月球卫星轨道高度长期保持的轨道维持策略
嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略
A 题： 嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略摘 要嫦娥三号奔月的成功，承载了多少炎黄子孙的梦想，浓缩了多少华夏儿女的汗水，其中探测器轨道的设计与控制有着举足轻重的作用。
根据月球的基本数据，要求探测器环月运行至着陆阶段的运行情况并设计最优控制策略。
对于问题一，位置的确定要引入球极坐标系和探测器轨道坐标系，确定两者之间的转化关系，根据牛顿第二定律，确定卫星在两坐标系下的运动方程，探测器的运行方程为：11x r x g mQV V -= ,11y y g V -= ,11z z g V -= . 由此得近月点位置15km,5.8,33.8N ，高度W ，远月点位置100km,5.171,33.8S ，高度E 。
由万有引力定律建立方程： a a r v m cMmG 22=(a r 为椭圆上的曲率半径)得近月点速度为s m v d /05.534.1619=，远月点速度为s m v c /106725.16989=。
对于问题二，建立月球坐标系和探测器轨道坐标系，通过分析探测器下落 方式建立质心动力学方程，得出探测器随时间下落的最佳路径如下： 10cos C a u +-=ϕ，2sin C Vt a v +-=，322121)(C t k t g ak w ++-=， 4120cos 21C t C t a x ++-=ϕ，5220sin 21C t C t a y ++=ϕ，63322161)(21C t C t k a t g ak z n +++-=.对于问题三，对着陆轨道进行敏感性分析，建立单因素敏感性模型：改变速度方向，得出对应着陆点的坐标。
利用Excel 作出同样面积下点落到每个区域的数量分布直方图，通过拟合符合正态分布，可知该轨道方程的灵敏度较高，相对误差=%100⨯-最优值最优值计算值，以计算所得的误差，对问题二中的方程进行修正。
关键词：曲率半径 质心动力学方程 正态分布 单因素敏感性分析一问题的重述嫦娥三号在着陆准备轨道上的运行质量为 2.4t，其安装在下部的主减速发动机能够产生1500N到7500N的可调节推力，其比冲（即单位质量的推进剂产生的推力）为2940m/s，可以满足调整速度的控制要求。
月球探测卫星的轨道支持
修回日期： "&&" _ &) _ "!； "&&" _ !& _ !) ! 收稿日期：
万方数据 作者简介： 刘迎春 （!’[$ _ ） ， 女 （汉） ， 江苏， 博士后， 主要从事航天测控总体设计研究。
第,期
刘迎春等： 月球探测卫星的轨道支持
88
基于以上多种测量手段， 月球探测器的轨道支持实现可以从空间次序上划分， 即根据轨道的几个不同 阶段相应地侧重于不同方面。从控制的角度， 可分为飞离地球段 （上升段） 、 近地停泊段、 转移轨道段、 飞近 目标段和形成工作轨道段、 长期在轨运行段； 从轨道动力学角度则分为近地轨道段、 转移轨道段和近月轨 道段。
万方数据 采用探测器的位置速度作为状态量。 解开普勒方程的困难，
6:
飞行器测控学报
第 11 卷
以 !"#$% &%’()*+,’% 的地月转移轨道 （表 -） 为例进行分析。为避免引入发动机推力模型， 考虑其中 总时间跨度约 4 天， 故定轨弧段取 1 5 6 天， 预报时段为 17 小时。轨道测量采用地面两站 ./01—!23- 段， 测距 （随机误差 -89 或 :89， 系统误差 ;9） 和一组甚长基线干涉测角 （。这里主要分析测量元 ! < 8 5 881=） 素和测量误差对定轨精度的影响， 因此不考虑动力学模型误差。
