摘要：为提升月球返回拓展任务转移轨道设计的灵活性,构建了月球返回规避机动无约束设计模型,并据此发展了利用规避机动的月球返回拓展任务转移轨道设计方法.首先,分析讨论了规避机动后轨道安全约束的三种情况,发展了一种规避拉起高度自适应控制技术,在不引入设计约束的情况下实现了满足安全高度需求的同平面规避机动解析计算;然后,推导了规避机动与转移轨道参数之间的映射关系,提出了一种基于旋转平面的规避机动设计方法,实现了规避机动与后续转移轨道的匹配,并据此建立了月球返回规避机动无约束设计模型;最后,分析了规避机动的轨道几何与燃料消耗特性,分别以大幅值逆行轨道(DRO)与小行星为目标构建了月球返回拓展任务转移轨道设计模型,对所提方法进行了数值验证.数值仿真结果表明,提出的月球返回拓展任务转移轨道设计方法具有较强的寻优能力,能够支持不同探测目标的月球返回拓展任务转移轨道设计.

摘要：提出一种包含逃逸和俘获阶段的行星际小推力全程轨道设计方法.该方法采用分步式设计思想,针对地球逃逸、日心转移和目标星俘获三段轨道的转移特点,分别采用加权组合控制律和混合法进行顺序设计,并基于拼接条件在地球和目标星引力影响球处完成不同轨道段间的拼接.该方法降低了多引力场穿越轨道动力学的强非线性,具有较高的计算效率和良好的收敛性.以地球-火星转移为例对设计方法进行了仿真计算,数值结果表明:该方法可有效用于行星际小推力转移任务的全程轨道设计.

摘要：初始设计问题是行星际小推力转移轨道设计中的难点。本文在对逆多项式逼近方法进行改进基础上,提出一种星际小推力转移轨道初始设计方法。首先,通过分析逆多项式逼近轨道的动力学特性,推导了关键系数的可行取值范围;然后,基于改进的逆多项式逼近理论,通过对加速度约束进行处理,建立了一种简单有效的星际小推力轨道设计模型;最后,为高效可靠的获得最优设计参数,采用微分进化算法对轨道设计模型进行了寻优计算。该方法不仅避免了传统逆多项式逼近遗漏可行轨道的缺陷,并且设计参数少,能够为精确设计提供一组可靠的初始设计参数。仿真计算验证了该方法的有效性。

摘要：三体动力学系统动平衡点附近存在的周期轨道在空间探测任务中有着重要的应用价值.本文研究了流形不相交三体系统周期轨道间的转移问题,提出了一种结合流形和引力辅助技术的转移轨道设计方法.首先通过定义近拱点庞加莱映射搜索周期轨道不变流形的近拱点,然后给出了任意初始状态达到一定双曲超速所需速度增量的计算方法,从而得到了最佳逃逸流形和捕获流形的选择依据,并结合等高线图法与近拱点庞加莱映射分析了周期轨道利用该方式进行逃逸或捕获的性质.在此基础上,基于受摄三体模型建立了流形逃逸点到捕获点转移轨道的优化模型,通过微分修正策略将优化模型化简为仅有两个参数的无约束优化问题,并采用单纯形算法进行了求解.以地球-火星和地球-金星转移为例对所提方法的有效性进行了验证,数值结果表明:结合流形和引力辅助技术可有效降低周期轨道间转移的能量消耗.

摘要：针对结合行星借力和小推力技术的行星际转移轨道设计问题,提出一种基于形状逼近策略的初始设计方法。采用改进的逆六次多项式策略计算小推力弧段,通过引入B平面参数和推进器开关点时间系数实现行星借力和推滑混合轨道的拼接,将初始设计问题转化为求解混合整数非线性规划问题。为降低规划模型求解难度,通过参数变换对模型进行简化处理,并采用具有全局大范围搜索能力的改进微分进化算法求解最优设计参数。数值结果表明:相比正弦指数曲线设计方法,本文方法可以有效对交会型转移轨道进行设计,并且可以提供更少燃料消耗的探测机会。

