[发明专利]高精度地月自由返回轨道设计方法

权利要求书

1.一种高精度地月自由返回轨道设计方法，用于通过设计自由返回轨道搜索流程以及确定轨道参数，进行航天器在地月转移过程中的自由返回轨道的精确轨道设计，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一，设置所述自由返回轨道在变轨前的近地停泊轨道的轨道参数，从而选取出关于地月转移段轨道的可变的控制量；

步骤二，使所述航天器进行所述地月转移加速的速度增量和地月转移段的飞行时间固定，调整所述近地停泊轨道的升交点赤经和近地点幅角；

步骤三，进行所述地月转移段的轨道仿真，第一次综合调整所述速度增量、所述近地停泊轨道的轨道倾角、所述升交点赤经和所述近地点幅角；

步骤四，进行所述地月转移段的轨道仿真和月地转移段的轨道仿真，第二次综合调整所述速度增量、所述近地停泊轨道的轨道倾角、所述升交点赤经、所述近地点幅角、以及所述地月转移段和所述月地转移段的飞行时间；以及

步骤五，进行所述地月转移段的轨道仿真和所述月地转移段的轨道仿真，获得精确的自由返回轨道参数，

其中，所述近地停泊轨道的轨道参数至少包括：轨道高度、轨道倾角、升交点赤经和近地点幅角，以及所述自由返回轨道的地月转移段轨道是通过所述近地停泊轨道进行地月转移加速变轨形成的，

在所述步骤一中执行：

通过设置所述近地停泊轨道的轨道参数来获得所述地月转移段轨道的轨道初值；

使所述地月转移段轨道的轨道倾角和升交点赤经等于所述近地停泊轨道的轨道倾角和升交点赤经；

使所述地月转移段轨道的近地距等于所述近地停泊轨道的地心距；

使进行地月转移加速的加速点在所述近地停泊轨道与所述地月转移段轨道上的真近点角为0，从而使所述近地停泊轨道和所述地月转移段轨道的近地点幅角相等；以及

当所述近地停泊轨道的轨道高度不可变时，选择所述轨道倾角、所述升交点赤经和所述近地点幅角作为所述可变的控制量；

在所述步骤二中执行：

使所述航天器进行所述地月转移加速的速度增量和所述地月转移段的飞行时间固定；

通过修正所述近地停泊轨道的所述升交点赤经和所述近地点幅角，调整所述地月转移段轨道的射向以对准月球；

使对准月球的目标约束数值化为月心距约束；以及

通过微分修正方法修正所述升交点赤经和所述近地点幅角，从而满足所述月心距约束，

其中，所述月心距约束为：所述地月转移段终端时刻的月心距＝固定阈值；

在所述步骤三中执行：

将在步骤二中获得的所述升交点赤经和所述近地点幅角替换所述轨道参数的初值，从而保证所述地月转移段轨道的射向对准月球；

进行所述地月转移段的轨道仿真；

通过修正所述速度增量和所述轨道倾角，调整所述航天器在所述地月转移段终端时刻的月心距、飞行航迹角和所述轨道倾角；以及

通过微分修正法综合调整所述地月转移加速的速度增量、所述近地停泊轨道的轨道倾角、所述升交点赤经和所述近地点幅角，使所述航天器在所述地月转移段终端时刻的月心距、所述飞行航迹角、和所述轨道倾角满足所述月心距约束、飞行航迹角约束、和轨道倾角约束，

其中，所述月心距约束为：所述地月转移段终端时刻的月心距＝固定阈值，所述飞行航迹角约束为：所述地月转移段终端时刻的飞行航迹角＝90°，以及所述轨道倾角约束为：所述地月转移段终端时刻的月固系轨道倾角＝固定阈值。

2.根据权利要求1所述的高精度地月自由返回轨道设计方法，其特征在于，所述地月转移加速的速度增量为3.15km/s，以及所述地月转移段的飞行时间为3天。