一种地月L1拉格朗日点转移轨道的快速设计方法技术

本发明专利技术涉及一种地月L1拉格朗日点转移轨道的快速设计方法，属于航天器轨道设计与优化技术领域。本发明专利技术包括如下步骤：探测器在目标Halo轨道的理想入轨点施加第一次机动脉冲，由L1拉格朗日点Halo轨道反向递推至满足借力约束的近月点位置；探测器在近月点施加第二次机动脉冲，进入地球‑月球转移轨道段；探测器施加第三次机动脉冲，最终实现地球停泊轨道捕获。由于设计方法采用逆向积分策略，因此实际的探测器轨迹是从地球出发，最终达到地月L1拉格朗日点Halo轨道上。本发明专利技术针对不同的约束集合，能够自主调整目标Halo轨道入轨点，避免了入轨点选取的不确定性，可靠性高与实用性好，此外，本发明专利技术完成任务所需的速度增量小。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种地月L1拉格朗日点转移轨道的快速设计方法，尤其涉及一种探测器在星际航行中进行天体借力时的约束选择方法，属于航天器轨道设计与优化

技术介绍
月球作为太阳系中一颗围绕地球运动且距离地球最近的固态卫星，已经成为航天工程与应用领域的研究重点。存在于月球附近并对地球可见的L1平动点轨道能够作为探测器观测月球，保持与地球通信的理想场所(Farquhar,R.W.The utilization of halo orbits in advanced lunar operations[R].Technical Report NASA TN D-6365,1973)。对于地月L1拉格朗日点转移轨道任务，通常可以分成地球逃逸段，月球借力飞行段，星际转移段与目标轨道捕获段四个阶段。其中月球借力飞行段的借力位置与目标轨道捕获点的确定至关重要，将决定着探测器能否以较少的燃耗完成转移任务，从而实现更多的月球探测用途。目前，针对L1拉格朗日点转移轨道的控制方式主要包括两脉冲直接转移，借力转移与小推力转移。针对两脉冲直接转移轨道设计(参见Rausch,R.R.Earth to halo orbit transfer trajectories[D].Indiana:Purdue University,2005；Parker,J.S.,Born,G.H.Direct lunar halo transfers[C].AAS/AIAA Spaceflight Dynamics Conference,AAS 06-132,2006)，主要采用两级微分修正算法与动力学系统理论，为了降低燃料消耗，在设计过程中考虑不变流形的作用。同时，分析了不同低停泊轨道根数取值对转移轨道设计的影响。此类型转移轨道所需的飞行时间短，但任务总速度增量需求较大。针对借力转移轨道设计(参见Li,M.T.,Zheng,J.H.Indirect transfer to the Earth-Moon L1libration point[J].Celestial Mechanics and Dynamical Astronomy,2010,Vol.108,No.2,pp.203-213)给出了利用月球引力实现借力飞行转移的轨道设计方法。探测器从地球逃逸后首先飞往月球，在近月点位置进行机动完成借力飞行操作，然后利用三体动力学环境，经过长时间飞行后到达任务目标轨道。该类型轨道设计方法往往针对目标轨道固定的入轨位置，并且考虑的月球借力约束条件取值存在不确定性，对于法向幅值较小与较大的Halo轨道任务的捕获效率低。针对小推力转移轨道设计(参见Ozimek,M.T.,Howell,K.C.Low-thrust transfers in the Earth-Moon system including applications to libration point orbits[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2010,Vol.33,No.2,pp.533-549)采用变比冲小推力发动机，结合混合优化技术与伴随控制变换，有效地获得了燃料最优的小推力转移轨道。设计此类型轨道需要较长的计算时间，整个任务中发动机常处于开机状态且探测器飞行周期长。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种地月L1拉格朗日点转移轨道的快速设计方法，依据目标Halo轨道的法向幅值大小合理地划分月球借力约束集合，并结合自动搜索入轨点策略，快速地设计出满足任务要求的低燃耗转移轨道。本专利技术的目的是通过下述方案实现的。一种地月L1拉格朗日点转移轨道的快速设计方法，具体步骤如下：步骤一、探测器在目标Halo轨道的理想入轨点施加第一次机动脉冲，由L1拉格朗日点Halo轨道反向递推至满足借力约束的近月点位置；在设计探测器轨道时，需要在质心会合坐标系下考虑地球和月球引力的影响，动力学方程可表示为： x ·· - 2 y · = ∂ U ∂ x = x - ( 1 - μ ) r E S 3 ( x + μ ) - μ r M S 3 ( x - 1 + μ ) y ·· + 2 x · = 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种地月L1拉格朗日点转移轨道的快速设计方法，其特征在于：具体步骤如下：步骤一、探测器在目标Halo轨道的理想入轨点施加第一次机动脉冲，由L1拉格朗日点Halo轨道反向递推至满足借力约束的近月点位置；在设计探测器轨道时，需要在质心会合坐标系下考虑地球和月球引力的影响，动力学方程可表示为：x··-2y·=∂U∂x=x-(1-μ)rES3(x+μ)-μrMS3(x-1+μ)y··+2x·=∂U∂y=y-(1-μ)rES3y-μrMS3yz··=∂U∂z=-(1-μ)rES3z-μrMS3z---(1)]]>其中，坐标系的原点为地月系统的质心，X轴与地球，月球连线重合，并由地球指向月球，Z轴与系统旋转的角速度方向重合，Y轴与X,Z轴垂直，构成右手坐标系；方程(1)中μ＝mM/(mE+mM)表示系统的质量系数，mM与mE分别为月球与地球的质量，为在质心会合坐标系下探测器的位置、速度与加速度量，伪势能函数满足探测器和地球、月球的距离分别为在给定的时间区间[0,TMH]内，利用动力学模型(1)对预测的Halo轨道初始入轨点进行逆向积分，确定探测器的初始运动轨迹；同时，为了实现降低任务燃耗的目的，运动轨迹的近月点位置应满足以下约束方程：F(C)1=halt-halt*sinγs/c-sinγs/c*zLF-zLF*tanθ-tanθ*;F(C)2=halt-halt*zLF-zLF*tanθ-tanθ*---(2)]]>F(C)1与F(C)2分别为目标Halo轨道的法向幅值小于10000km和大于等于10000km时的约束条件，符号“*”表示期望的近月点约束值，zLF为法向位置；轨道高度halt，航迹角γs/c与x‑y平面内方位角θ表示为：halt=|rLF|-Rmsinγs/c=(rLF·vs/cm|rLF||vs/cm|)tanθ=yLFxLF-1+μ---(3)]]>其中，rLF＝[xLF‑1+μ,yLF,zLF]T与分别表示近月点相对于月球的位置与速度矢量，Rm为月球半径大小，符号|·|为对位置与速度矢量求模值；由于初始运动轨迹的近月点不满足约束方程(2)，采用迭代打靶法与自动搜索入轨点模型迭代修正入轨点的位置量、速度量与飞行时间，能够逐步调整运动轨迹的近月点位置，直至满足期望的约束方程；其中，迭代打靶法通过状态转移矩阵描述约束方程与设计变量C微小变化之间的关系；而自动搜索入轨点模型将描述目标Halo轨道状态的单一变量τh添加到迭代打靶法中，在迭代设计时，将会自动搜索到目标Halo轨道的理想入轨点；因此，设计变量C为：C＝[ΔVHOI,TMH,τh]T＝[ΔVhx,ΔVhy,ΔVhz,TMH,τh]T        (4)式中，ΔVHOI＝[ΔVhx,ΔVhy,ΔVhz]T为目标Halo轨道入轨点的x‑y‑z三轴机动速度增量，TMH表示探测器的飞行时间参数；通过步骤一，能够快速地确定探测器在目标Halo轨道的理想入轨点所施加的第一次机动脉冲数值|ΔVHOI|，并且反向递推获得的运动轨迹近月点位置满足期望的借力约束条件；步骤二、探测器在近月点施加第二次机动脉冲，进入地球‑月球转移轨道段；首先根据任务要求，确定期望的地球停泊轨道尺寸与空间形状，选择近地点满足的约束条件为：Fe=he-he*sinγe-sinγe*---(5)]]>其中，he为地球停泊轨道高度约束，γe为相对于地球的航迹角约束；以步骤一确定的近月点位置量与速度量为基础，在三轴速度分量上添加小扰动项dm且方向与速度矢量方向平行，利用动力学方程(1)对扰动后的近月点状态量Xdm进行逆向积分，选取满足航迹角为零的空间位置作为近地点；采用迭代打靶法逐步调整近地点的速度矢量与地球‑月球转移轨道段的飞行时间TEM，使得地球‑月球转移轨道段末端位置与给定的地球停泊轨道相连接，从而确定探测器在近月点施加的第二次机动脉冲数值|ΔVLFB|；步骤三、探测器施加第三次机动脉冲，最终实现地球停泊轨道捕获；探测器在地球‑月球转移轨道段运动，当探测器轨道的近地点高度与地球停泊轨道高度相等时，探测器沿着速度矢量方向施加第三次机动脉冲ΔVTTI，实现地球停泊轨道捕获，进而确定探测器完成地月L1拉格朗日点转移轨道任务所需的总能量与总飞行时间；步骤四、地...

