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(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910115879.7(22)申请日 2019.02.15(71)申请人 北京空间飞行器总体设计部地址 100094 北京市海淀区友谊路104号(72)发明人 李晓光 刘适 毛志毅 (74)专利代理机构 北京理工大学专利中心11120代理人 刘芳 仇蕾安(51)Int.Cl.H04B 7/185(2006.01)(54)发明名称一种月球软着陆探测任务各阶段中继接收机参数计算方法(57)摘要本发明提供一种月球软着陆探测任务各阶段中继任务的接收机参数计算方法，所述接收机参数包括接收功率、扫描范围和扫描频率范围，其中所述接收功率综合考虑信号发送的EIRP、发射天线指向损失、自由空间损失、发射和接收两天线间的极化损失及卫星接收系统增益确定；所述扫描范围综合考虑多普勒频率、发射端频率准确度和接收端中心频率偏差确定；所述扫描频率范围综合考虑多普勒频率变化率和发射端频率稳定度。
本发明综合考虑多普勒频率和频率变化率的特性确定接收机参数指标，适用于月球软着陆过程中探测器接收机参数的确定。
权利要求书1页 说明书4页 附图1页CN 110138436 A 2019.08.16C N 110138436A权 利 要 求 书1/1页CN 110138436 A1.一种月球软着陆探测任务各阶段中继任务的接收机参数计算方法，所述接收机参数包括接收功率、扫描范围和扫描频率范围，其特征在于，所述接收功率综合考虑信号发送的EIRP、发射天线指向损失、自由空间损失、发射和接收两天线间的极化损失及卫星接收系统增益确定；所述扫描范围综合考虑多普勒频率、发射端频率准确度和接收端中心频率偏差确定；所述扫描频率范围综合考虑多普勒频率变化率和发射端频率稳定度。
2.根据权利要求1所述月球软着陆探测任务各阶段中继任务的接收机参数计算方法，其特征在于，所述接收机参数包括接收功率、扫描范围和扫描频率范围，其特征在于，在动力下降、月面工作阶段，所述空间损失为自由空间损失；在器间通信阶段，所述空间损失为自由空间损失和地面反射、散射造成的衰减，当器间视距范围内存在障碍物，所述空间损失还包括绕射衰减量。
中秋节载人登月任务窗口与转移轨道设计研究贺波勇;顾绍景;黄海兵;李海阳【摘要】提出了中秋节载人登月概念,论述了中秋节载人登月的意义和价值,对中秋节载人登月任务窗口与转移轨道设计进行了研究.忽略木星等大行星摄动力、地球潮汐摄动力、地球扁率的间接摄动和相对论效应等微小量,建立了轨道动力学模型,给出了任务工程约束.考虑登月时刻在农历八月十五日20:00左右,给出了全任务窗口规划的策略,对转移轨道模型及优化进行设计,以近月点坐标系参数为优化设计变量,分别对地月自由返回和月地定点返回两种轨道进行了优化设计.给出了2017年中秋载人登月的算例,验证了精确星历模型下全任务窗口规划策略和转移轨道设计策略的有效性.给出了2017～2036年间中秋节载人登月的窗口轨道参数等.研究可为我国未来载人登月任务目标制定及工程实施提供参考.【期刊名称】《上海航天》【年(卷),期】2017(034)005【总页数】7页(P9-15)【关键词】载人登月;中秋节;任务规划;窗口设计;地月转移;自由返回轨道;月地定点返回;轨道优化;精确轨道动力学【作者】贺波勇;顾绍景;黄海兵;李海阳【作者单位】国防科学技术大学航天科学与工程学院,湖南长沙410073;上海宇航系统工程研究所,上海201109;国防科学技术大学航天科学与工程学院,湖南长沙410073;国防科学技术大学航天科学与工程学院,湖南长沙410073【正文语种】中文【中图分类】V412.4Apollo计划开始于1961年5月，1969年7月16日Apollo-11飞船发射成功[1]。
至1972年12月Apollo-17任务，相继发射了载人登月飞船7艘[2]。
除Apollo-13任务中止失败外，其余6次任务均获成功，12名航天员登上月球，共采集月壤和岩石样品381.7 kg，完成生物学、天文学、天体物理等学科试验约270项，衍生了航空航天、军事工业、通信技术、材料科学、医学卫生、计算机等应用技术成果1 000多项，相关技术的推广和再开发，形成了一大批高科技工业群体，带动了传统产业的升级改造，促进了很多新兴产业的出现，进而为形成高度发达的现代化工业奠定了坚实的基础，产生了惠及后续至少50年的显著经济效益，极大地促进了人才培养和美国民族自信心与凝聚力的提高[3-5]。
结合深空机动的多次行星借力轨道设计
张莹;岳晓奎;贺亮
【期刊名称】《中国空间科学技术》
【年(卷),期】2013(033)002
【摘要】行星借力技术是减小星际探测任务发射能量的有效途径,传统的行星借力模型不能保证探测器借力前后的速度矢量转角达到理想要求.为此,进行了行星借力建模,并基于该模型,推导了探测器飞出借力天体影响球的双曲线超速矢量.针对轨道设计参数的强耦合性,提出了一种全局一局部混合搜索算法,并对地球-金星-地球-火星-木星转移轨道进行了设计.仿真结果验证了轨道模型的正确性和有效性,表明该文方法可以有效地对多次行星借力轨道进行设计.
