利用月球引力辅助部署Retro-GEO轨道设计方法技术

本发明专利技术公开了利用月球引力辅助部署Retro

【技术实现步骤摘要】
利用月球引力辅助部署Retro
‑
GEO轨道设计方法


[0001]本专利技术专利属于人造地球卫星轨道设计与最优控制领域，涉及利用月球引力辅助部署Retro
‑
GEO轨道设计方法。

技术介绍

[0002]GEO轨道周期与地球自转周期相同，星下点覆盖区域稳定不变。通常许多导航、遥感、碎片监测、数据中继、气象、海洋监测和国土资源监测等具有战略意义的卫星都需要部署在GEO。由于GEO受摄动位置漂移的安全域限制和卫星数目的指数性增长，几十年来，很多GEO重要位置都是多颗卫星共位控制而存在，加之火箭末级残骸、失效卫星及空间碎片等，使GEO轨道相当拥挤。
[0003]Oberg James于1984年开拓性地提出的Retro
‑
GEO(retrograde GEO)概念，如图1所示，Retro
‑
GEO相对于地球固连坐标系飞行周期约为12小时(也可略高或略低于GEO)，每个周期可对GEO空间资产遍历巡视和邻域安全预警。2001年，Kawase等提出利用Retro
‑
GEO监测地球同步轨道碎片方案。近年来，Aravind等印度学者也通过简单的几何轨道模型比较了几种Retro
‑
GEO转移方式导致卫星剩余寿命的差别。可见，Retro
‑
GEO轨道可对GEO资产快速巡视，及时发现GEO资产故障及潜在的邻域安全风险，已引起全球学者关注。
[0004]地球半径约6378.134km，自转角速度ω/>e
＝7.292115
×
10
‑5rad/s，则东向发射可以借力等效速度增量约465m/s，而西向发射需克服额外的465m/s速度增量，相差约930m/s。我国嫦娥工程分三步走，目前已经实现采样第三步返回任务。特别是2018年5月、12月分别发射的嫦娥4号中继星和探测器联合月球背面探测任务，经过数十个月昼月夜仍在工作。表明了我国通过嫦娥任务成熟掌握了月球探测器发射、精密轨道确定和绕月变轨等技术。
[0005]因此，研究利用月球引力辅助部署Retro
‑
GEO轨道设计方法具有重要战略意义和工程价值。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的是提供利用月球引力辅助部署Retro
‑
GEO轨道设计方法，避免现有发射基地经纬度和测控设备不支持西向直接发射进入Retro
‑
GEO的难题。
[0007]本专利技术所采用的技术方案是，利用月球引力辅助部署Retro
‑
GEO轨道设计方法，首先建立了分段解析计算模型，通过3个参数的优化求解框架，利用通用优化算法快速求解出轨道参数。
[0008]本专利技术的特点还在于：
[0009]其中具体按以下步骤实施：
[0010]步骤1，月球出口点时刻地心段位置和速度大小参数求解建模；
[0011]步骤2，月球出口点时刻地心段速度参数求解建模；
[0012]步骤3，月球入口点时刻地心段位置和速度参数求解建模；
[0013]步骤4，轨道参数优化求解；
[0014]其中步骤1具体包括由JPL星历表计算月球公转升/降交点时刻，并在该时刻附近选取某一时刻作为出口点时刻t
out
，由JPL星历表计算该时刻月地相对位置速度矢量则
[0015]在月心J2000.0坐标系中，圆形截面所处纬度为以月心投影点为圆心的圆形截面半径为出口点相对于X￠轴的月心经度值为λ
ρ
(绕z轴逆时针旋转为正值)；地心J2000.0坐标系中出口点位置矢量可由下式(2)计算；
[0016][0017]由于月地距d
E
‑
M
在3.6
×
105km～4.1
×
105km之间变化，返回段轨道近地距为GEO轨道地心距r
GEO
＝42164km，远地距r
apo
在d
E
‑
M
±
ρ之间；则可通过椭圆轨道活力公式(7)计算出口处速度大小
[0018][0019]式中：M
z
为绕z轴基本坐标旋转矩阵；
[0020]其中步骤2具体包括：设影响球出口点与返回段轨道近地点之间真近点角差为Δf，则返回段轨道半长轴和偏心率存在方程组式(4)；
