郗晓宁[1]2000年在《月球探测器轨道动力学及其设计》文中指出本论文利用航天器轨道动力学理论和方法，以从地球停泊轨道入轨点出发发射月球极月卫星的轨道为对象，综合考虑运载能力、飞行时间、发射窗口、轨道导航等问题，进行月球探测器轨道设计与优化，给出月球探测器的飞行条件、程序及其轨道。 第一章主要介绍轨道设计典型的三类约束条件：轨道运动学约束、观测约束和光照约束。其中轨道运动学约束包括地球停泊轨道约束、地月转移轨道约束和月球卫星轨道约束。 第二章介绍了依据双二体假设进行月球探测器轨道初步设计的方法，推导了快速求解轨道参数的解析公式，分析和计算了能量最省的地月转移轨道飞行方式为地心和月心均顺行（环绕方向与月球公转方向一致为顺行轨道）。 第三章通过数值法分析了各项轨道摄动和参数误差等因素的对轨道计算的影响，给出了精确的月球探测器轨道计算数学模型。 第四章建立了在精确的月球探测器轨道计算模型下的变步长折回爬山法的搜索标准轨道的方法，可快速搜索出满足要求的标准轨道。 第五章讨论了的窗口选择问题。首先借助于二体假设建立了简单解析公式，分析各种约束对窗口选择的影响，给出了粗窗口，每月有2-3天；然后，利用精确的探测器轨道动力学模型，计算精窗口，每天为数分钟。 第六章给出了GPS用于月球探测器轨道近地段导航的可观测星的数目与分布、信号时空特性，给出了最佳制导时机。 第七章介绍了开发的月球探测器轨道设计软件包。 第八章总结了论文工作，提出了进一步的设想。
张云燕[2]2007年在《月球探测器轨道及测控技术研究与仿真》文中研究指明随着科学的不断进步，人类逐渐将探索世界的眼光投向了太空。月球是地球的卫星，有着得天独厚的地理优势、丰富的资源和极高的利用价值，再加上航天技术的大发展，使得近年来出现了月球探测的新高潮。目前我国的载人航天技术已有了长足发展，进一步探索太空，探测月球，并籍此发展我国的航天技术是势在必行的。 月球测控技术是月球探测中的一个关键问题。对月球探测器进行实时测控，获得探测器的各项参数是必不可少的工作。为此，必须要能够明确探测器的飞行轨道，不同轨道对月球探测情况，以及地面站对探测器的测控情况。基于此，本文的主要成果有： 1．研究了用于月球探测任务的各个坐标系统和时间系统以及不同系统间的相互转换关系。 2．围绕月球探测器地月转移轨道的设计问题，详细分析了二体问题和基于二体假设的轨道设计方法，并利用STK软件设计了一条奔月轨道，进行了相应的可视化仿真。 3．对环月卫星对月探测情况进行了研究，分析了不同参数条件下卫星轨道的变化规律和对月覆盖情况，进行了对月星下点轨迹的仿真，对传感器对月覆盖情况进行了数字仿真。 4．对环月阶段地面站对探测器的测控进行了分析，并对一种可能的布站方式进行了仿真验证。
赵玉晖[3]2012年在《深空探测中的轨道设计和轨道力学》文中进行了进一步梳理深空探测相对于地球卫星而言,指探测器脱离地球引力范围,进入行星际空间甚至距离地球更远的空间对太阳系内或者太阳系以外的天体进行探测。我国目前将对地球以外天体开展的空间探测活动称为深空探测。有些国家和机构将对月球的探测排除在深空探测的定义之外。随着航天技术的发展和提高,深空探测的概念也会有不断的更新,但这不是实质性问题,不会影响本文对深空探测中轨道力学内容的阐述。从二十世纪末尤其是二十一世纪以来,随着航天领域科技的进步和提高,对月球和太阳系其他大行星的探测越来越多的得到世界各国的关注。近几年,我国也加快了对月球的探测步伐。