嫦娥五号月球轨道交会导引策略设计

doi:10.7527/S1000-6893.2022.26584

Abstract

Abstract:

To achieve the mission of Chang’e-5 lunar orbit rendezvous， a new 4-impulsive rendezvous phasing scheme is proposed. By using the radial control variable， the argument of latitude of each impulse is constrained， so as to satisfy the constraint of tracking condition. For the new 4-impulse scheme， a new initial guess method is proposed by using the near-circular orbit deviation equation. A high-fidelity numerical solution is constructed using the differential correction algorithm， and the corresponding analytical state transition matrix is derived. The design consideration and results of the key parameters of Chang’e-5 lunar orbit rendezvous mission are discussed. The optimization design model of rendezvous guidance constraint with the constraint of tracking condition is established. The optimal argument of latitude in each impulse is obtained by solving the optimization problem. The global characteristics of constrained optimization problems are also revealed. The operation results of Chang’e-5 show that the proposed strategy can guarantee the constraint of tracking condition， satisfying the flight mission requirements.

Key words: Chang’e-5 Mission, lunar orbit, rendezvous, state transition matrix, constraint optimization

CLC Number:

V412.4

Zhanfeng MENG, Shan GAO, Ruiqing SHENG. Lunar orbit rendezvous phasing design for Chang’e-5 Mission[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 2023, 44(5): 326584-326584.

Figures/Tables 20

Fig. 1

Table 1

Fig. 2

Fig. 3

Fig. 4

Table 2

Classical 4-impulse rendezvous guidance law

参数类型	变量
初始参数	$E 0, T 0, E f *, T f, u 1, u 3 T N 0, N 1, N 2, N 3, N 4, N f T$
设计变量	$C = Δ v 1 T, Δ v 2 N, u 2, Δ v 3 T, Δ v 4 T, u 4 T$
瞄准变量	$E f * = a f , e x f , e y f , i f , Ω f , u f T$

Table 2

Table 3

New 4-impulse rendezvous guidance law with angular position constraint of maneuvers

参数类型	变量
初始参数	$E 0, T 0, E f *, T f, u 1, u 3, u 4 T N 0, N 1, N 2, N 3, N 4, N f T$
设计变量	$C 6 × 1 = Δ v 1 T, Δ v 2 N, u 2, Δ v 3 T, Δ v 4 R, Δ v 4 T T$
瞄准变量	$E f * = a f , e x f , e y f , i f , Ω f , u f T$

Table 3

Fig. 5

Table 4

Fig. 6

Fig. 7

Fig. 8

Table 5

Table 6

Fig. 9

Table 7

Table 8

Table 9

Table 10

Fig. 10

References 22

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参数类型	圈次
入轨点	1
第1次变轨	4
第2次变轨	9
第3次变轨	15
第4次变轨	22
初始瞄准点	25

飞行事件	测控可见纬度幅角范围/（°）	变轨过程测控可见纬度幅角范围（MCE坐标系）/（°）
第1次变轨	［59，279］	［104，276］
第2次变轨	［52，285］	［97，282］
第3次变轨	［57，290］	［100，287］
第4次变轨	［64，297］	［106，293］

飞行事件	圈次	变轨过程测控可见纬度幅角范围（MCE坐标系）/（°）	标称纬度幅角（MCE坐标系）/（°）
入轨	1		109
第1次变轨	4	［104，276］	271
第2次变轨	9	［97，282］
第3次变轨	15	［100，287］	101
第4次变轨	22	［106，293］	290
瞄准点	25		269

轨道参数	入轨点	瞄准点
近月点高度/km	15	210
远月点高度/km	180	210
纬度幅角/（°）	108.7	268.9
绝对时刻	当日进中国首个共视弧段后5 min	当日出中国首个共视弧段前10 min

参数	数值
近月点高度/km	15
远月点高度/km	188
近月点幅角/（°）	108
真近点角/（°）	0.8

Lunar orbit rendezvous phasing design for Chang’e-5 Mission

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飞行事件	圈次	轨控过程纬度幅角（MCE坐标系）/（°）		变轨过程测控可见纬度幅角范围（MCE坐标系）/（°）	速度增量/（m·s^-1）			速度增量模值/（ m·s^-1）
飞行事件	圈次	调姿开始	轨控关机	变轨过程测控可见纬度幅角范围（MCE坐标系）/（°）	R向分量	T向分量	N向分量	速度增量模值/（ m·s^-1）
第1次变轨	4	231	274	［104，276］	0	34.4	0	34.4
第2次变轨	9	131	177	［97，282］	0	0	-3.9	3.9
第3次变轨	15	59	103	［100，287］	0	3.3	0	3.3
第4次变轨	22	248	292	［106，293］	-16.2	9.0	0	18.5

飞行事件	调姿开始	轨控开机	轨控关机	测控出站
第1次变轨	52.6	67.6	68.5	70.5
第2次变轨	27.9	42.9	43.3	80.6
第3次变轨	0.7	15.7	16.1	80.9
第4次变轨	63.3	78.3	78.9	80.7

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