曾 豪,彭 坤,田 林,趙建賀,劉 揚(yáng)

(北京空間飛行器總體設(shè)計部,北京 100094)

1 引言

地月、日地等不同三體系統(tǒng)中存在5 個平動點,基于平動點軌道可完成多種不同的深空任務(wù),并具有其特有的優(yōu)勢:①月球背面連續(xù)通信。飛行于地月系統(tǒng)L2 平動點附近Halo 軌道上的衛(wèi)星可以保證地球與月球背面的持續(xù)通信,并且能夠與L1 點附近軌道上的航天器組建點對點的通信網(wǎng)絡(luò),從而增大對月球表面的覆蓋面積,進(jìn)而支持月球背面著陸任務(wù)的導(dǎo)航與數(shù)據(jù)中繼;②構(gòu)建航天器航行中轉(zhuǎn)站與空間望遠(yuǎn)鏡。地月系統(tǒng)L1、L2平動點之間存在著低耗能的轉(zhuǎn)移軌道,航天器只需消耗極少的能量,便可完成平動點軌道之間的轉(zhuǎn)移,并可在深空行星探測任務(wù)中增加發(fā)射窗口;③行星際低能轉(zhuǎn)移。平動點軌道存在著穩(wěn)定流形與不穩(wěn)定流形,可有效解決深空探測任務(wù)中存在的飛行時間長與燃耗多等問題。通過流形拼接技術(shù)構(gòu)造出低耗能的轉(zhuǎn)移軌道,為未來太陽系內(nèi)各個行星之間完成物資運輸提供方便。因此,圍繞平動點附近的三體周期軌道及其流形結(jié)構(gòu)在科學(xué)研究與工程應(yīng)用中受到廣泛關(guān)注[1]。

ARTEMIS 任務(wù)[2]、嫦娥四號任務(wù)[3]及NASA提出的月球軌道平臺門戶計劃[4]均采用地月空間平動點軌道。其中嫦娥四號中繼星任務(wù)軌道為L2 點Halo 軌道,月球軌道門戶計劃則將在月球附近的近直線Halo 軌道(Near-rectilinear Halo Orbit,NRHO)部署空間站,最終形成地月空間物資轉(zhuǎn)運及深空探測的飛行器中轉(zhuǎn)站。

面向月球探測任務(wù)軌道方案設(shè)計,李楨等[4]基于精確軌道動力學(xué)模型,研究了滿足共面交會約束的發(fā)射窗口,分析了地月轉(zhuǎn)移軌道特性。王書廷等[5]為提高探月任務(wù)的安全性和效費比,提出了一種利用重復(fù)使用地月轉(zhuǎn)移級往返近地軌道空間站進(jìn)行載人月球探測的任務(wù)模式,并進(jìn)行多方案對比,確定了可重復(fù)使用的優(yōu)選方案。

針對地月三體周期軌道在載人月球探測中的應(yīng)用,彭祺擘等[6]系統(tǒng)梳理了月球附近可用于部署空間站的停泊軌道類型,分析了不同類型軌道的能量需求、登月任務(wù)支持性、空間環(huán)境等特點。Whitley 等[7]系統(tǒng)研究了近直線NRHO 軌道往返地球、月球的速度增量與飛行時間等關(guān)鍵參數(shù)的變化特性,并對全月面可達(dá)區(qū)域進(jìn)行分析;曾豪等[8-9]分別針對Halo 軌道、DRO 軌道與NRHO 軌道提出了支持月球探測任務(wù)的往返轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計方法,并對不同軌道幅值、近月點軌道約束對任務(wù)時間與燃料消耗的影響進(jìn)行了研究;彭坤等[10]對比直接往返的登月飛行模式,開展了基于LEO、GEO、L2 點Halo 軌道等6 種不同軌道部署空間站的登月飛行模式優(yōu)劣比較分析,綜合結(jié)果表明,運行于L2 點Halo 軌道的空間站載人登月模式能夠較好地滿足速度增量、測控條件、任務(wù)窗口等指標(biāo)要求,但其未考慮NRHO 與DRO 軌道的影響;高啟濱等[11]為解決登月方案中交會對接窗口選擇難等問題,提出了基于地月L1 點的載人登月飛行方案,能夠在一定程度上降低登月任務(wù)飛行器的燃料消耗。此外,NASA 于2004年提出采用地月L1 點與L2 點交會的載人登月飛行模式[12]。曹鵬飛等[13-14]對低運輸成本的未來地月L2 點Halo軌道空間站補(bǔ)給任務(wù)轉(zhuǎn)移軌道問題進(jìn)行了研究,分析了不變流形、不同插入點相位與幅值對燃耗的影響。