[0021][0022]若已知Δf，方程组式(4)可解，将解代入式(4)可得地心J2000.0坐标系中出口点速度大小；在地心和出口点连线为X
ⅱ
轴的赤道瞬时坐标系内出口点速度矢量为式(5)；
[0023][0024]式中：设X
ⅱ
轴相对于X￠轴的地心夹角为ε，则根据余弦公式式(6)可计算地心夹角ε；
[0025][0026]式中：定义ε正负号与λ
ρ
相同，则在地心J2000.0坐标系中，出口点速度矢量为
[0027][0028]式中：M
z
为绕z轴基本坐标旋转矩阵；
[0029]其中步骤3具体包括：
[0030]在月心J2000.0坐标系中出口点位置和速度矢量可通过式(8)求解；
[0031][0032]由可以计算月心段双曲线轨道参数、月心段飞行时长Δt
M
和入口点参数具体计算可参考轨道动力学Gudermann
·
Christoph变换，则入口点时刻t
in
＝t
out
‑
Δt
M
；入口点时刻地心J2000.0坐标系中位置速度为
[0033][0034]式中：为通过JPL星历计算的t
in
时刻月地相对位置速度矢量；
[0035]其中步骤4具体包括：
[0036]所述步骤1、步骤2和步骤3分步给出了由Δf、λ
ρ
三个参数决定的转移轨道完整参数；由于Δf一般在180deg附近；决定的出口点一般位于月球公转背面，有则将式(9)求解的转化为轨道六要素，如果地月转移段轨道近地距和轨道倾角满足LEO出发约束，则完成轨道设计；否则，需要调整按照式(10)所示优化求解框架，通过通用优化算法优化求解轨道参数；
[0037][0038]本专利技术的有益效果是：
[0039]为了避免直接西向发射测控条件不具备和火箭一、二级残骸落入境外难题，提出利用月球引力辅助变轨部署Retro
‑
GEO的转移轨道优化设计方法，以月球影响球出口点参数为设计变量，建立轨道计算和优化模型，从而通过三个参数设计出满足近地出发和返回Retro
‑
GEO轨道约束的转移轨道。本专利利用我国嫦娥系列探测器发射测控资源和成熟的转移变轨技术，针对GEO轨道资产日益严峻的安全形势，发射Retro
‑
GEO轨道巡视器用于GEO资产故障和邻域本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.利用月球引力辅助部署Retro
‑
GEO轨道设计方法，其特征在于，首先建立了分段解析计算模型，通过3个参数的优化求解框架，利用通用优化算法快速求解出轨道参数。2.根据权利要求1所述的利用月球引力辅助部署Retro
‑
GEO轨道设计方法，其特征在于，具体按以下步骤实施：步骤1，月球出口点时刻地心段位置和速度大小参数求解建模；步骤2，月球出口点时刻地心段速度参数求解建模；步骤3，月球入口点时刻地心段位置和速度参数求解建模；步骤4，轨道参数优化求解。3.根据权利要求2所述的利用月球引力辅助部署Retro
‑
GEO轨道设计方法，其特征在于，所述步骤1具体包括由JPL星历表计算月球公转升/降交点时刻，并在该时刻附近选取某一时刻作为出口点时刻t
out
，由JPL星历表计算该时刻月地相对位置速度矢量则在月心J2000.0坐标系中，圆形截面所处纬度为以月心投影点为圆心的圆形截面半径为出口点相对于X￠轴的月心经度值为λ
ρ
(绕z轴逆时针旋转为正值)；地心J2000.0坐标系中出口点位置矢量可由下式(2)计算；由于月地距d
E
‑
M
在3.6
×
105km～4.1
×
105km之间变化，返回段轨道近地距为GEO轨道地心距r
GEO
＝42164km，远地距r
apo
在d
E
‑
M
±
ρ之间；则可通过椭圆轨道活力公式(7)计算出口处速度大小速度大小式中：M
z
为绕z轴基本坐标旋转矩阵。4.根据权利要求2所述的利用月球引力辅助部署Retro
‑
GEO轨道设计方法，其特征在于，所述步骤2具体包括：设影响球出口点与返回段轨道近地点...

【专利技术属性】
技术研发人员：贺波勇，马鹏斌，伍升钢，
申请(专利权)人：中国西安卫星测控中心，
类型：发明
国别省市：