为了减少月球探测任务设计阶段的开发成本、提高研究效率,提出利用成熟软件卫星工具包(Satellite tool kit,STK)进行分析、设计及验证的一般途径。首先,讨论基于微分改正的月球探测器轨道设计方法。然后,分析利用STK验证圆锥曲线拼接法设计结果的问题及注意事项。最后,针对STK中月面点、月球车运动设置不灵活等问题,利用外部文件导入方式进行分析、验证;在此基础上,给出月面点光照和测控条件分析方法。仿真结果表明,所提出的方法可以有效实现STK对月球探测任务的分析、设计及验证。

作为探月工程二期先导星,嫦娥二号卫星将试验探月工程二期部分关键技术,深化月球科学探测;并首次使用X波段深空应答机技术,重点解决低信噪比的载波捕获与跟踪以及在解调损耗紧张、低信噪比条件下保持较高的灵敏度等关键技术;通过四点轨道设计上面的变化对卫星总体设计、各分系统适应性方面将带来全局性影响;利用4台集成了多种先进技术的小相机获得的图像,可为整星提供重要的数据资料,并有利于探月工程成果的展示和宣传,激励人们了解航天、参与航天、热爱航天的热情;同时不仅创造出GNC系统三大创新点,且在嫦娥一号卫星故障预案的基础上不断增加或重新修订,共形成106个故障预案。

直接再入大气的月球返回轨道是月球采样返回任务普遍采用的飞行方案。文章将月-地转移轨道设计与再入大气仿真相结合,通过两级修正策略和落点匹配使月球返回轨道既满足再入界面约束又满足再入点地理位置约束。两条分别采用弹道式和弹道-升力式再入的月球返回轨道的计算结果表明,此方法是有效的。

利用太阳引力摄动与月球绕飞设计地月转移轨道,是月球探测器轨道设计的一种新方法。与霍曼转移相比,这种新型轨道飞行时间较长(约三、四个月),但显著节省速度增量(可达150m/s),对月球探测器工程具有诱人的实际应用价值。对应用引力捕获设计地月转移轨道新方法,本文比较全面地论述了研究目标、研究内容、研究方法与步骤,并从大量算例中给出若干典型轨迹予以辅证。

研究月球探测器直接软着陆最优轨道的设计问题。首先根据探测器直接软着陆的特点,提出了有限推力最省燃料的最优轨道设计问题;然后利用有限推力月面软着陆的最优推力控制方向的计算公式,研究了边值条件和计算方法;最后通过直接软着陆最优轨道的算例及结果分析,发现开始制动高度越低越省能量;推力方向可变时比不可变时节省能量;推力大小可变相当于采用了多级制动,对安全定点着陆非常有利。

利用带谐项J2和J3对月球卫星轨道进行了优化设计.首先分析了月球卫星轨道摄动因素对轨道的影响,其次推导了对应于J2和J3项的冻结轨道计算公式,并通过对仅包含月球引力场模型的运动微分方程,直接积分计算轨道的变化进行了验证.最后,通过合理选择初始轨道的偏心率eo和近月点幅角ωo,对月球卫星极轨道进行了优化设计,给出了设计公式并进行了仿真.结果表明,这种优化设计方法是很有效的.

本文讨论了探测器从低高度圆形地球停泊轨道入轨点出发、在停泊轨道上滑行一段后、沿速度方向加速进入登月轨道、自由飞行击中月球的轨道设计．在着月的速度、角度、时间、区域、停泊轨道和能量限制等约束下，首先借助二体、双二体理论，不仅提供了轨道初值的近似值，而且说明了轨道的特性．然后利用广义限制性四体动力学模型，进行3点边值搜索，得到高精度的探测器轨道．

基于现代小卫星总体设计的概念和思想 ,充分借鉴了哈尔滨工业大学探索 1号小卫星的设计经验和成果 ,对小型月球探测器的总体方案进行了设计 ,对其布局和各分系统进行了设计和分析 ,重点讨论了GNC系统的设计方案 ,并进行了轨道的分析和计算。

提出了一种将圆锥曲线拼接法与历表相结合 ,快速设计月球卫星地月转移轨道的方法。此方法是一种无需轨道积分的纯代数计算方法 ,具有速度快、精度高的特点 ,可用于月球卫星转移轨道的初步设计。将初步设计获得的参数作为精确设计的初值 ,能大大缩短精确轨道设计参数的时间。

典型的月球探测器飞行轨道包括地球停泊轨道段、地月转移轨道段、月球卫星轨道段和着月轨道段 .首先介绍了设计从地面发射月球探测器轨道典型的约束条件 ;然后 ,借助于二体假设 ,建立解析表达式 ,分析各种约束对窗口选择的影响 ,给出了各轨道段概略的飞行时间和粗窗口 ;最后 ,利用精确的探测器轨道动力学模型 ,计算精窗口 ,并给出了一则算例 .所得结论可为月球探测器轨道发射、轨道设计提供依据 .