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申请/专利权人：北京理工大学

摘要：本发明公开的从地月三体轨道小推力转移至环月轨道的轨迹拼接方法，属于航空航天领域。本发明实现方法为：采用地月圆型限制性三体模型和月心二体模型，根据过渡轨道选取适用于圆型限制性三体模型与二体模型的拼接点；依据拼接点空间位置将小推力轨道求解过程划分为三体转移段、二体转移段和匹配段三个求解阶段，并通过混合法对三个求解阶段以最短时间为优化目标，分段求解小推力转移轨迹，将三个求解阶段的轨迹拼接得到由初始轨道向目标轨道的最短时间小推力轨迹。本发明通过在空间位置和速度上实现精准对接，能够确保航天器在不同的轨道段之间平滑过渡，减少地心二体动力学模型的计算误差，进而确保航天器安全和任务成功。

主权项：1.从地月三体轨道小推力转移至环月轨道的轨迹拼接方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一：建立描述圆型限制性三体问题的地月旋转坐标系和描述月心二体问题的月心惯性系，分别构建圆型限制性三体模型下的小推力航天器运动的动力学方程和月心二体模型下的小推力航天器运动的动力学方程；给定拼接球面的半径，在设计地月引力共同作用区向环月轨道转移进行小推力转移问题时，将按照航天器相对月心所处的空间位置将转移段划分为三体转移段、二体转移段和匹配段三个阶段；给出过渡轨道选取条件，并依据给出的拼接球面、出发轨道参数和目标轨道参数，确定拼接点位置；步骤二：根据庞特里亚金极值原理，引入协态变量构造时间最优性能指标的航天器系统哈密顿函数，根据航天器系统哈密顿函数得到协态方程，将协态方程作为转移轨道的约束条件；给定出发轨道、过渡轨道约束条件；根据出发轨道约束条件、过渡轨道约束条件和转移轨道约束条件，结合步骤一构建的圆型限制性三体模型下的小推力航天器运动的动力学方程和控制约束，以最短时间为优化目标，构建小推力转移轨迹最优控制问题；针对小推力转移轨迹最优控制问题P0进行数值求解，获得地月旋转系下三体转移阶段的轨迹；步骤三：通过等效时间放缩得到小推力转移时间初值猜测，给定出发轨道、过渡轨道和撞月约束条件，根据庞特里亚金极值原理，引入协态变量构造时间最优性能指标的航天器系统哈密顿函数，根据航天器系统哈密顿函数得到协态方程，将协态方程作为转移轨道的约束条件；根据出发轨道约束条件、过渡轨道约束条件、撞月约束和转移轨道约束条件，结合步骤一构建的月心二体模型下的小推力航天器运动的动力学方程和控制约束，以最短时间为优化目标，构建小推力转移轨迹最优控制问题；针对小推力转移轨迹最优控制问题P1进行数值求解，获得月心惯性系下二体转移阶段的轨迹；步骤四：将步骤三所求解得到的月心惯性系下二体转移阶段的轨迹，通过坐标转换关系转换得到限制性三体模型下的轨迹，更新限制性三体模型下的轨迹末端拼接点在地月旋转系下的状态参数，将月心二体模型下的拼接点xt′rans变为拼接点步骤五：将步骤四得到的拼接点作为终端约束，将步骤二得到的地月旋转系下三体转移阶段的轨迹末端拼接点xtrans作为初值约束，结合步骤一构建的圆型限制性三体模型下的小推力转移轨迹最优控制问题，并求解小推力转移轨迹最优控制问题；将步骤二的地月旋转系下三体转移阶段的轨迹和步骤五的匹配段转移轨迹进行拼接，得到三体转移阶段与匹配段拼接后的轨迹，进一步将拼接后的轨迹与步骤四得到的限制性三体模型下的轨迹进行拼接，得到由初始轨道向目标轨道的最短时间小推力轨迹，即实现从地月三体轨道小推力转移至环月轨道的轨迹拼接。

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