［!］ ［"］ 测速 & # (LL \ D 。俄罗斯正在研制新的深空跟踪设备， 下一代的 [&L 天线雷达的测量特性为测距 "L， 深空跟踪站为 ]4<.E;H， 采用 ? 频段， 测速精度从目前的 "LL \ D 提高至 & # $LL \ D， 测距精度从目前的 "&L 提 ［%］ ［(］ ［$］ 高至 $L 。近两次月球探测器还使用了天基网的测量， 航天器星载设备包括 G=^NN 和 9WN 接收机 。 日本计划在月球附近建立中继卫星系统， 以利于在月球远离地球ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ的测量和数据传输。在接近月球后， 探 ［X］ 测器载的其它一些设备开始工作， 如着陆雷达多普勒测速、 测高仪等 。
行星轨道如何维持稳定
行星轨道如何维持稳定在浩瀚的宇宙中，行星们围绕着恒星有条不紊地运行，它们的轨道看似永恒不变，但实际上是由一系列复杂而精妙的因素共同作用来维持稳定的。
这就如同一场精妙绝伦的宇宙舞蹈，每个参与者都遵循着特定的规则，共同演绎着这出宏大的剧目。
首先，我们要明白的是引力的作用。
引力是维系行星在其轨道上运行的最关键力量。
就像地球围绕太阳公转，太阳的巨大引力如同一只无形的大手，牢牢地抓住地球，使其不至于飞离出去。
而行星自身也具有一定的速度，这个速度与引力之间形成了一种微妙的平衡。
如果行星的速度太慢，它就会被太阳的引力拉过去，最终坠毁在太阳上；反之，如果速度太快，它就会挣脱太阳的引力束缚，飞向茫茫宇宙深处。
这种平衡是如何实现的呢？想象一下，当你用力扔出一个球时，如果扔出的力量过小，球很快就会落回地面；如果力量过大，球就会飞得很远。
而行星的公转速度就像是恰到好处的“扔球力量”，使得行星既不会被恒星吸进去，也不会逃脱出去。
这个速度被称为“环绕速度”，对于每一颗行星来说，它与所围绕恒星的质量以及与恒星的距离都有关系。
恒星质量越大，引力越强，行星需要更快的速度才能保持在轨道上；而距离恒星越远，引力相对较弱，行星所需的速度也就相对较低。
除了引力和速度的平衡，行星之间的相互作用也对轨道的稳定性产生影响。
太阳系中不止一颗行星，它们在各自的轨道上运行时，彼此之间也会产生微弱的引力拉扯。
比如，木星是太阳系中最大的行星，它的引力对其他行星的轨道就有着不可忽视的影响。
这种相互作用有时会导致行星轨道的微小变化，但在大多数情况下，这些变化是在一定范围内的，不会使行星的轨道变得混乱。
另外，太阳系中的其他天体，如小行星、彗星等，虽然它们的质量相对较小，但在与行星相遇时，也可能会对行星的轨道产生微小的扰动。
不过，由于这些天体的数量众多，它们的影响相互抵消，总体上不会对行星轨道的稳定性造成太大的威胁。
再来说说太阳系所在的银河系环境。
银河系中存在着大量的恒星和其他天体，它们产生的引力场也会对太阳系中的行星轨道产生极其微弱的影响。
长期在轨运行卫星的轨道维持技术
长期在轨运行卫星的轨道维持技术
长期在轨运行卫星的轨道维持技术
本文研究近地轨道卫星长期在轨运行的轨道维持问题.轨道维持的任务是将卫星的星下点轨迹保持在设计的参考轨迹附近.近地轨道卫星所受的摄动力包括地球引力摄动、日月摄动、大气阻力摄动和光压摄动等,而影响卫星轨道星下点漂移的主要因素是大气阻力摄动.本文给出了一种新的卫星轨道维持策略,数学仿真表明了其有效性.
