Halo轨道

摘要： 初步建立了嫦娥四号中继星的晕轨道(Halo轨道)数值模型,将其应用于空间低频射电天文观测的干涉测量仿真,以地月拉格朗日平动点L2区域的Halo轨道为基础,以发布的嫦娥四号中继星理论轨道为参考,校准和调整模型参数,通过时间和空间参考系统的变换,把轨道数据转换到L2点旋转坐标系.然后对比Halo轨道模型与理论轨道数据之间的差别,对比模拟和理论数据分别与月面设备形成基线的长度,并对结果进行分析.两者在所分析的运行阶段,与月面设备联成基线的长度差在60 km以内,在高频频带基本满足干涉测量条纹搜索对基线初值精度的需求.

摘要： 星间链路ISL(Inter-Satellite Link)测距测速是导航星座自主定轨的主要数据来源.当星座仅涉及传统二体问题意义下的卫星时,ISL定轨是秩亏的.若引进地月系平动点轨道飞行器,则有望解决扩展星座的自主定轨.本文探讨了联合嫦娥四号的"鹊桥"中继卫星与北斗导航星座的自主联合定轨方法.分别构建了"鹊桥"与北斗混合星座中3类轨道卫星的星间测距单链路,数值分析表明,引入"鹊桥"卫星的定轨法矩阵的条件数约减小3个数量级,大大削弱了法矩阵的病态性.EKF自主定轨的滤波收敛后,除GEO的Z分量外,3类北斗卫星的自主定轨结果均可将初轨误差减小50％,但"鹊桥"中继星的轨道改进程度不如北斗卫星.若以"鹊桥"作为空间基准仅解算北斗导航卫星轨道,GEO定轨精度可达m级.仿真结果可为北斗导航星座星间链路的拓展应用提供一种新思路.

摘要： 针对航天器飞往日地拉格朗日点的转移轨道的问题,给出了一种基于稳定不变流形的直接配点方法.首先对小推力轨道及限制性三体问题进行建模,研究其从地球停泊轨道出发至绕日地L2点Halo轨道的转移轨道.然后基于限制性三体问题的雅可比积分常数寻找推力段与滑行段轨道的拼接点,优化航天器螺旋上升轨道.最后,仿真分析及计算表明,直接法优化小推力轨道具有收敛速度快且对初值猜测不敏感等优点,并且相比于化学推进,小推力推进在节约燃料方面优势明显.

摘要： 利用电推进及轨道力学的特性实现节能优化,将限制性三体问题中的稳定不变流形与小推力轨道优化相结合,研究全电推进卫星从地球停泊轨道飞向日地拉格朗日L2点Halo轨道的低消耗转移轨道.航天器的转移轨道分为逃逸段、拼接段与无动力滑行段.在逃逸段卫星沿速度方向加速脱离地球引力,拼接段采用Radau伪谱法进行优化,使航天器以最短时间到达目标Halo轨道的稳定不变流形上,随后航天器电推进系统关机,沿稳定不变流形无动力滑行至目标轨道.基于雅克比积分常数给出拼接段轨道初始猜测值,以先提高切向方向航天器能量避免了全程优化离散点过多难以求解的问题.仿真结果表明,该方法收敛速度较快,对平动点工程任务的初期轨道特性计算具有实际意义.

摘要： 根据嫦娥四号探测器开展月球背面探测的中继通信需求,基于地月系平动点特性,建立考虑三体引力的高精度动力学模型,给出不同飞行阶段的轨道求解方法.在动力学模型和求解方法基础上,结合嫦娥四号"鹊桥"中继卫星的轨道设计,提出了最佳轨道方案和轨道控制策略."鹊桥"卫星的飞行实践结果表明:动力学建模及轨道设计结果正确,满足中继任务需求,相关模型和方法可为未来平动点任务提供参考.

摘要： 本文针对halo-kepler星间自主定轨模型可观测性问题,首先分析了传统星间自主定轨模型存在问题以及halo轨道的独特性质,然后通过解析化B矩阵中元素的相关性来研究模型的可观测性,阐述了自主定轨原理,给出了halo-kepler自主定轨模型的解析化B矩阵,并引入Wronskian行列式对其相关性进行判定.严格地验证了halo-kepler星间自主定轨模型能够实现星间观测自主定轨,为相关应用提供了理论支持.