2007年10月24日,我国成功发射了第一个月球探测器——“嫦娥一号”月球探测器,实现了“精确变轨,成功绕月”的预定目标,获取到大量科学数据和全月球影像图,并成功实施“受控撞月”任务。“嫦娥一号”任务的圆满完成,是我国继人造地球卫星、载人航天飞行取得成功之后中国航天事业发展的又一座里程碑,标志着中国已经跨入具有深空探测能力的国家行列。2010年10月1日,我国又成功发射“嫦娥二号”月球探测器,获取了分辨率更高的全月球影像图和虹湾区域高清晰影像,并成功开展环绕拉格朗日12点等多项拓展性试验,为深空探测后续任务的实施奠定了基础。针对我国探月工程制定的“绕、落、回”三步计划,嫦娥一号和二号探测器的成功发射和探测任务的圆满完成使得地月转移轨道和环月轨道的设计得到很好的应用。而针对返回型探测器所涉及到的包含地月转移、环月和月地转移三段轨道的完整轨道,并无涉及。文中结合嫦娥工程探月三期任务和载人探月任务,对返回型月球探测器的完整轨道进行设计,对轨道的动力学特征进行分析,结合设定任务要求对发射轨道窗口进行计算。研究结果具有一定的普遍性,为返回型月球探测器的轨道设计提供相应的依据。与此同时,我国的自主火星探测计划也在进行当中。文中以此为背景,对地火转移轨道的轨道设计、轨道计算、发射窗口选择和中途轨道修正等进行了全方面的研究。对精确力模型下大推力转移轨道进行了相应的计算和动力学特征的分析,并给出了轨道中途修正的策略,为我国的火星探测任务转移轨道的选择和设计提供相应的依据。作者所做工作中的轨道设计是在太阳系小天体运动(并考虑到探测器的特征)的轨道理论基础上进行的,并采用了完善而合理的力学模型,而不是一个单纯的运行轨道计算和优化问题.这样所获得的结果才会对在实际工程中应用具有一定的参考价值。本文工作的创新点有如下几个：1.基于太阳系小天体运动的轨道理论,对地月转移轨道的类型进行分析,为任务中采用大推力形式的转移轨道给出相应的理论依据。2.对返回型月球探测任务尤其是载人登月任务中保证航天员安全返回的备用轨道—无动力返回轨道进行了分析,并给出真实力模型下的计算结果。3.针对我国地面回收场的具体条件,对月地转移轨道再入角的变化特点进行了研究,对再入角和再入点纬度受到的限制进行相应的分析,并为返回型月球探测任务中采用升轨再入方式给出理论依据。4.基于小天体运动方程的状态转移矩阵,对月球探测转移轨道的误差发散特点进行了分析,基于误差传递特点给出中途修正时问的时机选取依据,并基于误差传递矩阵给出了中途修正速度增量的计算公式。5.基于IAU2000火星定向模型给出的火星岁差参数,给出了火星扁率项J,对火星卫星造成的坐标系附加摄动的分析解。6.通过在真实力模型下对地火转移轨道的计算,研究地火转移轨道的动力学特点,结合轨道动力学给出相应的理论分析。7.基于地火转移的状态转移矩阵对误差发散进行分析,分别基于误差传递特点和误差传递矩阵给出中途修正时机和速度增量计算公式。通过多种中途修正方法的计算和比较给出在保证一定精度前提下可以大量节省计算时间的中途修正策略。8.研究工作中所进行的数值计算软件都是自行编写,可以对软件进行工程化,为具体工程中的应用服务。