【总页数】6页(P61-66)
【作者】张莹;岳晓奎;贺亮
【作者单位】西北工业大学,西安710072;西北工业大学,西安710072;上海航天控制技术研究所,上海200233
【正文语种】中文
【相关文献】
1.基于脉冲机动的引力辅助深空探测轨道设计 [J], 侯艳伟;岳晓奎;张莹
2.木星系及行星际飞越探测的多次借力飞行轨道设计研究 [J], 田百义;张磊;周文艳;朱安文
3.结合行星借力飞行技术的小推力转移轨道初始设计 [J], 尚海滨;崔平远;徐瑞;乔栋
4.深空探测行星借力飞行轨道自动设计与仿真 [J], 李志武;郑建华;于锡峥;吴霞
5.主带小行星深空探测可接近性与多目标探测轨道的实现 [J], 夏炎;罗永杰;赵海斌;李广宇
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(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910130688.8
(22)申请日 2019.02.21
(71)申请人 上海卫星工程研究所
地址 200240 上海市闵行区华宁路251号
(72)发明人 郑艺裕 黄欣 宋效正
(74)专利代理机构 上海段和段律师事务所
31334
代理人 李佳俊 郭国中
(51)Int.Cl.
G06F 17/50(2006.01)
(54)发明名称基于月球借力的GEO卫星应急转移轨道快速优化设计方法(57)摘要本发明涉及到一种航天器轨道技术领域内的基于月球借力的GEO卫星应急转移轨道快速优化设计方法，所述方法包括如下步骤：步骤1、建立高精度的轨道动力学模型，完成地月转移窗口搜索和奔月轨道初步设计；步骤2、建立月球借力轨道模型，绘制借力后返回轨道的关键参数等高线图，为借力参数优化设计提供初值；步骤3、利用绘制的等高线图和返回轨道设计约束，对借力参数进行优化，完成借力返回轨道设计。
本发明有效解决了月球借力参数快速优化设计难题，为GEO卫星应急转移方案快速制定提供了有效的方法，
数值计算结果显示了该方法的有效性。
权利要求书2页 说明书5页 附图2页CN 110096726 A 2019.08.06
C N 110096726
A
1.一种基于月球借力的GEO卫星应急转移轨道快速优化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1、建立高精度的轨道动力学模型，完成地月转移窗口搜索和奔月轨道初步设计；步骤2、建立月球借力轨道模型，绘制借力后返回轨道的关键参数等高线图，为借力参数优化设计提供初值；
步骤3、利用绘制的等高线图和返回轨道设计约束，对借力参数进行优化，完成借力返回轨道设计。
2.根据权利要求1所述基于月球借力的GEO卫星应急转移轨道快速优化设计方法，其特征是：步骤1具体包括：
步骤101：建立高精度的轨道动力学模型，主要包括地球高阶引力场摄动、日月引力摄动、太阳光压以及大气阻力等因素；
步骤102：定义δ为卫星近地点瞬时轨道拱线与月球位置矢量的夹角：
δ＝arccos(u aps ·u moon )
式中，u aps 为卫星近地点瞬时轨道拱线单位矢量，指向远地点；u moon 为月球位置矢量的单位矢量；根据上述定义，可计算得到一年时间内δ的时间历程，选取δ最小值对应的时刻，完成地月转移窗口搜索；
步骤103：以上述δ最小值对应的二体轨道作为初始轨道，展开奔月轨道初步设计；为达到快速设计的目的，假设δ为0度，即初始轨道的拱线位于月球轨道平面内；同时，假设月球为倾角为i moon 的圆轨道；
利用二体模型计算近地点施加的速度增量为
式中，μearth 为地球引力常数，
a moon 为月球轨道半径，r p0为初始轨道近地点地心距,a 0为卫星初始轨道半长轴；至此，完成奔月轨道初步设计。
3.根据权利要求1所述基于月球借力的GEO卫星应急转移轨道快速优化设计方法，其特征是：步骤2具体包括：
步骤201：针对月球借力轨道模型，为降低优化变量个数，忽略卫星在月球引力场内部的飞行时间，即假设月球的引力影响球半径为零；建立参考坐标系：原点为位于月球质心，y 轴沿着月球速度矢量V moon ，z轴沿着月球轨道动量矩矢量，x轴与其它轴构成右手坐标系；
步骤202：在惯性坐标系下，卫星的双曲线超速矢量可以表示为
V ∞＝q 1V ∞sin αcos κ+q 2V ∞cos α-q 3V ∞sin αsin κ
式中，q 1、q 2和q 3为上述参考坐标系的单位矢量；V ∞为双曲线超速，由奔月轨道远地点速度和月球速度计算得到；α表示V ∞与月球速度V moon 的夹角，κ为参考坐标系下V ∞在xz平面内的投影与x轴的夹角，逆时针旋转为正；在上式中，α和κ均为待设计量，决定借力后卫星的速度：
V out ＝V moon +V ∞
由于借力后卫星的位置矢量R out 与月球的位置矢量重合R moon ，即R out ＝R moon ，且R moon 已知，因此V out 确定后，可以根据直角坐标与轨道六根数关系计算得到返回轨道的近地点、远地点和轨道倾角；可以计算相应的飞越高度为
权 利 要 求 书1/2页2CN 110096726 A。
