月球探测中转移轨道误差分析和中途修正计算

针对返回型月球探测器,基于月球探测中转移轨道的动力学特征和误差传递矩阵的性质,分别对地月转移轨道和月地转移轨道的误差传递特点进行了研究,并根据误差传递矩阵给出估算第1次中途轨道修正速度增量的线性公式.通过具体算例,给出在实际力学模型下月球探测中转移轨道误差传递性质,讨论了目标点和目标轨道两种不同的轨道修正方法的特点和适用情形,并结合再入约束条件对月地转移轨道第2次中途修正进行了分析和计算.     

从地面发射月球探测器的窗口选择

典型的月球探测器飞行轨道包括地球停泊轨道段、地月转移轨道段、月球卫星轨道段和着月轨道段。首先介绍了设计从地面发射月球探测器轨道典型的约束条件;然后,借助于二体假设,建立解析表达式,分析各种约束对窗口选择的影响,给出了各轨道段概略的飞行时间和粗窗口;最后,利用精确的探测器轨道动力学模型,计算精窗口,并给出了一则算例,所得结论可为月球探测器轨道发射、轨道设计提供依据。     

中国探月：嫦娥2号成功进入绕月轨道

2010年10月1日18：59：57,中国嫦娥2号月球探测卫星（以下简称嫦娥－2）在西昌卫星发射中心发射由长征-3C运载火箭直接送入近地点200千米、远地点380000千米的地月转移轨道。在奔月飞行期间。嫦娥－2只进行了1次轨道修正,并开展了X频段测控、紫外敏感器自主导航试验,还打开了3台科学探测仪器进行工作。     

借助光压将探测器推向月球

若采用圆型限制性三体问题模型，从近地停泊轨道上发射一个月球探测器，其最小初始速度必须使相应的Jacobi常数C小于某一临界值C2。但这仅仅是探测器可能飞向月球的必要条件，而且这样飞向月球耗时过长。若采用Hohmann转移轨道，则需要获得较大的变轨冲量，能量消耗较大。如果需要仔细探测地月空间环境，而又不必很快地飞往月球，那么采用较大的太阳帆板，并使其法向有一特殊指向，可借助太阳光压加速引导探测器在不长的时间内飞向月球。利用相应的分析和计算，证实上述考虑是有效的，而且若使太阳帆板截面积大到一定程度（如果技术上能实现），则无需任何动力，也可借助光压将探测器推向月球，就像一条太空帆船（简称太空帆）。     

“小飞”太空打水漂

2014年10月24日,我国用长征3号丙增强型火箭成功发射了我国探月工程三期再入返回飞行试验器——嫦娥5号飞行试验器,大家都亲切叫它“小飞”。火箭把“小飞”送入了近地点高度为209千米、远地点高度413000千米的地月转移轨道。“小飞”的主要用途是突破和掌握探月航天器再入返回的关键技术,为未来的嫦娥5号月球采样返回任务提供技术支持。11月1日,”小飞”的返回器在内蒙古四子王旗预定区域顺利着陆,从而标志着我国探月工程三期首次再入返回飞行试验获得圆满成功。     

月球卫星最优小推力变轨研究

对利用小推力发动机将月球探器从双曲线轨道转移到圆轨的燃料最省转移问题,进行了研究,首先,将问题分解为双曲线到椭圆的转移和从椭圆到目标圆轨道的转移两步,然后,分别利用遗传算法解决了冲量假设下的最估转移、小推力加速民政部下从双曲线到椭圆的转移轨道优化,以及转移时间有约束情况下的从椭圆到圆轨道的转移轨道优化问题。     

