環(huán)月快速交會調(diào)相策略設(shè)計與任務(wù)分析

祝 海，羅亞中，楊 震

（國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院，長沙410073）

·工程技術(shù)·

環(huán)月快速交會調(diào)相策略設(shè)計與任務(wù)分析

祝 海，羅亞中，楊 震

（國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院，長沙410073）

針對未來載人登月任務(wù)中登月前環(huán)月軌道交會對接與組裝問題，基于我國現(xiàn)有近地兩天交會對接飛行方案，設(shè)計了環(huán)月軌道一天快速降軌交會任務(wù)的調(diào)相變軌方案，采用四脈沖修正特殊點變軌算法進(jìn)行求解。分析了快速交會的調(diào)相終端控制精度、最優(yōu)初始相位角范圍等任務(wù)特性參數(shù)，給出了滿足調(diào)相段終端控制精度所需要的定軌精度，分析了環(huán)月軌道傾角、調(diào)相段終端瞄準(zhǔn)相對狀態(tài)和調(diào)相時間對最優(yōu)初始相位角范圍和變軌總速度增量的影響規(guī)律。仿真結(jié)果表明，實施環(huán)月快速交會任務(wù)，要求追蹤器與目標(biāo)器的定軌精度均較高，但追蹤器的最優(yōu)初始相位角范圍較大。

環(huán)月軌道；快速交會；調(diào)相

1 引言

近年來，載人登月作為載人航天的熱點方向之一，得到了美、俄、歐洲等的普遍關(guān)注，各國組織紛紛提出了自己的登月實施方案，如歐洲的Aurora計劃提出了多次發(fā)射、基于近地軌道和環(huán)月軌道組裝的飛行方案［1］。彭祺擘等［2］研究比較了四類不同形式的載人登月飛行方案，指出基于環(huán)月軌道交會組裝的飛行方案可適用于運載能力不足的情況。李楨等［3］從我國現(xiàn)有技術(shù)條件出發(fā)，對基于環(huán)月軌道交會的登月飛行方案進(jìn)行了研究，指出該方案中環(huán)月軌道交會對接是實施載人登月任務(wù)的一個重要環(huán)節(jié)。

根據(jù)追蹤器的出發(fā)位置，環(huán)月軌道交會對接可以分為兩類［4］：一類是從月面上升的追蹤器和目標(biāo)器的交會對接，屬于升軌交會，目前只有美國Apollo登月任務(wù)中月面上升器和停泊在環(huán)月軌道上的指令服務(wù)艙實現(xiàn)過，其中Apollo?11～Apollo?12采用了共橢圓交會方案、Apollo?14～Apollo?17采用了直接交會方案［5］。汪中生等［6］考慮我國深空測控資源有限等特點，對該類月面上升交會任務(wù)的遠(yuǎn)程導(dǎo)引段變軌策略進(jìn)行了詳細(xì)研究和分析。另一類環(huán)月軌道交會對接是從地球出發(fā)進(jìn)入環(huán)月軌道的追蹤器與目標(biāo)器的交會對接，屬于降軌交會，目前尚未實現(xiàn)過，國內(nèi)外相關(guān)研究文獻(xiàn)也較少。Murtazin［7］研究設(shè)計了幾種從國際空間站飛往月球空間站的交會策略，并對任務(wù)參數(shù)進(jìn)行了分析。我國于2014年成功發(fā)射了嫦娥5T1飛行試驗器，并利用其留軌服務(wù)艙開展了環(huán)月軌道調(diào)相機動、降軌交會和上升交會等試驗，驗證環(huán)月交會對接關(guān)鍵技術(shù)，Li等［8］對該試驗方案和過程進(jìn)行了詳細(xì)研究，梁立波等［9］根據(jù)該次飛行試驗數(shù)據(jù)，對環(huán)月交會測定軌策略進(jìn)行了研究和分析。

與近地交會對接類似，環(huán)月交會對接過程亦可分為遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段（又稱為調(diào)相段）、近距離導(dǎo)引段、平移靠攏和對接段［10?11］，其中調(diào)相段的主要目的是通過變軌減小兩個航天器的相位角差，同時修正追蹤器入軌時與目標(biāo)器的軌道面偏差［11］。隨著交會對接技術(shù)的進(jìn)一步發(fā)展和空間救援、深空采樣返回等新的任務(wù)需要，交會對接技術(shù)逐漸向快速化方向發(fā)展。Murtazin等［12?13］對“聯(lián)盟／進(jìn)步”飛船與國際空間站的快速交會對接方案進(jìn)行了詳細(xì)的研究，并對任務(wù)特性和應(yīng)急策略進(jìn)行了分析。楊震等［14］基于兩天交會對接方案，對近地快速交會調(diào)相策略進(jìn)行了設(shè)計和任務(wù)分析。目前對環(huán)月快速交會問題的研究相對較少。