摘要：小推力转移轨道的设计与优化一直是深空探测轨道设计方面的难点。针对这些问题,提出了一种基于等高线图的初始发射机会搜索方法,该方法通过绘制探测器-火星距离的等高线图寻找满足任务约束的小推力转移轨道发射机会;同时,本文还给出了一种小推力轨道的直接优化算法,该算法通过将连续的控制变量参数化,把轨道优化问题转化为参数优化问题,然后基于所提搜索方法,采用逐次二次规划方法进行求解。数值计算验证了该发射机会初值猜测方法和优化算法的有效性。

摘要：为提高行星际小推力转移轨道初始设计精度,提出了基于N次逆多项式逼近的半解析Lambert算法,并基于该算法发展了一种转移轨道初始设计方法。首先,采用N次逆多项式近似小推力轨道形状,应用推力方向假设和位置速度边界条件推导出部分系数及推力大小解析式。接着,分析了飞行时间约束和轨道动力学约束下解的存在性,并给出了关键系数的可行域。然后,利用探测器质量消耗方程建立了Lambert问题求解模型并加以解决。最后,基于所提Lambert算法,通过对连续推力约束进行降维,提出一种求解多圈非固定时间的行星际小推力转移轨道初始设计方法。分别以固定和非固定时间转移任务为例对所提Lambert算法和初始轨道设计方法进行了数学仿真,数值结果表明:相比传统6阶方法,所提Lambert算法在目标轨道半长轴为5AU时可减少速度增量需求36.63%;所提初始设计方法与最优化方法设计结果接近,可为转移轨道的精确设计提供可行的设计初值。

摘要：研究了近地小推力转移轨道的制导问题,给出了一种基于局部最优控制律的自主制导算法。推导出了各改进春分点根数对应的局部最优控制律;通过最优推力分配和目标偏差两个策略,对各局部最优控制律进行动态加权组合,从而有效减少了制导律的设计参数。在此基础上,针对燃料最省转移轨道,定义了一种新的发动机开关函数。采用遗传/逐次二次规划混合优化算法计算了最优制导参数。与传统算法相比,该制导算法是一种闭环制导算法,能够实现飞行器的自主制导,并且制导过程中无需对制导参数进行更新。以地球低轨到高轨的小推力转移为例,采用该方法分别求解了时间和燃料最省转移问题,并与传统算法进行了比较分析。数值结果验证了该算法的有效性。

摘要：针对星际探测中的借力飞行技术,基于椭圆型限制性三体模型,深入研究了借力飞行自由参数与借力飞行轨道变化之间的关系。在椭圆型限制性三体问题的假设下,通过正向和逆向积分相结合的方法,重点研究了借力天体轨道偏心率和相位角对借力飞行逃逸和俘获区域参数变化的影响,同时分析了借力天体轨道偏心率和相位角对借力飞行实现顺行轨道与逆行轨道转变区域参数变化的影响,并以地月系统引力参数为例,分析了借力天体分别对应不同轨道偏心率和相位角时,前向和后向飞越情况下,借力飞行对轨道能量和角动量的影响,总结出了相应的变化规律。这些研究对于借力飞行轨道的设计与应用具有重要的参考意义。

摘要：研究了星历约束下不同太阳—行星系统Halo轨道间转移的多目标优化设计问题。分析了直接和间接两种转移方式的特点,并引入伪流形技术加快了Halo轨道的逃逸和捕获速度。构建了两种转移机制的多目标优化模型。对于直接转移方式,采用伪流形双向拼接策略实现了转移轨道的构建;对于间接转移方式,通过近拱点庞加莱映射与双曲超速匹配完成了转移轨道的拼接。进一步,采用多项式样条函数对伪流形进行逼近,提高了伪流形的计算效率。两种转移机制的轨道优化设计都可以归结为简单的多变量无约束优化问题,采用非支配快速排序遗传算法NSGA-Ⅱ求解。对地球—火星Halo轨道间的转移进行了多目标优化设计,校验了本文方法的有效性。