作者：谌颖何英姿韩冬 Chen Ying He Yingzi Han Dong 作者单位：北京控制工程研究所空间智能控制技术国家级重点实验室,北京,100080 刊名：航天控制ISTIC PKU英文刊名：AEROSPACE CONTROL 年，卷(期)：2006 24(3) 分类号：V4 关键词：轨道维持星下点轨迹轨道漂移。
海上卫星发射场的长期可持续性策略
海上卫星发射场的长期可持续性策略海上卫星发射场是未来航天发展的重要趋势之一，它的长期可持续性策略是确保其稳定运行和持续发展的关键。
为了实现长期可持续性，海上卫星发射场需要考虑以下几个方面：环境友好性、资源利用效率、安全保障以及管理与合作。
首先，海上卫星发射场的长期可持续性策略必须注重环境友好性。
在选择发射场的位置时，需要考虑到生态环境的保护，避免对海洋生态系统造成破坏。
同时，发射场需要采用先进的环保技术和设备，减少废气、废水和固体废弃物的排放。
通过科学、合理的管理，减少对海洋环境的负面影响，实现可持续发展。
其次，资源利用效率是海上卫星发射场长期可持续性策略的另一个重要方面。
海上卫星发射场应该优化资源利用，减少能源消耗和资源浪费。
例如，采用可再生能源供电系统，如太阳能、风能等，减少对传统能源的依赖。
同时，通过优化发射计划和加强协调管理，提高卫星发射的效率，充分利用有限的资源，确保长期可持续性。
第三，安全保障是海上卫星发射场长期可持续性策略的重要保证。
海上卫星发射涉及到高风险的活动，如燃料储备、卫星装载和发射等。
因此，必须建立严格的安全管理体系，确保所有的操作符合标准和规范，最大程度地降低事故风险。
同时，进行持续的安全培训和演习，提高员工的安全意识，有效地应对突发事件，保障卫星发射的安全性。
最后，管理与合作是海上卫星发射场长期可持续性策略不可或缺的方面。
海上卫星发射场应积极开展国际间的合作交流，共享资源、技术和经验。
通过合作，可以提高卫星发射的效率和安全性，降低成本，并促进航天产业的发展。
同时，科学、规范的管理体系也是实现长期可持续性的关键。
建立完善的管理机构和流程，提高工作效率和运营水平，确保卫星发射场的可持续发展。
综上所述，海上卫星发射场的长期可持续性策略需要考虑环境友好性、资源利用效率、安全保障以及管理与合作。
通过保护环境、优化资源利用、强化安全管理和加强合作交流，海上卫星发射场可以实现可持续发展，并为航天事业做出积极贡献。
嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略(北京市一等奖)
嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略摘要月球软着陆是月球探测中的一项关键技术。
软着陆轨道设计与控制策略也成为技术的重要环节。
本文主要基于嫦娥三号在月球软着陆过程中着陆准备轨道、主减速段、快速调整段、粗避障段、精避障段以及缓速下降阶段6个阶段进行研究，从而确定着陆轨道和最优控制策略。
对于问题一，本文将题目简化为从离月球表面1500米到300米位置，嫦娥三号作匀减速运动。
通过其受到的月球引力以及在300米处对应的经纬度计算其动力方程和几何方程，得到近月点的位置：︒30N，高度离月球表面19W，︒5.51.15km，速度为1.7km/s，俯仰姿态角︒160E，︒5.30S，.6984。
远月点所在位置为：︒高度离月球表面100km，速度为1.62km/s，俯仰姿态角︒84。
