[发明专利]一种基于环月轨道的载人登月轨道设计方法

说明书

本发明涉及一种基于环月轨道的载人登月轨道设计方法，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；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。本发明考虑到多种实际任务约束，能够解决载人登月任务的轨道设计问题，还可以解决推迟发射情况下的任务轨道设计；考虑到与发射弹道的衔接以及有限推力转换等环节，可以获得完整的飞行轨道方案和轨道参数，提高了全过程的设计效率和设计精度。

技术领域

本发明属于载人登月轨道设计技术领域，尤其涉及一种基于环月轨道的载人登月轨道设计方法。

背景技术

基于环月轨道对接所进行的载人登月任务，是将月面着陆器和载人飞船分别送往月球，在环月轨道进行对接。在完成对接后，航天员通过着陆器定点着陆于事先设定好的登月点。航天员完成月面活动任务后，乘坐着陆器的上面级从月面起飞进入环月轨道，完成与载人飞船的交会对接。航天员从着陆器站进入载人飞船，载人飞船与空间站分离后加速进入月地转移轨道，飞船返回地球。

载人登月任务轨道设计方法中涉及到了载人飞行器和无人飞行器的地月转移任务，具体包括了一般转移轨道、自由返回轨道以及定点返回轨道。其中，一般转移轨道和自由返回轨道需要与发射任务进行轨道匹配，自由返回轨道和定点返回轨道需要异面变轨以分别实现全月面到达和任意时刻的定点返回。一般转移轨道、自由返回轨道以及定点返回轨道，可以采用圆锥曲线拼接法，将转移轨道分为地心二体轨道和月心二体轨道并通过拼接获得轨道初值，或者采用利用伪状态理论的多圆锥解析法，在全段过程中考虑地球、月球以及太阳引力，以较少的计算量获得较高的结果精度。

目前，仅有的载人登月任务为美国的“阿波罗”登月计划，于1969年7月首次实现载人登月，至1972年12月相继发射了7艘登月飞船，除Apollo-13外，其余均获得成功，共把12名航天员送上了月球，其所采用登月模式为一次发射任务直接登月，可以采用以上的方法进行任务轨道设计。然而，基于环月轨道对接的探月任务，包括了多次发射任务，需要在环月轨道进行交会对接，各任务通过环月轨道参数发生了耦合。另外，基于环月轨道对接的载人登月任务，还需要考虑当环月轨道上已经部署航天器而后续航天器推迟发射的任务情况。

目前大部分研究都是针对某一次任务进行轨道设计，没有考虑多次发射的情况下轨道间的衔接关系，所提出的方法不能够保证整个任务的连贯性和轨道之间的匹配。对于简单的探月任务，比如一次发射登月，这些方法是可行的，但对于考虑多次发射的一系列任务，尤其是任务与任务之间存在耦合的情况，采用单一的设计方法无法将整个任务轨道设计出来，而且已经无法适应推迟发射的任务设计工况，因此，亟需一种方法将采用不同转移轨道进行衔接，实现基于环月轨道对接的载人登月任务轨道设计。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于环月轨道的载人登月轨道设计方法，利用跨时间尺度的窗口迭代设计方法，解决出发射弹道、地月转移轨道、环月交会对接轨道、动力下降轨道、月面上升轨道、月地转移轨道等一系列轨道设计结果，确定整个任务的飞行轨道方案和轨道参数。在保证精度的前提下，通过一套高效的设计流程，解决航天器包括发射、奔月、交会对接、下降、上升、月地转移整个过程的任务轨道参数设计问题，提高设计轨道的收敛性和任务轨道设计效率。

本发明提供了一种基于环月轨道的载人登月轨道设计方法，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。