星历模型下地月自由返回全飞行过程轨道设计

面向载人登月任务需要,针对星历模型下具备自由返回能力的地月转移轨道设计问题进行了研究。在三体模型下对地月三维自由返回轨道进行了求解,得到了地月空间内的自由返回轨道分布情况。在二体模型假设下对近月段的三脉冲变轨进行了求解,给出了变平面机动的计算方法。进一步提出了两轮逐次优化修正策略,分别以高度和再入走廊为主要约束,采用内点法和SQP算法在高精度星历模型下对自由返回轨道初值进行逐次优化修正。之后,采用SQP算法在星历模型下对近月三脉冲变轨进行优化修正,得到了星历模型下的自由返回+近月三脉冲变轨地月转移策略。仿真校验结果表明本文提出的方法能够在给定约束下有效求解星历模型下具备自由返回能力的地月转移轨道,为载人登月任务的转移轨道设计提供参考。

Review on abort trajectory for manned lunar landing mission

Abort trajectory is a passage that ensures the astronauts to return safely to the earth when an emergency occurs. Firstly,the essential elements of mission abort are analyzed entirely based on summarizing the existing studies. Then,abort trajectory requirement and rational selection for different flight phases of typical manned lunar mission are discussed specifically. Considering a trade-off between the two primary constrains of an abort,the return time of flight and energy requirement,a general optimizing method for mission abort is proposed. Finally,some suggestions are given for China’s future manned lunar landing mission.

登月火箭剩余运载能力估计与停泊轨道重规划

针对载人登月火箭飞行过程中可能发生的推力下降故障,提出了基于剩余运载能力估计的停泊轨道重规划方法。通过系统分析全飞行剖面约束条件和地月转移轨道特点,提高了全程轨迹离线规划方法的收敛性,可用于分析推力下降故障后的剩余运载能力。对于无法进入地月转移轨道的故障,以航天员安全为目标设计了停泊轨道与飞行轨迹序贯重规划方法,在能够满足停泊轨道高度的前提下,进一步优化轨道面参数,为飞船实施二次救援创造良好初始状态;同时,通过入轨点预估降低入轨终端约束的非线性,并利用收敛性好的凸优化方法生成初始猜想,以提升序贯求解效率。仿真结果表明,本方法能够在火箭推力下降故障后,重新规划将飞船送入最优停泊轨道的飞行轨迹。

满足一定约束条件的登月飞行轨道的设计

讨论满足约束条件的登月飞行轨道的设计问题 .将约束条件分类为只与太阳、月球、地球、飞行器和观测站之间的相对位置有关的运动学约束条件以及涉及到飞行器轨道运动的动力学约束条件 .在考虑登月飞行轨道的特征后 ,给出一种设计满足约束条件的标准飞行轨道的方法 .

基于不变流形的登月轨道设计

研究了基于三体问题的不变流形设计低成本登月轨道的问题.考虑了黄道面和白道面之间夹角不为零的三维情况,将太阳_地球_月亮_卫星组成的四体问题分解成由太阳_地球_卫星和地球_月亮_卫星组成的非共面的两个限制三体问题.给出了这两个三体系统Halo轨道不变流形与两轨道面相交处进行小的变轨来设计低成本探月轨道的一般方法.比较结果表明用该方法设计的轨道比传统的Hohmann变轨节省约20%的燃料.从轨道能量的角度分析了用流形设计轨道比Hohmann变轨节省燃料的原因,并给出了理论表达式.该方法对于深空探测轨道设计的能量分析具有普遍的适用性,可为设计提供一个选择参数的标准.

月球探测器返回轨道快速搜索设计

结合月球探测器返回地球的工程需求多约束背景,在双二体模型的假设下建立了一套理论解析模型,并采用二分法的搜索算法,快速实现了满足多种约束条件下的月地返回轨道设计。文中给出的搜索算法及流程快速有效,其结果可为轨道的精确设计提供良好的初值,对于要求返回的月球探测器设计工程任务具有一定的理论指导意义和应用价值。

基于双二体假设的载人登月自由返回轨道特性分析及设计

载人登月轨道设计是载人登月任务的基础。首先分析自由返回轨道在载人登月轨道设计中的基础性作用;然后,给出双二体假设下自由返回轨道的计算模型;在此基础上,对自由返回轨道的飞行时间、轨道倾角、近月距和轨道拼接点分布等参数进行特性分析。最后,给出基于双二体假设的轨道初步设计流程和设计实例,仿真结果验证了本文提出方法的有效性。

定常推力登月飞行器最优软着陆轨道研究

完成了推力幅值恒定的登月飞行器最优软着陆轨道的研究。建立了用于描述软着陆轨道任务的完整系统模型。通过将参数化方法和序列二次规划(SQP)方法应用于归一化处理后的模型,得到了飞行时间最优的轨道。

奔月转移轨道的快速设计方法研究

结合重叠圆锥曲线方法 ,针对着陆型和月球卫星型两种类型奔月转移轨道 ,给出了一种奔月转移轨道的快速设计方法。该方法是一种无需轨道数值积分的纯代数计算方法 ,直接从目标轨道参数出发 ,具有计算速度快、精度高的特点 ,避免了圆锥曲线拼接法精度差的缺点 ,可用于这两类奔月转移轨道的初始设计。该方法可为精确轨道计算提供较好的初值 ,大大缩短了轨道精确计算所需的时间。同时还针对地球扁率 (J2 )的影响 ,给出了一种修正方法 。