由于三體軌道作用的日益凸顯,結(jié)合三體周期軌道開展載人月球探測任務(wù)將成為潛在方案。本文針對平動點Halo 軌道、月球附近的近直線NRHO 軌道及質(zhì)心會合坐標(biāo)系xy平面DRO 軌道,分析三體周期軌道在登月任務(wù)中的應(yīng)用價值。從任務(wù)燃料與時間消耗、測控通信、月面可達(dá)性、拓展任務(wù)等多方面綜合比較優(yōu)劣性,確定三體周期軌道在載人月球探測任務(wù)中的適用領(lǐng)域,為未來登月飛行器部署及軌道方案的選擇提供參考。

2 動力學(xué)模型及研究對象

2.1 限制性三體模型

描述飛行器在地月三體系統(tǒng)下運動狀態(tài),通?；趫A型限制性三體模型(Circular Restricted Three Body Problem ,CR3BP)進(jìn)行分析。在質(zhì)心旋轉(zhuǎn)系中,飛行器的動力學(xué)方程滿足式(1)、(2):

式中,r1與r2分別為飛行器相對地球、月球的距離;地月三體系統(tǒng)中系數(shù)μ≈0. 012 15;會合系下飛行器狀態(tài)量為X= [r,v] = [x,y,

2.2 地月空間三體軌道

在地月空間三體系統(tǒng)下,5 個平動點附近存在著不同形狀的周期軌道與擬周期軌道。本文針對L2 點附近Halo 軌道、月球附近的近直線NRHO 軌道及大幅值逆行軌道DRO 在載人月球探測中的應(yīng)用進(jìn)行研究分析,如圖1 所示。

NRHO 軌道為運行于月球附近的三體周期軌道,能夠通過L1 點與L2 點Halo 軌道演變確定,軌道周期約6～7 d。由圖1(a)可知,NRHO 軌道的近月點距離月球較近,近月點高度可達(dá)100～300 km,能夠支持月球極區(qū)的觀測任務(wù)。研究表明,飛行器通過月球借力,只需較少的速度增量即可完成地球-NRHO 軌道間轉(zhuǎn)移任務(wù)[7,9]。

圖1 地月系統(tǒng)Halo、NRHO、DRO 空間位置Fig. 1 Map of Halo,NRHO and DRO in Earth-Moon system

Halo 軌道為運行在共線平動點附近的暈軌道。將飛行器部署于地月L1 點與L2 點Halo 軌道上,能夠?qū)崿F(xiàn)對月球正面與背面的連續(xù)觀測及中繼通信任務(wù)。

DRO 軌道為圍繞月球的逆行共振平面周期軌道。DRO 軌道相對穩(wěn)定,具有Lyapunov 穩(wěn)定性,主要運用于日地系統(tǒng)觀測任務(wù)以及作為捕獲小行星的中轉(zhuǎn)站。

3 登月模式分析

本文假設(shè)月球軌道空間站部署于選定的三體周期軌道上,給出不同登月模式下的任務(wù)影響:

1)速度增量需求和飛行時間。包括軌道轉(zhuǎn)移速度增量,分為飛行器由地球往返三體周期軌道,三體周期軌道與環(huán)月軌道間往返任務(wù),以及各階段飛行時間;

2)任務(wù)支持性。包括測控通信,月面可達(dá)性,其他深空任務(wù)支持性,登月窗口,地面發(fā)射窗口;

