[发明专利]一种月球有限推力多次捕获轨道实现方法

说明书

本发明为公开的一种月球有限推力多次捕获轨道实现方法，属于航空航天技术领域。本发明具体实现方法为：通过在月球惯性系下建立探测器有限推力动力学方程；将单次月球捕获机动分解成多次捕获机动，并优化每次捕获机动的参数；将第一次机动和其余多次机动所需的速度脉冲转换为最优有限推力捕获轨道，优化发动机开始工作相位、推力方向以及工作时间，实现最优有限推力捕获，进入目标轨道。本发明要解决的技术问题是提供一种所需速度增量小、捕获效率高的月球有限推力捕获轨道实现方法，能够得到满足约束的有限推力捕获轨道，收敛性好。

技术领域

本发明涉及一种月球有限推力多次捕获轨道实现方法，适用于采用有限推力的探测器月球捕获轨道设计，属于航空航天技术领域。

背景技术

月球是距离地球最近的天体，具有重要的科学探测价值，也是人类深空探测的起点，当前人类已经开展了多次月球探测任务，主要是大型探测器。相比大型卫星，微小卫星具有成本低，体积小，功能多样等特点，是当前卫星发展的重点之一，也将广泛应用于月球探测中。月球捕获轨道设计是月球探测任务的重要环节，它需要探测器利用自身推力制动实现月球捕获，捕获过程期望高效可靠，消耗尽可能少的燃料，提高探测器的有效载荷质量。

在已发展的关于有限推力捕获轨道设计方法中在先技术[1](参见HowardD.Curtis.Orbital Mechanics for Engineering Students[M].Butterworth-Heinemann,Boston,2005)给出采用近心点天体捕获轨道设计方法，选择任务轨道的近心点为探测器相对月球的双曲轨道的近心点，当探测器到达近心点时施加机动直接进入任务轨道，实现捕获。该捕获轨道方法要求捕获速度增量瞬时完成，适合推力较大的大型卫星。而对于自身推力小的微小卫星，产生相同速度增量所需的时间长，无法将制动速度增量近似为脉冲处理，重力损耗大，不适合有限推力的月球捕获设计。

在先技术[2](参见李军锋，龚胜平,有限推力模型火星探测捕获策略分析[J]中国科学：物理学力学天文学,2013,43(6):781-786.)研究了火星探测器有限推力捕获问题，分析了燃料最优捕获、姿态匀速转动和姿态惯性定向捕获策略，但该研究仍针对推力较大的探测器进行设计，且仅考虑单次捕获轨道的情况，捕获效率低，燃料消耗大。

发明内容

本发明公开的一种月球有限推力多次捕获轨道实现方法，要解决的技术问题是，提供一种所需速度增量小、捕获效率高的月球有限推力捕获轨道实现方法。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明为公开的一种月球有限推力多次捕获轨道实现方法，通过在月球惯性系下建立探测器有限推力动力学方程。将单次月球捕获机动分解成多次捕获机动，并优化每次捕获机动的参数。将第一次机动和其余多次机动所需的速度脉冲转换为最优有限推力捕获轨道，优化发动机开始工作相位、推力方向以及工作时间，实现最优有限推力捕获，进入目标轨道。

本发明为公开的一种月球有限推力多次捕获轨道实现方法，包括如下步骤：

步骤一：在月球惯性系下建立探测器有限推力动力学方程。

探测器月球捕获过程位于月球附近，建立以月球为中心的惯性坐标系引力场中，考虑地球和太阳第三体引力以及月球非球型作用的影响，探测器在受有限推力和引力作用的动力学方程写为：

其中，r，v分别为探测器在相对月球的位置矢量和速度矢量，F为捕获制动过程中施加在探测器上的推力矢量F＝Fa，a为推力单位方向矢量。I_sp为发动机的比冲，g₀为地球重力加速度，μ为月球引力常数，τ为开关函数，当发动机工作时τ＝1，否则τ＝0。A_N为月球非球形引力摄动，A_S为太阳第三体引力摄动，A_E为地球第三体引力摄动。为了简化计算，选择坐标系的XY平面与目标轨道重合，推力方向在XY平面内施加。