对于问题二，将软着陆轨道离散化，利用离散点处状态连续作为约束条件，将常推力软着陆轨道转化为多参数问题，利用二次规划确定着陆轨道。
并通过仿真分析得到嫦娥三号在着陆轨道中月心距、法向速度、切向速度和随时间的变化曲线。
本文在确定嫦娥三号软着陆的6个阶段策略为：在主减速制导阶段将推进剂消耗优化作为主要设计目标，另外还要兼顾工程可实现性要求；在快速调整阶段提出利用推力大小和方向线性变化的制导率；在粗避障制导阶段提出一种多项式制导算法，满足了速度，姿态等多项约束；在精避障制导阶段，采用位置和速度的平面控制相结合的方式制导；在缓速下降阶段将着陆安全性以、陆月面的速度以及姿态控制精度作为主要控制因素。
对于问题三，在考虑设备测量误差和执行机构误差后，本文关于误差的分析均采用蒙特卡罗打靶方案。
根据变推力方案推算着陆位置误差、嫦娥三号关机高度和径向着陆速度、软着陆全过程纵向和横向着陆速度误差分布图。
关键词：匀减速运动离散化二次规划蒙特卡罗打靶一、问题的背景嫦娥三号将在北京时间12月14号在月球表面实施软着陆。
嫦娥三号如何实现软着陆以及能否成功成为外界关注焦点。
嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略
嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略引言嫦娥三号是中国国家航天局于2013年发射的一颗月球探测器，是继嫦娥一号和嫦娥二号之后的一次新的月球探测任务。
嫦娥三号的软着陆任务是该探测器的主要任务之一，为了成功完成软着陆，需要设计合理的轨道和采取适当的控制策略。
本文将介绍嫦娥三号软着陆轨道设计与控制策略的相关内容。
轨道设计软着陆任务的轨道设计是非常关键的一部分，主要目标是使探测器能够安全地降落在预定的着陆点附近。
以下是嫦娥三号软着陆轨道设计的几个关键要点：初始轨道嫦娥三号在发射后进入地月转移轨道，然后通过月球捕获进入月球轨道。
根据探测器的设计和任务需求，在进入月球轨道后，会通过一系列轨道调整来使探测器逐渐接近预定的着陆点。
着陆区域选择着陆区域的选择是轨道设计的关键一步。
根据对月球表面的地形和气象条件的分析，选择了一个相对平坦且没有大型障碍物的区域作为着陆点的候选区。
在进一步的分析和评估后，最终确定了嫦娥三号的着陆点。
轨道调整为了使探测器能够准确着陆在预定的着陆点附近，需要进行轨道调整。
根据着陆点与当前轨道的相对位置和速度，通过发动机喷射和航天器姿态调整，逐渐调整探测器的轨道，使其进一步接近预定的着陆点。
着陆点验证在探测器接近着陆点之前，需要进行着陆点验证。
这一步骤涉及探测器的高度、速度、姿态等多个参数的实时监测和控制。
通过与地面的通信和数据传输，控制中心可以对探测器的状态进行监测，并根据实时数据对轨道进行微调，以确保探测器能够准确着陆在预定的着陆点附近。
控制策略为了使嫦娥三号能够实现软着陆，需要采取适当的控制策略。
以下是嫦娥三号软着陆的主要控制策略：六自由度控制嫦娥三号在整个软着陆过程中，需要进行六自由度控制，即控制飞行器在三个方向上的平移运动和三个方向上的旋转姿态。
通过控制发动机的推力和调整航天器的姿态，可以实现对飞行器的六自由度运动的控制。
引力偏航在探测器接近月球表面时，月球的引力将会对探测器产生摄动。
载人登月周期重访轨道保持策略设计
载人登月周期重访轨道保持策略设计
贺波勇;李海阳;李飞;沈红新
【期刊名称】《载人航天》
【年(卷),期】2016(022)004
【摘要】针对高精度星历动力学模型下载人登月周期重访轨道（也称地月循环轨道）发散问题，设计了一种轨道保持控制策略。
