载人登月论文：载人登月轨道策划特效诌议
开篇：润墨网以专业的文秘视角，为您筛选了一篇载人登月论文：载人登月轨道策划特效诌议范文，如需获取更多写作素材，在线客服老师一对一协助。欢迎您的阅读与分享！
作者：沈红新 周建平 彭祺擘 李海阳 单位：国防科技大学航天与材料工程学院 航天飞行动力学技术重点实验室
为了便于后面轨道设计方法的提出,首先需要对它们的各自变化规律与相互关系做出分析.再入角在月地转移轨道终端瞄准参数中,根据定义,再入角参数只有在飞行轨迹与大气层边界相交时才有意义,满足再入角的要求也即满足了地面初始高度的要求,再入角可以由如下公式求得（式略）再入点经纬度再入点纬度主要决定于月球赤纬,此外还和方位角、再入角有关[14],而后两个参数一般都会作为工程约束条件给出.所以再入点纬度主要决定于在一个月球公转周期内的月球所处位置.再入点经度主要决定于返回时刻和飞行时间,或者说是航天器再入时刻的地球自转所处位置.由此分析可知,再入点经纬度受返回时刻和飞行时间控制,再入点纬度变化较慢,为长周期变化项,再入点经度变化较快,为短周期变化项,也就是说,当纬度基本满足的时候,搜索经度时给纬度带来的变化很小,因此二者可以同时满足约束.由于二者均和时间有关,对经度和纬度的两个约束通常可以看成是一个约束.方位角方位角和倾角都可以描述再入飞行方向,但是倾角不能确定唯一的飞行方向,因此这里选择方位角描述.不考虑再入过程的横向机动,给定着陆点F经纬度(f,f)和再入点经纬度(e,e),根据球面三角公式可以求出瞄准着陆点的标称再入速度方位角,作为月球转移轨道的瞄准参数之一.由于防热的原因,设计者希望以较小的大气相对速度再入,而逆行轨道的大气相对速度比顺行轨道更大,所以要求方位角范围在0°~180°之间.
定点返回轨道设计方法
在月地转移过程中,航天器主要受到地球和月球的引力场作用,地球、月球、航天器相互作用构成了一个限制性三体问题,但是三体问题在一般情况下没有解析解,双二体模型是对限制性三体模型的近似,可以分别计算地心段和月心段轨道的解析解,然后将两段轨道拼接为一个整体,也即圆锥曲线拼接法.该方法是一种无需轨道积分的纯代数计算方法,具有收敛速度快的优点,很适合于需要大规模计算的参数特性分析,或者作为高精度计算的初值估计.但考虑到其精度有限,本文在传统双二体模型的基础上,进一步考虑月球轨道的非圆性问题,即采用高精度地月运动关系下的圆锥曲线拼接模型进行求解,而并非认为月球是绕地球作匀速圆周运动,这样可以大大提高计算精度.设计变量传统的地月空间圆锥曲线拼接方法均采用影响球出口点(或入口点)经度、纬度作为设计变量,采用这两个参数可以实现地心段和月心段轨道的拼接计算[7]，但作为设计变量仍存在其缺点.1)物理意义不如轨道根数明显,获得它们的分布特性需要通过大量仿真计算.2)需要利用这两个参数结合其它设计变量去推导出地心段和月心段两部分轨道参数,这些轨道参数中有很多本来是可以作为输入条件给出的,通过出口点经纬度导出后,在设计模型中有些输入参数只能作为等式约束存在,那么就增加了额外的等式约束.轨道模型如果将月球停泊轨道倾角和升交点赤经作为输入条件,同时采用新的具有明显物理意义的设计变量,则传统的基于出口点经纬度的双二体模型不能满足要求,需要建立新的返回轨道模型.,设B点为月球影响球出口点,其在地心白道系下位置矢量r可以表示为（式略）求解算法对于此类非线性优化问题的求解方法有很多,如遗传算法,粒子群优化算法,微分进化算法,模拟退火算法,序列二次规划算法(SQP)等,除SQP外,其它几种算法全局搜索能力较好,但是计算效率较低,且在处理含等式约束的问题时,因为主要是借助罚函数处理约束(某些文献也将等式约束作为目标函数处理[14])故精度不高.而SQP是一种局部优化算法,对初值的敏感度较高.本文采用Multistart算法求解,此算法是一种在SQP基础上发展了的全局随机寻优算法,它通过一种剔除和增加优化过程初始点的机制,可以高效的同时对多组初值进行局部优化,在深空探测轨道设计中曾产生较好的应用效果[22].