摘要： 针对运行于日地L2点halo轨道探测器,首先,给出了质心惯性坐标系和质心旋转坐标系中的探测器运动方程,并建立了以星光角距作为观测量的导航模型,然后,采用扩展卡尔曼滤波( EKF)算法解算探测器位置,通过数值仿真发现导航坐标系、主天体、导航恒星数目以及滤波器采样周期等因素对导航性能的影响较大,并依据平动点轨道运动学分析了以上因素对导航精度的影响.

摘要： 针对Halo轨道转移轨道设计不易收敛的问题,结合月球探测背景,分析了地月L2点Halo轨道及其不变流形可靠近月球的运动轨迹特性,给出基于二分法的先粗选后精选的零消耗转移轨道搜索方法并研究得出Halo轨道全相位点入轨的零消耗转移轨道不超过2条,提出一种最小x轴约束的近月点终止条件和自适应退步搜索的改进微分修正算法,对Halo轨道全相位点入轨的转移轨道设计进行求解.仿真结果表明,该改进微分修正算法收敛速度快,能有效避免奇异,且适应性强,能搜索出全相位点入轨的所有转移轨道.

摘要： 针对Halo轨道转移轨道设计不易收敛的问题,结合月球探测背景,分析了地月L2点Halo轨道及其不变流形可靠近月球的运动轨迹特性,给出基于二分法的先粗选后精选的零消耗转移轨道搜索方法并研究得出Halo轨道全相位点入轨的零消耗转移轨道不超过2条,提出一种最小x轴约束的近月点终止条件和自适应退步搜索的改进微分修正算法,对Halo轨道全相位点入轨的转移轨道设计进行求解.仿真结果表明,该改进微分修正算法收敛速度快,能有效避免奇异,且适应性强,能搜索出全相位点入轨的所有转移轨道.

摘要： 针对Halo轨道转移轨道设计不易收敛的问题,结合月球探测背景,分析了地月L2点Halo轨道及其不变流形可靠近月球的运动轨迹特性,给出基于二分法的先粗选后精选的零消耗转移轨道搜索方法并研究得出Halo轨道全相位点入轨的零消耗转移轨道不超过2条,提出一种最小x轴约束的近月点终止条件和自适应退步搜索的改进微分修正算法,对Halo轨道全相位点入轨的转移轨道设计进行求解.仿真结果表明,该改进微分修正算法收敛速度快,能有效避免奇异,且适应性强,能搜索出全相位点入轨的所有转移轨道.

摘要： 针对Halo轨道转移轨道设计不易收敛的问题,结合月球探测背景,分析了地月L2点Halo轨道及其不变流形可靠近月球的运动轨迹特性,给出基于二分法的先粗选后精选的零消耗转移轨道搜索方法并研究得出Halo轨道全相位点入轨的零消耗转移轨道不超过2条,提出一种最小x轴约束的近月点终止条件和自适应退步搜索的改进微分修正算法,对Halo轨道全相位点入轨的转移轨道设计进行求解.仿真结果表明,该改进微分修正算法收敛速度快,能有效避免奇异,且适应性强,能搜索出全相位点入轨的所有转移轨道.

摘要： 地面VLBI网及地球VLBI卫星存在基线短,不能全方向、全时段观测的缺点,利用平动点大幅值Halo轨道设计平动点VLBI星座,由三颗卫星组成VLBI星座,具有基线长、可全方向、全时段观测的优点,可用于VLBI天文观测及深空导航.

摘要： 地面VLBI网及地球VLBI卫星存在基线短,不能全方向、全时段观测的缺点,利用平动点大幅值Halo轨道设计平动点VLBI星座,由三颗卫星组成VLBI星座,具有基线长、可全方向、全时段观测的优点,可用于VLBI天文观测及深空导航.

摘要： 地面VLBI网及地球VLBI卫星存在基线短,不能全方向、全时段观测的缺点,利用平动点大幅值Halo轨道设计平动点VLBI星座,由三颗卫星组成VLBI星座,具有基线长、可全方向、全时段观测的优点,可用于VLBI天文观测及深空导航.

