一種基于Cycler軌道的地月往返的任務仿真系統的制作方法
【專利摘要】本發明公開了一種基于Cycler軌道的地月往返的任務仿真系統，該系統能夠對地球與月球之間往返的任務進行仿真，橫跨了航天器軌道設計，航天器任務分析以及航天器動力學仿真等。本發明通過構建共振Cycler軌道模型、構建同宿Cycler軌道模型、多重打靶法軌道修正模塊和Lambert轉移軌道獲取模塊來對共振型Cycler軌道及同宿型Cycle軌道設計修正、Lambert轉移軌道設計修正，發射交會窗口分析以及地月往返系統任務分析的技術問題。本發明系統在獲得地月Cycler軌道時考慮了太陽引力攝動，并且運用多重打靶法得到近似周期Cycler軌道，與現有方法計算的周期Cycler軌道相比精度有所提高。
【專利說明】一種基于Cycler軌道的地月往返的任務仿真系統
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種地球與月球之間往返的任務仿真，更特別地說，是指一種基于Cycler軌道的地月往返的任務仿真系統。
【背景技術】
[0002]中國首次月球探測工程由月球探測衛星、運載火箭、發射場、測控和地面應用等五大系統組成，中國探月衛星工程還有五大工程目標:一是研制和發射中國第一顆探月衛星；二是初步掌握繞月探測基本技術；三是首次開展月球科學探測；四是初步構建月球探測航天工程系統；五是為月球探測后續工程積累經驗。為此要突破月球探測衛星的關鍵技術；初步建立中國的深空探測工程大系統；驗證有效載荷和數據解譯等各項關鍵技術；初步建立中國深空探測技術研制體系；培養相應的人才隊伍。
[0003]中國首次月球探測工程四大科學任務為:
[0004]一、獲取月球表面三維立體影像，精細劃分月球表面的基本構造和地貌單元，進行月球表面撞擊坑形態、大小、分布、密度等的研究，為類地行星表面年齡的劃分和早期演化歷史研究提供基本數據，并為月面軟著陸區選址和月球基地位置優選提供基礎資料等。
[0005]二、分析月球表面有用元素含量和物質類型的分布特點，主要是勘察月球表面有開發利用價值的鈦、鐵等14種元素的含量和分布，繪制各元素的全月球分布圖，月球巖石、礦物和地質學專題圖等，發現各元素在月表的富集區，評估月球礦產資源的開發利用前景
坐寸ο
[0006]三、探測月壤厚度，即利用微波輻射技術，獲取月球表面月壤的厚度數據，從而得到月球表面年齡及其分布，并在此基礎上，估算核聚變發電燃料氦3的含量、資源分布及資
源量等。
[0007]四、探測地球至月球的空間環境。月球與地球平均距離為38萬公里，處于地球磁場空間的遠磁尾區域，衛星在此區域可探測太陽宇宙線高能粒子和太陽風等離子體，研究太陽風和月球以及地球磁場磁尾與月球的相互作用。
[0008]Cycler軌道是指周期性往返于地球和月球之間，在行星附近繞飛而不停留的軌道。運行于循環軌道上的飛行器可長時間(幾年甚至十幾年)保持行星間飛行而不需要軌道機動(或者只需要很小的軌道機動)，因而被認為是節約能量的一種經濟型長期任務方式。Cycler軌道方案按照繞日圈數不同還可再細分為整圈軌道、半圈軌道、一般軌道等。Cycler軌道可以分為共振型Cycler軌道及同宿型Cycler軌道。
[0009]圓型限制性三體問題(CircularRestricted Three-Body Problem, CR3BP)描述質量相對無限小的第三體在兩個圍繞其公共質心做圓周運動的主天體的引力作用下的運動。參考2010年5月，李明濤的《中國科學院研究生院博士學位論文》，第19頁至第21頁的相關內容。
[0010]雙圓模型(B1-Circalar Model，BCM)是研究一個無限小質量體在月亮(繞系統質心運行在圓軌道上)、太陽和地球(圍繞共同質心運行在圓軌道上)的系統的萬有引力作用下的運動規律的基本模型。