高精度轨道设计方法本节进一步建立考虑各种摄动因素的高精度轨道模型,并将双二体模型计算得到的轨道参数作为初值进行求解,得到了比较精确的定点返回轨道参数.若假设LLO为圆轨道,加速脉冲方向沿LLO速度方向施加,则高精度轨道模型设计变量只有出发时刻tA,加速脉冲大小vA,加速点纬度幅角uA.求解过程引入了序列二次规划算法.关于问题的数学描述同文献[14],此处不再赘述.值得指出的是,当近地点高度大于122km时,再入点状态不存在,因而在搜索再入点状态之前需要先满足近地距6429km的约束条件.首先利用轨道初步设计方法,得到满足定点返回轨道约束条件的初步轨道参数,包括月球轨道出发时刻,出发位置以及出发速度增量和返回轨道参数.对初步设计结果不进行修正直接代入高精度模型中进行验证,给出了一组双二体模型与精确模型轨道参数比较,近地距误差大约2000km,角度误差在10以内,比较接近高精度轨道.以初步设计参数为初值,进一步利用高精度模型对其修正,则可得到较为精确的定点返回轨道参数.给出了一组初步设计与精确设计的轨道参数比较,给出了其相应的飞行轨迹.通过仿真可知,以双二体模型计算结果作为初值可以很容易使高精度轨道计算过程收敛,且两模型计算得到的结果相差不大,可以看出,高精度模型轨道和双二体模型轨道的飞行轨迹比较接近.此优化求解在Matlab环境下编程,计算机CPU为3.0GHz/Pentium4时,单条轨道设计求解时间不超过30s,因此利用本文提出的优化方法进行返回轨道设计收敛速度很快,适合于大规模的仿真实验.在登月任务初期,工程往往对单条轨道的设计并不关心,而是更注重轨道整体特性的分析,在任务初期只需要利用这一模型即可满足任务需求.当需要对具体飞行轨道进行设计时,可进一步引入高精度模型计算.
轨道特性分析
为工程轨道方案的选取提供有价值的参考.关于再入点位置分布特性、近地距和再入角的关系等已有相关文献进行阐述[8,16],本节重点对与速度增量、再入飞行轨道、返回窗口密切相关的几个参数进行分析.速度增量分析设返回窗口搜索区间为2025.6.1320:00:00~2025.6.1322:00:00(UTC),约为一个LLO周期.月球停泊轨道升交点赤经160°,倾角170°,高度100km,偏心率为0.再入角6°.约束速度增量小于0.95km/s,飞行时间小于4.5d.之所以选择在一个轨道周期内搜索,因为如果时间范围很大,会存在多个满足约束的解,不便于分析参数关系;同理也没有对再入点位置进行约束,否则如果只有一个满足约束的解,也不便于寻找参数变化规律.返回速度增量随飞行时间增大而减小,随地心白道系轨道倾角增大而增大.其变化规律和文献[24]的研究相一致.再入速度分析仍以上节中给出的初始和约束条件为例,再入轨道道一般选择为顺行轨道(和地球旋转方向一致),主要基于下面的考虑:逆行轨道的再入飞行器相对大气的速度比顺行轨道大,如果相对大气速度较大,则再入器的受热量更大.图7(a)给出地心惯性系再入速度和飞行时间关系,相对于地心惯性系的再入速度随飞行时间增大而减小,但是基本都在11km/s附近,变化不大.尽管具体的数据不尽相同，其变化特性和文献[24]的研究是一致的.上面求的是绝对速度,记为rEI,一般研究再入问题时均在地固系中建模,因此再入段轨道中更关心相对大气层的再入速度,相对再入速度rrel通过如下式求得（式略）
结论
在登月返回轨道设计中,月球轨道面约束和返回落点约束通常必须考虑.本文分析了现有模型的缺陷,将现代优化算法理论应用到载人登月定点返回轨道设计中去,提出了一种从初步设计到高精度设计的串行优化设计策略,计算表明利用该方法求解得到的定点返回轨道参数,可以很好的满足载人登月任务的各类约束条件,且具有收敛速度快,计算精度较高的特点.在此基础上,文中利用此方法进行了大量的仿真实验,对返回轨道的特性给出了详细分析,可以为载人登月轨道方案的制定提供有价值参考.