坐标系中的轨迹是封闭的曲线,而共振比非整数的DRO则不封闭。最后,通过轨道外推分析影响DRO稳定性的主要摄动因素,仿真结果表明太阳引力和月球轨道偏心率是影响DRO稳定性的主要摄动因素。在动力学模型中,使用标准星历表示行星的运动状态,当积分时间多于10天时模型误差为km量级,因此在地月系这样大尺度的空间范围内,可以使用星历模型近似的分析DRO在真实力环境中的运动状态,为任务轨道设计提供依据。

远距离逆行轨道的近距离编队轨道保持策略

远距离逆行轨道(DRO)是地月空间中一族大尺度、绕月逆行的周期轨道,由于具有长期稳定和低能转移的优势,其已成为许多地月空间任务的潜在轨道。研究DRO上的近距离编队技术对于地月空间在轨服务等任务具有重要意义。由于导航误差和控制误差的存在,因此有必要研究DRO近距离相对运动的误差演化,并进行轨道保持策略的设计。首先,介绍了通过Floquet分解得到的DRO线性化相对运动的基础解集。然后,针对以周期解为基础的伴飞编队,分别采用柯西-格林张量和无迹变换对DRO伴飞编队进行了敏感性和安全性的分析,基于这些分析并且考虑工程约束,发现机动频率为每个周期2次且机动位置位于2个近月点处是较优的轨道保持方案。之后,分别基于相对轨迹跟踪和绝对相位偏置的思想给出了两种轨道保持算法。仿真结果显示,2种算法都能保证DRO近距离编队保持长期的安全性以及合理的构型。

基于月球借力的低能DRO入轨策略

在地月空间的远距离逆行轨道(DRO)部署月球轨道站可显著降低月球开发成本,并可作为未来小行星探测和载人火星任务的跳板。月球轨道站的在轨建造和货物补给任务中,提高航天器入轨质量是重要问题。从地球至DRO的转移轨道可以采用弱稳定边界(WSB)转移轨道降低入轨脉冲,但是直接抵达WSB需要较高的火箭发射脉冲。研究了基于月球借力的弱稳定边界DRO入轨策略,首先通过“近月点庞加莱图”和“v无穷匹配”获得较好的轨道初值,接着采用“多步打靶”在星历下对转移轨道进行修正,上述方法有效提高了该类型转移轨道的计算效率。对于共振比2∶1的DRO轨道,总脉冲最优解的地球发射脉冲3.127 km/s(与直接抵达WSB相比降低60~70 m/s),飞行总时间102.88 d,DRO入轨脉冲仅需66.1 m/s。

地月空间探测器星间测距自主定轨

地月空间导航、定位和授时均离不开探测器的精密轨道信息,目前在地月空间主流探测器精密定轨仍依赖地基测量,包括地基测距、测速和干涉测量等技术.星间测距技术已经在北斗等卫星导航系统中得到充分应用,测量精度高且易于实现.由于引力对称性,地球附近卫星仅利用星间测距不能实现自主定轨,而地月空间存在众多引力非对称性区域,可以实现基于星间测距技术的自主高精度定轨.本文推导了相对论框架下的地月空间探测器星间双单向测距数据处理算法;针对地月空间平动点和DRO等区域典型轨道探测器,利用仿真数据分析了基于星间测距的地月空间探测器定轨精度.分析结果表明,引力非对称性强弱和轨道动力学约束是影响地月空间探测器定轨精度的重要因素.仿真分析结果还表明,1 m精度的探测器星间测距可以实现优于10 m的地月平动点和DRO探测器定轨精度.引入地球MEO卫星后一方面可以提高定轨精度,另一方面也有利于平动点探测器的快速轨道恢复.