导读:本文包含了转移轨道设计论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:多模式电推进,小行星探测,轨道优化,粒子群
转移轨道设计论文文献综述
王旭生,彭玉明,陆希,施伟璜,张伟[1]（2019）在《面向工程约束的小推力转移轨道设计与优化》一文中研究指出针对深空探测任务中电推进系统需要设置多个工作点、推力分级输出的需求,研究多模式电推进约束下的小行星探测转移轨道优化设计问题,分析推力分档对转移轨道的影响,建立小推力转移轨道动力学模型和优化模型;提出一种基于直接法的轨道优化策略,包括优化模型离散化、初值生成、序列二次规划(SQP)算法进行局部优化,并引入粒子群(PSO)算法搭配SQP算法提高初值的搜索效率和解的全局最优性;通过一次火星借力交会颖神星(1974 QU2)为例进行仿真分析.结果表明,所提优化策略能够有效解决多模式约束下的小推力转移轨道优化设计问题,具有良好的收敛性,在工作功率区间内,增加推力档数能够提高能源利用率,降低燃料消耗量,缩短推力器的开机时间,同时在非工作功率区间内应避免无效的分档.(本文来源于《中国科学:物理学 力学 天文学》期刊2019年08期）
杨彬,杨洪伟,李爽,尤伟[2]（2019）在《基于不同动力引力辅助模型的木星转移轨道设计》一文中研究指出针对木星转移轨道设计中动力引力辅助模型选择问题展开了研究。首先,介绍了近心点机动和甩摆后机动2种动力引力辅助模型,给出了2种模型下最优脉冲机动速度增量的解算方法;然后,基于动力引力辅助模型,提出了包含引力辅助的行星际转移轨迹初始设计方法;最后,以木星探测任务转移轨迹设计为例,对比了不同动力引力辅助模型下探测器的燃料消耗情况。仿真结果表明:相比于甩摆后机动方式,近心点轨道机动方式更加节省燃料。基于近心点机动引力辅助模型,最终完成了金星-地球-地球引力辅助序列的木星转移轨迹初始设计,为我国未来采用引力辅助方式的深空探测任务提供了一定的参考。(本文来源于《上海航天》期刊2019年03期）
彭坤,孙国江,杨雷,徐明,奉振球[3]（2018）在《叁体模型下二维平面地月转移轨道设计与特性分析》一文中研究指出为提高地月转移轨道搜索速度和提供精确的初值猜测,在叁体模型下研究了双脉冲地月转移轨道的快速设计方法及其轨道特性。首先基于叁体模型建立了地心旋转系下地月转移轨道系统模型,选择物理意义明显的地月转移加速速度增量和地心旋转系对准角作为控制变量;其次在二体模型假设下给出控制变量的初值估计方法,提出了不同运行方向地月转移轨道的搜索策略,并采用序列二次规划算法对4种类型地月转移轨道进行求解,分析其控制变量差异;最后分析了转移时间、近地点高度和近月点高度对地月转移轨道的影响,以及月球引力对二体模型下初值估计的修正量。仿真结果表明,本文提出的设计方法能快速准确地搜索出指定类型的地月转移轨道,同时其轨道特性分析结论可为后续月球探测任务地月转移轨道选择提供依据。(本文来源于《载人航天》期刊2018年04期）
张汉清,周芳[4]（2018）在《飞向日-地系统L1点拟周期轨道的转移轨道设计》一文中研究指出限制性叁体问题共线平动点附近的Lissajous轨道是一种拟周期轨道,在深空探测任务设计中具有重要应用价值。本文首先研究了Lissajous轨道的不变流形结构,通过化简到中心流形过程得到了不变流形的计算方法,然后讨论了Lissajous轨道所独有的轨道遮挡问题,给出了能够满足探测任务要求的非遮挡轨道段计算方法,在此基础上研究了日地L1点Lissajous轨道与地球之间的转移轨道设计,考虑了黄赤交角因素对轨道倾角的影响,通过充分利用不变流形结构和庞加莱截面方法,使探测器在Lissajous轨道不变流形的近地点进行轨道机动,得到了能量消耗近似全局最优的转移轨道,数值仿真证明了该方法的有效性。(本文来源于《第37届中国控制会议论文集（C）》期刊2018-07-25）
彭坤,黄震,杨宏,张柏楠[5]（2018）在《基于弹道逃逸和小推力捕获的地月转移轨道设计》一文中研究指出针对地月空间货运任务和环月轨道空间设施建设任务,提出一种弹道逃逸和小推力捕获相结合的新型地月轨道转移模式,并建立了一整套该类型轨道设计方法。首先,在叁体模型假设下分别建立地心弹道逃逸轨道和月心小推力捕获轨道的二维极坐标动力学模型。对于弹道逃逸轨道,将地心旋转系对准角和地月转移加速速度增量作为控制变量,提出初值估计解析公式,并应用序列二次规划算法进行快速求解。对于小推力捕获轨道,以月心距为参考量设置与弹道逃逸轨道的拼接点约束,提出能量匹配方法预估飞行时间,采用最优螺旋轨道的初始伴随状态解析式预估近月点伴随变量初值。基于混合法和轨道逆推思想,采用人工免疫算法进行小推力捕获轨道求解。仿真结果表明,基于弹道逃逸和小推力捕获的地月轨道转移方式大幅降低了近月制动燃料消耗,能快速穿越地球辐射带,且飞行时间适中;同时,提出的轨道设计方法能快速搜索到基于弹道逃逸和小推力捕获的地月转移轨道,验证了该方法的有效性。(本文来源于《航空学报》期刊2018年08期）