3)安全性。包括空間環(huán)境以及任務(wù)可靠性等。

3.1 基于NRHO 軌道的登月模式

3.1.1 速度增量與飛行時間需求

針對地球與NRHO 軌道之間的往返飛行軌跡,NRHO 軌道轉(zhuǎn)移設(shè)計基于序列二次規(guī)劃算法(Sequential Quadratic Programming,SQP)與多重打靶法進(jìn)行設(shè)計。假設(shè)地球停泊軌道滿足軌道高度200 km,相對地球飛行航跡角0°約束,空間站進(jìn)行月球借力飛行時,近月點高度設(shè)定為250 km。

月球軌道空間站由地球出發(fā)轉(zhuǎn)移至目標(biāo)NRHO 軌道的飛行軌跡如圖2 所示,其中NRHO軌道近月距與遠(yuǎn)月距分別為 1838 km 和67 480 km。飛行器初始時刻航行于軌道高度200 km 的圓形地球停泊軌道上,施加逃逸機(jī)動速度增量3117.093 m/s,航行4.951 d 后進(jìn)行月球借力機(jī)動,速度增量大小為182.460 m/s,繼續(xù)航行0.772 d 后抵達(dá)目標(biāo)NRHO 軌道,入軌機(jī)動為223.923 m/s,任務(wù)全程總飛行時間為5.722 d,總速度增量為3523.476 m/s。去程與回程軌道具有近似對稱特性,各個特征點與各飛行段參數(shù)相近。

圖2 地球-NRHO 軌道去程飛行軌跡Fig.2 The transfers from LEO to NRHO

飛行器往返于環(huán)月軌道(極軌)與NRHO 軌道的轉(zhuǎn)移軌道圖3 所示。探測器首先于目標(biāo)NRHO 軌道出發(fā),施加57.289 m/s 速度增量進(jìn)入轉(zhuǎn)移軌道,短時間飛行后,在環(huán)月軌道施加速度增量622.334 m/s 完成捕獲任務(wù),總速度增量為679.623 m/s。通過分析可知,探測器由環(huán)月軌道返回NRHO 軌道所需的速度增量與去程情況相近?？偹俣仍隽繛?79.640 m/s,其中逃逸NRHO速度增量與捕獲點速度增量分別為57.306 m/s和622.334 m/s。

圖3 往返于環(huán)月軌道與NRHO 軌道的飛行軌跡Fig.3 Round-trip transfer orbit between the LLO and NRHO

表1 給出了飛行器往返地球軌道LEO、空間站軌道NRHO 與環(huán)月軌道LLO 之間的速度增量需求與飛行時間。

表1 速度增量與飛行時間需求Table 1 Requirement of velocity increment and flight time

3.1.2 任務(wù)支持性

1)測控通信。由圖1 可知,NRHO 軌道近似垂直于地月連線。當(dāng)月球軌道空間站布置于此類型軌道上時,對地通信可實現(xiàn)完全無遮擋,能夠保持對地連續(xù)測控通信。其次,針對對月測控通信,運行于NRHO 軌道的飛行器能夠較好地對月球極區(qū)進(jìn)行通信,有效支持未來月球極區(qū)探測與極區(qū)科研站建設(shè)。

2)月面可達(dá)性。為分析飛行器由NRHO 過渡軌道到達(dá)月面的可達(dá)區(qū)域,設(shè)定飛行時間為0.5 d,往返速度增量變化見圖4,其中類經(jīng)緯度定義為在質(zhì)心旋轉(zhuǎn)系下的登月點經(jīng)緯度。結(jié)果表明,往返月球赤道相對于其他著陸點更具挑戰(zhàn)性,登月點在±90°的高緯度或高經(jīng)度轉(zhuǎn)移燃料最優(yōu)。

