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申请/专利权人：中国人民解放军63919部队

摘要：本发明涉及一种基于环月轨道的载人登月轨道设计方法，包括标称任务轨道设计流程及推迟任务轨道设计流程；所述标称任务轨道设计流程利用脉冲轨道设计方法设计转移轨道，再利用弹道设计方法将发射弹道与转移轨道进行迭代设计，最后转化为有限推力的控制轨道方案；推迟任务轨道设计流程，在标称任务轨道设计流程基础上，进行裁剪、变型，实现载人飞船、月面着陆器推迟发射情况下的任务设计。本发明考虑到多种实际任务约束，能够解决载人登月任务的轨道设计问题，还可以解决推迟发射情况下的任务轨道设计；考虑到与发射弹道的衔接以及有限推力转换等环节，可以获得完整的飞行轨道方案和轨道参数，提高了全过程的设计效率和设计精度。

主权项：1.一种基于环月轨道的载人登月轨道设计方法，包括标称任务轨道设计流程及推迟任务轨道设计流程；所述标称任务轨道设计流程利用脉冲轨道设计方法设计转移轨道，再利用弹道设计方法将发射弹道与转移轨道进行迭代设计，最后转化为有限推力的控制轨道方案；其中脉冲轨道设计方法为优先确定环月交会对接轨道面，之后设计飞船和着陆器到达该轨道面的发射窗口，再通过交会对接、下降和上升策略，将各段轨道串联起来；所述推迟任务轨道设计流程，在标称任务轨道设计流程基础上，进行裁剪、变型，实现载人飞船、月面着陆器推迟发射情况下的任务设计；其特征在于，所述标称任务轨道设计流程具体包括：步骤1：确定轨道设计的总体约束所述轨道设计的总体约束条件包括：任务年份、基本飞行轨道、月面着陆区位置、月面着陆时刻的光照条件、轨道飞行时间及月面活动时长、速度增量、返回着陆场位置、返回倾角范围及升降轨约束、再入航程及再入角范围；步骤2：设计飞船环月轨道参数根据约束计算任务年份内不同着陆点、不同着陆时刻的月面着陆窗口及对应的环月轨道参数，输出月面着陆时刻、环月轨道根数、光照约束满足情况、返回着陆场航程满足情况；步骤3：设计飞船月地转移轨道根据环月轨道参数，并结合着陆器月面上升交会对接和月地转移变轨策略、飞行时长约束条件，设计载人飞船定点返回轨道，输出载人飞船月地转移时刻、月地转移前轨道根数、月地转移轨道机动时刻及速度增量矢量、月地转移时间、再入点位置、再入角、返回再入轨道倾角、再入航程参数；步骤4：设计飞船地月转移轨道根据环月轨道参数、返回轨道参数，并结合飞船近月制动和交会对接变轨策略、飞行时长约束条件，设计飞船地月转移轨道，输出地月转移出发时刻、地月转移出发前轨道根数、地月转移速度增量矢量、近月点时刻、近月制动前近月点轨道根数、近月制动轨道机动时刻及速度增量矢量、近月制动后环月轨道根数、地月转移时间，以及不执行近月制动时的自由返回轨道飞行时间、再入点位置、再入角、返回再入轨道倾角、再入航程、返回地球落点区域参数；通过调整发射方位角，设计标称轨道的月窗口宽度和日窗口宽度；步骤5：迭代设计火箭发射弹道、飞船地月转移轨道根据载人飞船地月转移轨道参数，设计火箭发射弹道与地月转移轨道参数迭代调整，进行发射弹道与地月转移轨道匹配，确定地月转移出发时刻；通过弹道计算得出火箭发射时刻、上升弹道参数、入轨时刻及入轨参数、近地轨道滑行时间、地月转移出发时刻及轨道参数；通过地月转移轨道计算得出迭代调整后的地月转移轨道近月点时刻、近月制动前近月点轨道根数、近月制动轨道机动时刻及速度增量矢量、近月制动后环月轨道根数、地月转移时间，以及不执行近月制动时的自由返回轨道飞行时间、再入点位置、再入角、返回再入轨道倾角、再入航程、返回地球落点区域参数；步骤6：设计着陆器地月转移轨道根据环月轨道参数及与飞船最小发射时间间隔约束，设计地月转移轨道，输出地月转移出发时刻、地月转移出发前轨道根数、地月转移速度增量矢量、近月点时刻、近月制动前近月点轨道根数、近月制动轨道机动时刻及速度增量矢量、近月制动后环月轨道根数、地月转移时间，最终得到着陆器地月转移轨道的发射窗口及不同月份的备份窗口；步骤7：迭代设计火箭发射弹道、着陆器地月转移轨道根据着陆器地月转移轨道参数，火箭发射弹道与地月转移轨道迭代设计，进行发射弹道与地月转移轨道匹配，获得地月转移出发时刻，通过计算得到与火箭相关的参数包括：火箭发射时刻、上升弹道参数、入轨时刻及入轨参数、近地轨道滑行时间、地月转移出发时刻及轨道参数；通过计算得到着陆器相关的参数包括：迭代调整后的地月转移轨道近月点时刻、近月制动前近月点轨道根数、近月制动轨道机动时刻及速度增量矢量、近月制动后环月轨道根数、地月转移时间；步骤8：设计飞船近月制动与环月轨道交会对接轨道根据初步地月转移轨道窗口和月面着陆器环月轨道参数，进一步结合飞船交会对接策略，设计飞船近月制动轨道和环月轨道第一次交会对接轨道，输出近月制动结果、交会对接每次轨道机动时刻、速度增量矢量以及轨道机动前后的环月轨道根数；步骤9：设计着陆器月面下降着陆轨道根据环月轨道参数和月面下降窗口，并结合着陆器月面下降制导控制策略，设计月面下降着陆轨道，输出月面着陆器与载人飞船分离时刻、分离速度增量矢量、发动机连续推力开机时刻、下降过程的推力控制策略、下降过程的位置和速度参数；步骤10：设计月面着陆器月面上升和交会对接轨道根据飞船环月轨道参数和月面上升窗口，并结合着陆器月面上升交会对接制导控制策略，设计月面上升交会对接轨道，输出月面着陆器月面上升时刻、上升交会对接过程的推力控制策略、上升交会对接过程的位置和速度参数；步骤11：设计飞船、着陆器有限推力轨道根据设计的标称轨道，将飞船和着陆器的脉冲轨道机动包括：近月制动、交会对接、环月离轨、月地返回，转化为限推力机动方式，输出各轨道机动段的起始和结束时刻、轨道机动推力大小和方向、轨道机动前后的轨道根数、以及最终形成的全过程标称轨道参数；步骤12：进行轨道测控通信覆盖性分析对设计的全过程标称轨道，进行测控通信覆盖性分析和关键弧段的测控通信能力分析，输出测控通信覆盖率及测控通信资源需求。

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