【技术特征摘要】
1.一种地月L1拉格朗日点转移轨道的快速设计方法，其特征在于：具体步骤如下：步骤一、探测器在目标Halo轨道的理想入轨点施加第一次机动脉冲，由L1拉格朗日点Halo轨道反向递推至满足借力约束的近月点位置；在设计探测器轨道时，需要在质心会合坐标系下考虑地球和月球引力的影响，动力学方程可表示为： x · · - 2 y · = ∂ U ∂ x = x - ( 1 - μ ) r ES 3 ( x + μ ) - μ r MS 3 ( x - 1 + μ ) y · · + 2 x · = ∂ U ∂ y = y - ( 1 - μ ) r ES 3 y - μ r MS 3 y z · · = ∂ U ∂ z = - ( 1 - μ ) r ES 3 z - μ r MS 3 z - - - ( 1 ) ]]>其中，坐标系的原点为地月系统的质心，X轴与地球，月球连线重合，并由地球指向月球，Z轴与系统旋转的角速度方向重合，Y轴与X,Z轴垂直，构成右手坐标系；方程(1)中μ＝mM/(mE+mM)表示系统的质量系数，mM与mE分别为月球与地球的质量，为在质心会合坐标系下探测器的位置、速度与加速度量，伪势能函数满足探测器和地球、月球的距离分别为在给定的时间区间[0,TMH]内，利用动力学模型(1)对预测的Halo轨道初始入轨点进行逆向积分，确定探测器的初始运动轨迹；同时，为了实现降低任务燃耗的目的，运动轨迹的近月点位置应满足以下约束方程： F ( C ) 1 = h a l t - h a l t * sinγ s / c - sinγ s / c * z L F - z L F * tan θ - tanθ * ...

【专利技术属性】
技术研发人员：张景瑞，曾豪，祁瑞，胡权，张尧，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京;11