圖4 往返軌跡的總速度增量變化特性Fig.4 The total Delta v of the optimal round-trip transfers

3)窗口分析。在會合坐標(biāo)系中,地球與月球位于固定位置,NRHO 軌道相對于月球的位置固定不變。通過仿真分析可知,在不約束飛行時間的條件下,當(dāng)以靠近月球區(qū)域(近月點區(qū)域)的NRHO 軌道上的點作為逃逸點時,不易設(shè)計出滿足高度、航跡角、環(huán)月軌道傾角和升交點赤經(jīng)約束的轉(zhuǎn)移軌道,其余部分的設(shè)計難度相對較低。不同相位對應(yīng)的轉(zhuǎn)移軌道及各項參數(shù)如圖5 所示。

圖5 轉(zhuǎn)移軌跡及相關(guān)參數(shù)Fig.5 Transfer orbits and the corresponding parameters

與月球軌道空間站登月窗口特性相似,在會合坐標(biāo)系中,目標(biāo)軌道空間站位置相對地球與月球保持固定。同時,三體系統(tǒng)為自治系統(tǒng)與時間無關(guān),基于月球借力的NRHO 軌道轉(zhuǎn)移的地面發(fā)射窗口具有任意性。

4)其他深空任務(wù)支持性。結(jié)合月球軌道門戶計劃,NRHO 軌道不僅能夠保持月球極區(qū)探測,還能夠支持小行星和火星探測任務(wù)。

3.1.3 任務(wù)安全性

1)交會對接難度。登月飛行器通過地月軌道轉(zhuǎn)移及月球借力飛行后,進(jìn)入NRHO 軌道附近區(qū)域,進(jìn)行自主控制段飛行并進(jìn)行交會對接。其難度主要體現(xiàn)在:①由于轉(zhuǎn)移過程中考慮了月球借力輔助,微小的改變都可能影響到任務(wù)的成功性;②登月飛行器的自主導(dǎo)航與控制精度也將會影響月球軌道空間站與登月飛行器的交會對接;③三體模型下尚未存在實際工程驗證的交會對接任務(wù),交會對接關(guān)鍵技術(shù)亟待驗證,挑戰(zhàn)性較大。

2)空間環(huán)境。NRHO 軌道具有較好的穩(wěn)定性,位于此類型軌道上的月球軌道空間站不存在被月球遮擋的情況,具有良好的光照條件。同時,此區(qū)域的熱環(huán)境相對穩(wěn)定,空間站受到微流星與空間碎片撞擊的概率相對較低。

3)任務(wù)可靠性?；贜RHO 軌道的月球軌道空間站部署,其交會對接難度與精度要求較高,并且深空弱穩(wěn)定場飛行控制技術(shù)相對要求較高,NRHO 軌道附近的空間環(huán)境穩(wěn)定,軌道維持所需的速度增量較小,綜合任務(wù)可靠性較低。

3.2 基于Halo 軌道的登月模式

3.2.1 速度增量和飛行時間需求

針對法向幅值28 000 km 的L2 點Halo 軌道,往返地球停泊軌道與L2 點Halo 軌道的轉(zhuǎn)移軌跡如圖6 所示。

圖6 地球與Halo 軌道間往返飛行軌跡Fig.6 Round-trip transfer orbit between the LEO and Halo

空間站初始位于軌道高度200 km 圓形地球停泊軌道上,施加速度增量ΔvLEO= 3117.626 m/s,航行3.935 d 后執(zhí)行機(jī)動195.021 m/s,完成月球借力操作,繼續(xù)飛行3.353 d 后到達(dá)目標(biāo)Halo 軌道,入軌機(jī)動增量為146.086 m/s,去程任務(wù)總飛行時間為7.288 d,總速度增量為3458.733 m/s。

登月任務(wù)完成后,飛行器需要施加187.853 m/s 的速度增量離開Halo 軌道,航行2.379 d 后抵達(dá)近月點位置,施加機(jī)動203.584 m/s,完成月球借力飛行,隨后繼續(xù)航行3.577 d 抵達(dá)地球附近。

