CN109117543A - 载人航天器对近地小行星探测并返回的轨道设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种载人航天器对近地小行星探测并返回的轨道设计方法，包括：S1.根据目标小行星的第一轨道特性获取航天器与目标小行星的交会点；S2.计算航天器逃逸地球并转移至过渡轨道时，地球的第一真近点角；S3.计算航天器逃逸地球并转移至过渡轨道的第一速度增量，以及航天器从过渡轨道与目标小行星交会的第二速度增量；S4.获取航天器飞离小行星并转移至返回轨道时，小行星的第三真近点角，以及计算航天器从返回轨道进入地球引力范围时，地球的第四真近点角；S5.计算航天器飞离目标小行星转移至返回轨道的第三速度增量，以及航天器从返回轨道进入地球引力范围时，航天器再入大气的再入速度；S6.计算航天器的总速度增量和总飞行时间。

Description

载人航天器对近地小行星探测并返回的轨道设计方法

技术领域

本发明涉及深空探测转移轨道技术领域，尤其涉及一种载人航天器对近地小行星探测并返回的轨道设计方法。

背景技术

小行星探测有助于探索宇宙的形成和演化过程，其中针对近地小行星的探测更有助于保护地球免受潜在威胁小行星的撞击，目前已成为深空探测领域的发展方向。迄今为止，世界上共有8个无人探测器对小行星进行了飞掠、绕飞、采样返回等不同程度的探测。这其中包含我国的“嫦娥二号”探测器对“图塔蒂斯”小行星的飞掠探测。

小行星探测发展到一定阶段，就需要人的参与，以发挥人的主观判断力、创造性和灵活性，更好的开展小行星表面巡游、样本采集与辨识等探测活动。另外，近地小行星还可以作为人类前往火星等其它星体的中转站。因此，载人近地小行星探测已开始成为21世纪载人深空探测领域的研究热点。

载人近地小行星探测的轨道设计，是针对公转轨道与地球接近的近地小行星，研究满足一定飞行时间、再入地球大气速度等约束条件的情况下，为实现变轨总速度增量最小或载人探测器重量最轻，而进行的轨道分析计算和设计。目前，对载人近地小行星探测的轨道设计方法的研究仍处于探索阶段。

发明内容

本发明的目的在于提供一种载人航天器对近地小行星探测并返回的轨道设计方法，用于设计载人航天器对近地小行星进行探测并返回的飞行轨道。

为实现上述发明目的，本发明提供一种航天器对近地小行星探测的轨道设计方法，包括：

S1.根据目标小行星的第一轨道特性获取航天器与目标小行星的交会点；

S2.计算航天器逃逸地球并转移至地球-目标小行星过渡轨道时，地球的第一真近点角f_e1；

S3.根据所述第一真近点角f_e1计算航天器逃逸地球并转移至所述地球-目标小行星过渡轨道的第一速度增量Δv₁，以及航天器从所述地球-目标小行星过渡轨道与所述目标小行星交会的第二速度增量Δv₂；

S4.通过查询星历数据库获取所述航天器飞离小行星并转移至目标小行星-地球日心返回轨道时，小行星的第三真近点角f₃，以及计算所述航天器从所述目标小行星-地球日心返回轨道进入地球引力范围时，地球的第四真近点角f_e4；

S5.根据所述第三真近点角f₃和所述第四真近点角f_e4计算所述航天器飞离所述目标小行星转移至所述目标小行星-地球日心返回轨道的第三速度增量Δv₃，以及所述航天器从所述目标小行星-地球日心返回轨道进入地球引力范围时，所述航天器再入大气的再入速度v_entry；

S6.计算所述航天器的总速度增量Δv和总飞行时间T。

根据本发明的一个方面，步骤S1中包括：

S11.根据所述星历数据库获取所述目标小行星的第一轨道特性，确定所述航天器与所述目标小行星交会时的月份和日期区间，其中所述第一轨道特性包括小行星公转轨道的第一轨道半长轴a、第一轨道偏心率e、第一轨道升交点黄经Ω、第一近心点幅角ω；