刘玥[4]2014年在《月地低能返回轨道设计与控制方法研究》文中指出月地低能返回轨道由于其节能特性，可以增加月球返回载荷重量、节约发射成本，也可作为传统返回轨道的故障替代模式，研究月地低能返回轨道对我国的深空探测工程具有显著的理论和实践意义。相对传统的圆锥曲线拼接返回轨道，月地低能返回轨道虽然可以明显节约探测器变轨所需的速度脉冲，但轨道途经月地平动点与日地平动点附近的引力混沌区域，月球和太阳对探测器轨道的影响更剧烈，返回轨道对探测器初始飞行状态的敏感度更高。为此，月地低能返回轨道的设计与控制任务将面临更大的挑战。本文基于国家自然科学基金项目《月地低能返回轨道研究》，致力于月地低能返回轨道上的探测器动力学建模、轨道设计与控制和执行问题，对我国未来的月球探测与开发具有重要意义。首先，论文研究了月地低能返回轨道上飞行器的建模问题。由于传统的圆形限制性三体问题等模型不能完全反映探测器在低能返回轨道上的动力学特性，为此本文对限制性三体问题进行扩展，提出在椭圆四体问题下研究探测器的动力学方程，并给出了探测器轨道能量表达式，研究表明，椭圆四体问题在保持动力学模型形式简单的基础上，更能真实反映探测器进行月地低能返回任务中的受力状况。而后利用不变流形理论，研究了探测器低能返回地球轨道所在的空间不变流形管路形态，为设计返回轨道提供了理论基础。此外，为研究实际工程应用中的月地低能返回轨道设计与控制问题，论文引入了基于星历数据的四体动力学模型，使用标准星历用于模拟月球与太阳的真实运动状态。第二，论文系统论证了月地低能返回轨道的普遍存在性与规律性。由于前人对于月地低能返回轨道的研究仅停留在算例阶段，本文在此基础上，通过分析探测器低能逃逸月球影响球的能量需求和轨道形态，结合低能返回轨道的搜索结果与返回轨道形式的分类研究，论证了月地低能返回轨道在自然界中的普遍存在性；在此基础上，利用不变流形理论，分析研究了月地低能返回轨道的形成所需的日地月相位关系规律，在此基础上给出了2020年全年满足返回轨道形成条件的窗口分布。为设计低能返回轨道提供了基本参数和结论。第三，论文研究论证了多种月地低能返回标称轨道设计方法。针对轨道设计过程中使用单步打靶法、智能搜索算法带来的迭代不易收敛、计算效率低下等缺陷，提出了一种改进的流形拼接法用于设计满足初始和终端需求的月地低能返回轨道。利用返回轨道所在的空间不变流形将轨道分为数段并给出分段轨道初始猜测，进而利用改进的多步打靶法对轨道分段进行迭代修正，求取满足初始与终端约束的同时满足分段平滑连接条件的完整月地低能返回轨道。仿真表明，使用该方法可以显著提高算法的收敛特性与计算效率，对月地低能返回轨道的设计任务具有较大优势。第四，论文研究了月地低能返回轨道的误差传播特性与中途修正策略设计方法。由于实际任务中，探测器从月球轨道出发进入标称返回轨道时存在入轨偏差，导致再入点轨道参数不满足工程需要，因此需要对探测器入轨精度提出一定的要求，为此论文中引入协方差分析法研究月地低能返回轨道的轨道误差传播特性，利用初始轨道偏差到再入点参数偏差的协方差分析，估计月地低能返回轨道对入轨偏差的敏感度，进而给出了无修正情况下探测器入轨精度需求。对于仍不满足入轨精度的月地低能返回任务，论文通过分析再入点参数对轨道控制脉冲的敏感程度随轨道位置的变化规律，提出了一种三点修正策略，分别在轨道不同位置对不同的再入点参数偏差进行修正，仿真表明，此方法对月地低能返回任务中存在入轨偏差、测轨偏差以及修正执行偏差的情况具有良好的修正效果。此外，论文对深空探测器有限推力轨道控制策略设计方法进行了分析研究，对不同的策略设计算法对月地低能返回任务的应用效果进行了对比分析，提出了一种结合伪谱法与虚拟卫星法的改进推力策略设计方法。仿真表明，此种推力设计方法可以在无需猜测协状态初值的情况下得到高精度轨道控制策略。最后，通过实际任务仿真计算，对本文提出的轨道设计与控制方案进行了仿真计算，验证了算法的可行性与有效性。
