载人航天器对近地小行星探测并返回的轨道设计方法技术

本发明专利技术涉及一种载人航天器对近地小行星探测并返回的轨道设计方法，包括：S1.根据目标小行星的第一轨道特性获取航天器与目标小行星的交会点；S2.计算航天器逃逸地球并转移至过渡轨道时，地球的第一真近点角；S3.计算航天器逃逸地球并转移至过渡轨道的第一速度增量，以及航天器从过渡轨道与目标小行星交会的第二速度增量；S4.获取航天器飞离小行星并转移至返回轨道时，小行星的第三真近点角，以及计算航天器从返回轨道进入地球引力范围时，地球的第四真近点角；S5.计算航天器飞离目标小行星转移至返回轨道的第三速度增量，以及航天器从返回轨道进入地球引力范围时，航天器再入大气的再入速度；S6.计算航天器的总速度增量和总飞行时间。

Orbital Design Method for Manned Spacecraft to Explore and Return Near-Earth Asteroids

The invention relates to an orbit design method for manned spacecraft to detect and return near-Earth asteroids, including: S1. Obtaining the intersection point of spacecraft and target asteroid according to the first orbit characteristics of target asteroid; S2. Calculating the first true near-point angle of the earth when the spacecraft escapes from the earth and transfers to the transitional orbit; S3. Calculating the first true near-point angle of the earth when the spacecraft escapes from the earth and transfers to the first transitional orbit. Velocity increment and the second velocity increment of spacecraft rendezvous with the target asteroid from the transitional orbit; S4. Acquiring the third true proximity angle of the asteroid when the spacecraft flew away from the asteroid and transferred to the return orbit, and calculating the fourth true proximity angle of the earth when the spacecraft entered the gravitational range from the return orbit; S5. Calculating the transfer of the spacecraft from the target asteroid to the return orbit. The third velocity increment, as well as the reentry velocity of the spacecraft entering the atmosphere when it enters the gravitational field from its return orbit; S6. Calculate the total velocity increment and the total flight time of the spacecraft.

【技术实现步骤摘要】
载人航天器对近地小行星探测并返回的轨道设计方法
本专利技术涉及深空探测转移轨道
，尤其涉及一种载人航天器对近地小行星探测并返回的轨道设计方法。
技术介绍
小行星探测有助于探索宇宙的形成和演化过程，其中针对近地小行星的探测更有助于保护地球免受潜在威胁小行星的撞击，目前已成为深空探测领域的发展方向。迄今为止，世界上共有8个无人探测器对小行星进行了飞掠、绕飞、采样返回等不同程度的探测。这其中包含我国的“嫦娥二号”探测器对“图塔蒂斯”小行星的飞掠探测。小行星探测发展到一定阶段，就需要人的参与，以发挥人的主观判断力、创造性和灵活性，更好的开展小行星表面巡游、样本采集与辨识等探测活动。另外，近地小行星还可以作为人类前往火星等其它星体的中转站。因此，载人近地小行星探测已开始成为21世纪载人深空探测领域的研究热点。载人近地小行星探测的轨道设计，是针对公转轨道与地球接近的近地小行星，研究满足一定飞行时间、再入地球大气速度等约束条件的情况下，为实现变轨总速度增量最小或载人探测器重量最轻，而进行的轨道分析计算和设计。目前，对载人近地小行星探测的轨道设计方法的研究仍处于探索阶段。专利
技术实现思路
本专利技术本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.载人航天器对近地小行星探测并返回的轨道设计方法，包括：S1.根据目标小行星的第一轨道特性获取航天器与目标小行星的交会点；S2.计算航天器逃逸地球并转移至地球‑目标小行星过渡轨道时，地球的第一真近点角fe1；S3.根据所述第一真近点角fe1计算航天器逃逸地球并转移至所述地球‑目标小行星过渡轨道的第一速度增量Δv1，以及航天器从所述地球‑目标小行星过渡轨道与所述目标小行星交会的第二速度增量Δv2；S4.通过查询星历数据库获取所述航天器飞离小行星并转移至目标小行星‑地球日心返回轨道时，小行星的第三真近点角f3，以及计算所述航天器从所述目标小行星‑地球日心返回轨道进入地球引力范围时，地球的第四真近...