S12.根据所述星历数据库，获取符合所述航天器与所述目标小行星交会时的月份和日期区间中所述目标小行星的第二真近点角f₂；

S13.根据所述第二真近点角f₂获取所述交会点。

根据本发明的一个方面，步骤S11中包括：

S111.根据所述第一轨道半长轴a和所述第一轨道偏心率e计算所述目标小行星公转轨道的近日距r_p和远日距r_a；

S112.根据所述近日距r_p和地球公转轨道半径r_e判断所述目标小行星的轨道与地球公转轨道是否具有交点，若有，则根据所述第一轨道半长轴a和所述第一轨道偏心率e获取所述航天器与所述目标小行星交会位置区间的真近点角的起始点f_begin和终止点f_end，否则，所述真近点角的所述起始点f_begin和所述终止点f_end均为0；

S113.根据所述起始点f_begin和所述终止点f_end计算所述航天器与所述目标小行星交会的位置区间的所述起始点f_begin距离春分点方向的起始角距f_cbegin，以及所述终止点f_end距离春分点方向的终止角距f_cend；

S114.根据所述起始角距f_cbegin、所述终止角距f_cend和地球公转的角速率ω_e计算所述航天器与所述目标小行星交会的位置区间的起始时间t_cbegin和终止时间t_cend；

S115.根据所述起始时间t_cbegin、所述终止时间t_cend和秋分日计算出所述航天器与所述目标小行星交会时的月份和日期区间。

根据本发明的一个方面，步骤S112中，若所述近日距r_p小于地球公转轨道半径r_e，则所述目标小行星的轨道与地球公转轨道具有交点；

若所述近日距r_p大于地球公转轨道半径r_e，则所述目标小行星的轨道与地球公转轨道没有交点。

根据本发明的一个方面，步骤S12中，所述第二真近点角f₂满足：若所述近日距r_p小于地球公转轨道半径r_e，则f_begin≤f₂≤f_end，若所述近日距r_p大于地球公转轨道半径r_e，则f₂为0°±x或360°±y，其中x，y均为预设值。

根据本发明的一个方面，步骤S2中包括：

S21.查询所述星历数据库，获取所述目标小行星运行至所述交会点的第一时间信息；

S22.根据所述第一时间信息计算距离秋分日的第一时间间隔T₀；

S23.根据航天器探测的总任务时间T_m选取航天器在所述地球-目标小行星过渡轨道飞行的第一过渡时间T_g；

S24.根据所述第一时间间隔T₀，所述第一过渡时间T_g和地球公转的角速率ω_e获取所述第一真近点角f_e1。

根据本发明的一个方面，步骤S3中包括：

S31.根据所述星历数据库获取所述目标小行星的第一轨道特性，以及地球的第二轨道特性，其中所述第二轨道特性包括地球公转轨道的第二轨道半长轴r_e、第二轨道偏心率e_e、第二轨道升交点黄经Ω_e、第二轨道近心点幅角ω′；

S32.采用轨道转移计算方法，以及所述第一轨道特性、第二轨道特性、第一过渡时间T_g、第一真近点角f_e1和所述第二真近点角f₂获取所述航天器逃逸地球并转移至所述地球-目标小行星过渡轨道后相对于地球的第一无穷远速度v_1∞和所述航天器交会的所述第二速度增量Δv₂；

S33.根据所述第一无穷远速度v_1∞和所述航天器停泊轨道的轨道高度h₀获取所述第一速度增量Δv₁。

根据本发明的一个方面，步骤S4中包括：

S41.根据航天器探测的总任务时间T_m选取航天器对所述目标小行星探测的探测时间T_s；

S42.根据所述第一时间间隔T₀和所述探测时间T_s获取所述第三真近点角f₃；

S43.根据航天器探测的总任务时间T_m选取航天器从所述目标小行星-地球日心返回轨道进入地球引力范围时的第二过渡时间T_f；

S44.根据所述第一时间间隔T₀、所述探测时间T_s和所述获取所述第二过渡时间T_f获取所述第四真近点角f_e4。

根据本发明的一个方面，步骤S5中包括：

S51.根据所述星历数据库获取所述目标小行星的第一轨道特性，以及地球的第二轨道特性；

S52.采用轨道转移计算方法，以及所述第一轨道特性、第二轨道特性、第二过渡时间T_f、所述第三真近点角f₃和所述第四真近点角f_e4获取所述航天器飞离所述目标小行星转移至所述目标小行星-地球日心返回轨道的第三速度增量Δv₃，以及所述航天器从所述目标小行星-地球日心返回轨道进入地球引力范围时相对于地球的第二无穷远速度v_2∞；

