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浅析嫦娥系列月球探测卫星轨道设计李飞高;任枫轩【摘要】嫦娥系列月球探测卫星轨道设计是基于受摄二体问题模型和限制性三体问题模型,根据相应的约束条件,利用摄动理论,求解卫星地月转移轨道入口点和卫星月球捕获点的状态参数,从而利用轨道拼接法设计运行轨道,并根据探测卫星不同任务设计特定的轨道.【期刊名称】《中州大学学报》【年(卷),期】2012(029)005【总页数】3页(P122-124)【关键词】嫦娥;受摄二体问题;限制性三体问题;轨道约束;发射窗口;轨道设计【作者】李飞高;任枫轩【作者单位】河南职业技术学院电气工程系,郑州450046【正文语种】中文【中图分类】V412.4嫦娥一号和二号探月卫星已成功发射，嫦娥三号卫星也预计在2013年前后发射，现在世人对嫦娥系列卫星的发射给予高度关注，对其轨道设计产生了浓厚的兴趣。
本文对嫦娥探月卫星的物理模型、发射窗口、轨道约束等方面进行分析，从而探析嫦娥卫星的轨道设计。
1.相关理论与模型我国探月工程中研究对象主要是由嫦娥探月卫星、地球、月球三个天体构成的三大系统，一是地球-嫦娥卫星系统，二是地球-嫦娥卫星-月球系统，三是月球-嫦娥卫星系统。
嫦娥系列卫星是这三大系统中主要的研究天体，嫦娥卫星发射的基础理论是牛顿力学，其物理模型是受摄二体问题模型和限制性三体问题模型。
1.1 受摄二体模型1.1.1 二体模型在一个系统中只存在两个天体，一个是质量密度均匀分布的球体，一个是绕其飞行的可以看作为质点的航天器，它们只通过万有引力作用而不受其他天体的影响，这种研究天体运动模型就是二体模型。
在探月工程中存在地球-嫦娥卫星二体模型和月球-嫦娥卫星二体模型。
它们分别是在探月卫星轨道中地球调相轨道段和环月飞行轨道段的研究模型。
1.1.2 双二体模型嫦娥卫星从地球飞向月球的过程中，在靠近地球的某一范围内，地球引力是主要的，月球引力相对是一小量;相反，在靠近月球的某一范围内，月球引力是主要的，地球引力相对是一小量。
2005年4月中国空间科学技术47第2期CH INESE SPA CE SCIENCE AND T ECH N OLOGY月球垂直软着陆轨道初步设计林胜勇*李珠基**和兴锁*(*西北工业大学,西安710072)(**上海宇航系统工程研究所,上海201108)摘要采用圆锥曲线拼接法,建立了月球垂直着陆的数学模型;推导了地月转移轨道和一些重要参数的初步设计和计算方法。
通过仿真,给出了理想情况下和考虑推力大小时月球垂直着陆轨道运动特性。
对运动特性的分析结果可为轨道初步设计提供一定的参考。
主题词垂直着陆软着陆轨道分析月球探测1引言月球软着陆大致可以分为两种方式:一种是直接着陆方式,另一种是经过环月轨道的着陆方式。
直接着陆方式仅要求单冲量制动着陆,所需的速度增量较小,可以多运送一些有效载荷[1];而经过环月轨道的着陆方式需要双冲量制动着陆(环月轨道射入和软着陆),但对于时间和位置的限制比较小,可以在轨道所覆盖的月面上的任意位置着陆。
直接着陆方式又可分为垂直着陆法和一般着陆法。
当软着陆器沿击中轨道飞向月球时,如其月心轨道通过月心则为垂直着月轨道,如月心轨道与月面相交但不通过月心则为一般着月轨道。
很显然,垂直着月的月心轨道为通过月心的一条直线。