提出一种高精度星历动力学模型下的循环轨道初值设计方法，分析了日月中心引力、地球J2项等摄动力对轨道快速发散作用，设计了一种特殊点四脉冲周期重访轨道保持策略。
高精度动力学数值仿真实验表明，该种轨道保持策略控制频率低、速度增量消耗小，控制精度能够满足任务需求，达到预期设计目标。
【总页数】6页(P411-416)
【作者】贺波勇;李海阳;李飞;沈红新
【作者单位】国防科学技术大学航天科学与工程学院，长沙410073;国防科学技术大学航天科学与工程学院，长沙410073;国防科学技术大学航天科学与工程学院，长沙410073;西安卫星测控中心，西安710043
【正文语种】中文
【中图分类】V412
【相关文献】
1.载人登月自由返回轨道与Hybrid轨道设计方法 [J], 白玉铸;陈小前;李京浩
2.基于地月周期重访轨道空间站的载人月球探测方案设想 [J], 杨雷;向开恒;童科伟;
闵学龙
3.环月轨道交会的载人登月任务轨道与窗口规划 [J], 贺波勇;曹鹏飞;罗亚中;李海阳
4.环月轨道交会的载人登月任务轨道与窗口规划 [J], 贺波勇;曹鹏飞;罗亚中;李海阳;
5.基于多重近似重访周期的火星-太阳同步回归轨道设计 [J], 杜部致;高飞;张序琦;贾晓
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
谢 剑锋 李革非
摘
要 ：本 文针对月球卫星轨道高度 的长期保持进行 了研究 ，采用 数值 积分外推轨道方法分别对 ２种类 型的月球 轨道 ：
１ ０ｋ ）２０ ｍ高度 的极 轨圆轨道 ；２ ０ ｋ ）２０ ｍ高度 的极 轨优化设计轨道的近月点高度演化 规律进 行 了分 析 ，确定 了这 ２种类 型 轨道 的高度长期保 持的轨道 维持策略。
２ １ 年 ６月 ０１
深空探测研究
ＤＥＥＰ ＰＡＣＥ Ｅ ＬＯＲＡＴ ＯＮ Ｓ ＸＰ Ｉ
Ｊｎ ０ １ ｕ ｅ２ １
Ｖ０． Ｎ ． １９ ｏ２
第 ９卷
第 ２期
月球 卫星轨道高度长期保持的轨道维持策略
１ ．北 京航 天 飞行 控 制 中心
２ ．北京航 空航 天大学 宇航 学院
增大 ¨。
法精确 计算 月球 卫 星轨 道 的长 期 变化 ，本 文 主要
采用数值积分外推轨道方法对月球卫星轨道高度 的变化进行分析 ，从 而确定轨道高度长期保持 的
轨道 维 持控 制策 略 。本 文 分 别 对 ２种 类 型 的月 球
轨 道进 行 了分析 。 １ ０ ｋ 高度 的极 轨 圆轨 道 ； ）２ ０ ｉ ｎ
工作轨道为满 足一定 高度范 围的圆轨道 ，因此 ，
．
１ ８一
月球 卫 星轨 道 高度 长期 保持 的轨 道 维持 策略
２１ 年 ６ ０１ 月
将该 组轨 道 参 数 转 换 至 Ｊ００ ０月 心 惯 性 坐 ２０ ．
然后 再外 推轨 道 到 近月 点 ，降低 远 月 点 至 ２０ ｍ， ０ｋ 减速 需 速 度 增 量 约 ２５９ ／ ，总 速 度 增 量 约 为 ．９ｍ ｓ
大 气层 ，月 球卫 星 轨 道 不会 因 大气 阻 力 影 响 而 衰 减 ，轨 道半 长 轴将 保 持 不 变 ，因此 ，月 球卫 星轨 道 的近 月点将 降 低 。如 果 月 球 卫 星 初始 圆 轨道 高 度太 低 ，经过 不太 长 的 时 间 ，卫 星 有 可 能 降落 到
月 面。例 如 ，美 国的 “ 月球 勘 探 者 ” 探 测 器 轨 道
Ｖ
Ｏ ２ Ｏ ４ ０ ６ Ｏ ８ ０ １Ｏ ０ １０ ２ １０ ４ １０ ６ ｌＯ ８