对月球形状的估算

1799年,Laplace发现月球的3个主惯量矩,与月球的轨道和自转状态并不相符.有些学者认为,这可能是现在的月球仍保留了早期的"化石"形状.大约在三十多亿年前,月球曾经离地球很近并且转得较快,然后月球逐渐迁移远离地球并且转动得慢了下来.在此迁移的较早时期,月球受到了引潮力和自转离心力的作用,成为一个椭球体.并且很快凝固.所幸的是,固态月球的岩石圈较为稳定,使我们现在仍然能够看到很早时期月球的形状.文中利用月球天平动参数以及引力场系数,计算了椭球体3个主向径a,b,c的长度和月球的平衡潮形状,得到如下3个结论:(1)开始时月球离地球是非常近的,大约在三十亿年前月球可能已经冷却和固化,现在的月球基本上保留了凝结时的形状.(2)证明了液态月球的潮汐形变是月球平衡潮高度的1.934倍.因此用月球引力场推算月球形状时,必需考虑到流体勒夫数hf=1.934的影响.(3)根据月球三个主轴a,6,c的长度之差,推算了月球临凝固时的月地距离为1.7455×1O8m,自转周期为3.652 day.从而推算出月球临凝固时的恒星月长度为8.34day.因此在月球凝结时,月球被锁定在与自转速率比为2:1的共振轨道上.     

月球交会对接VLBI差分时延研究

中国探月3期任务中,月球交会对接技术是任务成功的重要保障.利用嫦娥3号(CE03)绕月飞行的VLBI (Very Long Baseline Interferometry)时延数据,模拟仿真绕月交会对接过程中,同波束VLBI观测模式下,差分群时延的变化情况.仿真结果显示,在远程导引段,轨道器和上升组合体轨道距离保持100 km,持续半小时,差分群时延很好地反映了两者的轨道信息,可以用于定轨定位;自主控制段,上升组合体靠近轨道器,在轨道距离从5 km减小到20 m过程中,上升组合体加速追赶轨道器时,差分群时延快速趋近于0,上升组合体减速远离轨道器时,差分群时延绝对值快速变大.最后,利用嫦娥3号奔月段同时发射两个DOR (Differential One-Ranging)信号的VLBI时延数据,计算差分相时延,初步展示了月球交会对接过程中同波束VLBI差分相时延的误差情况.     

日本SELENE月球探测计划和卫星间多普勒跟踪的数学模型

日本月球探测计划（SELENE）定于2004年夏季利用HIIa火箭发射一组共3颗绕月人造卫星。他们是主卫星、跟踪中断卫星和空间VLBI电波源。其主要科学目标之一是利用对绕月卫星的多普勒跟踪数据精确测定月球重力场,研究月球的起源与演化。SELENE计划中实现这个科学目标的关键技术是引入中继卫星,目的在于当处于低轨道的主卫星飞行到月球背面地面观测站无法观测时,采用卫星间跟踪方法（SST）,建立地面站与主卫星之间的联系,以得到月球背面重力场的直接测量数据。介绍了几种典型的四程卫星间多普勒跟踪模式和相应的数学模型,并针对SELENE计划中采用的特殊四程多普勒跟踪模式建立了卫星相对观测站速度与跟踪信号多普勒频移之间的转换关系。提出了利用GEODYNⅡ定轨分析软件处理SELENE多普勒跟踪数据的流程。     

环月飞行器精密定轨的模拟仿真

以中国正在实施的探月计划“嫦娥1号”工程为背景，分析了在中国联合S波段(USB)测控网和甚长基线射电干涉(VLBI)跟踪网的现有空间分布、观测精度水平下的环月飞行器精密定轨．采用的方法是模拟仿真计算，即首先模拟观测数据，然后在计入各误差源的影响后进行求解，并对解算结果进行比较．模拟仿真的工具是美国宇航局哥达德飞行中心的空间数据分析软件系统GEODYN．环月飞行的主要误差源是月球重力场，为此首先讨论了目前精度最高的月球重力场模型JGL165P1的(形式)误差．在模拟了测距、测速以及VLBI的时延、时延率数据后，计入月球重力场的误差进行精密轨道确定．定轨时采用了减缩动力学(reduced dynamic)方法，即选用合适的经验加速度参数吸收重力场误差对定轨的影响．结果表明对于一个不将月球重力场作为主要科学目标的探月计划(如“嫦娥1号”)，减缩动力学方法是一个简单、有效地提高环月飞行器定轨精度的方法．     