双三体系统不变流形拼接成的低成本探月轨道

传统的探月轨道设计原理为二体模型框架下的Hohmann变轨理论,但1991年日本的Hiten探月器利用太阳的摄动,用比传统的方法更少的燃料完成了探月任务。利用三体问题非线性系统的不变流形设计了节省燃料的探月轨道。沿用JPL研究组的思路,将太阳-地球-月亮-航天器四体问题分解成太阳-地球-航天器和地球-月亮-航天器两个共面的圆形限制性三体问题,对Hiten类的探月轨道给出了更深刻的数学、力学解释;给出了流形的结构以及更合理的拼接方式;找到了发射位置、发射速度和拼接点;设计出了类似Hiten探月器的探月轨道,可比传统方法节省速度增量12%左右。结果证明了三体系统不变流形在登月轨道设计研究中的可行性和优越性。

月地转移轨道快速设计与特性分析

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Lambert问题与Newton-Raphson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-降型、降-升型、升-降型和升-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。

嫦娥二号卫星轨道设计

嫦娥二号卫星的轨道设计是在充分继承嫦娥一号轨道设计的理论和方法的基础上进行的,并在此基础上做了适应性改进。轨道设计的主要内容包括参数选择、发射窗口、速度增量需求以及嫦娥二号卫星和嫦娥一号卫星不同点的对比,提出了整个飞行轨道的设计思想。

载人登月绕月自由返回轨道与窗口精确快速设计

针对载人登月任务背景及工程约束,提出一种轨道与窗口一体化设计方法。通过两次坐标转化,将自由返回轨道设计参数解耦为近月点独立变量。在双二体假设下,通过4段二体轨道拼接完成自由返回轨道初值快速搜索及匹配近地停泊轨道(LEO)面的月窗口,其结果作为下一步采用序列二次规划(SQP)迭代求解高精度动力学模型轨道参数的初值,在该条精确轨道近月点时刻90 min邻域内产生可以匹配LEO地月转移入轨相位的零窗口轨道。算例表明,该流程能够精确快速地完成具有复杂任务背景及苛刻工程要求的载人登月绕月自由返回轨道与窗口设计问题。

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。

软着月任务窗口与轨道设计方法研究

建立了一套应用于多约束条件下软着月任务的窗口计算以及轨道设计方法。针对经历发射段、地月转移段、绕月段及动力下降段的月球探测器,综合考虑各个特征点的位置、光照、测控等约束,结合轨道特性,采用着月点→近月点→入轨点→发射点倒推的方式,快速确定探测器的发射窗口。在其中选择发射时刻后即可计算转移轨道的轨道根数初值,并搜索计算精确轨道。该方法对于我国月球探测后期工程的发射窗口计算与轨道设计工作有较重要的参考价值。

载人登月着陆窗口与定点返回轨道耦合设计

对于月面中高纬度着陆且定点返回地球中高纬度着陆场的载人登月任务而言,月面着陆窗口与定点返回轨道设计存在耦合关系,这是工程任务面对的关键技术之一。针对任务背景及约束条件,建立月面着陆窗口与定点返回轨道求解数学模型;通过数值求解着陆窗口与返回轨道参数规律,并从空间几何关系分析耦合机理;以2025年载人月面虹湾探测为例,给出了着陆窗口与定点返回轨道求解流程及验证算例。计算结果经商业软件STK校验正确,表明该方法是一种简捷精确的载人登月任务规划方法,可在未来载人登月工程任务规划时直接使用。

登月飞行器软着陆发动机持续工作初始点选择研究

完成了推力幅值恒定的登月飞行器时间最优和燃料最优的软着陆轨道研究。文中将飞行器在月球表面软着陆的轨道分为开普勒下降轨道和制动发动机持续工作轨道两个阶段进行了综合研究。并着重研究了当飞行器从高度为100km的轨道下降到15km近月点时,在近月点附近是否存在一点,在该点软着陆发动机开始持续工作能够更加节省燃料。

月球探测器直接软着陆最优轨道设计

研究月球探测器直接软着陆最优轨道的设计问题。首先根据探测器直接软着陆的特点,提出了有限推力最省燃料的最优轨道设计问题;然后利用有限推力月面软着陆的最优推力控制方向的计算公式,研究了边值条件和计算方法;最后通过直接软着陆最优轨道的算例及结果分析,发现开始制动高度越低越省能量;推力方向可变时比不可变时节省能量;推力大小可变相当于采用了多级制动,对安全定点着陆非常有利。

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。

载人登月绕月自由返回轨道混合-分层优化设计

针对载人登月绕月自由返回飞行任务,提出一种混合-分层轨道优化设计方法。将高精度模型下强约束自由返回轨道设计问题转化为有约束非线性规划求解问题,在此基础上提出一种混合-分层优化求解策略。在双二体模型下利用差分进化算法(DE)与序列二次规划(SQP)相结合的混合优化算法快速求解了满足弱约束条件下的轨道初值问题。采用序列二次规划(SQP)构造两层迭代格式,在高精度模型和强目标约束下对初步设计轨道进行逐层修正。最后,通过仿真测试,文章所述方法的可行性与有效性得到了验证。仿真飞行结果还进一步表明该设计方法具有求解精度高、收敛速度快等优点,为探月工程任务提供了一种有效的轨道设计工具。