S53.根据所述第二无穷远速度v_2∞和所述航天器再入地球大气时的再入高度h_entry获取所述再入速度v_entry。

根据本发明的一个方面，步骤S6中，所述航天器的总速度增量Δv满足：

Δv＝Δv₁+Δv₂+Δv₃

其中，Δv₁为第一速度增量，Δv₂为第二速度增量，Δv₃为第三速度增量；

所述航天器的总飞行时间T满足：

T＝T_g+T_s+T_r

其中，T_g为第一过渡时间，T_s为探测时间，T_f为第二过渡时间。

根据本发明的一种方案，可以在满足一定发射年份、目标小行星表面及附近探测时间、总飞行时间、再入地球大气速度的约束要求下，给出变轨总速度增量最小的载人近地小行星探测轨道设计结果。

根据本发明的一种方案，在目标近地小行星确定、发射年份范围确定、小行星表面及附近探测时间一定，以及总飞行时间、再入地球大气速度要求一定的情况下，给出变轨总速度增量最小的载人近地小行星探测轨道设计结果，能够降低载人探测器所需携带的变轨推进剂重量，从而降低载人探测器的总重量，进而降低载人近地小行星探测任务的成本，提高小行星探测任务的可行性。

附图说明

图1示意性表示根据本发明的一种实施方式的轨道设计方法的步骤框图；

图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的轨道设计方法的目标小行星的轨道与地球公转轨道有交点的示意图；

图3示意性表示根据本发明的一种实施方式的轨道设计方法的目标小行星的轨道与地球公转轨道无交点的示意图；

图4示意性表示根据本发明的一种实施方式的轨道设计方法的地球-小行星日心过渡轨道示意图。

图5示意性表示根据本发明的一种实施方式的轨道设计方法的目标小行星-地球日心返回轨道示意图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

如图1所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种载人航天器对近地小行星探测并返回的轨道设计方法，包括：

S1.根据目标小行星的第一轨道特性获取航天器与目标小行星的交会点；

S2.计算航天器逃逸地球并转移至地球-目标小行星过渡轨道时，地球的第一真近点角f_e1；

S3.根据第一真近点角f_e1计算航天器逃逸地球并转移至地球-目标小行星过渡轨道的第一速度增量Δv₁，以及航天器从地球-目标小行星过渡轨道与目标小行星交会的第二速度增量Δv₂；

S4.通过查询星历数据库获取航天器飞离小行星并转移至目标小行星-地球日心返回轨道时，小行星的第三真近点角f₃，以及计算航天器从目标小行星-地球日心返回轨道进入地球引力范围时，地球的第四真近点角f_e4；

S5.根据第三真近点角f₃和第四真近点角f_e4计算航天器飞离目标小行星转移至目标小行星-地球日心返回轨道的第三速度增量Δv₃，以及航天器从目标小行星-地球日心返回轨道进入地球引力范围时，航天器再入大气的再入速度v_entry；

S6.计算航天器的总速度增量Δv和总飞行时间T。

根据本发明的一种实施方式，步骤S1中包括：

S11.根据星历数据库获取目标小行星的第一轨道特性(即小行星公转轨道特性)，确定航天器与目标小行星交会时的月份和日期区间，其中第一轨道特性包括小行星公转轨道的第一轨道半长轴a、第一轨道偏心率e、第一轨道升交点黄经Ω、第一近心点幅角ω。在本实施方式中，通过上述第一轨道特性中的各项参数确定合适的航天器与目标小行星交会时的月份和日期区间。