安然,王敏,梁新刚[6]（2017）在《基于Lyapunov最优反馈控制的月球中继卫星转移轨道设计》一文中研究指出随着电推进器及小推力转移变轨的研究逐渐深入,在深空探测领域应用电推力器是必然的发展趋势.文章基于以月球中继卫星的运行轨道地月L2点Halo轨道为目标轨道的轨道转移任务,采用Lyapunov最优反馈控制方法,计算单一轨道根数的局部最优控制率,通过遗传算法调整五个轨道根数的权重,得到时间最优的月球中继卫星小推力轨道转移方案,具有工程应用意义.(本文来源于《空间控制技术与应用》期刊2017年06期）
郑博,张泽旭[7]（2016）在《载人小行星探测最优两脉冲转移轨道优化设计》一文中研究指出为实现对目标小行星的载人探测,提出一种时间严格约束条件下的最优两脉冲往返转移轨道设计与优化方法.针对载人小行星探测任务的特点,建立了两脉冲转移轨道设计方案,初步设计了两脉冲往返转移轨道,并且利用序列二次规划算法进行了轨道优化,得到了各转移阶段的发射、到达窗口和最优往返转移轨道.仿真结果表明,给出的最优两脉冲往返转移轨道单次施加脉冲能够控制在5 km/s以内,可以满足未来300 d内的能量较小的载人小行星探测任务.(本文来源于《哈尔滨工业大学学报》期刊2016年10期）
路毅,李俊强,韩雷,李兆明,李恒年[8]（2016）在《木卫停泊轨道间低耗能小推力转移轨道设计方法研究》一文中研究指出对木卫停泊轨道间的低耗能小推力转移轨道设计方法进行了研究,提出基于"类halo轨道截面"法的低耗能转移轨道参数化方法和基于配点法的多体Lambert问题求解算法,并利用全局优化算法得出了燃耗最少的初步优化结果;利用多体同伦法和固定近心点高度的多圈转移控制律得到了各段小推力转移轨道的有效设计结果.所提方法同样适用于其他天体间的转移轨道设计,为多体环境下低耗能小推力转移轨道提出了新的设计思路和方法.(本文来源于《力学与实践》期刊2016年05期）
梁金金,陆国平[9]（2016）在《精确动力学模型下的火星探测器直接转移轨道设计》一文中研究指出在2016~2021年间寻找发射机会,以总速度增量最小为指标,设计地球-火星直接转移轨道。本文假设地球停泊轨道为高度200km、轨道倾角28.5°的圆轨道,目标轨道为高度500km、倾角90°的火星绕飞轨道。轨道动力学模型考虑太阳、地球、火星的引力作用及地球J2项摄动。首先对发射窗口寻优。通过求解Lambert问题绘制步长5天的Pork-Chop等高线图,从中初步筛选出赤纬满足停泊倾角约束且总速度增量最小的窗口,将此窗口作为初值代入Matlab优化工具箱求解得到最优发射窗口,本文最优发射窗口为2020年7月26日8时57分7秒,微分修正前的总速度增量约为5.88km/s。然后进行初步轨道设计。采用圆锥曲线拼接法,获得探测器在地球停泊轨道的逃逸位置和逃逸速度的初始估计值。本文采用升段逃逸,逃逸脉冲作用点的升交点角距(由轨道节线度量至逃逸点的停泊轨道面内角)为327.73°,逃逸脉冲矢量(ECI描述)初步设计为[6.8899,-8.1038,4.6902]km/s,脉冲大小3.8407km/s。最后进行精确轨道设计。以火星B平面参数为目标约束,在精确动力学模型下进行微分迭代修正(逃逸位置不变,仅修正逃逸脉冲矢量)。精确动力学模型因中心天体不同而采用叁段描述,分别为地心段、日心段和火心段。根据探测器的火星双曲线进入速度和目标环绕轨道要素计算标称B平面参数为Bnorm T=0,Bnorm R=8091.2424km,由数值方法得到初末状态转移阵,微分迭代9次后B平面参数偏差收敛到10-3km以内,其中修正后的逃逸脉冲矢量(ECI描述)为[6.8997,-8.0895,4.6966]km/s,脉冲大小修正为3.8392km/s;近火点制动脉冲矢量(MCI描述)为[4.0720,-1.8031,2.9806]km/s,脉冲大小2.0350km/s。飞行205.7083天,即2021年2月17日1时57分3秒到达。当然以上只是理论计算结果,实际转移中还须进行若干次轨道修正。(本文来源于《第十届动力学与控制学术会议摘要集》期刊2016-05-06）