【發明內容】
[0011]本發明的目的是提出一種基于Cycler軌道的地月往返的任務仿真系統，該系統在圓形限制性三體模型下產生共振型Cycler軌道和同宿型Cycler軌道。由于月球軌道的偏心率及其他天體(如太陽、木星等)引力影響，使得圓形限制性三體模型下建立的軌道與真實情況不同，甚至由于攝動的影響，這些軌道無法保持恒定。因此，以在圓形限制性三體模型下建立的軌道為初值，在雙圓模型下進行優化，利用多重打靶法來修正共振型周期軌道和同宿型周期軌道。修正后的共振型周期軌道和同宿型周期軌道能夠定期與地球、月球相遇，產生了以地球或月球為目標的發射窗口。為完成完整的地月轉移軌道，本發明仿真系統還根據二體Lambert問題的經典解法，生成了地球起飛、月球著陸的“地球_周期轉移軌道”；月球起飛、地球著陸的“周期轉移軌道-月球”；并在四體模型下進行了修正。在本發明仿真系統中計算并比較這兩種轉移軌道的燃料消耗量及飛行時間。
[0012]本發明是一種基于Cycler軌道的地月往返的任務仿真系統，該仿真系統包括有構建共振Cycler軌道模型10、構建同宿Cycler軌道模型20、多重打靶法軌道修正模塊30和Lambert轉移軌道獲取模塊40。
[0013]所述構建共振Cycler軌道模型10第一方面依據CR3BP模型構建Mck3bp動力學模型；第二方面采用BCM模型對所述的MmBP動力學模型進行優化，得到Mm動力學模型。
[0014]所述構建同宿Cycler軌道模型20依據BCM模型構建Ml動力學模型。
[0015]所述多重打靶法軌道修正模塊30第一方面采用多重打靶法分別對Mrai進行修正，得到修正后的共振Cycler軌道動力學模型DMbqi ;第二方面對DMbqi采用四階龍格庫塔法獲得共振Cycler軌道SMbqi ;第三方面采用多重打靶法分別對進行修正，得到修正后的同宿Cycler軌道動力學模型DM^ ;第四方面對DM^采用四階龍格庫塔法獲得同宿Cycler軌道SMl。
[0016]所述Lambert轉移軌道獲取模塊40第一方面采用高斯-全局變量復合算法對SMbcm進行處理，得到第一套Lambert轉移軌道
【權利要求】
1.一種基于Cycler軌道的地月往返的任務仿真系統，其特征在于:該仿真系統包括有構建共振Cycler軌道模型(10)、構建同宿Cycler軌道模型(20)、多重打靶法軌道修正模塊(30)和Lambert轉移軌道獲取模塊(40)； 所述構建共振Cycler軌道模型(10)第一方面依據CR3BP模型構建Mra3BP動力學模型；第二方面采用BCM模型對所述的Mck3bp動力學模型進行優化，得到Mbqi動力學模型； 所述構建同宿Cycler軌道模型(20)依據BCM模型構建Ml動力學模型； 所述多重打靶法軌道修正模塊(30)第一方面采用多重打靶法分別對Mbqi進行修正，得到修正后的共振Cycler軌道動力學模型DMbqi ;第二方面對DMbqi采用四階龍格庫塔法獲得共振Cycler軌道SMbqi ;第三方面采用多重打靶法分別對進行修正，得到修正后的同宿Cycler軌道動力學模型DM^ ;第四方面對DM^采用四階龍格庫塔法獲得同宿Cycler軌道SMl; 所述Lambert轉移軌道獲取模塊(40)第一方面采用高斯-全局變量復合算法對SMrai進行處理，得到第一套Lambert轉移軌道Sbcm = {sf'f；第二方面采用微分修正算法對^—=1廣'<'.<(',$’^1進行修正，得到第一套修正后的Lambert轉移軌道= {dsfCM,dsf'M,dsf:M,dsf:M};第三方面依據發射點緯度和白赤交角變化規律對SMbqi進行發射窗口及交會窗口的分析，獲取航天器發射和入軌的時機；第四方面采用高斯-全局變量復合算法對SM^進行處理，得到第二套Lambert轉移軌道;第五方面采用微分修正算法對Si =丨.?1進行修正，得到第二套修正后的Lambert轉移軌道0? ={d`sf\ds!2}；第六方面通過比較地月往返任務的燃料消耗量、總飛行時間能夠獲知SMbq^P SM^軌道各自的優勢，為小推力航天器的深空探測的地月往返任務提供優化設計指標。