高玉东[5]2008年在《月球探测器地月空间转移轨道研究》文中提出地月空间转移轨道设计是月球探测的关键技术之一,目前基于地月转移轨道的研究比较成熟,但对于从月球返回地球的月地转移轨道研究还不多见,由于其具有新的特点,值得做针对性的深入研究。另外对特殊的地月转移轨道问题提出新的解决思路、分析其内在规律也很有必要。开展这些研究可以对地月空间转移轨道设计问题的理论体系和研究方法进一步完善。本论文研究了月球探测器地月空间转移轨道的设计及其相关问题,重点研究了月球探测器返回轨道的相关问题。首先,分析了月地转移轨道的特性,并在此基础上对月球探测器返回轨道设计问题进行了较为系统地研究;接着,开展了返回轨道的测控分析,并给出了一个月地转移轨道中途修正算例;然后,针对大椭圆停泊轨道发射窗口的地月转移轨道运动学约束特性进行了分析,并提出了相应的转移轨道设计方法;最后,对于利用月球近旁转向技术发射地球高轨卫星问题,提出了新的解决问题的思路。文中首先分析了月球探测器返回地球的月地转移轨道特性,得出二体假设不再适用于月地转移轨道研究的结论,并在双二体假设下建立了探测器月地转移轨道的一套理论模型,在此基础上,通过分析得出一些定性的结论,例如具有工程应用价值的月地转移轨道的月心段必定为双曲线型;其出口点只能在月球影响球的东半球;出口点经度对月地转移轨道转移初速和近地点速度影响较大,当探测器出口点位于东经80°时最省能量等。在轨道特性分析的基础之上,在双二体模型假设下实现了月球探测器返回轨道的快速搜索设计。提出一种基于数学二分法思想的搜索算法,该方法是一种无需轨道积分的纯代数方法,可以大大缩短轨道搜索的时间,快速得到满足多个目标约束条件的解,初步设计的结果可以作为轨道精确设计的初值。对月球探测器返回轨道进行了精确设计。首先建立了月球探测器返回轨道的动力学方程;分析了各项摄动因素对月地转移轨道的影响,结果表明月球引力摄动与太阳引力摄动对月地转移轨道的影响比较大;通过引入合适的优化搜索算法——微分改正法,完成了对多搜索变量多目标函数的月地返回轨道精确搜索设计,其与前面给出的初步设计方法结合起来,构成月球探测器返回轨道设计完整方案;结合设计出的月地转移轨道给出了一个中途修正算例,通过算例分析得到了月地转移轨道初始入轨误差和修正时刻对中途修正速度增量的影响。对月球探测器返回轨道的跟踪测控任务范围和特点进行了分析,选取了理想的测控网布设方案,并结合月地返回轨道跟踪任务算例,分析了返回轨道跟踪测量元素的变化规律,以及测控网的跟踪测量覆盖率,结果表明可以满足工程需求。另外,还进行了月地返回轨道的USB(Unified S-Band)和VLBI(Very Long BaselineInterferometry)联合测轨精度分析。对大椭圆停泊轨道上的月球探测器发射窗口运动学约束特性进行了分析,并在此基础上提出了该类型地月转移轨道的设计方法。研究了大椭圆停泊轨道上探测器一个恒星月内在固定飞行时间条件下与月球交会的情况,结果表明对我国长三甲运载火箭而言在一个月内有两次发射机会,交会时月球的赤纬均为0°,我国在大椭圆停泊轨道发射窗口设计时可以利用这一特点获取探测器入轨时刻的初值;对于一个恒星月内的两次入轨机会来讲,经过调整转移初速后,可以找到一个或多个入轨点经纬度均严格满足要求的转移轨道;进一步证明了大椭圆停泊轨道入轨窗口是零窗口,地球自转一圈后才可能有再次入轨的机会;针对基于大椭圆停泊轨道的探测器发射窗口,总结了调整入轨速度后转移轨道一些关键参数的变化规律并得到相关结论。最后研究了利用月球近旁转向技术发射地球高轨卫星的轨道设计新方法。提出一种探测器地月空问转移轨道分层次搜索算法,该方法快捷有效,可为探测器轨道设计,特别是深空探测器轨道设计提供参考。