地月系L_2点中继星激光测距成功率的估算

为了模拟位于地月系L2点的中继星"鹊桥"与月球的位置关系,进而估算中继星激光测距的成功率,按照轨道周期约为14天的要求对中继星所在的晕轨道进行计算,建立了一个综合考虑望远镜抖动、大气抖动和预报轨道横向偏离的模型。从数值上给出了一条轨道周期为14. 78天,X方向(地月连线方向)振幅为12 493 km,Y方向为34 596 km,Z方向(垂直于地月轨道平面方向)为11 916 km的周期轨道。由于晕轨道的最小振幅远大于月球遮挡的临界振幅4 000 km,因此月球对中继星不存在遮挡问题。基于建立的测距成功率模型,根据昆明站(国际编号:7820)的激光测距系统对运行在该轨道上的中继星进行测距成功率分析,结果表明:测距成功率随着中继星横向轨道标准差的增大呈快速降低的趋势。对于中继星到测站的平均距离而言,当中继星没有横向偏离时,探测器产生的光电子数为0. 151,成功率为14. 07%;横向偏离2 km时,光电子数降为0. 035,成功率降为3. 46%。对比最近距离与最远距离的情况,无横向偏离的情况下,探测器产生的光电子数从0. 174降为0. 139,成功率从16. 01%降为13. 02%。该计算结果可为云南天文台1. 2 m望远镜实现中继星激光测距提供参考。     

我国地基雷达观测月球的现状和研究进展

地基雷达观测可以提供太阳系天体目标的地形地貌、物理特征、轨道动力等信息。聚焦利用地基雷达天文技术开展月球观测的原理方法和科学意义,介绍了基于我国现有深空雷达上行装置、射电望远镜条件以及非相干散射雷达等系统,初步开展的特高频段(Ultra High Frequency,UHF)和X频段的地基雷达观测月球试验。通过月球反射回波的信号处理,获得了延迟、多普勒频移等参数,得到了一致的与近表层物质密度相关的月面雷达反射率,并得到了月球的左右旋圆极化率,反映了与波长同尺度的月球近表层结构。文章积累的数据处理经验将为我国的小行星预警、行星历表等地基雷达观测研究提供技术基础。     

谈谈印度首颗探月卫星

一、印度月球初航1号如何奔月 2008年10月22日,印度用极轨卫星运载火箭－XL（PSLV—XL）发射了其首颗探月卫星——月球初航1号（Chandrayaan-1,又叫月船1号）。探测器首先进入了近地点255千米、远地点22860千米的大椭圆轨道。在绕地运行两个星期的时间里,探测器上的液体发动机适时点火工作5次,     

制约卫星轨道寿命的另一种机制

近点共振会导致太阳系小天体(小行星,自然卫星以及大行星和月球的人造卫星)的轨道偏心率出现变幅较大的长周期变化,特别是以月球和大行星为中心天体的大倾角轨道(确切地说是倾角接近90°的极轨道)卫星,由于类似的原因,偏心率的增大而导致近星距rp=a(1-e)≤ae(ae是中心天体的赤道半径),使其落到中心天体上,结束轨道寿命,这与耗散机制大不相同,因此将对其作理论分析,并以计算实例加以证实.     

木星探测轨道分析与设计

研究了与木星探测相关的轨道设计问题.重点关注木星探测轨道与火星、金星等类地行星探测轨道的不同及由此带来的轨道设计难点.首先分析了绕木星探测任务轨道的选择.建立近似模型讨论了向木星飞行需要借助多颗行星的多次引力辅助,对地木转移的多种行星引力辅助序列,使用粒子群算法搜索了2020年至2025年之间的燃料最省飞行方案并对比得到了向木星飞行较好的引力辅助方式为金星-地球-地球引力辅助.结合多任务探测,研究了航天器在飞向木星途中穿越主小行星带飞越探测小行星的轨道设计.最后,给出2023年发射完整的结合引力辅助与小行星多次飞越的木星探测轨道设计算例.     

