[发明专利]高精度地月自由返回轨道设计方法

说明书

本发明提供一种高精度地月自由返回轨道设计方法，包括：设置自由返回轨道在变轨前的近地停泊轨道的轨道参数，选取出可变的控制量；使航天器的速度增量和地月飞行时间固定，调整近地停泊轨道的升交点赤经和近地点幅角；进行地月转移段的轨道仿真，第一次综合调整速度增量、轨道倾角、升交点赤经和近地点幅角；进行地月和月地转移段的轨道仿真，第二次综合调整速度增量、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角和地月/月地转移段的飞行时间；进行地月和月地转移段的轨道仿真，获得精确的自由返回轨道参数。因此，通过合理设计自由返回轨道搜索流程，逐步确定自由返回轨道的初始轨道参数，使设计人员可直接进行自由返回轨道的精确轨道设计。

技术领域

本发明涉及高精度地月自由返回轨道设计方法，更具体地，涉及载人登月航天器地月转移过程中进行自由返回轨道设计方案。

背景技术

绕月自由返回轨道是指航天器到达近月点后不实施变轨机动，而经过月球借力飞行后能自动返回地球的特殊地月转移轨道。在载人登月任务中，从保证航天员安全性的角度上考虑，一般将地月转移轨道设计为自由返回轨道。当载人登月航天器在地月转移过程中某一系统(例如，推进系统)发生故障，可以放弃登月任务，不做任何调整而直接返回地球，极大地保证了航天员的安全性。阿波罗13(Apollo13)飞船的安全返回是自由返回轨道最直接的验证，该飞船在发生推进舱2号氧贮箱爆炸、飞船供氧和供电困难的情况下，利用自由返回轨道良好的安全性成功返回地球。因此，自由返回轨道设计对于载人登月任务至关重要，是其任务安全性的重要保障。

自由返回轨道设计主要涉及近月点约束和再入点约束，近月点约束包括近月点高度和轨道倾角；再入点约束包括再入点高度和再入角。对于载人登月任务，为节省燃料消耗，地月转移时间一般约为3天，故自由返回轨道还增加了飞行时间约束，地月转移和月地转移时间均为3天左右。同时，自由返回轨道涉及地球和月球两个中心天体，因此在轨道设计过程中需要分段设计。目前国内常用的自由返回轨道设计方法为基于双二体模型推导出初始条件与目标约束的解析关系，通过不断调整初始轨道参数得到满足约束条件的自由返回轨道。这种方法的不足是由于忽略了其它摄动力，导致其获得的自由返回简化轨道与自由返回精确轨道之间存在一定误差，需要进行进一步的精确轨道设计，步骤比较繁琐。而若直接进行自由返回轨道的精确轨道设计，则会由于给定的初始条件与初始轨道参数正确解之间误差较大而增加搜索时间，甚至出现发散现象。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提出了一种适用于载人登月任务的自由返回精确轨道设计方案，通过合理设计自由返回轨道搜索流程，逐步确定自由返回轨道的初始轨道参数，使设计人员利用微分修正法就可直接进行自由返回轨道的精确轨道设计。

本发明提供了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，包括以下步骤：步骤一，设置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，使航天器进行地月转移加速的速度增量和地月转移段的飞行时间固定，调整近地停泊轨道的升交点赤经和近地点幅角；步骤三，进行地月转移段的轨道仿真，第一次综合调整速度增量、近地停泊轨道的轨道倾角、升交点赤经和近地点幅角；步骤四，进行地月转移段的轨道仿真和月地转移段的轨道仿真，第二次综合调整速度增量、近地停泊轨道的轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角和地月/月地转移段的飞行时间；以及步骤五，进行地月转移段的轨道仿真和月地转移段的轨道仿真，获得精确的自由返回轨道参数。

在本发明中，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，以及自由返回轨道的地月转移段轨道是通过近地停泊轨道进行地月转移加速变轨形成的。