闫涛[6]2008年在《软着陆月球探测器轨道设计与发射窗口选择》文中研究说明软着陆月球探测的实现将为我国月球探测迈出坚实的一步,其轨道设计问题具有重要的工程意义,本文主要针对软着陆月球探测器的发射窗口与轨道设计问题展开工作。论文的主要研究内容与结论如下:1.介绍了软着陆月球探测器的轨道动力学模型。对月球转移轨道设计过程中涉及到的时间系统和坐标系统进行了介绍;给出了双二体假设下的轨道设计模型;综合考虑各种影响因素,建立了地月转移轨道的完整动力学模型。2.研究了软着陆月球探测器的发射窗口选择问题。考虑光照约束,对着月点和近月点的光照进行限制,给出了着陆月窗口;根据两个地面测控站的测控限制,给出了着陆日窗口;综合考虑轨道运动学约束,包括环月轨道约束、着月轨道约束、地球停泊轨道约束、地月转移轨道约束等,最终确定整个轨道的窗口;对2013年下半年的月球软着陆窗口进行了搜索,得到了满足任务要求的全部窗口。3.进行了软着陆月球探测器的轨道设计与优化。系统阐述了两种软着陆月球探测器轨道设计与优化方法,一种是基于进化策略的月球探测器轨道设计方法,另一种是利用B平面微分修正的轨道设计方法;基于两种轨道设计方法,研制了高精度轨道设计软件,结合得到的任务窗口,获得了2013年下半年满足任务要求的软着陆月球探测器轨道,分析了这些轨道的特点与特性,总结了设计过程中的问题和规律。全文以软着陆月球探测研究为背景,对发射窗口选择与轨道设计的模型与方法进行了较为全面的总结,并开发了设计与仿真软件,根据实际任务要求与约束进行了完整的窗口选择与轨道设计工作,得出了满足要求的窗口与轨道,对软着陆月球探测的轨道选取有重要的参考价值。
李雪川[7]2016年在《联合测轨VLBI、USB及空间VLBI技术对月球探测器精密定轨的研究》文中研究说明月球作为距离地球最近的自然天体,一直是人类开展深空探测活动的首选目标,目前世界各国实施的探月任务次数几乎占到了总深空任务次数的一半。月球探测主要通过发射月球探测器来进行,而月球探测器的精密定轨在探测任务中占据着重要的地位。探测器定轨精度的高低不仅关系着探测任务能否顺利实施,而且是分析各类探测数据的前提。月球探测器的定轨精度与探测器所受的摄动力模型、观测方程以及测轨技术等因素有关,摄动力模型精度的高低直接影响了探测器的定轨精度,而月球的非球形摄动是月球探测器环月飞行时所受的最大摄动力,因此月球重力场模型的精度直接影响着探测器精密定轨的精度；在定轨过程中涉及的地面测站坐标和探测器坐标分别位于不同的时空参考框架下,因此在建立观测方程时要将二者统一到相同的参考系中,不同坐标系间的相互转换涉及到坐标转换参数,因此坐标转换参数的精度直接影响了坐标转换的精度,从而影响了观测方程的建模精度,最终影响了定轨精度；月球探测任务中往往采用多种测轨技术联合跟踪,例如我国的嫦娥探月工程中,联合使用了统一S波段(USB)测距测速和甚长基线干涉测量(VLBI)进行测定轨,其中VLBI技术的使用显著提高了嫦娥系列探测器的定轨精度。而空间VLBI技术作为地面VLBI技术的延伸,其测量精度进一步提升,同时其观测量丰富了探测器轨道信息,因此联合空间VLBI与其他技术能够提高月球探测器的定轨精度。