摘要： 地面VLBI网及地球VLBI卫星存在基线短,不能全方向、全时段观测的缺点,利用平动点大幅值Halo轨道设计平动点VLBI星座,由三颗卫星组成VLBI星座,具有基线长、可全方向、全时段观测的优点,可用于VLBI天文观测及深空导航.

摘要： 本发明公开的一种考虑时间约束的平衡点Halo轨道调相轨道转移方法，涉及一种基于地月三体动力学模型的Halo轨道调相轨道转移方法，属于航空航天技术领域。本发明通过在地‑月‑星构成的限制性三体模型下建立动力学方程，在地月旋转系下生成L2点附近的Halo轨道。确定探测器的Halo轨道初始相位以及所需改变的相位差，将初始停泊时间和转移时间作为优化变量，利用优化算法获得满足相位约束和转移时间约束的燃料最优调相轨道。根据探测器需完成的任务，调整时间差△t、任务Halo轨道或转移时间上限tmax，实现轨道阴影的规避探测任务或Halo轨道上探测器的空间交会探测任务。本发明能够获得满足相位约束和转移时间约束的燃料最优调相轨道，具有收敛性好、灵活度高等优点。

摘要： 本发明涉及一种深空探测器逃逸轨道设计方法，特别适用于从Halo轨道出发的深空探测任务逃逸轨道的设计，属于航空航天技术领域。首先计算得到任务给定Halo轨道的内延不稳定扰动流形的次要天体近拱点状态；然后根据任务要求的行星际转移要求的次要天体逃逸双曲线超速，求解在扰动流形近拱点处需要施加的机动脉冲，以及从近拱点到次要天体影响球的飞行时间；最后，分别绘制速度增量和飞行时间的等高线图，根据等高线图选取出满足任务要求的逃逸轨道。本方法在低燃料消耗基础上缩短从Halo轨道上逃逸的飞行时间，不需要引入其它天体的星历约束；通过扰动流形的引入增加了从Halo轨道出发轨道的自由度，扩展了传统设计方法的解空间。

摘要： 本发明为一种三脉冲地月L2点Halo轨道的捕获方法，具体过程为：首先根据轨道特性计算进入地月L2点Lissajous轨道的近月点脉冲，然后给定两次捕获脉冲的位置和Halo进入点位置，采用状态转移矩阵修正初始状态的方法求解Halo轨道第一次捕获脉冲，第二次捕获位置上Halo轨道所需的速度减去轨道运行到第二次捕获位置时的速度求得第二次捕获脉冲，最后根据工程约束，调整两次捕获脉冲的位置，计算Halo轨道不同相位点进入所需要的两次脉冲量，选取三次脉冲之和最小的策略。该策略采用三脉冲对Halo轨道捕获策略进行优化，不仅满足工程中的多约束需求，节省了速度增量，而且适用范围广。

摘要： 本发明提供一种地月L2点Halo轨道维持方法，具体过程为：计算变轨点的位置速度；第一次策略目标：设在变轨点施加速度增量Δv1，使探测器第一次经过XOZ面处的X向速度为零；第n次策略目标：设在变轨点施加速度增量Δvn，使探测器第n次经过XOZ面处的X向速度为零；所述Δvn为以Δvn‑1为初值，在初值附近遍历寻优获得，n＝2…N；将第N次速度增量ΔvN作为变轨点实际施加的速度增量，从而实现探测器Halo轨道的维持。本发明巧妙地利用多目标逐次迭代的方法，将前一次优化结果作为后一次策略求解的初值，既满足了Halo轨道稳定的终端要求，又具有良好的收敛性。

摘要： 本发明是一种考虑振幅约束的Halo轨道在轨保持方法，属于航空航天技术领域。本发明通过在两个主天体和探测器构成的限制性三体模型下建立动力学方程，确定两个主天体和探测器构成的三体系统平衡点位置。确定大小天体和探测器构成的三体系统下平衡点附近的Halo轨道。根据扰动变量设计Halo轨道保持的微分修正算法。根据微分修正算法设计Halo轨道在轨保持策略。在真实星历环境下，考虑测量误差和执行误差，按照所述的轨道保持策略采用微分修正算法得到每次轨道修正的速度增量，按照速度增量进行轨道修正控制，可以实现满足振幅约束的Halo轨道在轨保持，同时尽可能降低轨道保持所需的燃料消耗。

