CN111460615B - 一种地月l2点任务发射窗口设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种地月L2点任务发射窗口设计方法。本发明根据工程约束、任务需求和轨道设计情况，获取窗口设计约束条件、轨道和任务重要参数等；然后同时对转移段和使命段轨道进行约束条件相关的特性分析，分别筛选出满足任务要求的发射窗口日期集合；最后求解两者并集，生成相应日期下完整的标称飞行轨道进行确认，得到最终的发射窗口设计结果。该方法可满足工程任务对发射窗口的多约束需求。

Description

一种地月L2点任务发射窗口设计方法
技术领域
本发明涉及深空探测轨道设计技术领域，具体涉及地月系统L2平动点Halo轨道任务的发射窗口设计方法。
背景技术
平动点是第三体在受两个大天体的万有引力作用时，引力合力与第三体自身惯性力的动平衡点。地月系统L2平动点位于地月连线的延长线上，随月球以相同公转角速率围绕地球旋转，在该点附近运行的航天器能够始终运行在月球背面上空。由于这一特殊的空间几何特性，地月L2点在月球背面着陆探测任务、空间科学观测等任务中具有重要的应用价值。目前，仅有美国和中国开展过地月L2点探测任务，其中我国的嫦娥四号任务通过发射鹊桥号中继星至地月L2点的Halo轨道，建立地球与月球背面探测器的中继通信链路，有效支持了月背着陆及巡视探测任务。
月球探测任务的发射窗口设计一般需要考虑诸如运载发射要求、光照和阴影条件等工程需求约束。对于环月轨道的探测任务而言，环月轨道的光照和阴影为周期性交替，除月食外阴影一般是受月球遮挡所致，光照阴影时长可根据轨道高度、β角等参数利用解析公式快速求解。而地月L2点附近的轨道由于特殊的空间几何位置和轨道构型，光照和阴影的规律与环月轨道差异很大，其阴影是受到地球或月球遮挡而造成的，与初始轨道相位有一定相关性，但既无可用的解析计算公式，也不具有显著的周期性，且持续时间也远长于环月轨道，甚至可达数十小时，严重威胁航天器的在轨安全性。而在鹊桥号中继星之前已开展的地月L2点探测任务中，由于均为拓展试验任务，不涉及运载发射约束，同时由于在地月L2点运行时间不长，也未开展长期运行的阴影规律研究，因此地月平动点任务发射窗口设计方法并无先例可参照。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种地月L2点任务发射窗口设计方法，通过对地月转移轨道和Halo轨道分别进行特性分析和参数统计，筛选满足工程任务需求的发射窗口。
本发明的地月L2点任务发射窗口设计方法，包括如下步骤：
步骤1，根据工程约束和任务需求，获取发射窗口分析范围、运载火箭对地月转移轨道初始状态的要求、航天器平台对最长阴影时长的约束；
步骤2，根据轨道设计结果，获取地月转移轨道的终端参数、Halo轨道振幅参数、运行时长；
步骤3，利用地月转移轨道的初始和终端参数、转移时间，在发射窗口分析范围内构造一组不同出发时间的地月转移轨道，获得其出发时刻的轨道根数；
步骤4，结合运载火箭对近地点幅角的要求，筛选出满足要求的地月转移轨道，获得相应的发射日期集合；
步骤5，根据发射窗口分析范围和转移时间，计算得到初步的到达地月L2点轨道的时间范围；
步骤6，根据Halo轨道的振幅参数、运行时长和到达时间范围，生成一组不同初始相位的Halo轨道星历；
步骤7，分析不同初始相位的Halo轨道在任务期间的光照阴影条件相关参数，结合航天器平台对最长阴影时长的约束，筛选满足要求的Halo轨道到达时间，并根据转移时间反推出相应的发射日期集合；
步骤8，根据步骤4和步骤7的结果，选择两者并集内的发射日期，生成相应发射窗口的标称轨道星历，确认相关参数均可满足任务要求，最终获取满足工程约束的发射窗口设计结果。
有益效果：
本发明将Halo轨道特性分析与发射窗口筛选相结合，通过对转移轨道和使命轨道解耦并分别开展与约束条件相关的特性分析并需求规律，进而实现多约束条件下的窗口筛选工作。
附图说明
图1为本发明的算法流程图。
图2为基于运载火箭约束的发射窗口设计结果。
图3为基于光照条件约束的发射窗口设计结果。
图4为轨道最长有效阴影统计。
图5为轨道阴影次数统计。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种地月L2点任务发射窗口设计方法，用于地月L2点Halo轨道任务的发射窗口分析和设计工作。
为了尽量减少探测器在地月L2点轨道所遭遇的阴影时长和次数，在地月L2点任务的发射窗口设计中不仅需要开展转移轨道对运载约束的适应性分析，还必须开展Halo轨道分析，获取其光照阴影的规律特性，最终筛选出满足任务需求的发射窗口。
本发明通过对转移段和使命段轨道解耦并分别进行特性分析，在满足运载发射约束的同时，尽量减少航天器在Halo轨道上长期运行遭遇的阴影次数和时长。
首先，根据工程约束、任务需求和轨道设计情况，获取窗口设计约束条件、轨道和任务重要参数等；然后同时对转移段和使命段轨道进行约束条件相关的特性分析，分别筛选出满足任务要求的发射窗口日期集合；最后求解两者并集，生成相应日期下完整的标称飞行轨道进行确认，得到最终的发射窗口设计结果。该方法可满足工程任务对发射窗口的多约束需求。
(1)根据工程约束和任务需求，获取发射窗口分析范围[t0，tf]、运载火箭对近地点幅角的要求[ω0，ωf]、地月转移轨道的初始参数，包括近地点高度h0、出发轨道倾角i0和出发轨道类型、航天器平台对最长阴影时长的约束TEclipse。
(2)根据轨道设计结果，获取地月转移轨道的终端参数，包括近月点高度hf、倾角if、到达轨道类型；获取转移轨道飞行时长Δt；获取Halo轨道振幅参数Az和运行时长。
(3)根据地月转移轨道的初始参数、终端参数和转移时间，建立如下两点边值问题：
Figure BDA0002399098230000041
Figure BDA0002399098230000042
分别代表近地点和近月点的状态矩阵，其中v0是近地点速度的大小，Ω是升交点赤经，ω是近地点角距，γf是近月点时相对于月球的速度和月心矢径的夹角。近地点状态
Figure BDA0002399098230000043
和近月点状态
Figure BDA0002399098230000044
之间关系可以表示为：
Figure BDA0002399098230000045
利用二者线性化误差关系：
Figure BDA0002399098230000046
给定合适的初值，即可以通过数次迭代就求出转移轨道的数值解。
按上述求解方法，在发射窗口分析范围[t0，tf]内，以天为步长，生成一组满足初始和终端条件的地月转移轨道参数，获取其初始轨道根数。
(4)结合运载火箭对近地点幅角的要求[ω0，ωf]，在步骤(3)得到的地月转移轨道中筛选出满足近地点幅角要求的轨道，获得相应的发射日期集合。设计结果如图2所示。
(5)根据发射窗口分析范围[t0，tf]和转移时间Δt，计算得到初步的到达地月L2点轨道的时间范围[t0+Δt,tf+Δt]，到达时刻范围即是Halo轨道的初始时刻范围。
(6)根据Halo轨道的振幅参数Az，利用Richardson三阶解析公式，生成南向Halo轨道远月端在地月L2点会合坐标系下的位置速度
Figure BDA0002399098230000051
以此作为轨道初值进行数值积分。由于地月L2点的不稳定性，长时间数值积分后轨道将会逐渐发散，因此为了获取满足运行时长要求的Halo轨道，需要在轨道每圈穿越地月L2点会合坐标系XZ面时施加修正速度脉冲，通过微分修正使其控后第三次穿越XZ面时X向速度为零。按上述步骤依次积分，直至轨道飞行时间满足运行时长要求，即可获得一条Halo轨道星历。
在Halo轨道初始时刻范围[t0+Δt,tf+Δt]内，以天为步长，生成一组初始时刻，采用以上方法，按照不同初始时刻、相同位置速度
Figure BDA0002399098230000052
的状态进行积分和修正，即可获得对应不同初始相位Halo轨道星历。
(7)对步骤(6)中获得的Halo轨道组进行遍历，统计Halo轨道的阴影时长、次数、最低光照强度以及间隔时长等参数随初始相位的变化规律；结合航天器平台对最长阴影时长的约束TEclipse，筛选出最长阴影小于TEclipse的Halo轨道，并根据Halo轨道的到达时间和转移时间反推出相应的发射日期，如图3所示；Halo轨道在不同初始相位下的最长有效阴影统计示例见图4和图5。
(8)根据步骤(4)和步骤(7)获取的发射日期结果，选择两者并集内的日期，生成相应的地月转移至Halo轨道的标称轨道星历，并对照运载发射约束和航天器光照条件约束筛选，最终获取满足工程约束的发射窗口设计结果。
需要说明的是，本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。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 (1)

