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        淺析嫦娥系列月球探測(cè)衛(wèi)星軌道設(shè)計(jì)

        2012-11-13 08:50:20李飛高任楓軒
        中州大學(xué)學(xué)報(bào) 2012年5期
        關(guān)鍵詞:天體引力嫦娥

        李飛高,任楓軒

        (河南職業(yè)技術(shù)學(xué)院電氣工程系,鄭州450046)

        嫦娥一號(hào)和二號(hào)探月衛(wèi)星已成功發(fā)射,嫦娥三號(hào)衛(wèi)星也預(yù)計(jì)在2013年前后發(fā)射,現(xiàn)在世人對(duì)嫦娥系列衛(wèi)星的發(fā)射給予高度關(guān)注,對(duì)其軌道設(shè)計(jì)產(chǎn)生了濃厚的興趣。本文對(duì)嫦娥探月衛(wèi)星的物理模型、發(fā)射窗口、軌道約束等方面進(jìn)行分析,從而探析嫦娥衛(wèi)星的軌道設(shè)計(jì)。

        1.相關(guān)理論與模型

        我國(guó)探月工程中研究對(duì)象主要是由嫦娥探月衛(wèi)星、地球、月球三個(gè)天體構(gòu)成的三大系統(tǒng),一是地球-嫦娥衛(wèi)星系統(tǒng),二是地球-嫦娥衛(wèi)星-月球系統(tǒng),三是月球-嫦娥衛(wèi)星系統(tǒng)。嫦娥系列衛(wèi)星是這三大系統(tǒng)中主要的研究天體,嫦娥衛(wèi)星發(fā)射的基礎(chǔ)理論是牛頓力學(xué),其物理模型是受攝二體問(wèn)題模型和限制性三體問(wèn)題模型。

        1.1 受攝二體模型

        1.1.1 二體模型

        在一個(gè)系統(tǒng)中只存在兩個(gè)天體,一個(gè)是質(zhì)量密度均勻分布的球體,一個(gè)是繞其飛行的可以看作為質(zhì)點(diǎn)的航天器,它們只通過(guò)萬(wàn)有引力作用而不受其他天體的影響,這種研究天體運(yùn)動(dòng)模型就是二體模型。在探月工程中存在地球-嫦娥衛(wèi)星二體模型和月球-嫦娥衛(wèi)星二體模型。它們分別是在探月衛(wèi)星軌道中地球調(diào)相軌道段和環(huán)月飛行軌道段的研究模型。

        1.1.2 雙二體模型

        嫦娥衛(wèi)星從地球飛向月球的過(guò)程中,在靠近地球的某一范圍內(nèi),地球引力是主要的,月球引力相對(duì)是一小量;相反,在靠近月球的某一范圍內(nèi),月球引力是主要的,地球引力相對(duì)是一小量。如果忽略系統(tǒng)中的引力小量,根據(jù)地-月引力場(chǎng)的分布情形,計(jì)算它們影響范圍,并在不同范圍內(nèi)建立相應(yīng)的二體模型,對(duì)于這種模型稱(chēng)之為雙二體模型。雙二體模型是在人類(lèi)探月初期的軌道設(shè)計(jì)模型。

        1.1.3 雙二體模型假設(shè)

        月球繞地心的運(yùn)動(dòng)看作為勻速圓周運(yùn)動(dòng),地月平均距離384400km,月球引力常數(shù)4.902802627×1012m3/s2,月球半徑為1738km。當(dāng)衛(wèi)星在月球影響球之外時(shí),只受地球中心引力的作用,其軌跡為地心圓錐曲線(xiàn)。當(dāng)衛(wèi)星在月球影響球之內(nèi)時(shí),只受月球中心引力的作用,其軌跡為月心圓錐曲線(xiàn)。當(dāng)衛(wèi)星軌道在月球影響球邊界點(diǎn),將兩條曲線(xiàn)拼接成完整的運(yùn)動(dòng)軌跡,即將相對(duì)于地心的位置和速度換算為相對(duì)于月心的位置和速度。[1]

        1.2 三體模型

        存在兩個(gè)較大天體P1、P2,它們的質(zhì)量分別為m1、m2,它們?cè)谥皇苋f(wàn)有引力的作用下繞行,在這樣的一個(gè)系統(tǒng)中引入另一個(gè)天體P,其質(zhì)量為m,它受到兩個(gè)大天體萬(wàn)有引力的作用而運(yùn)動(dòng),這樣三個(gè)天體組成的系統(tǒng),該模型就是三體問(wèn)題模型。在這個(gè)系統(tǒng)中,如果 m1?m,且m2?m,天體 P 對(duì) P1、P2影響可以忽略不計(jì),這樣模型就是限制性三體問(wèn)題[2],在探月工程中,嫦娥、地球和月球就構(gòu)成限制性三體問(wèn)題。