由于月球 引 力 场 的 复杂 性 ，使 得 月 球 卫 星轨 道 的长期 变 化 与地 球 卫 星 轨 道 存 在 较 大 的 不 同。 月球卫 星 轨道 的 短 周期 变 化 比较 小 ，约 为 百 米 量
级 ，但长周期变化的幅度相 当大，初始的 圆轨道 会演变成偏心率较 大的椭 圆轨道。由于月球没有
标系 ，进行数值积分轨道外推计算 ，考察近月点
高度 的演 化规 律 。 由于 月 球 赤 道 升 交 点 经度 与月 球引 力场 密 切 相 关 ，将 月 球 赤 道 升 交 点 经 度 按
１ 。 隔变化 ，逐 组分 析不 同升 交 点经度 的近 月点 ０间
５２０ ／ 。外推维持控制后轨道，分析轨道的近月 ．１ｍ ｓ
轨道维 持 控制策 略。
由于 月球 引 力场 的复 杂 性 ，难 以用解 析 的方
出。归一化的地球 引力位系数 ｃ ，５ 的值 迅速
减 小 ，例如 Ｇ。 的量 级 为 ｌ 一 ，而 ｃ ０ 只有 １ Ｉ； ０ ¨
但归一化的月球引力位系数Ｃ ，ｓ 表明，月球
引力 位 系 数 减 小 得 很 慢 ，并 且 有 的 系 数 反 而
设 计 为 高度 １０ｍ 的极 轨 圆轨 道 ，根 据 预 测 ，其 ０ｋ
轨道近月点高度将逐步降低 ，大约 １０天撞 向月 ５
球 Ｊ 。对于 ２０ ｉ高 度 的极 轨 圆轨 道 卫 星 ，在 约 ０ｋ ｎ
两个月的时间内 ，近月点高度下降约 ２ｋ 。 ０ｉ ｎ
一
股 隋况下 ，月球卫 星的任务使命要求卫 星
２ ０ｋ ）２０ ｍ高度的极轨优化设计轨道。 在数值计算分析 中，轨道摄动模型选择月球
非球 形 引力 ７ ７ ５× ５阶次 ，并考 虑 日地 引力 。
２ ０ ｋ 极轨 圆轨道 的轨道维持策 略分析 ２ ０ ｍ
２ １ ２ ０ ｍ 极轨 圆轨 道 的近月点 高度演化 规律 ． ０ｋ ２０ ｉ极 轨 圆轨道初 始状 态参 数取 为 ： ０ｋ ｎ 半 长轴 ａ＝１３ ．ｋ ９ ８０ｍ 偏心 率 ｅ： ． ００ 月球赤 道 轨道倾 角 ｉ ９ ． 。 ＝ ００ 月球 赤道 升交 点经 度 １ ００ － １ ．。 ＝ 近月点 幅 角 （＝００ １ ．。 ） 平 近点 角 Ｍ ＝ ． 。 ００
点高度变化 ，如 化维持后 轨道（ 时间顺序） ～近月点高度
高度 的 演 化 规 律 。 附 录 １给 出 了 ２０ ｍ 圆 轨 道 ０ｋ （ ０ ｅ＝ ）不 同升 交 点经度 的近月 点高 度演 化情 况 。
Ｉ
根据附录 １的各图进行分 析，近月点高度 的 变化 由两部分组成 ，一是近线性 的下 降，这是 由
关键词 ：月球卫 星 ；轨 道高度 ；轨道维持策略
１ 引 言
月球 引力 场 的 特性 不 同于 地 球 引 力 场 ，这 一 特 性 由 月 球 和 地 球 的 各 引 力 位 系 数 可 以 明显 看
在 月球 引力 场 的作 用 下 ，必 需 定 期进 行 月 球 卫 星
轨道高度的维持 ，确保月球卫星轨道满足工作轨 道要求。本文针对 月球卫星轨道高度 的长期保持 进行研究 ，分析和制定实现轨道高度长期保持的
引力 场 的带谐 调 和项 引起 的 ；二 是 周 期 近 一 个 月 的振 荡 ，即近月 点 高 度 以月 球 公 转 为 周 期 的短 周
期 变化 ，这 是 由引力 场 的 田谐 调 和项 引起 的 ，与 轨 道平 面相 对月 球 赤道 的升 交点 经度 有关 。
ｌ八 ｎ ｎ
一＼ ／ ＼ ／／ １ ／ １ Ｖ ／ ， ＼ 厂 ’ 、