針對飛行器往返于環(huán)月軌道與Halo 軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)。假設(shè)環(huán)月軌道高度250 km,軌道傾角與升交點赤經(jīng)均設(shè)定為90°。對于去程軌跡,飛行器首先于Halo 軌道出發(fā),施加96.504 m/s 速度增量進(jìn)入轉(zhuǎn)移軌道,航行4.444 d 后在環(huán)月軌道上施加611.645 m/s 完成捕獲任務(wù),總速度增量為708.149 m/s。飛行器由環(huán)月軌道返回Halo 軌道所需的速度增量與去程情況相似。總速度增量為709.175 m/s,其中逃逸Halo 軌道速度增量與捕獲點速度增量分別為 97.163 m/s 和612.012 m/s,需要航行4.396 d。

表2 給出了飛行器往返地球軌道LEO、空間站Halo 軌道與環(huán)月軌道LLO 之間的速度增量需求與飛行時間。

表2 速度增量與飛行時間需求Table 2 Requirement of velocity increment and flight time

3.2.2 任務(wù)支持性

1)測控通信。在地月三體系統(tǒng)會合坐標(biāo)系下,Halo 軌道yz平面投影圖如7 所示,由圖可知,L2 點Halo 軌道具有一定的軌道高度,能避免被月球遮擋,可以在地面深空站進(jìn)行測控通信。Halo 軌道能夠有效支持月球背面的通信,而對于月球極區(qū)測控則受到Halo 軌道幅值大小、飛行器和地面設(shè)備天線張角大小影響。

2)月面可達(dá)性。不同飛行時間條件下,飛行器往返Halo 與不同類傾角環(huán)月軌道的速度增量變化如圖8 所示。結(jié)果表明,不同飛行時間下,往返總速度增量介于1400 ～1850 m/s 之間。

圖7 Halo 軌道yz 平面投影圖Fig.7 The projection of yz plane of Halo orbit

圖8 往返軌跡的總速度增量變化特性Fig.8 The total △v of the optimal round-trip transfers

3)窗口分析。在質(zhì)心旋轉(zhuǎn)系下,地月L2 點Halo 軌道相對月球的位置固定不變。研究表明,Halo 軌道上不同相位點均存在到達(dá)指定的環(huán)月軌道,但不同相位點進(jìn)行登月轉(zhuǎn)移所需速度增量不同,相差約300 m/s[15]。與基于NRHO 軌道模式的登月窗口特性相似,目標(biāo)軌道空間位置相對地球與月球保持固定,基于月球借力的Halo 軌道轉(zhuǎn)移地面發(fā)射窗口具有任意性。

4)其他深空任務(wù)支持性。Halo 軌道不僅能夠較好地完成與環(huán)月軌道間的往返,實現(xiàn)對月球探測,還能夠有效地支持火星等深空探測任務(wù)。研究表明,飛行器由目標(biāo)Halo 軌道出發(fā),經(jīng)過月球借力返回地球附近,隨后施加機(jī)動0.631 km/s完成地球借力飛行,繼續(xù)航行一段時間后進(jìn)行深空機(jī)動0.08 km/s,飛行器總飛行時間約為285 d[16]?；贖alo 軌道的小行星探測任務(wù)可參照嫦娥2 號的小行星拓展任務(wù)[17]。

3.2.3 任務(wù)安全性

1)交會對接難度。登月飛行器通過地月轉(zhuǎn)移與月球借力飛行,能夠進(jìn)入L2 點Halo 附近區(qū)域,進(jìn)行自主控制段飛行并完成對接。與NRHO軌道相似,月球借力轉(zhuǎn)移對飛行器最終進(jìn)入Halo軌道的尺寸、相位與精度存在影響。同時,登月飛行器攜帶的導(dǎo)航設(shè)備及其控制精度對L2 點Halo軌道的交會對接任務(wù)產(chǎn)生影響,總體上交會對接難度較大。

2)空間環(huán)境。當(dāng)月球軌道空間站部署在L2點Halo 軌道上時,由于L2 點Halo 軌道處于月球外側(cè),受到微流星撞擊的概率相對較大。Halo 軌道具有較好的穩(wěn)定性及良好的光照條件,同時,此區(qū)域的熱環(huán)境相對穩(wěn)定。