        1.3 攝動(dòng)理論

        在若干個(gè)天體組成的系統(tǒng)中,若系統(tǒng)或系統(tǒng)內(nèi)的天體受到系統(tǒng)外天體的作用,會(huì)造成系統(tǒng)內(nèi)天體的運(yùn)動(dòng)偏離既定軌道,這一現(xiàn)象稱(chēng)為攝動(dòng)。在探月工程中,嫦娥探月衛(wèi)星、地球、月球三個(gè)天體構(gòu)成三大系統(tǒng),地球-衛(wèi)星系統(tǒng)攝動(dòng)力主要是地球非球形引力和月球引力,地球-月球-衛(wèi)星系統(tǒng)攝動(dòng)力主要是太陽(yáng)引力與太陽(yáng)光壓,月球-衛(wèi)星系統(tǒng)非球形引力和地球引力,這三大系統(tǒng)都會(huì)受到系統(tǒng)內(nèi)外天地的攝動(dòng)力影響,主要是來(lái)自于地球、月球和太陽(yáng)等天體的攝動(dòng)力,所以上述二體問(wèn)題和三體問(wèn)題都是受攝二體問(wèn)題和受攝三體問(wèn)題。

        對(duì)于嫦娥探月問(wèn)題不能簡(jiǎn)單看作為受攝的二體問(wèn)題[3],它是兩個(gè)受攝二體問(wèn)題和一個(gè)限制性三體問(wèn)題。在探月衛(wèi)星的軌道設(shè)計(jì)中,系統(tǒng)外主要攝動(dòng)力必須要考慮,這是為了衛(wèi)星在飛行過(guò)程中能夠正確確定發(fā)射軌道,發(fā)射過(guò)程中能夠及時(shí)進(jìn)行軌道修正,使衛(wèi)星達(dá)到目標(biāo)位置,順利的按照預(yù)定軌道飛行,實(shí)現(xiàn)探月衛(wèi)星的正常與月球交會(huì)。

        2.嫦娥衛(wèi)星發(fā)射窗口

        嫦娥衛(wèi)星只有在特定時(shí)間范圍內(nèi)發(fā)射才能保證其進(jìn)入地月轉(zhuǎn)移軌道入口與轉(zhuǎn)移軌道終點(diǎn)預(yù)定軌道位置參數(shù),保證能夠被月球捕獲,成為月球的衛(wèi)星,這種能夠發(fā)射衛(wèi)星的特定時(shí)間范圍稱(chēng)之為發(fā)射窗口。

        2.1 零窗口

        零窗口是指在設(shè)計(jì)好發(fā)射軌道的前提下,通過(guò)計(jì)算其最佳的發(fā)射時(shí)間,發(fā)射時(shí)分秒不差地將火箭發(fā)射升空,這一時(shí)間就是發(fā)射的零窗口。

        嫦娥一號(hào)和二號(hào)分別于2007年10月24日18時(shí)05分04秒和2010年10月1日18時(shí)59分57秒成功的實(shí)施零窗口發(fā)射。嫦娥二號(hào)是嫦娥三號(hào)的先導(dǎo)星,它的成功發(fā)射驗(yàn)證了嫦娥三號(hào)即將實(shí)施的發(fā)射技術(shù),為嫦娥三號(hào)2013年左右發(fā)射提供了寶貴的經(jīng)驗(yàn)。

        2.2 影響零窗口發(fā)射的因素

        影響衛(wèi)星零窗口發(fā)射的因素有衛(wèi)星火箭系統(tǒng)條件、指揮系統(tǒng)條件、測(cè)控系統(tǒng)條件、觀(guān)測(cè)條件、太陽(yáng)光照條件、氣象因素等條件,詳見(jiàn)文獻(xiàn)[4]。

        3.軌道約束條件

        嫦娥衛(wèi)星軌道實(shí)際上是受到某些約束條件,選擇嫦娥衛(wèi)星與日、地、月相對(duì)位置的軌跡。嫦娥衛(wèi)星的軌道約束條件主要有軌道力學(xué)約束、光照約束、觀(guān)測(cè)約束、科學(xué)探測(cè)約束等條件。

        其軌道力學(xué)約束條件主要有地球調(diào)相軌道約束、地月轉(zhuǎn)移軌道約束、月球衛(wèi)星軌道約束。

        4.軌道設(shè)計(jì)

        4.1 確定軌道位置參數(shù)

        嫦娥系列探月衛(wèi)星的軌道設(shè)計(jì),要充分考慮軌道設(shè)計(jì)的約束條件,根據(jù)探月衛(wèi)星的發(fā)射技術(shù)、運(yùn)載火箭的承載能力、衛(wèi)星的測(cè)控技術(shù)等條件,利用嫦娥衛(wèi)星軌道模型,確定地月轉(zhuǎn)移軌道入口點(diǎn)和出口點(diǎn)的位置坐標(biāo)、速度、傾角等軌道參數(shù)。

