一種基于Cycler軌道的地月往返的任務(wù)仿真系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種基于Cycler軌道的地月往返的任務(wù)仿真系統(tǒng)，該系統(tǒng)能夠?qū)Φ厍蚺c月球之間往返的任務(wù)進行仿真，橫跨了航天器軌道設(shè)計，航天器任務(wù)分析以及航天器動力學(xué)仿真等。本發(fā)明通過構(gòu)建共振Cycler軌道模型、構(gòu)建同宿Cycler軌道模型、多重打靶法軌道修正模塊和Lambert轉(zhuǎn)移軌道獲取模塊來對共振型Cycler軌道及同宿型Cycle軌道設(shè)計修正、Lambert轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計修正，發(fā)射交會窗口分析以及地月往返系統(tǒng)任務(wù)分析的技術(shù)問題。本發(fā)明系統(tǒng)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(xiàn)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(wù)仿真系統(tǒng)
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種地球與月球之間往返的任務(wù)仿真，更特別地說，是指一種基于Cycler軌道的地月往返的任務(wù)仿真系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002]中國首次月球探測工程由月球探測衛(wèi)星、運載火箭、發(fā)射場、測控和地面應(yīng)用等五大系統(tǒng)組成，中國探月衛(wèi)星工程還有五大工程目標(biāo):一是研制和發(fā)射中國第一顆探月衛(wèi)星；二是初步掌握繞月探測基本技術(shù)；三是首次開展月球科學(xué)探測；四是初步構(gòu)建月球探測航天工程系統(tǒng)；五是為月球探測后續(xù)工程積累經(jīng)驗。為此要突破月球探測衛(wèi)星的關(guān)鍵技術(shù)；初步建立中國的深空探測工程大系統(tǒng)；驗證有效載荷和數(shù)據(jù)解譯等各項關(guān)鍵技術(shù)；初步建立中國深空探測技術(shù)研制體系；培養(yǎng)相應(yīng)的人才隊伍。
[0003]中國首次月球探測工程四大科學(xué)任務(wù)為:
[0004]一、獲取月球表面三維立體影像，精細(xì)劃分月球表面的基本構(gòu)造和地貌單元，進行月球表面撞擊坑形態(tài)、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(shù)據(jù)，并為月面軟著陸區(qū)選址和月球基地位置優(yōu)選提供基礎(chǔ)資料等。
[0005]二、分析月球表面有用元素含量和物質(zhì)類型的分布特點，主要是勘察月球表面有開發(fā)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(zhì)學(xué)專題圖等，發(fā)現(xiàn)各元素在月表的富集區(qū)，評估月球礦產(chǎn)資源的開發(fā)利用前景
坐寸ο
[0006]三、探測月壤厚度，即利用微波輻射技術(shù)，獲取月球表面月壤的厚度數(shù)據(jù)，從而得到月球表面年齡及其分布，并在此基礎(chǔ)上，估算核聚變發(fā)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(huán)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(yuǎn)磁尾區(qū)域，衛(wèi)星在此區(qū)域可探測太陽宇宙線高能粒子和太陽風(fēng)等離子體，研究太陽風(fēng)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(huán)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(rèn)為是節(jié)約能量的一種經(jīng)濟型長期任務(wù)方式。Cycler軌道方案按照繞日圈數(shù)不同還可再細(xì)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(zhì)量相對無限小的第三體在兩個圍繞其公共質(zhì)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(xué)院研究生院博士學(xué)位論文》，第19頁至第21頁的相關(guān)內(nèi)容。
[0010]雙圓模型(B1-Circalar Model，BCM)是研究一個無限小質(zhì)量體在月亮(繞系統(tǒng)質(zhì)心運行在圓軌道上)、太陽和地球(圍繞共同質(zhì)心運行在圓軌道上)的系統(tǒng)的萬有引力作用下的運動規(guī)律的基本模型。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0011]本發(fā)明的目的是提出一種基于Cycler軌道的地月往返的任務(wù)仿真系統(tǒng)，該系統(tǒng)在圓形限制性三體模型下產(chǎn)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(yōu)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(chǎn)生了以地球或月球為目標(biāo)的發(fā)射窗口。為完成完整的地月轉(zhuǎn)移軌道，本發(fā)明仿真系統(tǒng)還根據(jù)二體Lambert問題的經(jīng)典解法，生成了地球起飛、月球著陸的“地球_周期轉(zhuǎn)移軌道”；月球起飛、地球著陸的“周期轉(zhuǎn)移軌道-月球”；并在四體模型下進行了修正。在本發(fā)明仿真系統(tǒng)中計算并比較這兩種轉(zhuǎn)移軌道的燃料消耗量及飛行時間。