3)任務(wù)可靠性。基于Halo 軌道的月球軌道空間站部署,與NRHO 軌道相近,交會對接難度與精度要求較高,需要較好的飛行控制技術(shù),而Halo 軌道附近的空間環(huán)境相對穩(wěn)定,考慮各項因素的任務(wù)可靠性較低。

3.3 基于DRO 軌道的登月模式

3.3.1 速度增量和飛行時間需求

針對地球與DRO 軌道之間的往返飛行軌跡設(shè)計,選取目標(biāo)DRO 軌道滿足近月距67 090 km,遠(yuǎn)月距89 497 km。

飛行器由地球停泊軌道出發(fā),經(jīng)過月球借力,往返DRO 軌道的轉(zhuǎn)移軌跡如圖9 所示,施加速度增量ΔvLEO=3124.604 m/s,航行7.179 d 后執(zhí)行機(jī)動192.099 m/s,完成月球借力操作,繼續(xù)飛行6.380 d 后到達(dá)目標(biāo)DRO 軌道,入軌機(jī)動增量為90.622 m/s,去程任務(wù)總飛行時間為13.559 d,總速度增量為3407.326 m/s。

圖9 地球與DRO 軌道之間往返飛行軌跡Fig.9 Round-trip transfer orbit between the Earth and DRO

針對回程任務(wù),飛行器需要施加95.608 m/s的速度增量離開DRO 軌道,航行6.203 d 后抵達(dá)近月點位置,施加機(jī)動206.055 m/s 完成月球借力飛行,隨后繼續(xù)航行7.695 d 抵達(dá)地球附近。

針對環(huán)月軌道高度250 km,軌道傾角與升交點赤經(jīng)均為90°的往返月球任務(wù)。具體地,飛行器首先于目標(biāo)DRO 軌道出發(fā),施加134.899 m/s速度增量進(jìn)入轉(zhuǎn)移軌道,航行6.189 d 后,在環(huán)月軌道上施加632.973 m/s 完成捕獲任務(wù),總速度增量為767.872 m/s。針對回程轉(zhuǎn)移軌道,總速度增量為 767.429 m/s,其中逃逸DRO 軌道速度增量與捕獲點速度增量分別為134.797 m/s 和632.632 m/s,需要航行6.048 d。

表3 給出了飛行器往返地球軌道LEO、空間站DRO 軌道與環(huán)月軌道LLO 之間的速度增量需求與飛行時間。

表3 速度增量與飛行時間需求Table 3 Requirement of velocity increment and flight time

3.3.2 任務(wù)支持性

1)測控通信。在地月三體系統(tǒng)中,DRO 軌道是xy平面內(nèi)圍繞月球的周期軌道,空間站運行于DRO 軌道上時,部分區(qū)域?qū)⑹艿皆虑虻恼趽?并且DRO 軌道無法對月球極區(qū)進(jìn)行測控通信覆蓋。

2)月面可達(dá)性。飛行器往返DRO 與不同類傾角環(huán)月軌道的速度增量變化如圖10 所示,單程轉(zhuǎn)移時間為7 d,往返總時間14 d。由圖可知,隨著類傾角增大,往返總速度增量呈現(xiàn)逐步增大變化趨勢。

圖10 往返軌跡的總速度增量變化特性Fig.10 The total △v of the optimal round-trip transfers

3)窗口分析。與L2 點Halo 軌道登月模式相似,飛行器從DRO 軌道不同相位均可以登月,但登月速度增量存在差異,速度增量相差約500 m/s?；谠虑蚪枇Φ腄RO 軌道轉(zhuǎn)移地面發(fā)射窗口具有任意性。

4)其他深空任務(wù)支持性?；贒RO 軌道經(jīng)過月球和地球借力及深空機(jī)動后,同樣能夠保證飛行器完成火星探測任務(wù)。

3.3.3 任務(wù)安全性

1)交會對接難度?；贒RO 的登月飛行器的交會對接任務(wù)與基于NRHO 軌道和Halo 軌道的交會對接任務(wù)的設(shè)計難度相同,挑戰(zhàn)性較大。