基于以上分析,本文开展了如下研究工作：(1) 总结了当前国内外主要月球探测器的定轨研究现状,从月球重力场模型和坐标转换参数两个方面分析了其对月球探测器定轨精度的影响,并总结了国内外目前的研究进展；在目前VLBI技术被广泛用于月球探测器测定轨的现状下,分析了空间VLBI技术用于探测器定轨的优势与研究现状。(2) 详细介绍了月球探测器精密定轨的理论基础,介绍了月球探测器在轨飞行时所受的主要摄动力,以及目前主要的月球探测器测轨技术：无线电测距、多普勒测速和VLBI,给出了三种技术的观测模型。详细介绍了月球探测器定轨涉及的时空参考框架,并着重介绍了不同坐标系统、不同时间系统的相互转换。(3) 为研究月球重力场模型对月球探测器定轨精度的影响,利用嫦娥二号VLBI实测数据比较分析了四种月球重力场模型用于嫦娥二号探测器环月段的定轨精度,并研究了不同的月球重力场球谐阶次对定轨精度的影响,通过轨道重叠分析、轨道预报等方式,得出了定轨精度最高的重力场模型,并针对嫦娥二号环月段两种轨道类型得出了定轨解算时所需的最低重力场阶次。(4) 针对精度较低的ERP预报值影响了月球探测器实时定轨精度的问题,提出了将ERP参数与定轨参数共同解算的方法,首次推导了包含ERP估计的VLBI观测模型。通过嫦娥二号实测VLBI数据进行了定轨验证,结果表明该方法显著提高了嫦娥二号奔月段的定轨精度,同时估计的ERP值精度相比预报值也有了一定改进,为提高探测器的定轨精度和ERP预报精度提供了一个双赢的方法,对完成深空探测任务具有一定的创新性和应用价值。(5)为研究空间VLBI对月球探测器精密定轨的影响,首次研究了空间VLBI技术对月球探测器定轨精度的影响,通过模拟的空间VLBI观测数据,联合其他类型的观测数据,对嫦娥二号探测器环月段轨道进行了定轨分析,结果表明空间VLBI数据的加入显著提高了嫦娥二号探测器的定轨精度。同时SVLBI数据的加入有助于提高ERP参数的估计精度。(6) 针对目前可用的月球探测器定轨软件平台一般未涉及到ERP共同解算,设计并编写了具有自主知识产权的月球探测器精密定轨软件,该软件成功实现了ERP参数与探测器定轨参数的共同解算,可进行空间VLBI、USB、地面VLBI等多种观测数据的模拟和定轨解算。通过大量的数值分析和研究对软件的可靠性进行了验证。
白玉铸[8]2010年在《载人登月轨道设计相关问题研究》文中指出我国已开展载人登月工程的前期研究,轨道设计是载人登月任务设计的基础。载人登月与无人探月的任务轨道在飞行时间、光照约束、地球再入、测控要求以及故障中止返回等诸多方面存在差异,因此不能照搬无人月球探测任务的轨道设计方法。目前国内载人登月轨道设计方面的公开研究并不多见,在强烈的工程需求下,有必要从任务约束角度出发对载人登月轨道设计进行深入研究。论文围绕载人登月这一任务背景,对轨道设计及相关的发射窗口与测控保障等问题进行了研究。首先研究了地月系的特征及其对轨道设计的影响;然后分别针对载人登月地月转移轨道、月地转移轨道与自由返回轨道/Hybrid轨道,开展了相应的轨道建模、分析、设计与发射窗口计算等问题的研究,在此基础上研究了载人登月地面测控站布局问题;最后对地月空间中的集群飞行问题进行了初步探索。论文的主要贡献和结论总结如下:1)分析了地月系统的运动与引力特征以及它们对于轨道设计与计算带来的影响。在分析月球公转与自转运动的基础上,分别提出了月食发生时刻与经度天平动幅度的简化计算方法。