本文将主要研究垂直着月轨道的初步设计计算和轨道特性,以及最后软着陆阶段的最优控制。
2力学模型和坐标系(1)力学模型在月球探测器飞行轨道的初步设计中,通常引入月球引力影响球的概念[2]。
月球引力影响球为一以月心为圆心,半径为66200km的球形区域。
在此基础上的力学模型也称为双二体模型,作了如下简化和假设[3]:1)探测器在月球引力影响球外运动时,只受地球中心引力的作用,不考虑月球引力和其它摄动的影响;2)探测器在月球引力影响球内运动时,只受月球中心引力的作用,不考虑地球引力和其它摄动的影响;3)月球绕地心作匀速圆周运动(半径为地月平均距离);4)在影响球边界点处,拼接地心段和月心段的圆锥曲线。
中国⽉球探测计划2019-10-09主讲标题：《中国⽉球探测计划——“嫦娥⼯程”》专家精彩语录：我们甚⾄还提供给澳门、⾹港、台湾的⼤学，因为我们都是中华民族的⼉⼥，不管谁做出成果来，都是中国⼈的成果，这就是我们所追求的。
⽬前，“嫦娥⼀号”的科学数据已经在⽹上公开，提供给全世界的科学家使⽤。
⼈物⼩传：欧阳⾃远系中国科学院院⼠，发展中国家科学院院⼠，中国科学院国家天⽂台⾼级顾问，中国⽉球探测⼯程⾸席科学家，中国矿物岩⽯地球化学学会名誉理事长，中国科学院地球化学研究所研究员，北京⼤学、南京⼤学、中国科学技术⼤学等⼤学兼职教授，天津理⼯⼤学和贵州⼤学名誉校长，《环境科学》、《地球与环境》等杂志主编。
他是我国天体化学学科的开创者，出版专著9部、合作主编专著14部、在国内外430篇。
曾获全国科学⼤会奖、国家科学技术进步奖特等奖、国家⾃然科学奖和中国科学院⾃然科学奖等奖项。
1992年，我国⽴项了载⼈航天项⽬，表明中国具备了探测⽉球的能⼒，在技术上已经达到要求，在经济上也有这个实⼒了，所以我们向国家提出要做“中国开展⽉球探测的必要性可⾏性研究”。
研究完成以后通过了答辩，效果⾮常好。
国家要求我们进⼀步做“⽉球探测发展战略及长远规划的研究”，⼜通过了答辩。
国家⼜要求我们具体设计我国的第⼀次⽉球探测⽅案，我们据此完成了“我国⽉球探测资源卫星的科学⽬标与有效载荷配置”研究。
⼀直到2003年中央专委同意⽴项。
2004年1⽉23⽇，总理亲⾃批准中国绕⽉探测⼯程⽴项，前后论证10年终于得到了国家的⽀持。
总理批⽰：“探⽉绕⽉探测是⼀项复杂的多学科⾼技术的集成的系统⼯程。
要统筹兼顾，合理确⽴科学和⼯程⽬标，充分调动各⽅⾯的科研资源，加快各⼤关键技术的攻关⼒度，各部门要精⼼组织，团结协作，⾼标准，⾼质量，⾼效率地完成绕⽉探测⼯程任务。
”中国的⽉球探测分为三⼤步：第⼀步探⽉，探⽉就是不载⼈对⽉球的探测，即⽆⼈⽉球探测；第⼆步登⽉，即载⼈登⽉；第三步驻⽉，即建⽴⽉球基地。
嫦娥一号月球探测卫星轨道设计
杨维廉;周文艳
【期刊名称】《航天器工程》
【年(卷),期】2007(016)006
【摘要】嫦娥一号卫星航天使命的主要科学目标是对月球及月地空间进行多种遥感探测,航天使命设计的主要和基本的部分是卫星飞行轨道的设计,其中包括在飞行过程中的轨道控制策略的设计.嫦娥一号的这条飞行轨道由三大部分组成:第一部分是绕地飞行的调相轨道,它们由周期为16h、24h、48h的三段轨道组成;第二部分是关键的地月转移轨道;第三部分是200km高度绕月飞行的使命轨道.文章给出了整个飞行轨道的设计思想.