在本实施方式中，步骤S11中包括：

S111.根据第一轨道半长轴a和第一轨道偏心率e计算目标小行星公转轨道的近日距r_p和远日距r_a。在本实施方式中，近日距r_p满足：

r_p＝a(1-e)；

远日距r_a满足：

r_a＝a(1+e)。

S112.根据近日距r_p和地球公转轨道半径r_e判断目标小行星的轨道(即小行星公转轨道)与地球公转轨道是否具有交点，若有，则根据第一轨道半长轴a和第一轨道偏心率e获取航天器与目标小行星交会位置区间的真近点角的起始点f_begin和终止点f_end，否则，真近点角的起始点f_begin和终止点f_end均为0。在本实施方式中，若近日距r_p小于地球公转轨道半径r_e，则目标小行星的轨道与地球公转轨道具有交点；若近日距r_p大于地球公转轨道半径r_e，则目标小行星的轨道与地球公转轨道没有交点。在本实施方式中，当目标小行星的轨道近日点r_p小于地球公转轨道半径r_e＝1.496×10⁸km时，目标小行星的轨道与地球轨道有2个交点(如图2所示)，其在小行星轨道中的真近点角分别为：

p＝a(1-e²)

其中，f_jd1为第一近点角，f_jd2为第二近点角，p为小行星轨道的半正焦弦。

在本实施方式中，还须根据目标小行星轨道的近日距r_p、远日距r_a与地球轨道半径r_e的关系，分两种情况作进一步分析。当|r_e-r_p|＞|r_a-r_e|时，小行星轨道的远日点距离地球轨道更近，此时合适的航天器与目标小行星交会的位置区间的起始点f_begin和终止点f_end在小行星轨道中的真近点角为：

f_begin＝f_jd1

f_end＝f_jd2；

当|r_e-r_p|＜|r_a-r_e|时，小行星轨道的近日点距离地球轨道更近，此时合适的航天器与目标小行星交会的位置区间的起始点f_begin和终止点f_end在小行星轨道中的真近点角为：

f_begin＝f_jd2

f_end＝f_jd1；

当目标小行星的轨道的近日距r_p大于地球公转轨道的平均半径即地球轨道半径r_e时，目标小行星的轨道与地球轨道无交点(如图3所示)，此时小行星的近日点是合适的航天器与目标小行星交会的位置，此时合适的航天器与目标小行星交会的位置区间的起始点f_begin和终止点f_end在目标小行星轨道中的真近点角为：

f_begin＝f_end＝0。

S113.根据起始点f_begin和终止点f_end计算航天器与目标小行星交会的位置区间的起始点f_begin距离春分点方向的起始角距f_cbegin，以及终止点f_end距离春分点方向的终止角距f_cend。在本实施方式中，根据前述步骤中获取的合适的航天器与目标小行星交会的位置区间的起始点f_begin和终止点f_end获取起始点f_begin和终止点f_end距离春分点方向的起始角距f_cbegin和终止角距f_cend。参见图2和图3所示，起始角距f_cbegin和终止角距f_cend分别满足：

f_cbegin＝f_begin+Ω+ω

f_cend＝f_end+Ω+ω。

S114.根据起始角距f_cbegin、终止角距f_cend和地球公转的角速率ω_e计算航天器与目标小行星交会的位置区间的起始时间t_cbegin和终止时间t_cend。在本实施方式中，根据前述步骤中获取的起始角距f_cbegin和终止角距f_cend可计算出航天器与目标小行星的合适交会位置区间的起始点和终止点所对应的时刻，即起始时间t_cbegin和终止时间t_cend。其中起始时间t_cbegin和终止时间t_cend分别满足：

t_cbegin＝f_cbegin/ω_e

t_cend＝f_cend/ω_e。

S115.根据起始时间t_cbegin、终止时间t_cend和秋分日计算出航天器与目标小行星交会时的月份和日期区间。在本实施方式中，基于秋分日(9月23日)为基准，并根据前述步骤中获取的起始时间t_cbegin和终止时间t_cend，分别退算出航天器与目标小行星的合适交会位置区间的起始时间t_cbegin和终止时间t_cend对应的月份和日期，即可得到航天器与目标小行星交会的合适的月份和日期区间。