[0012]本發(fā)明是一種基于Cycler軌道的地月往返的任務(wù)仿真系統(tǒng)，該仿真系統(tǒng)包括有構(gòu)建共振Cycler軌道模型10、構(gòu)建同宿Cycler軌道模型20、多重打靶法軌道修正模塊30和Lambert轉(zhuǎn)移軌道獲取模塊40。
[0013]所述構(gòu)建共振Cycler軌道模型10第一方面依據(jù)CR3BP模型構(gòu)建Mck3bp動力學(xué)模型；第二方面采用BCM模型對所述的MmBP動力學(xué)模型進行優(yōu)化，得到Mm動力學(xué)模型。
[0014]所述構(gòu)建同宿Cycler軌道模型20依據(jù)BCM模型構(gòu)建Ml動力學(xué)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(xué)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(xué)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(zhuǎn)移軌道獲取模塊40第一方面采用高斯-全局變量復(fù)合算法對SMbcm進行處理，得到第一套Lambert轉(zhuǎn)移軌道
【權(quán)利要求】
1.一種基于Cycler軌道的地月往返的任務(wù)仿真系統(tǒng)，其特征在于:該仿真系統(tǒng)包括有構(gòu)建共振Cycler軌道模型(10)、構(gòu)建同宿Cycler軌道模型(20)、多重打靶法軌道修正模塊(30)和Lambert轉(zhuǎn)移軌道獲取模塊(40)； 所述構(gòu)建共振Cycler軌道模型(10)第一方面依據(jù)CR3BP模型構(gòu)建Mra3BP動力學(xué)模型；第二方面采用BCM模型對所述的Mck3bp動力學(xué)模型進行優(yōu)化，得到Mbqi動力學(xué)模型； 所述構(gòu)建同宿Cycler軌道模型(20)依據(jù)BCM模型構(gòu)建Ml動力學(xué)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(xué)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(xué)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(zhuǎn)移軌道獲取模塊(40)第一方面采用高斯-全局變量復(fù)合算法對SMrai進行處理，得到第一套Lambert轉(zhuǎn)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(zhuǎn)移軌道= {dsfCM,dsf'M,dsf:M,dsf:M};第三方面依據(jù)發(fā)射點緯度和白赤交角變化規(guī)律對SMbqi進行發(fā)射窗口及交會窗口的分析，獲取航天器發(fā)射和入軌的時機；第四方面采用高斯-全局變量復(fù)合算法對SM^進行處理，得到第二套Lambert轉(zhuǎn)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(zhuǎn)移軌道0? ={d`sf\ds!2}；第六方面通過比較地月往返任務(wù)的燃料消耗量、總飛行時間能夠獲知SMbq^P SM^軌道各自的優(yōu)勢，為小推力航天器的深空探測的地月往返任務(wù)提供優(yōu)化設(shè)計指標(biāo)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于Cycler軌道的地月往返的任務(wù)仿真系統(tǒng)，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(jù)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(tài)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(tài)量Φ (ini_a(i,:));記末點的位置速度狀態(tài)量Φ (ini_a(i,:))與任意一點的位置速度狀態(tài)量 ini_a(i，:)的差值為 F(i，:)，即 F(i，:) = Φ (ini_a(i,:))-1ni_a(i,:);應(yīng)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(yīng)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(jù)權(quán)利要求1所述的基于Cycler軌道的地月往返的任務(wù)仿真系統(tǒng)，其特征在于:所述Lambert轉(zhuǎn)移軌道獲取模塊(40)中，根據(jù)L1' L2和Θ可計算二體Lambert轉(zhuǎn)移軌道；Lambert變軌策略給出位置交會的轉(zhuǎn)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(zhuǎn)移時間tf，以實現(xiàn)終端點E2位置處的交會；為了將航天器P導(dǎo)引到目標(biāo)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(dǎo)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(guān)于轉(zhuǎn)移時間、在橢圓轉(zhuǎn)移軌道E1點處的初始速度之間