定点击中和航測月球的火箭軌道

在月球表面上考虑了六个定点,它们是自道面内的近、远、东、西四点和此外的南北两点。为了要找到可以实现用火箭击中和航测这六点的轨道,我们以在月面定点上可以容许的初值为轨道出发点,倒推出火箭在地球附近时的位置和速度。月面定点上的初值是依据火箭大约在地面上200公里高空以第二宇宙速度发射的假定选取的。所用方法是按作用范围和简单的角动量和能量守恒的原理来考虑的。计算结果表明,火箭从地面上以通常的高度和速度发射能够击中这六个定点:东点可以垂直击中,西点只能切向击中。航测这六个定点,都可以找到有去有回的轨道,航测远、近、南、北四点还可以有对称的轨道。航测远、近点可以和月面接近到任意距离,航测其他各点,距离便要远些,约为二、三万公里。     

HD 82943行星系统的2:1共振与稳定性

用直接数值积分方法通过模拟不同的行星构型探讨了HD82943行星系统(由两颗共振的巨行星组成)的长期动力演化,同时,还研究了在相空间的轨道运动.在对系统长达107年数值积分中,发现所有的稳定轨道均与2:1共振相关联.典型地,在相同的时标内,两个共振幅角θ1和θ2同时(或其中之一)存在秤动.由于共振幅角在一定范围内的秤动,因而使两颗行星轨道半长径被约束而表现为规则运动模式.另外,利用分析模型(包含了外行星偏心率e2的因素),还讨论了对于不同取值的e2和相对近星点经度θ时,内行星在相空间的运动,并发现2:1轨道共振对于相对较小的e2以及当θ=0°时易于保持.此外,适中的e2将导致系统的两颗行星进入深度共振状态.再者,分析模型和数值计算的结果吻合得很好,两者都揭示了行星系统的2:1共振结构.     

最大的人造火星卫星进入火星轨道

举足轻重的人造火星卫星经过近7个月的飞行,当今世界最先进、最大的人造火星卫星——“火星勘测轨道器”(MRO)于2006年3月10日与火星交会,成功进入火星轨道。去年8月12日,宇宙神-5火箭成功发射了“火星勘测轨道器”,把轨道器加速到11千米/秒,从而提供给轨道器从地球到火星所需全部能量。这标志着火星探测计划又树立了一个重大里程碑。“火星勘测轨道器”与历次发射的火     

潮汐能量耗散与地月系统演化

对地月系统而言, 在很大程度上角动量守恒是正确的. 地月距离的变化主要是受到月球引起的潮汐能量耗散的影响. 根据月球的平均运动和它的长期加速度, 就可以计算出月潮能量耗散的数值. 海洋是潮汐能量耗散的主要区域. 由于潮汐的高度正比于月球对潮汐隆起的万有引力, 由此可导出总的月球潮汐摩擦力正比于月球平均运动的平方. 如果采用月球平均加速度数值-20.72$''\cdot$cy^-2, 就可以推算出35亿年来地月之间的距离以及回归年日数和朔望月日数的演化. 此理论结果与古生物钟的数据进行比对, 两者符合较好.     

宇宙信息

估计月球沙克尔顿环形山中的冰含量 美国宇航局月球勘测轨道器发回的数据显示,冰可能占据了月球南极沙克尔顿环形山表面物质：的22％之多。科学家们使用月球勘测轨道器的激光测高仪所发出的激光探N7沙克尔顿环形山的底部,发现它要比附近的环形山更亮,这与有少量的冰存在相符。这一信息将帮助天文学家认识该环形山的形成并研究月球上其他未知的区域。使用激光来照射环形山的内部并测量它的反照率,月球勘测轨道器以前所未有的精度对沙克尔顿环形山进行了勘测。而这一激光同时也测量了它的深度,精度可达约1个微米（=1／1,000．000米）。根据激光从月面返回所需的时间,