然后重点分析了小天体引力范围的不同定义方法对轨道计算精度的影响,结论是:a)第一种引力范围下的二体拼接轨道精度最差,基于希尔范围与影响球的拼接轨道精度相当;b)与标称轨道相比,任何一种引力范围下的拼接轨道误差均较大;c)在初步设计与特性分析时,拼接点选择在何种引力范围边界上影响并不明显。2)研究了软着月任务的发射窗口计算与地月转移轨道设计问题。提出了一种改进的地月转移轨道计算模型,改进模型将月球状态信息直接融入解析模型中,经计算对比证明在模型复杂度没有明显变化的前提下提高了模型计算精度。针对无人软着月探测和载人登月两种典型任务,综合考虑多种约束,设计了软着月任务发射窗口计算的一般步骤,给出了各特征点窗口计算方法,计算结果表明在严格的光照约束下,每个月仅有一天时间最适宜载人登月任务发射。针对上述两种任务,分别给出了不同的地月转移轨道设计流程,在获得任务发射窗口后,给出了轨道初步设计与精确设计的算例。3)研究了月地转移轨道的模型、性质与设计方法。在三维空间中建立了月地转移轨道的数学模型,该模型在主频2.9GHz微机上仅需3×10~(-4)s便可计算出一条月地转移轨道,为大量轨道计算提供了可能。在使用该模型对月地转移轨道全面计算的基础上,得到了轨道的一些特性:a)地心顺行月地转移轨道更适宜载人登月任务;b)轨道出口点集中在月球影响球的东半球,分布区域类似椭圆形;c)无人货运飞船轨道设计初值可选择出口点在东经80°,载人登月飞船轨道设计初值可选择出口点在东经40°;d)月心倾角在180°附近可以缩短月地转移飞行时间。在这些分析基础上给出自变量对轨道参数的影响程度总表,可为调整轨道设计参数提供参考。最后给出多约束条件下载人飞船与货运飞船的月地转移轨道设计流程和算例。4)研究了自由返回轨道与Hybrid轨道设计方法。对自由返回轨道与Hybrid轨道进行了概述与定性分析,提出了满足一定约束的自由返回轨道详细设计方法,计算获得的精确算例可作为载人登月任务标称轨道。分析了Hybrid轨道的飞行程序,在上述自由返回轨道标称轨道基础上设计了一个典型的Hybrid轨道飞行算例。5)分析了不同深空站布局方案对载人登月任务的测控情况,提出在极区建设深空测控站的设想。完成对深空目标测控的几何建模与分析,分别对境内双站、境内单站南美单站、境内单站南极单站等三种陆基深空站布局方案对月球任务的测控支持情况进行了分析与对比,主要结论如下:a)境内双站方案测控效果不理想;b)境内单站南美单站方案测控效果较好,但仍存在一定测控覆盖盲区;c)结合适当轨道设计,极区单站可以实现对任务的几乎100%测控覆盖,但工程实施难度较大。6)提出地月空间集群飞行方案,并对双曲线轨道上的航天器相对运动与地月空间集群轨道构形问题进行了初步研究。论述了集群飞行与卫星星座、编队等分布式空间系统的区别,首次提出将集群飞行这一概念应用到地月空间,对这一概念的理论与应用价值进行了阐述,并给出了下一步研究的细化方案。推导了双曲线轨道上航天器间的相对运动微分方程,研究了双曲线悬停轨道设计原理与构形保持控制方法。分析了地月空间中运动的无控航天器集群的构形演变规律,算例表明特定约束下的航天器集群在地月空间飞行过程中可以保持平缓变化的集群构形,形成长度相对稳定的集群基线。论文可为我国载人登月任务提供技术支持,也可供我国探月工程二、三期参考;深空测站布局分析的有关内容还可为未来火星探测与其他深空探测工程的测控系统提供参考;地月空间集群飞行问题的研究为未来深空探测活动探索了一种崭新的飞行模式。