S12.根据星历数据库，获取符合航天器与目标小行星交会时的月份和日期区间中目标小行星的第二真近点角f₂。在本实施方式中，查询星历数据库，在符合发射年份以及前述步骤中得到的月份和日期区间中，搜寻目标小行星在自身轨道中的真近点角(即第二真近点角f₂)符合一定要求时的年、月、日期信息，并记录此时的真近点角(即第二真近点角f₂)的取值。在本实施方式中，步骤S12中，第二真近点角f₂满足：若近日距r_p小于地球公转轨道半径r_e，则f_begin≤f₂≤f_end，若近日距r_p大于地球公转轨道半径r_e，则f₂尽量接近0°或360°，即f₂为0°±x或360°±y，其中x，y均为预设值，即x和y的值可根据实际情况进行选取并设置。

S13.根据第二真近点角f₂获取交会点。在本实施方式中，目标小行星在自身轨道中的真近点角(即第二真近点角f₂)对应的目标小行星轨道上的点就是航天器与目标小行星预期的交会点(如图4所示)。

根据本发明的一种实施方式，步骤S2中包括：

S21.查询星历数据库，获取目标小行星运行至交会点的第一时间信息。在本实施方式中，第一时间信息为目标小行星运行至交会点的年、月、日期信息。

S22.根据第一时间信息计算距离秋分日的第一时间间隔T₀。在本实施方式中，根据目标小行星在当年运行到交会点的月、日信息，计算其距离秋分日的时间间隔，即为第一时间间隔T₀。

S23.根据航天器探测的总任务时间T_m选取航天器在地球-目标小行星过渡轨道飞行的第一过渡时间T_g。在本实施方式中，根据载人小行星探测的总任务时间上限T_m天，令航天器通过地球-小行星日心过渡轨道的飞行时间即第一过渡时间T_g(即航天器从逃逸地球进入日心轨道之后，至与目标小行星交会的日心过渡飞行时间，参见图4航天器进入过渡轨道时的位置到航天器与小行星交汇点的时间)在[1，T_m]的范围内遍历。

S24.根据第一时间间隔T₀，第一过渡时间T_g和地球公转的角速率ω_e获取第一真近点角f_e1。在本实施方式中，第一真近点角f_e1满足：

f_e1＝(T₀-T_g)ω_e

根据本发明的一种实施方式，步骤S3中包括：

S31.根据星历数据库获取目标小行星的第一轨道特性，以及地球的第二轨道特性，其中第二轨道特性包括地球公转轨道的第二轨道半长轴r_e、第二轨道偏心率e_e、第二轨道升交点黄经Ω_e、第二轨道近心点幅角ω′；

S32.采用轨道转移计算方法，以及第一轨道特性、第二轨道特性、第一过渡时间T_g、第一真近点角f_e1和第二真近点角f₂获取航天器逃逸地球并转移至地球-目标小行星过渡轨道后相对于地球的第一无穷远速度v_1∞和航天器交会的第二速度增量Δv₂。参见图4所示，在本实施方式中，根据地球公转轨道的半长轴r_e、第二轨道偏心率e_e、第二轨道升交点黄经Ω_e、第二轨道近心点幅角ω′四项轨道参数，以及小行星公转轨道的第一轨道半长轴a、第一轨道偏心率e、第一轨道升交点黄经Ω、第一近心点幅角ω四项轨道参数，以及第一真近点角f_e1、第二真近点角f₂、第一过渡时间T_g参数，采用Lambert的轨道转移计算方法，可计算得到航天器逃逸地球并转移至地球-目标小行星过渡轨道后相对于地球的无穷远速度v_1∞，和与目标小行星交会所需的速度增量Δv₂。

S33.根据第一无穷远速度v_1∞和航天器停泊轨道的轨道高度h₀获取第一速度增量Δv₁。在本实施方式中，根据v_1∞和目标小行星在地球停泊轨道的轨道高度h₀，进一步计算得航天器在地球停泊轨道上的速度增量Δv₁为：

其中，μ_e为地球引力常数398600km³/s²。

根据本发明的一种实施方式，步骤S4中包括：

S41.根据航天器探测的总任务时间T_m选取航天器对目标小行星探测的探测时间T_s。

S42.根据第一时间间隔T₀和探测时间T_s获取第三真近点角f₃。在本实施方式中，根据航天器在目标小行星表面及附近开展探测的探测时间T_s，可在距离秋分日T₀+T_s的天数上，查询星历数据库得到航天器飞离小行星时小行星的第三真近点角f₃(参见图5所示)。