2.根據權利要求1所述的基于Cycler軌道的地月往返的任務仿真系統，其特征在于:所述多重打靶法軌道修正模塊(30)中，在一個周期的魄^模型上取500個等時間間隔的樣點，任意一樣點記為ini_b(i) (i=l,-,500);根據Mbqi模型采用四階龍格庫塔法積分，得到任意一點的位置速度狀態量記為in_a(i) (i=l, -,500) ；ini_a(i,:)是一個500X6的矩陣；在每個時間間隔上，選取100個樣點，并對樣點采用0DE45積分，取出末點的位置速度狀態量Φ (ini_a(i,:));記末點的位置速度狀態量Φ (ini_a(i,:))與任意一點的位置速度狀態量 ini_a(i，:)的差值為 F(i，:)，即 F(i，:) = Φ (ini_a(i,:))-1ni_a(i,:);應用差值F(i，:)是使得解算值和實際計算值能夠無誤差，在仿真過程中應盡量將誤差縮減到最小；對于上述差值F(i，:)采用牛頓迭代方法求極小值。
3.根據權利要求1所述的基于Cycler軌道的地月往返的任務仿真系統，其特征在于:所述Lambert轉移軌道獲取模塊(40)中，根據L1' L2和Θ可計算二體Lambert轉移軌道；Lambert變軌策略給出位置交會的轉移軌道，控制量為初始端點E1位置處的脈沖速度增量，其方向角記為β ;微分修正算法將改進初始位置速度增量Λ V1及轉移時間tf，以實現終端點E2位置處的交會；為了將航天器P導引到目標位置L2，每次迭代過程都將軌道積分至L2處，而tf即取為該軌道積分時間；顯然，初始端點E1位置處的軌道速度Vltl的變化Λ V1將導致軌道積分時間tf的變化，記為Λ tf ;考查第m次迭代，對終端點E2位置處的位置矢量作一
Ql階 Taylor 展開，可得卻 f + ^f, Vm +Δν,) = ￡2+—Δν, + V20 xAtf；i (tf+ Δ tf，V10+ Δ V1)
cvm表示航天器P終端位置實際矢量關于轉移時間、在橢圓轉移軌道E1點處的初始速度之間
fjl的函數表示終端位置矢量與橢圓轉移軌道E1點處的初始速度之間的偏導數，簡化為
^ie? BL,M =——二 I Mo速度修正量Av1應使得L (tf+Atf，Vltl+Λ V1) =L2成立，則有Sl2 =L2-L2=-^xAv1-VwXAif 表示航天器ρ的實際終端位置矢量；
^l0.L2 取ζ和L2具有相同的橫坐標分量，在日地旋轉坐標系Os-XsYsZs下，并記終
QJ端位置矢量與橢圓轉移軌道E1點處的初始速度之間的偏導數則有 1-I Δν;ν~|1- 0I mU mU ΜηΔν,Sv =- MnM11 Μ” νζ0 X 1 I;,'Δν,ζL& M31M32 M33 ν2ζ0 L」 Δ~J S y表示日地旋轉坐標系Os-XsYsZs下的Ys軸的位置差值； S