【总页数】10页(P16-24,封2)
【作者】杨维廉;周文艳
【作者单位】北京空间飞行器总体设计部,北京,100094;北京空间飞行器总体设计部,北京,100094
【正文语种】中文
【中图分类】V474.3
【相关文献】
1.嫦娥一号月球探测卫星技术特点分析 [J], 叶培建;饶炜;孙泽洲;张伍
2.嫦娥一号月球探测卫星研制综述 [J], 叶培建;孙泽洲;饶炜
3.浅析嫦娥系列月球探测卫星轨道设计 [J], 李飞高;任枫轩
4.热烈祝贺我国首颗月球探测卫星“嫦娥一号”发射成功 [J],
5.“嫦娥一号”月球探测卫星模型沈阳亮相 [J],
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西北工业大学硕士学位论文小型月球探测器轨道设计姓名：阮开利申请学位级别：硕士专业：飞行器设计指导教师：赵育善2001.3.1摘要飞向月球、探索月球成为新世纪人类航天的重要课题，本文结合我国国情以及航天发展现状，提出发射小型月球探测器的设想，并简单描述其总体方案。
探测器要求进入绕月飞行的极月圆轨道，对月球进行初步探测。
本文主要对探测器奔月轨道进行设计，探测器首先由大椭圆停泊轨道进入奔月转移轨道，在近月点制动进入绕月椭圆轨道，再修正为３００公里的极月圆轨道，整个设计过程都以能量最小为约束条件。
本文首先采用拼接圆锥曲线法进行平面转移，分别考虑地球～探测器和月球一探测器两个近似二体运动模型，并在秤动点进行拼接得到奔月平面转移轨道。
通过对各初始条件进行分析，得到用于空间转移的最优初始条件。
然后，在空间转移轨道设计过程中，考虑地球、月球、太阳、探测器四体运动模型，建立探测器运动方程，利用平面转移的初始条件进行数值积分。
本文对月球在地心赤道坐标系四个不同象限进行分析，求出四条满足约束条件的转移轨道，通过对这四条轨道的分析，选择出变轨速度增量最小的转移轨道。
给出该轨道的飞行程序、入轨窗口、观测弧段和星下点轨迹。
利用ＳＴＫ（ＳａｔｅｌｌｉｔｅＴｏｏｌＫｉｔｓ）软件进行仿真。
关键词：极月轨道月球探测器圆锥曲线拼接法。
勘渺Ｍ——一ＡｂｓｔｒａｃｔＩｎｔｈｅｎｅｗｃｅｎｔｕｒｙ，ｏｕｒｃｏｕｎｔｒｙｉｓｐｌａｎｎｉｎｇｔｏｌａｕｎｃｈｌｕｎａｒｄｅｔｅｃｔｏｒ．Ｔｈｉｓｄｅｔｅｃｔｏｒｗｉｌｌｂｅａｓｓｕｍｅｄｔｏｅｎｔｅｒ３００－ｋｉｌｏｍｅｔｅｒｈｉｇｈｍｏｏｎ－ｃｉｒｃｌｉｎｇｐｏｌａｒｏｒｂｉｔ．Ｔｈｉｓｐａｐｅｒｉｎｖｏｌｖｅｓｄｅｓｉｇｎａｂｅｓｔｔｒａｎｓｆｅｒｏｒｂｉｔｆｒｏｍｅａｒｔｈａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｌｅａｓｔｅｎｅｒｇｙｃｏｎｓｉｄｅｒｉｎｇｏｕｒｃｏｕｎｔｒｙａｃｔｕａｌｉｔｙ．Ａｔｆｉｒｓｔ，ｐｒｅｌｉｍｉｎａｒｙａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅｐｒｏｂｌｅｍｏｆｌａｕｎｃｈｉｎｇｌｕｎａｒｄｅｔｅｃｔｏｒｉｓｇｉｖｅｎｕｓｉｎｇｐａｔｃｈｅｄ・ｃｏｎｉｃｔｅｃｈｎｉｑｕｅ．Ｔｈｅｎ，ｐｒｅｃｉｓｅａｎａｌｙｓｉｓｉｓｇｉｖｅｎｉｎａｆｏｕｒ—ｂｏｄｙｍａｔｈｅｍａｔｉｃａｌｍｏｄｅｌａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎ．Ｔｈｉｓｐａｐｅｒｇｉｖｅｓａｍｅｔｈｏｄｏｆｄｉｒｅｃｔｔｒａｎｓｆｅｒａｎｄｆｉｎｄｓａｂｅｓｔｔｒａｎｓｆｅｒｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ．Ａｔｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅ，ｌａｕｎｃｈｗｉｎｄｏｗ，ｆｌｉｇｈｔｐｒｏｃｅｄｕｒｅａｎｄｔｒａｃｋｉｎｇａｒｃｏｆｔｈｉｓｔｒａｊｅｃｔｏｒｙａｒｅａｎａｌｙｚｉｎｇ．Ａｔｌａｓｔ，ｕｓｉｎｇＳＴＫ（ＳａｔｅｌｌｉｔｅＴｏｏｌＫｉｔｓ）ｓｏｆｔｓｉｍｕｌａｔｅｓｔｈｅｗｈｏｌｅｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ．Ｋｅｖｗｏｒｄｌｕｎａｒｄｅｔｅｃｔｏｒｐａｔｃｈｅｄ—ｃｏｎｉｃ．１ｕｎａｒｐｏｌａｒｏｒｂｉｔ２西北１＝业人学硕Ｊｊ学位论义第一章前言１．１月球探测的意义月球是离地球最近的天体，理所当然成为空间探测的首选目标。
机|械|工|程—科教导刊（电子版）·2017年第2期/1月（中）—176月球探测器有限推力着陆轨道控制郭靖（西北工业大学航天学院陕西·西安710000）摘要本文主要研究嫦娥三号软着陆过程中的着陆轨道设计和在6个阶段的最优控制策略制定问题，首先建立以燃料消耗最少为目标的优化模型，以动力学方程作为约束，再利用万有引力定律求解，得到近月点和远月点的位置。
总体达到最优要求对每个阶段都实现最优控制，对于主减速段采用燃料最优制导律，建立非线性规划模型，对于快速调整段采用重力转弯制导，建立0-1规划模型，对于避障段采用平面拟合的障碍检测法。
关键词最优控制开普勒定律非线性规划0-1规划中图分类号：V476;V249文献标识码：A 1运行轨道计算1.1近月点速度的确定由于着陆准备轨道的近月点、远月点到月球表面的距离都已知，根据万有引力定律可得着陆器在近月点的速度1=1693m/s ，同理可得远月点的速度为1614m/s 。
1.2动力学模型的建立考虑到主减速段并且主要考虑主发动机的影响，通过动力学方程得到着陆舱在主减速段的水平位移量为4.375×105m ，从而求出嫦娥三号走过的纬度为14.32°；由着陆点逆推得到近月点为（19.12W ，29.45N ），远月点为（162.76W ，29.45N ）。
2着陆轨道计算嫦娥三号软着陆过程中的最优控制策略制定问题分为5个阶段。
2.1主减速轨道在此将着陆段的轨道离散化成许多小段，在各段的节点处设立待优化的参数，并且每个状态参数的初始值均为上一个状态的终态量，将这个优化问题转化为一个非线性规划问题，当主减速段的燃料最省时，性能指标函数取得最小值。
2.2快速调整段本阶段主要考虑姿态发动机的控制。
目前最为有效的制导方式是重力拐弯软着陆方式，这种方式通过调整着陆器的姿态控制系统使制动推力方向式中与速度方向相反，且燃料消耗较少。
因为燃料的消耗可以用发动机的开机时间来衡量，故可以采用0-1规划模型来描述发动机的开关机状态。
月球探测器垂直软着陆4D轨道全局优化
黄国强
【期刊名称】《空间科学学报》
【年(卷),期】2014(034)003
【摘要】提出一种包含动态规划法与共轭梯度法的组合优化算法,求解月球探测器垂直软着陆问题.其以动态规划法中求得的次优控制变量作为共轭梯度法的初始控制变量,求得更为精确的最优控制变量和最优轨道.月球垂直软着陆的轨道可以分为两段,即制动段与着陆段.以燃料消耗量最小为性能指标,采用该组合优化算法分别对两段轨道进行了4D全局优化.数值仿真结果表明,该组合算法优化精度较高,收敛速度快,稳定性好,可用于机载计算机实时生成垂直软着陆4D轨道,同时还可推广到其他终端时间自由型两点边值问题.