S43.根据航天器探测的总任务时间T_m选取航天器从目标小行星-地球日心返回轨道进入地球引力范围时的第二过渡时间T_f。在本实施方式中，令航天器飞离目标小行星并沿目标小行星-地球日心返回轨道的飞行时间第二过渡时间T_f(即航天器飞离目标小行星进入目标小行星-地球日心返回轨道之后，至航天器返回进入地球引力范围时的飞行时间，参见图5，航天器从飞离目标小行星的位置到航天器进入地球引力范围的位置的时间)在[1，T_m]的范围内遍历。

S44.根据第一时间间隔T₀、探测时间T_s和获取第二过渡时间T_f获取第四真近点角f_e4。在本实施方式中，航天器返回进入地球的引力范围时，地球在轨道内的第四真近点角f_e4满足：

f_e4＝(T₀+T_s+T_r)ω_e

在本实施方式中，考虑到此刻航天器与地球的距离相较其与日心的距离很小，因此在日心轨道的分析计算中可忽略该距离，即近似认为此时航天器和地球位于日心轨道中的同一点(参见图5所示)，在本实施方式中，航天器距太阳中心的距离应为航天器至地球中心的距离矢量与地球中心至太阳中心的距离矢量之和。但是，考虑到此时航天器已经进入地球的引力范围，此时其至地球中心的距离(大约10⁶km以内)相比地球至太阳中心的距离(10⁸km量级)要小两个量级。因此，在计算航天器距太阳中心的距离时可忽略航天器至地球中心的距离，在日心轨道中近似认为航天器和地球中心为同一点。

根据本发明的一种实施方式，步骤S5中包括：

S51.根据星历数据库获取目标小行星的第一轨道特性，以及地球的第二轨道特性；

S52.采用轨道转移计算方法，以及第一轨道特性、第二轨道特性、第二过渡时间T_f、第三真近点角f₃和第四真近点角f_e4获取航天器飞离目标小行星转移至目标小行星-地球日心返回轨道的第三速度增量Δv₃，以及航天器从目标小行星-地球日心返回轨道进入地球引力范围时相对于地球的第二无穷远速度v_2∞。在本实施方式中，采用Lambert的轨道转移计算方法，可计算得到航天器变轨飞离小行星所需的第三速度增量Δv₃，以及航天器返回进入地球引力范围时相对于地球的第二无穷远速度v_2∞。

S53.根据第二无穷远速度v_2。和航天器再入地球大气时的再入高度h_entry获取再入速度v_entry。在本实施方式中，根据第二无穷远速度v_2∞和航天器再入地球大气时的再入高度h_entry可进一步计算得航天器再入地球大气时的再入速度v_entry：其中，再入速度v_entry满足：

在本实施方式中，再入高度h_entry的取值需要根据航天器再入时刻与地球相对应地区上空的大气密度分布情况而定。

根据本发明的一种实施方式，步骤S6中，航天器在整个探测任务阶段的总速度增量Δv满足：

Δv＝Δv₁+Δv₂+Δv₃

其中，Δv₁为第一速度增量，Δv₂为第二速度增量，Δv₃为第三速度增量；

在本实施方式中，由于航天器从地球停泊轨道加速至飞出地球引力范围，以及从返回进入地球引力范围至再入地球大气的飞行时间通常很短，可暂时忽略，因此，航天器的总飞行时间T满足：

T＝T_g+T_s+T_r

其中，T_g为第一过渡时间，T_s为探测时间，T_f为第二过渡时间。

根据本发明的一种实施方式，校核前述步骤中的各约束要求的满足情况，选出最优轨道设计结果和方案。在本实施方式中，在上述采用遍历法得到的所有轨道计算结果中，校核其飞行总时间、再入地球大气速度的约束要求满足情况；在满足约束要求的结果中选出任务总速度增量Δv最小的轨道设计结果作为轨道设计的最优结果及方案。