【技术特征摘要】
1.载人航天器对近地小行星探测并返回的轨道设计方法，包括：S1.根据目标小行星的第一轨道特性获取航天器与目标小行星的交会点；S2.计算航天器逃逸地球并转移至地球-目标小行星过渡轨道时，地球的第一真近点角fe1；S3.根据所述第一真近点角fe1计算航天器逃逸地球并转移至所述地球-目标小行星过渡轨道的第一速度增量Δv1，以及航天器从所述地球-目标小行星过渡轨道与所述目标小行星交会的第二速度增量Δv2；S4.通过查询星历数据库获取所述航天器飞离小行星并转移至目标小行星-地球日心返回轨道时，小行星的第三真近点角f3，以及计算所述航天器从所述目标小行星-地球日心返回轨道进入地球引力范围时，地球的第四真近点角fe4；S5.根据所述第三真近点角f3和所述第四真近点角fe4计算所述航天器飞离所述目标小行星转移至所述目标小行星-地球日心返回轨道的第三速度增量Δv3，以及所述航天器从所述目标小行星-地球日心返回轨道进入地球引力范围时，所述航天器再入大气的再入速度ventry；S6.计算所述航天器的总速度增量Δv和总飞行时间T。2.根据权利要求1所述的轨道设计方法，其特征在于，步骤S1中包括：S11.根据所述星历数据库获取所述目标小行星的第一轨道特性，确定所述航天器与所述目标小行星交会时的月份和日期区间，其中所述第一轨道特性包括小行星公转轨道的第一轨道半长轴a、第一轨道偏心率e、第一轨道升交点黄经Ω、第一近心点幅角ω；S12.根据所述星历数据库，获取符合所述航天器与所述目标小行星交会时的月份和日期区间中所述目标小行星的第二真近点角f2；S13.根据所述第二真近点角f2获取所述交会点。3.根据权利要求2所述的轨道设计方法，其特征在于，步骤S11中包括：S111.根据所述第一轨道半长轴a和所述第一轨道偏心率e计算所述目标小行星公转轨道的近日距rp和远日距ra；S112.根据所述近日距rp和地球公转轨道半径re判断所述目标小行星的轨道与地球公转轨道是否具有交点，若有，则根据所述第一轨道半长轴a和所述第一轨道偏心率e获取所述航天器与所述目标小行星交会位置区间的真近点角的起始点fbegin和终止点fend，否则，所述真近点角的所述起始点fbegin和所述终止点fend均为0；S113.根据所述起始点fbegin和所述终止点fend计算所述航天器与所述目标小行星交会的位置区间的所述起始点fbegin距离春分点方向的起始角距fcbegin，以及所述终止点fend距离春分点方向的终止角距fcend；S114.根据所述起始角距fcbegin、所述终止角距fcend和地球公转的角速率ωe计算所述航天器与所述目标小行星交会的位置区间的起始时间tcbegin和终止时间tcend；S115.根据所述起始时间tcbegin、所述终止时间tcend和秋分日计算出所述航天器与所述目标小行星交会时的月份和日期区间。4.根据权利要求3所述的轨道设计方法，其特征在于，步骤S112中，若所述近日距rp小于地球公转轨道半径re，则所述目标小行星的轨道与地球公转轨道具有交点；若所述近日距rp大于地球公转轨道半径re，则所述目标小行星的轨道与地球公转轨道没有交点。5.根...

【专利技术属性】
技术研发人员：王开强，张柏楠，武江凯，王悦，
申请(专利权)人：北京空间技术研制试验中心，
类型：发明
国别省市：北京,11