[发明专利]一种基于环月轨道的载人登月轨道设计方法

权利要求书

1.一种基于环月轨道的载人登月轨道设计方法，其特征在于，包括标称任务轨道设计流程及推迟任务轨道设计流程；

所述标称任务轨道设计流程利用脉冲轨道设计方法设计转移轨道，再利用弹道设计方法将发射弹道与转移轨道进行迭代设计，最后转化为有限推力的控制轨道方案；其中脉冲轨道设计方法为优先确定环月交会对接轨道面，之后设计飞船和着陆器到达该轨道面的发射窗口，再通过交会对接、下降和上升策略，将各段轨道串联起来；

所述推迟任务轨道设计流程，在标称任务轨道设计流程基础上，进行裁剪、变型，实现载人飞船、月面着陆器推迟发射情况下的任务设计。

2.根据权利要求1所述的基于环月轨道的载人登月轨道设计方法，其特征在于，所述标称任务轨道设计流程具体包括：

步骤1：确定轨道设计的总体约束

所述轨道设计的总体约束条件包括：任务年份、基本飞行轨道、月面着陆区位置、月面着陆时刻的光照条件、轨道飞行时间及月面活动时长、速度增量、返回着陆场位置、返回倾角范围及升降轨约束、再入航程及再入角范围；

步骤2：设计飞船环月轨道参数

根据约束计算任务年份内不同着陆点、不同着陆时刻的月面着陆窗口及对应的环月轨道参数，输出月面着陆时刻、环月轨道根数、光照约束满足情况、返回着陆场航程满足情况；

步骤3：设计飞船月地转移轨道

根据环月轨道参数，并结合着陆器月面上升交会对接和月地转移变轨策略、飞行时长约束条件，设计载人飞船定点返回轨道，输出载人飞船月地转移时刻、月地转移前轨道根数、月地转移轨道机动时刻及速度增量矢量、月地转移时间、再入点位置、再入角、返回再入轨道倾角、再入航程参数；

步骤4：设计飞船地月转移轨道

根据环月轨道参数、返回轨道参数，并结合飞船近月制动和交会对接变轨策略、飞行时长约束条件，设计飞船地月转移轨道，输出地月转移出发时刻、地月转移出发前轨道根数、地月转移速度增量矢量、近月点时刻、近月制动前近月点轨道根数、近月制动轨道机动时刻及速度增量矢量、近月制动后环月轨道根数、地月转移时间，以及不执行近月制动时的自由返回轨道飞行时间、再入点位置、再入角、返回再入轨道倾角、再入航程、返回地球落点区域参数；通过调整发射方位角，设计标称轨道的月窗口宽度和日窗口宽度；

步骤5：迭代设计火箭发射弹道、飞船地月转移轨道

根据载人飞船地月转移轨道参数，设计火箭发射弹道与地月转移轨道参数迭代调整，进行发射弹道与地月转移轨道匹配，确定地月转移出发时刻；通过弹道计算得出火箭发射时刻、上升弹道参数、入轨时刻及入轨参数、近地轨道滑行时间、地月转移出发时刻及轨道参数；通过地月转移轨道计算得出迭代调整后的地月转移轨道近月点时刻、近月制动前近月点轨道根数、近月制动轨道机动时刻及速度增量矢量、近月制动后环月轨道根数、地月转移时间，以及不执行近月制动时的自由返回轨道飞行时间、再入点位置、再入角、返回再入轨道倾角、再入航程、返回地球落点区域参数；

步骤6：设计着陆器地月转移轨道

根据环月轨道参数及与飞船最小发射时间间隔约束，设计地月转移轨道，输出地月转移出发时刻、地月转移出发前轨道根数、地月转移速度增量矢量、近月点时刻、近月制动前近月点轨道根数、近月制动轨道机动时刻及速度增量矢量、近月制动后环月轨道根数、地月转移时间，最终得到着陆器地月转移轨道的发射窗口及不同月份的备份窗口；

步骤7：迭代设计火箭发射弹道、着陆器地月转移轨道

根据着陆器地月转移轨道参数，火箭发射弹道与地月转移轨道迭代设计，进行发射弹道与地月转移轨道匹配，获得地月转移出发时刻，通过计算得到与火箭相关的参数包括：火箭发射时刻、上升弹道参数、入轨时刻及入轨参数、近地轨道滑行时间、地月转移出发时刻及轨道参数；通过计算得到着陆器相关的参数包括：迭代调整后的地月转移轨道近月点时刻、近月制动前近月点轨道根数、近月制动轨道机动时刻及速度增量矢量、近月制动后环月轨道根数、地月转移时间；

步骤8：设计飞船近月制动与环月轨道交会对接轨道

根据初步地月转移轨道窗口和月面着陆器环月轨道参数，进一步结合飞船交会对接策略，设计飞船近月制动轨道和环月轨道第一次交会对接轨道，输出近月制动结果、交会对接每次轨道机动时刻、速度增量矢量以及轨道机动前后的环月轨道根数；

步骤9：设计着陆器月面下降着陆轨道

根据环月轨道参数和月面下降窗口，并结合着陆器月面下降制导控制策略，设计月面下降着陆轨道，输出月面着陆器与载人飞船分离时刻、分离速度增量矢量、发动机连续推力开机时刻、下降过程的推力控制策略、下降过程的位置和速度参数；

步骤10：设计月面着陆器月面上升和交会对接轨道

根据飞船环月轨道参数和月面上升窗口，并结合着陆器月面上升交会对接制导控制策略，设计月面上升交会对接轨道，输出月面着陆器月面上升时刻、上升交会对接过程的推力控制策略、上升交会对接过程的位置和速度参数；

步骤11：设计飞船、着陆器有限推力轨道

根据设计的标称轨道，将飞船和着陆器的脉冲轨道机动包括：近月制动、交会对接、环月离轨、月地返回，转化为限推力机动方式，输出各轨道机动段的起始和结束时刻、轨道机动推力大小和方向、轨道机动前后的轨道根数、以及最终形成的全过程标称轨道参数；

步骤12：进行轨道测控通信覆盖性分析

对设计的全过程标称轨道，进行测控通信覆盖性分析和关键弧段的测控通信能力分析，输出测控通信覆盖率及测控通信资源需求。

3.根据权利要求2所述的基于环月轨道的载人登月轨道设计方法，其特征在于，所述推迟任务轨道设计流程具体包括：

在飞船推迟任务情况下，根据已有环月轨道参数，重新选择月面着陆点，按照称任务轨道设计流程步骤3～5，获得推迟发射后的载人飞船发射窗口，略去步骤6～7，重新从步骤8开始设计第一次环月交会对接后的方案；

在着陆器推迟任务情况下，根据已有环月轨道参数，按照步骤6～8重新着陆器一般转移轨道以及交会对接轨道，获得推迟发射后的着陆器发射窗口，飞船任务轨道不变，按照标称任务轨道重新设计整套方案。