为验证本发明方法的有效性，基于该方法在2050年之前的发射年份范围内，对飞往编号为2000SG344近地小行星的载人探测器的飞行轨道进行了分析设计，得到了总速度增量Δv最小的最优轨道设计结果，如表1所示。其中，目标小行星表面及附近的探测时间为7天，飞行总时间上限设为200天，再入地球大气速度要求不超过12km/s。将该轨道结果与美国部分研究人员对该小行星进行载人探测的轨道方案数据(如表2所示)进行了比较，可以看出基于本方法的最优轨道结果中的总速度增量Δv为5.0833km/s，相比美国105天轨道结果中的6.3856km/s降低了0.9197km/s，减少了20.4％。当然，这主要是由于飞行总时间上限的提高带来的效果。与此同时，最优轨道设计结果中的飞行时间没有超过200天，再入地球大气速度为11.212km/s，满足约束要求。综上所述，本发明方法可以给出满足一定约束要求的、变轨总速度增量最小的载人近地小行星探测轨道设计结果。表1为采用本发明的轨道设计方法获得的2050年前对编号为2000SG344的近地小行星进行载人探测的最优轨道设计结果，表1如下：

表2为美国对编号为2000SG344的近地小行星进行105天载人探测任务的轨道数据，表2如下：

上述内容仅为本发明的具体方案的例举，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。

以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.载人航天器对近地小行星探测并返回的轨道设计方法，包括：

S1.根据目标小行星的第一轨道特性获取航天器与目标小行星的交会点；

S2.计算航天器逃逸地球并转移至地球-目标小行星过渡轨道时，地球的第一真近点角f_e1；

S3.根据所述第一真近点角f_e1计算航天器逃逸地球并转移至所述地球-目标小行星过渡轨道的第一速度增量Δv₁，以及航天器从所述地球-目标小行星过渡轨道与所述目标小行星交会的第二速度增量Δv₂；

S4.通过查询星历数据库获取所述航天器飞离小行星并转移至目标小行星-地球日心返回轨道时，小行星的第三真近点角f₃，以及计算所述航天器从所述目标小行星-地球日心返回轨道进入地球引力范围时，地球的第四真近点角f_e4；

S5.根据所述第三真近点角f₃和所述第四真近点角f_e4计算所述航天器飞离所述目标小行星转移至所述目标小行星-地球日心返回轨道的第三速度增量Δv₃，以及所述航天器从所述目标小行星-地球日心返回轨道进入地球引力范围时，所述航天器再入大气的再入速度v_entry；

S6.计算所述航天器的总速度增量Δv和总飞行时间T。

2.根据权利要求1所述的轨道设计方法，其特征在于，步骤S1中包括：

S11.根据所述星历数据库获取所述目标小行星的第一轨道特性，确定所述航天器与所述目标小行星交会时的月份和日期区间，其中所述第一轨道特性包括小行星公转轨道的第一轨道半长轴a、第一轨道偏心率e、第一轨道升交点黄经Ω、第一近心点幅角ω；

S12.根据所述星历数据库，获取符合所述航天器与所述目标小行星交会时的月份和日期区间中所述目标小行星的第二真近点角f₂；

S13.根据所述第二真近点角f₂获取所述交会点。

3.根据权利要求2所述的轨道设计方法，其特征在于，步骤S11中包括：

S111.根据所述第一轨道半长轴a和所述第一轨道偏心率e计算所述目标小行星公转轨道的近日距r_p和远日距r_a；

S112.根据所述近日距r_p和地球公转轨道半径r_e判断所述目标小行星的轨道与地球公转轨道是否具有交点，若有，则根据所述第一轨道半长轴a和所述第一轨道偏心率e获取所述航天器与所述目标小行星交会位置区间的真近点角的起始点f_begin和终止点f_end，否则，所述真近点角的所述起始点f_begin和所述终止点f_end均为0；

S113.根据所述起始点f_begin和所述终止点f_end计算所述航天器与所述目标小行星交会的位置区间的所述起始点f_begin距离春分点方向的起始角距f_cbegin，以及所述终止点f_end距离春分点方向的终止角距f_cend；

S114.根据所述起始角距f_cbegin、所述终止角距f_cend和地球公转的角速率ω_e计算所述航天器与所述目标小行星交会的位置区间的起始时间t_cbegin和终止时间t_cend；