        4.2 拼接軌道

        地球調(diào)相軌道是以地球?yàn)橹行奶祗w,利用受攝二體模型設(shè)計(jì)的橢圓軌道,通過(guò)遙測(cè)控制該修正衛(wèi)星軌道傾角、速度,使其滿(mǎn)足地月轉(zhuǎn)移軌道入口點(diǎn)狀態(tài)參數(shù),從而順利實(shí)現(xiàn)向地月轉(zhuǎn)移軌道過(guò)渡。

        地月轉(zhuǎn)移軌道是利用受攝限制性三體模型設(shè)計(jì)的、相對(duì)月球的雙曲線(xiàn),所以地月轉(zhuǎn)移軌道入口點(diǎn)是地球調(diào)相軌道大橢圓與地月轉(zhuǎn)移軌道雙曲線(xiàn)的拼接點(diǎn)。

        繞月飛行軌道是以月球?yàn)橹行奶祗w,利用受攝二體模型設(shè)計(jì)的橢圓軌道,地月轉(zhuǎn)移軌道雙曲線(xiàn)與該軌道的交點(diǎn)就是地月轉(zhuǎn)移軌道的出口點(diǎn)。

        將上述三條圓錐曲線(xiàn)(兩條橢圓曲線(xiàn)和一條雙曲線(xiàn))拼接起來(lái)就構(gòu)成了嫦娥衛(wèi)星的飛行軌道。在實(shí)際的嫦娥衛(wèi)星軌道設(shè)計(jì)時(shí),根據(jù)其約束條件、探測(cè)任務(wù)、探測(cè)技術(shù)等條件不同設(shè)計(jì)的軌道也不盡相同。

        4.3 嫦娥一號(hào)

        嫦娥一號(hào)探月衛(wèi)星首先是利用“長(zhǎng)征”三號(hào)甲運(yùn)載火箭在西昌衛(wèi)星發(fā)射中心,把衛(wèi)星送入地球調(diào)相軌道。它的飛行軌道由三大部分組成:第一是繞地飛行的調(diào)相軌道,它們分別由周期為16h、24h、48h的三段軌道組成;第二是地月轉(zhuǎn)移軌道;第三是200km高度繞月飛行的使命軌道。[5]

        圖1 嫦娥一號(hào)道軌示意圖

        4.4 嫦娥二號(hào)

        嫦娥二號(hào)探月衛(wèi)星是利用“長(zhǎng)征”三號(hào)丙運(yùn)載火箭在西昌衛(wèi)星發(fā)射中心把其送入近地點(diǎn)200km,遠(yuǎn)地點(diǎn)38萬(wàn)km的大橢圓軌道,準(zhǔn)確的把嫦娥二號(hào)送入到地月轉(zhuǎn)移軌道的入口點(diǎn)。對(duì)入口點(diǎn)的條件要求必須滿(mǎn)足衛(wèi)星在入軌點(diǎn)的狀態(tài)參數(shù),通過(guò)地月轉(zhuǎn)移軌道與衛(wèi)星環(huán)月軌道交會(huì),在距月球100km處被月球捕獲,成功實(shí)現(xiàn)繞月飛行。

        圖2 嫦娥二號(hào)道軌示意圖

        4.5 嫦娥三號(hào)和四號(hào)

        嫦娥三號(hào)和四號(hào)采用與嫦娥二號(hào)相似的軌道設(shè)計(jì),但是由于嫦娥三號(hào)和四號(hào)是探月工程中第二階段——“落”,其有效載荷比嫦娥一號(hào)和二號(hào)都大,所以需要更大推力的運(yùn)載火箭,同時(shí)還要考慮節(jié)省燃料,由此嫦娥三號(hào)將選擇緯度較低的海南文昌發(fā)射基地進(jìn)行發(fā)射。

        總之,嫦娥月球探測(cè)衛(wèi)星軌道設(shè)計(jì)問(wèn)題實(shí)際上是探月衛(wèi)星與月球交會(huì)的問(wèn)題,根據(jù)不同的探月任務(wù)要求、各種約束條件,利用合適物理模型和相應(yīng)的技術(shù)條件,選擇合適的運(yùn)載火箭和發(fā)射場(chǎng)地,設(shè)計(jì)特定的飛行軌道,把嫦娥衛(wèi)星送入預(yù)定軌道,實(shí)現(xiàn)對(duì)月球的科學(xué)探測(cè)。

        [1]郗曉寧.月球探測(cè)器軌道設(shè)計(jì)[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2001.

        [2][美]Howard D C.軌道力學(xué)[M].周建華,譯.北京:科學(xué)出版社,2011.

        [3]劉林.月球探測(cè)器軌道力學(xué)[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2006.

        [4]毛萬(wàn)標(biāo),趙民,符菊梅.嫦娥一號(hào)衛(wèi)星“零窗口”發(fā)射控制[J].裝備指揮技術(shù)學(xué)院學(xué)報(bào),2008,8(4):51-54.

        [5]楊維廉,周文艷.嫦娥一號(hào)月球探測(cè)衛(wèi)星軌道設(shè)計(jì)[J].航天器工程,2007,11(6):16-24.

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