[发明专利]一种利用地月旁近的平衡点周期轨道逃逸方法

说明书

本发明为公开的一种利用地月旁近的平衡点周期轨道逃逸方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法：建立地月旋转坐标系和三体动力学，求解周期轨道的状态转移矩阵特征根和特征向量。通过平衡点附近的周期轨道生成不稳定流形，选择靠近月球的不稳定流形，利用微分修正求解离轨机动，获得满足近月点约束的转移轨道，探测器施加相应机动使探测器转移至近月点。利用微分修正求解近月点机动，获得满足近地点约束的月地转移轨道，施加机动充分利用月球的引力作用，探测器施加相应机动使探测器转移至近地点。根据逃逸速度需求，探测器在近地点再次施加机动，施加机动充分利用地月的引力作用，降低探测器从周期轨道逃逸地月系统的速度增量。

技术领域

本发明涉及一种利用地月旁近的平衡点周期轨道逃逸方法，尤其适用于从地月L2点轨道 出发从地球逃逸的轨道选择和逃逸速度评估方法，属于航空航天技术领域。

背景技术

地月平衡点L2点具有良好的动力学特性，适合部署中继星用于月球背面的探测器与地球 中继通信与数据传输，同时由于平衡点周期轨道较高的轨道能量，从平衡点周期轨道出发逃 逸地球进行深空探测，相比从地球轨道直接出发所需的燃料消耗更少，因此也可作为空间站 或探测器的停泊轨道。为了实现从平衡点周期轨道出发的深空探测，需要设计逃逸轨道。

已发展的关于转移轨道误差修正，在先技术[1](Wang Y,Zhang Y,Qiao D,et al.Transfer to near-Earth asteroids from a lunar orbit via Earth flyby anddirect escaping trajectories[J].Acta Astronautica,2017,133:177-184.)研究了从环月轨 道出发逃逸探测小行星的轨道选择，通过优化出发脉冲大小和速度方向实现探测器从地月系 统逃逸，但该方案不适合从平衡点轨道出发的逃逸轨道选择。

在先技术[2](参见：Nakamiya M,Yamakawa H,Scheeres D J,etal.Interplanetary transfers between halo orbits:connectivity between escapeand capture trajectories[J].Journal of guidance,control,and dynamics,2010,33(3):803-813.) 研究了利用平衡点不稳定流形逃逸的转移轨道，但该方法的逃逸效率较低，随着所需逃逸速 度的增大，燃料消耗明显增加。

发明内容

本发明公开的目的是提供一种利用地月旁近的平衡点周期轨道逃逸方法，充分利用地月 的引力作用，降低探测器从周期轨道逃逸地月系统所需的速度增量。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的：

本发明为公开的一种利用地月旁近的平衡点周期轨道逃逸方法，建立地月旋转坐标系和 三体动力学，求解周期轨道的状态转移矩阵特征根和特征向量。通过平衡点附近的周期轨道 生成不稳定流形，选择靠近月球的不稳定流形，利用微分修正求解离轨机动，获得满足近月 点约束的转移轨道，探测器施加相应机动使探测器转移至近月点。利用微分修正求解近月点 机动，获得满足近地点约束的月地转移轨道，所述施加机动充分利用月球的引力作用，探测 器施加相应机动使探测器转移至近地点。根据逃逸速度需求，探测器在近地点再次施加机动， 所述施加机动充分利用地月的引力作用，降低探测器从周期轨道逃逸地月系统所需的速度增 量。

本发明为公开的一种利用地月旁近的平衡点周期轨道逃逸方法，包括如下步骤：

步骤一：建立地月旋转坐标系和三体动力学，求解周期轨道的状态转移矩阵特征根和特 征向量。

选择地球-月球系统的质心作为原点建立坐标系，选择X轴为地球与月球连线方向，由地 球指向月球，Z轴为系统旋转的角速度方向，Y轴与X，Z轴垂直构成右手坐标系；

探测器在该系统下的动力学方程表示为，