S115.根据所述起始时间t_cbegin、所述终止时间t_cend和秋分日计算出所述航天器与所述目标小行星交会时的月份和日期区间。

4.根据权利要求3所述的轨道设计方法，其特征在于，步骤S112中，若所述近日距r_p小于地球公转轨道半径r_e，则所述目标小行星的轨道与地球公转轨道具有交点；

若所述近日距r_p大于地球公转轨道半径r_e，则所述目标小行星的轨道与地球公转轨道没有交点。

5.根据权利要求3或4所述的轨道设计方法，其特征在于，步骤S12中，所述第二真近点角f₂满足：若所述近日距r_p小于地球公转轨道半径r_e，则f_begin≤f₂≤f_end，若所述近日距r_p大于地球公转轨道半径r_e，则f₂为0°±x或360°±y，其中x，y均为预设值。

6.根据权利要求1或2所述的轨道设计方法，其特征在于，步骤S2中包括：

S21.查询所述星历数据库，获取所述目标小行星运行至所述交会点的第一时间信息；

S22.根据所述第一时间信息计算距离秋分日的第一时间间隔T₀；

S23.根据航天器探测的总任务时间T_m选取航天器在所述地球-目标小行星过渡轨道飞行的第一过渡时间T_g；

S24.根据所述第一时间间隔T₀，所述第一过渡时间T_g和地球公转的角速率ω_e获取所述第一真近点角f_e1。

7.根据权利要求6所述的轨道设计方法，其特征在于，步骤S3中包括：

S31.根据所述星历数据库获取所述目标小行星的第一轨道特性，以及地球的第二轨道特性，其中所述第二轨道特性包括地球公转轨道的第二轨道半长轴r_e、第二轨道偏心率e_e、第二轨道升交点黄经Ω_e、第二轨道近心点幅角ω＇；

S32.采用轨道转移计算方法，以及所述第一轨道特性、第二轨道特性、第一过渡时间T_g、第一真近点角f_e1和所述第二真近点角f₂获取所述航天器逃逸地球并转移至所述地球-目标小行星过渡轨道后相对于地球的第一无穷远速度v_1∞和所述航天器交会的所述第二速度增量Δv₂；

S33.根据所述第一无穷远速度v_1∞和所述航天器停泊轨道的轨道高度h₀获取所述第一速度增量Δv₁。

8.根据权利要求6所述的轨道设计方法，其特征在于，步骤S4中包括：

S41.根据航天器探测的总任务时间T_m选取航天器对所述目标小行星探测的探测时间T_s；

S42.根据所述第一时间间隔T₀和所述探测时间T_s获取所述第三真近点角f₃；

S43.根据航天器探测的总任务时间T_m选取航天器从所述目标小行星-地球日心返回轨道进入地球引力范围时的第二过渡时间T_f；

S44.根据所述第一时间间隔T₀、所述探测时间T_s和所述获取所述第二过渡时间T_f获取所述第四真近点角f_e4。

9.根据权利要求8所述的轨道设计方法，其特征在于，步骤S5中包括：

S51.根据所述星历数据库获取所述目标小行星的第一轨道特性，以及地球的第二轨道特性；

S52.采用轨道转移计算方法，以及所述第一轨道特性、第二轨道特性、第二过渡时间T_f、所述第三真近点角f₃和所述第四真近点角f_e4获取所述航天器飞离所述目标小行星转移至所述目标小行星-地球日心返回轨道的第三速度增量Δv₃，以及所述航天器从所述目标小行星-地球日心返回轨道进入地球引力范围时相对于地球的第二无穷远速度v_2∞；

S53.根据所述第二无穷远速度v_2∞和所述航天器再入地球大气时的再入高度h_entry获取所述再入速度v_entry。

10.根据权利要求9所述的轨道设计方法，其特征在于，步骤S6中,所述航天器的总速度增量Δv满足：

Δv＝Δv₁+Δv₂+Δv₃

其中，Δv₁为第一速度增量，Δv₂为第二速度增量，Δv₃为第三速度增量；

所述航天器的总飞行时间T满足：

T＝T_g+T_s+T_r

其中，T_g为第一过渡时间，T_s为探测时间，T_f为第二过渡时间。