fjl的函數(shù)表示終端位置矢量與橢圓轉(zhuǎn)移軌道E1點處的初始速度之間的偏導(dǎo)數(shù)，簡化為
^ie? BL,M =——二 I Mo速度修正量Av1應(yīng)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(biāo)分量，在日地旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系Os-XsYsZs下，并記終




QJ端位置矢量與橢圓轉(zhuǎn)移軌道E1點處的初始速度之間的偏導(dǎo)數(shù)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(zhuǎn)坐標(biāo)系Os-XsYsZs下的Ys軸的位置差值； S z表示日地旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)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(zhuǎn)移軌道E1點處的初始速度之間的偏導(dǎo)數(shù)矩陣的第一行第一列元素； M12表示終端位置矢量與橢圓轉(zhuǎn)移軌道E1點處的初始速度之間的偏導(dǎo)數(shù)矩陣的第一行第二列元素； M13表示終端位置矢量與橢圓轉(zhuǎn)移軌道E1點處的初始速度之間的偏導(dǎo)數(shù)矩陣的第一行第三列元素； M21表示終端位置矢量與橢圓轉(zhuǎn)移軌道E1點處的初始速度之間的偏導(dǎo)數(shù)矩陣的第二行第一列元素； M22表示終端位置矢量與橢圓轉(zhuǎn)移軌道E1點處的初始速度之間的偏導(dǎo)數(shù)矩陣的第二行第二列元素； M23表示終端位置矢量與橢圓轉(zhuǎn)移軌道E1點處的初始速度之間的偏導(dǎo)數(shù)矩陣的第二行第三列元素； M31表示終端位置矢量與橢圓轉(zhuǎn)移軌道E1點處的初始速度之間的偏導(dǎo)數(shù)矩陣的第三行第一列元素； M32表示終端位置矢量與橢圓轉(zhuǎn)移軌道E1點處的初始速度之間的偏導(dǎo)數(shù)矩陣的第三行第二列元素；M33表示終端位置矢量與橢圓轉(zhuǎn)移軌道E1點處的初始速度之間的偏導(dǎo)數(shù)矩陣的第三行第三列元素； <(1表示終端位置E2處結(jié)束速度在Xs軸的速度分量； 表示終端位置E2處結(jié)束速度在Ys軸的速度分量； 表示終端位置E2處結(jié)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(dǎo)致的軌道積分時間的變化；
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于Cycler軌道的地月往返的任務(wù)仿真系統(tǒng)，其特征在于:依據(jù)CR3BP模型得到共振Cycler軌道動力學(xué)模型
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于Cycler軌道的地月往返的任務(wù)仿真系統(tǒng)，其特征在于:依據(jù)BCM模型得到同宿Cycler軌道動力學(xué)模型
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于Cycler軌道的地月往返的任務(wù)仿真系統(tǒng)，其特征在于:利用發(fā)射點緯度和白赤交角變化規(guī)律所得，空間站由停泊軌道轉(zhuǎn)移到共振Cycler軌道，采取霍曼轉(zhuǎn)移方式或Lambert轉(zhuǎn)移方式進行燃料消耗量與轉(zhuǎn)移時間的分析，最省燃料霍曼轉(zhuǎn)移所需速度增量為3192m / s，轉(zhuǎn)移時間為7天；最費燃料霍曼轉(zhuǎn)移所需速度增量為4093.5m / s，轉(zhuǎn)移時間為66.5min ;將最省燃料霍曼轉(zhuǎn)移作為標(biāo)稱交會軌跡，若因為標(biāo)稱交會發(fā)射延誤，選擇第2、3、4、5、6、7天進行發(fā)射，則所需燃料依次由3192km / s增加至4093.5m / s ;記標(biāo)稱交會為第7天發(fā)射軌跡，也可選擇從倒數(shù)天數(shù)記，-6、-5、-4、-3、-2、_l天進行發(fā)射，則所需燃料依次由3192km / s增加至4093.5m / S。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于Cycler軌道的地月往返的任務(wù)仿真系統(tǒng)，其特征在于:利用發(fā)射點緯度和白赤交角變化規(guī)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(jīng)度取決于升交點赤經(jīng)，根據(jù)停泊軌道高度IOOkm作為約束條件能夠搜索得到最優(yōu)的交會情況；在上述區(qū)間內(nèi)的著陸點，通過月面起飛后有望直接進入白道面內(nèi)；上述區(qū)間外的著陸點需要等待半個月進行升交點赤經(jīng)捕獲。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于Cycler軌道的地月往返的任務(wù)仿真系統(tǒng)，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(zhuǎn)移任務(wù)的飛行時間、燃料消耗；以每個任務(wù)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(yōu)先權(quán)日:2013年9月16日
【發(fā)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(xué), 航天東方紅衛(wèi)星有限公司