基于改进多圆锥截线的月地返回轨道快速设计方法

发布时间：2021-07-09 00:02

　　针对返回近地空间站的月地转移轨道优化问题,提出一种基于改进多圆锥截线的高精度轨道设计方法。该类问题与再入大气月地轨道设计不同,需要考虑空间站轨道面约束。首先分析飞行任务过程,基于逆步长积分策略建立优化模型;然后根据地月位置关系,提出近月点窗口和轨道设计参数的初值估计方法;最后对多圆锥截线法进行改进,并与高精度轨道模型相结合,精确快速求解月地转移轨道。仿真算例验证提出的轨道优化策略具有较好的收敛特性和计算效率,并揭示了返回窗口、近月点出发域和速度增量的变化特性和规律。 

【文章来源】：系统工程与电子技术. 2020,42(04)北大核心EICSCD

【文章页数】：8 页

【部分图文】：

基于近地空间站的载人登月飞行模式

为了描述LEO、LLO、地球赤道和月球白道之间的关系，引入地心天球如图2所示。B点为近月点，O点为地球中心，A点为近地点。白赤面交于C点，月地返回轨道面ETO与赤道交于D点，与白道交于E点。设近月点出发时刻tprl，月球位置矢量OM与OE之间的夹角∠MOE=λprl。由于飞船在地月空间飞行的大部分时间内，主要受到地球中心引力场的影响。所以，认为ETO轨道与LEO轨道近似共面，tprl时刻下月球的位置可以初步看作LEO轨道与白道的交点，得到

文献[18-19]提出的多圆锥截线拼接法在地月轨道转移设计问题已经取得了大量应用，但是根据上文的轨道设计流程，该方法无法适用于逆时间步长积分情况下的ETO计算。同时为了进一步提高该方法精度，本文考虑将ETO在近地附近补偿地球J2项摄动引力。因此，下面简要介绍其计算流程，如图3所示。首先把转移轨道的飞行时长分为n段，对于每一段[ti,ti+Δt]时间内，有


本文编号：3272597