2)空間環(huán)境。當(dāng)月球軌道空間站部署在DRO 軌道上時,過渡軌道圍繞月球,飛行器運行于此軌道上時,部分區(qū)域光照將受到地球和月球的遮擋,同時,此區(qū)域的熱環(huán)境相對穩(wěn)定。

3)任務(wù)可靠性?；贒RO 軌道的月球軌道空間站部署,與NRHO 軌道和Halo 軌道特性相近,交會對接難度與精度要求較高,需要較好的飛行控制技術(shù),而空間環(huán)境相對穩(wěn)定,考慮各項因素的任務(wù)可靠性較低。

3.4 登月模式對比分析

對于近月空間三體周期軌道空間站,其優(yōu)點為:①往返地球速度增量需求較小;②全月面可達(dá),但DRO 往返LLO 轉(zhuǎn)移時間較長且速度增量相對NRHO、Halo 較大;③地面發(fā)射窗口多,登月窗口多;④能較好支持月球以遠(yuǎn)深空任務(wù)。其中,對于NRHO、L2 點Halo、DRO這3 種軌道,NRO 往返月球的飛行時間最小,且速度增量需求最小,測控通信不間斷;L2 點Halo 測控通信不間斷。

由表4 可知,三體周期軌道更適合于要求登月窗口多,全月面可達(dá),能更好支持后續(xù)深空等特點的任務(wù)。而難點在于任務(wù)安全性,交會對接難度大,收到微流星撞擊概率大等問題。

表4 基于不同三體周期軌道的登月模式優(yōu)劣比較Table 4 Comparison of lunar landing modes based on different three-body orbits

初步比較NRHO、Halo 與DRO 登月模式可知,這3 種類型登月任務(wù)支持性與任務(wù)安全性相似,差異在于任務(wù)可行性與月球探測區(qū)域的選擇。其中整個任務(wù)的速度增量消耗相當(dāng),而NRHO 往返月球的任務(wù)總時間最小。綜合考慮,若針對月球極區(qū)觀測且要求時間較短任務(wù),可優(yōu)選NRHO軌道;若針對月球背面任務(wù),可優(yōu)選Halo 軌道。

4 結(jié)論

1)針對速度增量與時間需求,飛行器地月往返所需的總速度增量分別為NRHO 812.738 m/s(11.415 d);Halo 732.544 m/s(13.244 d);DRO 584.384 m/s(27.457 d),燃料消耗較少,能夠較好地滿足任務(wù)對燃耗的指標(biāo)要求。針對環(huán)月軌道與過渡軌道之間的能耗分析,飛行器從L2 點Halo 軌道、DRO 軌道轉(zhuǎn)移至目標(biāo)環(huán)月軌道LLO 需要航行4～6 d,而通過NRO 軌道進(jìn)行過渡能夠在短時間內(nèi)(即0.5 d)完成軌道轉(zhuǎn)移。因此,僅考慮任務(wù)燃耗,DRO 軌道優(yōu)勢較大,但飛行時間較長;僅考慮任務(wù)轉(zhuǎn)移時間,可選擇NRHO 軌道;而Halo 軌道為燃耗與時間的折衷方案。

2)三體周期軌道任務(wù)難點在于任務(wù)安全性,現(xiàn)階段在三體周期軌道上仍未有實現(xiàn)交會對接的型號任務(wù),需要突破三體周期軌道上交會對接的技術(shù)難題。同時,三體周期軌道也存在著微流星撞擊概率大等問題。

3)三體周期軌道更適合于要求登月窗口多,全月面可達(dá),能更好支持后續(xù)深空等特點的任務(wù)。針對月球極區(qū)觀測且要求時間較短任務(wù),可優(yōu)選NRHO 軌道;針對月球背面任務(wù),可優(yōu)選Halo軌道。

本文結(jié)果對登月飛行器近月空間部署以及軌道方案分析具有一定的參考意義。