邵珠君[10]（2016）在《基于GEO卫星的小推力推进器构型设计与轨道转移设计研究》一文中研究指出为满足高承载和高寿命地球静止轨道(GEO)卫星的发展要求,以电推进为代表的小推力推进在GEO卫星平台上的应用成为现今的研究热点。不同于传统的化学推进,小推力推进比冲高、推力精确可控,用于长时间远距离GEO卫星轨道转移可以提高卫星载荷比,增加任务回报。然而,由于小推力推进器的推力一般在几十毫牛到几百毫牛之间,使卫星轨道转移花费的时间格外长,且转移过程中卫星暴露给地面跟踪探测设备的可能性增加,卫星的低可探测性不能得到保证。本文主要针对小推力推进器在GEO卫星平台上的应用进行研究。研究小推力推进器在卫星平台的构型设计,及各构型配置完成空间任务的可行性。重点进行小推力推进地球同步转移轨道(GTO)到地球静止轨道转移关键技术的研究,以缩短轨道转移时间、提高卫星的低可探测性。主要研究内容如下:首先,对小推力推进卫星轨道运动模型和空间环境进行研究。详细分析了轨道运动的经典动力学方程和改进春分点方程的特点,分别用于小推力变轨的分析和计算。后对变轨空间环境因素进行逐一研究,指出地影和摄动是影响小推力变轨的重要因素。其次,研究小推力推进卫星平台的推力器构型设计,设计了四推力器、八推力器和十六推力器构型配置方案,并详细分析了各配置的空间任务可行性。着重对十六推力器的复杂构型设计进行研究,提出了姿轨一体控制推力分配方法,并通过仿真验证了该方法的有效性。然后,研究小推力推进GTO轨道到GEO轨道转移设计和优化。考虑变轨任务约束、空间地影和摄动影响,提出了基于控制参数分析的小推力推进轨道转移方法。进一步建立推力器误差模型、统计推力器开关次数,研究推力器误差和推力器寿命对变轨的影响。通过仿真验证该方法的有效性和可靠性。最后,对轨道转移中卫星的低雷达可探测性进行研究。针对低雷达可探测卫星的特点,以具有低雷达散射面积(RCS)的卫星为研究对象,提出了卫星在雷达探测区进行姿态调整以实现低雷达可探测性,设计了基于低可探测约束的小推力推进轨道转移方案,并进行仿真验证。在此基础上,开展小推力推进GEO轨道转移仿真平台的研究,对平台的关键模块进行设计和实现。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2016-03-01）
转移轨道设计论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
针对木星转移轨道设计中动力引力辅助模型选择问题展开了研究。首先,介绍了近心点机动和甩摆后机动2种动力引力辅助模型,给出了2种模型下最优脉冲机动速度增量的解算方法;然后,基于动力引力辅助模型,提出了包含引力辅助的行星际转移轨迹初始设计方法;最后,以木星探测任务转移轨迹设计为例,对比了不同动力引力辅助模型下探测器的燃料消耗情况。仿真结果表明:相比于甩摆后机动方式,近心点轨道机动方式更加节省燃料。基于近心点机动引力辅助模型,最终完成了金星-地球-地球引力辅助序列的木星转移轨迹初始设计,为我国未来采用引力辅助方式的深空探测任务提供了一定的参考。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
转移轨道设计论文参考文献
[1].王旭生,彭玉明,陆希,施伟璜,张伟.面向工程约束的小推力转移轨道设计与优化[J].中国科学:物理学力学天文学.2019
[2].杨彬,杨洪伟,李爽,尤伟.基于不同动力引力辅助模型的木星转移轨道设计[J].上海航天.2019
[3].彭坤,孙国江,杨雷,徐明,奉振球.叁体模型下二维平面地月转移轨道设计与特性分析[J].载人航天.2018
[4].张汉清,周芳.飞向日-地系统L1点拟周期轨道的转移轨道设计[C].第37届中国控制会议论文集（C）.2018
[5].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
[6].安然,王敏,梁新刚.基于Lyapunov最优反馈控制的月球中继卫星转移轨道设计[J].空间控制技术与应用.2017
[7].郑博,张泽旭.载人小行星探测最优两脉冲转移轨道优化设计[J].哈尔滨工业大学学报.2016
[8].路毅,李俊强,韩雷,李兆明,李恒年.木卫停泊轨道间低耗能小推力转移轨道设计方法研究[J].力学与实践.2016
[9].梁金金,陆国平.精确动力学模型下的火星探测器直接转移轨道设计[C].第十届动力学与控制学术会议摘要集.2016
[10].邵珠君.基于GEO卫星的小推力推进器构型设计与轨道转移设计研究[D].南京航空航天大学.2016