z表示日地旋轉坐標系Os-XsYsZs下的Zs軸的位置差值； M11表示終端位置矢量與橢圓轉移軌道E1點處的初始速度之間的偏導數矩陣的第一行第一列元素； M12表示終端位置矢量與橢圓轉移軌道E1點處的初始速度之間的偏導數矩陣的第一行第二列元素； M13表示終端位置矢量與橢圓轉移軌道E1點處的初始速度之間的偏導數矩陣的第一行第三列元素； M21表示終端位置矢量與橢圓轉移軌道E1點處的初始速度之間的偏導數矩陣的第二行第一列元素； M22表示終端位置矢量與橢圓轉移軌道E1點處的初始速度之間的偏導數矩陣的第二行第二列元素； M23表示終端位置矢量與橢圓轉移軌道E1點處的初始速度之間的偏導數矩陣的第二行第三列元素； M31表示終端位置矢量與橢圓轉移軌道E1點處的初始速度之間的偏導數矩陣的第三行第一列元素； M32表示終端位置矢量與橢圓轉移軌道E1點處的初始速度之間的偏導數矩陣的第三行第二列元素；M33表示終端位置矢量與橢圓轉移軌道E1點處的初始速度之間的偏導數矩陣的第三行第三列元素； <(1表示終端位置E2處結束速度在Xs軸的速度分量； 表示終端位置E2處結束速度在Ys軸的速度分量； 表示終端位置E2處結束速度在Zs軸的速度分量； Avf表示初始端點E1位置處初始速度增量在Xs軸的速度分量； AFf表示初始端點E1位置處初始速度增量在Ys軸的速度分量；表示初始端點E1位置處初始速度增量在Zs軸的速度分量； Δ tf表示初始端點E1位置處的軌道速度Vltl的增量Λ V1導致的軌道積分時間的變化；
4.根據權利要求1所述的基于Cycler軌道的地月往返的任務仿真系統，其特征在于:依據CR3BP模型得到共振Cycler軌道動力學模型
5.根據權利要求1所述的基于Cycler軌道的地月往返的任務仿真系統，其特征在于:依據BCM模型得到同宿Cycler軌道動力學模型
6.根據權利要求1所述的基于Cycler軌道的地月往返的任務仿真系統，其特征在于:利用發射點緯度和白赤交角變化規律所得，空間站由停泊軌道轉移到共振Cycler軌道，采取霍曼轉移方式或Lambert轉移方式進行燃料消耗量與轉移時間的分析，最省燃料霍曼轉移所需速度增量為3192m / s，轉移時間為7天；最費燃料霍曼轉移所需速度增量為4093.5m / s，轉移時間為66.5min ;將最省燃料霍曼轉移作為標稱交會軌跡，若因為標稱交會發射延誤，選擇第2、3、4、5、6、7天進行發射，則所需燃料依次由3192km / s增加至4093.5m / s ;記標稱交會為第7天發射軌跡，也可選擇從倒數天數記，-6、-5、-4、-3、-2、_l天進行發射，則所需燃料依次由3192km / s增加至4093.5m / S。
7.根據權利要求1所述的基于Cycler軌道的地月往返的任務仿真系統，其特征在于:利用發射點緯度和白赤交角變化規律所得，以交會時間和共振Cycler軌道相位為變量，以月面停泊軌道高度IOOkm作為約束條件，搜索速度增量小于等于1500m / s的交會窗口 ；地理經度取決于升交點赤經，根據停泊軌道高度IOOkm作為約束條件能夠搜索得到最優的交會情況；在上述區間內的著陸點，通過月面起飛后有望直接進入白道面內；上述區間外的著陸點需要等待半個月進行升交點赤經捕獲。
8.根據權利要求1所述的基于Cycler軌道的地月往返的任務仿真系統，其特征在于:比較基于共振型Cycler軌道SMrai及同宿型Cycler軌道SM^的地月轉移任務的飛行時間、燃料消耗；以每個任務的兩次Lambert變軌的總速度沖量表征燃料消耗量； 所述共振型Cycler軌道:由地球停泊軌道至月球停泊軌道的總飛行時間為6.014天；在此期間的兩次Lambert變軌的總速度沖量為4.626km / s ； 所述同宿型Cycler軌道:由地球停泊軌道至月球停泊軌道的總飛行時間為20.695天；在此期間的兩次Lambert變軌的總速度沖量為4.450km/s。
【文檔編號】G06F17/50GK103488830SQ201310422332
【公開日】2014年1月1日 申請日期:2013年9月16日 優先權日:2013年9月16日
【發明者】徐 明, 梁玉瑩, 劉勝利, 楊志, 李霖, 徐世杰 申請人:北京航空航天大學, 航天東方紅衛星有限公司