李罗刚[9]2010年在《月面返回最优轨道设计》文中指出随着航天科技的发展,人类对月球的探索正在日益深入,而我国的探月工程也正在有序而顺利的实施中。月面返回技术是月球探测的一项关键技术,而如何设计返回轨道,如何使返回过程实现燃料消耗尽可能小,成为我国探月工程三期必须要解决的问题。本文首先对月面返回动力上升段的轨道进行探讨。主要针对航天器月面返回动力上升段燃料消耗问题,综合考虑月球自转,科里奥利力的影响,建立航天器在月球三维空间中的动力学模型。以燃耗最优为指标,利用pontryagin极大值原理,得到航天器在月面返回动力上升段发动机推力方向的最优开环控制律。考虑终点位置和速度约束求解共轭变量初值,最终求得可行的航天器最优轨迹。本文还对月地转移轨道的相关特性进行了分析和设计。首先在基于月球影响球概念的三维模型下对月地转移轨道有关特性进行了初步的分析。然后对月地转移轨道轨道进行了初步的设计方法研究。最后在分析了各主要摄动力的作用后,在比较精确的动力学模型中进行了月地转移轨道设计。
张祖鹤[10]2012年在《载人登月综合任务窗口问题研究》文中研究表明发射窗口是指可供航天器发射的时间集合，从时间尺度来说有月窗口、日窗口、零窗口等。对于载人登月任务来说，研究发射窗口问题对于保证航天员安全和任务成功实施有着重要的意义。本文以载人登月为背景，从约束条件分析、模型建立、求解方法设计等方面，对载人登月任务窗口问题进行了系统研究。全文主要研究成果如下：对载人登月奔月窗口进行设计与分析。分析了奔月窗口设计约束条件，建立了以地月转移入轨时刻为变量的轨道模型，并给出了解析法与数值法相结合的求解方法，在此基础上对奔月窗口进行了求解与分析。研究了基于近地组装交会对接的发射窗口。分析了满足近地轨道交会对接的发射窗口求解约束条件，设计给出满足约束的发射窗口求解方法，针对不同近地组装模式，对发射窗口进行综合规划与分析。对月面上升交会窗口进行了设计与分析。分析了月面上升交会窗口设计的主要约束条件，建立了月面上升交会窗口的优化设计模型，将窗口设计转化为一类优化问题进行求解，并针对此问题的求解，提出了基于Gauss伪谱法和直接打靶法相结合的混合轨道优化策略。总体来说，本文初步建立了载人登月任务综合窗口求解体系，文中提出的研究方法、仿真结果以及研究结论可为我国未来载人登月任务研究提供参考。
参考文献：
[1]. 月球探测器轨道动力学及其设计[D]. 郗晓宁. 中国科学院上海天文台. 2000
[2]. 月球探测器轨道及测控技术研究与仿真[D]. 张云燕. 西北工业大学. 2007
[3]. 深空探测中的轨道设计和轨道力学[D]. 赵玉晖. 南京大学. 2012
[4]. 月地低能返回轨道设计与控制方法研究[D]. 刘玥. 哈尔滨工业大学. 2014
[5]. 月球探测器地月空间转移轨道研究[D]. 高玉东. 国防科学技术大学. 2008
[6]. 软着陆月球探测器轨道设计与发射窗口选择[D]. 闫涛. 国防科学技术大学. 2008
[7]. 联合测轨VLBI、USB及空间VLBI技术对月球探测器精密定轨的研究[D]. 李雪川. 武汉大学. 2016
[8]. 载人登月轨道设计相关问题研究[D]. 白玉铸. 国防科学技术大学. 2010
[9]. 月面返回最优轨道设计[D]. 李罗刚. 哈尔滨工业大学. 2010
[10]. 载人登月综合任务窗口问题研究[D]. 张祖鹤. 国防科学技术大学. 2012
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