[发明专利]基于三体系统流形的小推力地月转移轨道优化方法

说明书

本发明公开的基于三体系统流形的小推力地月转移轨道优化方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：在惯性系基于改进春分点动力学方程建立小推力转移轨道时间最优控制模型。在地月三体系统中给出Halo轨道稳定流形和不稳定流形拼接点的状态，并将其转换到惯性系下得到地球逃逸段轨迹终点的目标状态和月球捕获段起点的初始状态；分别利用间接法对初值进行猜测和迭代后得到小推力地球逃逸段轨道和月球捕获段轨道；将所述小推力地球逃逸段轨道和月球捕获段轨道转换到地月旋转系下与流形拼接点拼接，得到完整的小推力地月转移轨迹。本发明能够降低转移燃耗，且不受起始轨道、目标轨道和发射窗口限制，还具有适用范围广的优点。

技术领域

本发明涉及一种地月转移轨道优化方法，特别涉及一种基于地月三体系统流形的小推力转移轨道优化方法，适用于小推力航天器对月球进行探测，属于航空航天技术领域。

背景技术

月球是距离地球最近的自然天体，具有和地球类似的物质组成和热演化历史，对月球的探测可对照了解地球的早期信息，对研究地球和太阳系起源有着重要意义。且月球潜在的矿产资源和能源开发前景使其成为深空探测的首选目标。

在地月三体系统中存在五个平动点，其中地月L1点是距离地球最近的平动点，其附近周期轨道存在管状的不变流形结构。这些流形有通向Halo轨道的稳定流形，也有离开Halo轨道的不稳定流形。稳定流形流经地球附近，不稳定流形流经月球附近，近地航天器可沿稳定流形进入Halo轨道并沿不稳定流形离开Halo轨道到达月球附近。利用不同流形间的拼接可实现地月间低成本转移，对未来可持续月球探测与物资运输具有重要意义。

根据发动机的推进方式，地月转移轨道可以分为化学推进和离子电推进两类。其中离子电推进推力小，比冲为化学推进的数十倍，能够有效提升航天器有效载荷占比，且可靠性高，因此借助地月三体系统L1点流形和小推力发动机进行地月转移是未来月球探测的热点之一。

目前小推力地月转移轨道设计方法中，在先技术【1】(参见Ozimek M T,Howell KC.Low-thrust transfers in the Earth-Moon system,including applications tolibration point orbits[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2010,33(2):533-549.)基于CRTBP模型，研究了LEO至平动点轨道的小推力轨迹优化，采用混合法求解转移轨迹，但未限制推力和比冲的大小，对于给定推力和比冲的情况不适用。

在先技术【2】(参见彭坤,黄震,杨宏,张柏楠.基于弹道逃逸和小推力捕获的地月转移轨道设计[J].航空学报,2018,39(08):232-242.)通过将地心弹道逃逸轨道和月心小推力捕获轨道拼接实现了地月低能转移，但这种方法需要火箭将航天器送到地月转移轨道，对于近地轨道到月球转移的情况不适用。

发明内容

本发明的主要目的是提供一种基于三体系统流形的小推力地月转移轨道优化方法，采用小推力发动机和三体系统L1点流形进行地月转移的轨道优化，通过间接法优化求解小推力长期螺旋轨道，在地月三体系统下将地球逃逸轨迹和月球捕获轨迹与L1点Halo轨道的流形进行拼接得到完整转移轨道，本发明能够降低转移燃耗，且不受起始轨道、目标轨道和发射窗口限制，还具有适用范围广的优点。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的：

本发明公开的基于三体系统流形的小推力地月转移轨道优化方法，在惯性系基于改进春分点动力学方程建立小推力转移轨道时间最优控制模型。在地月三体系统中给出Halo轨道稳定流形和不稳定流形拼接点的状态，并将其转换到惯性系下得到地球逃逸段轨迹终点的目标状态和月球捕获段起点的初始状态。分别利用间接法对初值进行猜测和迭代后得到小推力地球逃逸段轨道和月球捕获段轨道。将所述小推力地球逃逸段轨道和月球捕获段轨道转换到地月旋转系下与流形拼接点拼接，得到完整的小推力地月转移轨迹。