[发明专利]载人月面着陆器的上升交会轨道参数设计方法

说明书

本发明涉及一种载人月面着陆器的上升交会轨道参数设计方法，包括步骤：a.给定过渡轨道高度h_a1和Lambert准备段飞行时长t₃的初值；b.计算从入轨至Lambert初始机动前的总飞行时间t_1‑3、相位差Δφ_1‑3和轨道圆化速度增量Δv_CSI；c.计算相位差Δφ₄的上限值Δφ_4‑max；d.确定φ₄的搜索空间为0～π，得出Lambert转移段轨道半长轴a₄的搜索空间；e.计算出a₄和φ₄搜索空间内的Lambert转移段飞行时长t₄及Lambert初始机动和终端机动的总速度增量Δv_L、相位差Δφ₄的取值矩阵；f.根据任务要求和器上资源约束，分别确定总飞行时长和总速度增量的上边界t_max和Δv_max；g.根据Δφ₄、t₄和Δv_L随a₄的变化规律，快速确定Δφ_4‑max、t_max和Δv_max约束下的a₄和φ₄边界值，最终得到由a₄和φ₄取值空间表示的轨道参数可行域。

技术领域

本发明涉及航天器交会对接技术领域，尤其涉及一种载人月面着陆器的上升交会轨道参数设计方法。

背景技术

在典型的载人月球探测模式中，航天员完成月面探测任务后需搭乘载人月面着陆器从月面起飞上升，与环月轨道上的目标飞行器交会对接。在美国“阿波罗”计划和“星座”计划中，目标飞行器为载人飞船；在俄罗斯提出基于环月空间站的载人月球探测任务概念中，目标飞行器为月球轨道空间站。

由于处于月面着陆起飞任务末端，上升交会过程中载人月面着陆器上的资源(能源、推进剂、航天员消耗品等)十分有限，这对任务的快速性提出了严苛要求。同时由于处在地球远端，地面测控支持能力也十分受限，需要载人月面着陆器具有较强的自主能力。如果载人月面着陆器能对目标飞行器进行持续的相对测量，可显著提升任务自主性，也为必要时航天员进行手动控制提供信息支撑。

目前只有“阿波罗”计划成功实施了载人月面着陆器的上升交会对接。阿波罗-14～阿波罗-17均采用了从月面上升直接与目标飞行器交会的策略，任务周期最短，不超过目标飞行器的1个轨道周期。但直接上升交会策略对载人月面着陆器的轨道测量控制精度要求较高，因此阿波罗计划在后期任务中才采用这种策略。阿波罗-11～阿波罗-12采用了共椭圆交会策略，任务周期不超过2个轨道周期，对载人月面着陆器的轨道测量控制精度要求有所降低，更宜作为前期登月任务的首选。

共椭圆交会策略的飞行轨道参数并不唯一，可根据任务约束和器上资源约束进行灵活设计。为提升上升交会任务自主性，设计时应考虑载人月面着陆器对目标飞行器的持续相对测量约束；载人任务中应考虑航天员的观察和操控特点，以便在应急状态下由航天员手动完成交会任务。

发明内容

本发明的目的在于解决上述问题，提供一种考虑相对测量、航天员的观察和操控特点、任务周期、推进剂消耗等约束的载人月面着陆器的上升交会轨道参数设计方法。

为实现上述发明目的，本发明提供一种载人月面着陆器的上升交会轨道参数设计方法，包括以下步骤：

a.给定载人月面着陆器的上升过渡轨道高度h_a1和Lambert准备段飞行时长t₃的初值；

b.计算从载人月面着陆器入轨至Lambert初始机动前的总飞行时间t_1-3、相位差Δφ_1-3和轨道圆化速度增量Δv_CSI；