地月转移轨道研究的基本模型主要是限制性二体模型和限制性三体模型。在限制性三体建模下,基于轨道分类理论的地月脉冲变轨比传统的霍曼变轨节省了更多的燃料(至少13%以上)。单独的"地球-月球-飞行器"的限制性三体问题无法应用轨道分类的理论进行轨道设计,必须加入太阳。文章考虑了月球升交点赤经、黄白交角,以及正确的地月系统稳定流形的方向,整个"太阳-地球-月球-飞行器"系统拆分为"地球-月球-飞行器"的平面圆型限制性三体问题,和"太阳-地球-飞行器"三维圆型限制性三体问题进行分析,并利用Matlab仿真验证了方案的可行性。

结合月球探测器返回地球的工程需求多约束背景,在双二体模型的假设下建立了一套理论解析模型,并采用二分法的搜索算法,快速实现了满足多种约束条件下的月地返回轨道设计。文中给出的搜索算法及流程快速有效,其结果可为轨道的精确设计提供良好的初值,对于要求返回的月球探测器设计工程任务具有一定的理论指导意义和应用价值。

通过分析大椭圆停泊轨道月球探测器发射窗口的运动学约束特性,给出了转移轨道运动学约束对发射窗口的影响规律,进一步明确了在该种情况下月球探测器的发射机会和增加窗口的可能性。并结合发射窗口运动学约束特性,提出了一种基于大椭圆停泊轨道的地月转移轨道快速设计方法。仿真结果验证了大椭圆停泊轨道下探测器发射窗口运动学约束特性分析的正确性,以及转移轨道设计方法的有效性。

嫦娥一号卫星航天使命的主要科学目标是对月球及月地空间进行多种遥感探测,航天使命设计的主要和基本的部分是卫星飞行轨道的设计,其中包括在飞行过程中的轨道控制策略的设计。嫦娥一号的这条飞行轨道由三大部分组成:第一部分是绕地飞行的调相轨道,它们由周期为16h、24h、48h的三段轨道组成;第二部分是关键的地月转移轨道;第三部分是200km高度绕月飞行的使命轨道。文章给出了整个飞行轨道的设计思想。

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。

月球探测器的中途制导指的是在其转移轨道中途对轨道进行修正 ,使其按预定轨道飞行。本文研究的中途修正问题是确定所需的速度修正脉冲 ,使探测器不断接近标称轨道 ,并以预定状态到达月球 ,完成预定的飞行任务。本文首先建立中途修正的模型 ,其中月球和太阳的位置由 DE4 0 5得到。然后 ,采用精确的数值积分方法找出满足预定条件 (近地点高度、近月点高度及转移时间 )的转移轨道 [1 ] 。以该轨道作为标称轨道 ,分析中途修正所需要的速度修正脉冲与发射入轨时的初始误差 (近地点速度误差、入轨高度误差、发射窗口误差等 )和修正时刻的关系。最后分析两次中途修正的速度修正脉冲和修正时刻的关系 ,并得出适合的中途修正时刻。

利用双二体模型分析了发射月球探测器的有关轨道特性 ;对地月转移轨道是否与白道共面两种情况作了讨论 ;阐述了探测器在地月空间飞行的几何关系和原理 ;并给出了部分计算公式。通过数字仿真 ,得到了一些有用的结论。计算结果表明 ,探测器到达月球影响球边界上的位置 (入口角λ1)的选取 ,不仅可以决定发射月球探测器所需要的总速度 ,也可以决定总飞行时间。

主要分析了月球探测器由近地点出发,在假定末端条件不变的情况下,其转移轨道的特性参数对初始条件和变轨所需的速度脉冲等的影响;考虑的特性参数的变化包括转移轨道倾角的变化,近地点高度的变化和转移时间的不同.

对击中月球的转移轨道进行了全局性的研究，对这种转移轨道的要求是，近地点高度及飞行时间都是预先确定的。采用了一种十分有效的算法，可以方便地找出所有满足要求的转移轨道。这种方法的关键是利用初始状态到终极状态的状态转移矩阵进行迭代。给出了这些转移轨道的近地点和着月点的轨迹，并讨论了轨迹随飞行时间变化的特性。研究结果表明，对于任意的轨道倾角都可以找到两条满足要求的转移轨道。

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。