摘要： 本发明公开的一种考虑时间约束的平衡点Halo轨道调相轨道转移方法，涉及一种基于地月三体动力学模型的Halo轨道调相轨道转移方法，属于航空航天技术领域。本发明通过在地‑月‑星构成的限制性三体模型下建立动力学方程，在地月旋转系下生成L2点附近的Halo轨道。确定探测器的Halo轨道初始相位以及所需改变的相位差，将初始停泊时间和转移时间作为优化变量，利用优化算法获得满足相位约束和转移时间约束的燃料最优调相轨道。根据探测器需完成的任务，调整时间差△t、任务Halo轨道或转移时间上限tmax，实现轨道阴影的规避探测任务或Halo轨道上探测器的空间交会探测任务。本发明能够获得满足相位约束和转移时间约束的燃料最优调相轨道，具有收敛性好、灵活度高等优点。

摘要： 本发明涉及一种深空探测器逃逸轨道设计方法，特别适用于从Halo轨道出发的深空探测任务逃逸轨道的设计，属于航空航天技术领域。首先计算得到任务给定Halo轨道的内延不稳定扰动流形的次要天体近拱点状态；然后根据任务要求的行星际转移要求的次要天体逃逸双曲线超速，求解在扰动流形近拱点处需要施加的机动脉冲，以及从近拱点到次要天体影响球的飞行时间；最后，分别绘制速度增量和飞行时间的等高线图，根据等高线图选取出满足任务要求的逃逸轨道。本方法在低燃料消耗基础上缩短从Halo轨道上逃逸的飞行时间，不需要引入其它天体的星历约束；通过扰动流形的引入增加了从Halo轨道出发轨道的自由度，扩展了传统设计方法的解空间。

摘要： 本申请公开了一种地月L2点Halo轨道的中继网络，所述中继网络包括至少两颗中继卫星，所述中继网络通过所述至少两颗中继卫星建立月球背面的各月背源节点与地球之间的通信链路，所述至少两颗中继卫星的运行轨道均为绕地月的拉格朗日2点的Halo轨道，所述至少两颗中继卫星对月球背面全覆盖。本申请通过在L2点Halo轨道布置至少两颗中继卫星，并通过至少两颗中继卫星建立月球背面的各月背源节点与地球之间的通信链路，使得月球背面的各月背源节点均可以与地面实时通信，从而避免了因月背源节点未实时被中继卫星覆盖所带来的月背探测带来风险。

摘要： 本发明公开了基于双基不变流形的Halo轨道保持方法，采用不变流形方法得到降阶后的动力学方程并得到非线性多项式关系；采用Linstedt‑Pincare法求解得到的动力学方程；采用微分迭代方法修正动力学方程的积分末状态值与目标状态值之间的偏差；基于上述理论基础，以地月圆型限制性三体问题为例，构造围绕平动点的Halo轨道；通过多项式约束条件，根据所用轨道保持方法迭代修正速度。本发明初值较为精确，将动力学方程在平动点处展开，得到非线性多项式关系并将其作为约束，通过LP摄动求解与迭代修正，可得到较为精确的轨道初值。轨道保持方法适用于地月系统与日地系统中的Halo周期轨道。

摘要： 本发明涉及一种从Halo轨道出发的近地小行星可达性快速评估方法，属于航空航天技术领域。该方法利用雅克比积分常数，推导出了总速度增量关于停泊轨道雅克比常数的解析表达式，该过程不需要进行复杂的优化计算、Halo轨道以及不变流形的计算，只需要借助推导出的解析公式并结合发射机会搜索，便可以快速得到从Halo轨道出发进行小行星探测过程中的速度脉冲，可以大大降低计算成本，提高计算效率。在任务设计初级阶段可以提供适合探测的小行星集合，降低了任务设计难度。