【总页数】6页(P313-318)
【作者】黄国强
【作者单位】信息系统工程重点实验室南京210007
【正文语种】中文
【中图分类】V412.4
【相关文献】
1.月球探测器月面软着陆制动轨道研究 [J], 曾国强;赵汉元;郗晓宁
2.基于进化策略的月球软着陆探测器轨道设计 [J], 罗宗富;孟云鹤;汤国建
3.月球探测器直接软着陆最优轨道设计 [J], 和兴锁;林胜勇;张亚锋
4.月球探测器软着陆精确建模及最优轨道设计 [J], 周净扬;周荻
5.基于无约束优化的月球探测器软着陆轨道设计 [J], 曹铁霖;李瑞;宋梦鸽;王阳阳因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
CH I N ESE SPAC E SC I EN CE A ND T ECHNO LOGY 第 4 期 月球极轨探测器轨道方案设计张振民 李立涛 杨涤(哈尔滨工业大学,哈尔滨150001)摘要 首先介绍了一种当前技术较为先进的奔月转移轨道方案——定相环形转移轨道,指出了其优缺点及可行的轨道修正方案。
然后确定了对月观测型探测器轨道设计原则,并采用定相环形奔月转移轨道,从总体方案的角度给出了一个月球探测器轨道设计方案,提出了具体的设计与分析方法。
最后以某月球探测器为例进行了计算,给出了设计结果。
主题词 月球探测器 地球月球飞行轨道 方案设计1 引言自1994年1月美国发射了C le m en tine -Ⅰ探测器并发现月球存在水资源以来,各国掀起了月球探测的新高潮。
从各国发展态势来看,轻小型月球探测器是当今月球探测的发展趋势。
现代轻小型探测器以其质量轻、多功能、费用低、研制周期短的优点成为当今国际航天界的研究热点,对轻小型探测器的总体方案及轨道方案设计思想和技术提出了新的挑战。
近年来,月球探测任务的设计者面临着如何快、好、省地设计出具有更严格的燃料预算、更小的推进器、更小的有效载荷的月球探测器的问题,其中计算和有效减少处理意外事件所需燃料是月球探测任务设计中一个重要的内容。
另外,目前现代月球探测飞行任务多为对月观测型任务,大多数采用极月类型的轨道。
除对轨道倾角有严格的要求外,还对轨道的升交点经度和发射窗口提出了严格的要求。
因此,所设计的轨道方案应具有较好的适应性和能满足月球探测器精确入轨的要求,同时能有效地减少燃料的质量。
本文对一种能满足上述要求的转移轨道方案——定相环形转移轨道进行了介绍,给出了轨道修正策略,并给出如何使用该类型轨道来消除各种意外事件(T L I 点火误差和时间误差)造成的影响。
同时本文还对一月球探测器轨道进行了方案设计,其中转移轨道方案采用了定相环形转移轨道,并给出了设计结果。
2 定相环形转移轨道2.1 定相环形转移轨道概念定相环形转移轨道(Phasing L oop T ran sfe rO rbit)是近年来发展起来的一种较先进的博士点基金资助(N o .20010213009)收稿日期:2001-12-30。
收修改稿日期:2002-04-2764 中国空间科学技术 2002年8月图1 标准的2.5圈、紧缩的2.5圈和标准的4.5圈定相转移轨道示意图轨道转移技术,可用于奔月任务转移轨道和使用月球甩摆技术的轨道。
1990年日本发射的“飞天”号探测器和G eo tail 探测器及1994年美国发射的C le m en tine-Ⅰ探测器都采用了这种类型的转移轨道。
这种轨道类似于直接转移轨道(传统的奔月转移轨道),不同之处在于进入月球轨道之前,需要按一定的椭圆轨道绕地球转动一至几圈,整个转移轨道的地心扫角等于360°的整数倍加上最后半个弧段的地心扫角,如图1所示(其中P 表示近地点处)。