1.一种地月L2点任务发射窗口设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1，根据工程约束和任务需求，获取发射窗口分析范围、运载火箭对地月转移轨道初始状态的要求、航天器平台对最长阴影时长的约束；
步骤2，根据轨道设计结果，获取地月转移轨道的终端参数、Halo轨道振幅参数和运行时长；
步骤3，利用地月转移轨道的初始和终端参数、转移时间，在发射窗口分析范围内构造一组不同出发时间的地月转移轨道，获得其出发时刻的轨道根数；
步骤4，结合运载火箭对近地点幅角的要求，筛选出满足要求的地月转移轨道，获得相应的发射日期集合；
步骤5，根据发射窗口分析范围和转移时间，计算得到初步的到达地月L2点轨道的时间范围；
步骤6，根据Halo轨道的振幅参数、运行时长和到达时间范围，生成一组不同初始相位的Halo轨道星历；
步骤7，分析不同初始相位的Halo轨道在任务期间的光照阴影条件相关参数，结合航天器平台对最长阴影时长的约束，筛选满足要求的Halo轨道到达时间，并根据转移时间反推出相应的发射日期集合；
步骤8，根据步骤4和步骤7的结果，选择两者并集内的发射日期，生成相应发射窗口的标称轨道星历，确认相关参数均可满足任务要求，最终获取满足工程约束的发射窗口设计结果。
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