这种类型的转移轨道要求选择适当的发射日期(或者说发射时的探测器相位角),以避免飞行器在转移轨道的远地点处(除最后一个弧段)与月球遭遇,“定相”一词的含义即来源于此。
定相环形转移轨道适用于对到达月球时条件具有严格要求的探测任务,例如极月轨道月球探测器(对环月轨道的升交点经度具有严格的要求和到达时间)和利用月球甩摆技术的探测器(需要对转移轨道进行精确制导)。
从理论角度讲,对地转移轨道的圈数是任意的,但考虑到与月球本身运动的相容性,通常选择4.5圈或2.5圈的定相环形转移轨道。
2.2 优缺点分析定相环形转移轨道的优点在于其不仅能满足轨道设计的要求,还能兼顾整个任务的操作性。
其优点包括:1)由于该类型的转移轨道包括多圈的环地椭圆轨道,因而在整个转移过程中具有次数较多的机会来修正初始点火误差(月球转移轨道进入点火,T T I),可充分利用转移轨道过程中的最佳位置进行轨道修正,因而可最大限度地减少轨道修正所需的燃料。
2)该类型轨道具有良好的轨道周期调整特性,可在消耗较少能量的前提下,满足月球探测器精确的入轨条件(尤其是入轨时间),适合于发射任务要求较高的极月轨道卫星和登陆舱;并降低了对运载火箭要求的LEO 入轨精度。
3)该类型转移轨道可提供较长的时间用于地面站精确的轨道跟踪,使设计者有足够的时间制定最优的轨道修正方案,可降低探测任务的风险性。
与此相比,直接转移轨道方案要求在T T I 点火后立即进行地面站跟踪并实施轨道修正,如果地面站跟踪出现问题或没有及时进行轨道修正,则之后的所需轨道修正燃料将急剧增加。
4)定相环形转移轨道在转移过程中可对前几圈的环地轨道的周期进行调整,因而可大大扩展发射窗口。
例如C le m en tine 探测器采用2.5圈的紧缩型定相环形转移轨道(轨道转移时间为18天),将发射窗口扩展到±7天。
5)提供了足够的时间进行飞行器检测和发动机校准等工作,可降低任务的风险。
当然,这种类型的轨道也带来了一定的缺点:652002年8月 中国空间科学技术 1)由于定相环形轨道需要多次穿过V an A llen 辐射带,增加了探测器所受的辐射剂量;2)增加了任务的执行时间,从而增加了整个任务的运作费用。
3)对于紧缩型定相环形转移轨道,需要探测器携带额外的燃料来增加轨道能量(使轨道的远地点到达月球),从而增加了探测器的质量。
2.3 定相环形轨道的修正策略针对定相环形转移轨道,轨道修正的目标可制定为:应在转移轨道的最后半圈之前修正所有的机动点火误差,使转移轨道按标称轨迹飞行。
由于该类型转移轨道在最终对月转移之前沿绕地椭圆轨道飞行几圈,具有多次轨道修正机会和最优修正位置,可按燃料最优的修正策略进行规划及设计,使用于T T I 机动造成的轨道误差修正所需燃料最少。
对于2.5圈的紧缩型定相环形转移轨道,可制定轨道修正策略如下:1)奔月转移轨道进入机动(由固体火箭发动机完成)后,在第一圈绕地椭圆轨道期间,除进行制导发动机校准燃烧外,不进行任何轨道修正操作。
2)在第二圈绕地轨道近地点(P 1)处,制导发动机点火以补充到达月球的轨道能量,同时弥补T T I 时造成速度增量大小的误差。
3)在第二圈轨道的半焦距处,进行轨道修正操作以补偿T T I 处和P 1处轨道机动点火造成的近拱点角距的角度误差。
4)在第二圈轨道远地点处进行轨道倾角的修正。
5)在最后半圈轨道的近地点(P 2)处,进行最后的轨道修正操作以补偿上面几次轨道机动和轨道修正的各种误差使最终的轨道与标称轨道吻合。
3 月球探测器轨道设计算例3.1 轨道设计原则和约束条件根据小型月球探测器的科学任务要求,为完成探测器的飞行任务及有效载荷和服务系统的要求,确定探测器轨道设计的基本原则和约束条件如下:1)要求在最初两个恒星月内,完成对月球表面的连续全覆盖观测和遥感。
在最后的一个月中完成近月空间环境的各科学探测项目的探测任务。
2)月球卫星轨道参数的选择应保证各种有效载荷和相关分系统的正常工作。
特别是保证有效载荷中的可见光相机拍照对星下点的太阳高度角的要求。
3)为降低探测器的总质量,轨道设计要求采用能量最省的奔月转移轨道,并要求对轨道参数进行优化,使用于轨道修正所需的燃料最少。
4)要求地月转移轨道的方案具有较宽的发射窗口。
3.2 探测器轨道方案的初步设计与分析根据以上对轨道设计的考虑和要求,小型月球探测器的轨道按飞行阶段可分为三个阶段:地球停泊轨道阶段、地月转移阶段和环月飞行阶段。
按逆序进行轨道方案的设计,设计结果如下。
66 中国空间科学技术 2002年8月(1)月球卫星轨道的初步设计与分析小型月球探测器的科学任务包括两项内容:①完成对月球表面的初步探测,主要目的是获取月面高分辨率的可见光立体测绘图像和全球覆盖的月面多谱段遥感图像;②月球附近空间环境的科学探测。
为完成月面全貌的测绘和多光谱遥感任务,月球卫星轨道应采用极月或近极月轨道。
根据月球探测器总体方案制定的科学任务,考虑到在轨期间寿命较短(仅为三个月),轨道修正的速度增量较小,确定其轨道参数如表1所示。
表1 月球卫星轨道的设计参数轨道参数数值轨道倾角/(°)90偏心率0轨道高度/km 300轨道周期/m in 137.6初始太阳相位角/(°)-35(2)奔月转移轨道的初步设计与分析根据月球探测器轨道设计原则和约束条件,在设计地月转移轨道方案时,着重考虑了以下几个因素:①保证月球探测器精确的入轨条件(包括月球卫星轨道的近月点高度、倾角和升交点赤经);②TT I 的误差修正所需的ΔV 最小;③尽可能扩展发射窗口;④奔月转移过程所需的ΔV 最小。
考虑到上述因素,通过对各种转移轨道类型的分析,确定月球探测器的地月转移轨道采用2.5圈紧缩型的定相环形转移轨道方案。
考虑能量最省的设计原则,根据奔月转移轨道计算和分析表明,转移轨道所需的总速度增量ΔV (不包括轨道修正)是奔月转移的飞行时间T (这里指直接转移轨道从奔月转移轨道进入机动到月球轨道制动的时间)和转移轨道同白道的相对夹角的函数,如图2所示。
图2 奔月转移轨道速度增量与转移轨道和白道夹角的关系因此为使转移轨道所需的ΔV 最小,应使转移轨道同白道的相对夹角最小(可通过选择适当的发射日期实现),同时使奔月飞行时间最大(约为120h),即采用霍曼过渡轨道。
为使转移时间尽可能缩短,并考虑到1.5圈的环形轨道不能显著的减少TT I 的误差修正所需的ΔV 和扩展发射窗口,因此地月转移轨道方案选择为2.5圈的能量最省定相环形转移轨道。
满足要求的2.5圈的标称转移轨道总转移时间大约为25天。
考虑到扩展发射窗口的要求,可将标准的T T I的速度增量略为减小,使第一圈的轨道周期缩短,通过调整第二圈椭圆轨道的周期来扩展发射窗口。
余下的速度增量由探测器本身的双组元制导发动机补充,形成紧缩的2.5圈的定相环形转移轨道,本方案所设计的紧缩型转移轨道的转移时间等于18天,其中第一圈绕地轨道周期为3天(可将发射窗口扩大7天)。
月球轨道入轨采用两次轨道面内的月球轨道机动完成(LO I )。
转移轨道的目标参数直672002年8月 中国空间科学技术 接采用瞄准月球轨道倾角和近月点高度的方案,不需进行轨道面外的机动。
月球轨道入轨在近月点处分两次机动完成。
第一次机动(LO I1)将探测器送入一条椭圆轨道,第二次机动(LO I 2)将轨道圆化。
两次机动之间的时间用于轨道确定。
(3)地球停泊轨道方案的初步设计为保证探测器在地月转移轨道机动点火时具有精确的位置、时间和速度的入轨条件及有效地扩展发射窗口,月球探测器采用地球停泊轨道的发射方案。
发射场暂定为酒泉发射基地,轨道参数为:①轨道类型为圆形轨道;②轨道高度为200km;③轨道倾角为43°。