環(huán)月快速交會對接是指任務(wù)時間不超過1天的交會對接活動［4］，實施環(huán)月快速交會對接對縮短任務(wù)周期、提高載人登月任務(wù)的可靠性與安全性、增加月面停留時間等具有重要意義。相對現(xiàn)有兩天交會對接任務(wù)，快速交會主要通過縮短調(diào)相段飛行時間來實現(xiàn)。由于調(diào)相飛行時間縮短，測控、光照條件、軌道控制策略等與現(xiàn)有兩天交會對接任務(wù)將有所不同，需要根據(jù)環(huán)月軌道特點和探月任務(wù)需要進(jìn)行合理設(shè)計。

因此，本文瞄準(zhǔn)我國未來載人登月任務(wù)中登月前環(huán)月軌道交會對接與組裝需求，首先基于我國現(xiàn)有近地兩天交會對接方案，對環(huán)月一天快速降軌交會調(diào)相段飛行方案和變軌任務(wù)規(guī)劃模型進(jìn)行研究設(shè)計，采用四脈沖修正特殊點變軌算法進(jìn)行求解，然后對實施快速調(diào)相交會所需要的定軌精度、調(diào)相變軌總速度增量、最優(yōu)初始相位角范圍等任務(wù)參數(shù)進(jìn)行分析，以為工程設(shè)計提供參考。

2 環(huán)月快速交會調(diào)相策略設(shè)計

2.1 變軌方案設(shè)計

調(diào)相交會變軌方案是變軌任務(wù)規(guī)劃的重要組成部分，主要包括飛行時間、軌道機動次數(shù)、機動圈次和變軌點位置等。基于我國現(xiàn)有近地兩天交會對接任務(wù)中遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段基本飛行方案［15］，環(huán)月快速降軌調(diào)相交會的變軌次數(shù)可以設(shè)計為4次，變軌策略選擇為修正特殊點變軌策略，變軌過程如圖1所示。

對一天環(huán)月快速交會對接任務(wù)，調(diào)相段的飛行時間設(shè)計為20 h，飛行圈數(shù)為11圈。為滿足環(huán)月軌道測定軌和軌道控制指令上傳等要求，兩次變軌應(yīng)間隔1～2圈，采用圖1所示的修正特殊點變軌方案，每次變軌的機動圈次、變軌點位置、沖量方向和主要機動任務(wù)如表1所示。

表1 環(huán)月1天快速調(diào)相交會變軌方案Table 1 Phasingmaneuver plan of one?day lunar short rendezvous

2.2 變軌任務(wù)規(guī)劃模型

1）設(shè)計變量

由表1可知設(shè)計變量為第2、4次變軌的變軌點位置和各次變軌的沖量大小，如式（1）：

2）約束條件

調(diào)相終端時刻要求追蹤器達(dá)到瞄準(zhǔn)相對狀態(tài)，如式（2）：

3）求解策略

由（1）式及（2）式可知，設(shè)計變量的個數(shù)和終端等式約束的個數(shù)都為6，因此該問題存在唯一解，其關(guān)鍵是要求解一個維數(shù)為6的非線性方程組。這里直接采用張進(jìn)［17］提出的一種基于近圓偏差線性方程非線性解的簡單迭代算法進(jìn)行求解，具體步驟如下：

Step 1：初始設(shè)置，輸入交會初始軌道參數(shù)，交會終端瞄準(zhǔn)相對狀態(tài)、調(diào)相時間、設(shè)計變量上下界，設(shè)定最大迭代次數(shù)kmax、允許的終端脫靶量δ等，并令k＝0；

Step 2：高精度軌道預(yù)報目標(biāo)器至交會終端時刻，得到其終端狀態(tài)矢量Xtar（tf），根據(jù)追蹤器交會終端瞄準(zhǔn)相對狀態(tài)計算參考軌道坐標(biāo)系中其期望終端瞄準(zhǔn)點的狀態(tài)矢量；

Step 3：不考慮軌道機動，高精度軌道預(yù)報追蹤器到交會終端時刻，得到其終端狀態(tài)矢量，并計算追蹤器在無機動情況下的終端狀態(tài)矢量偏差；

3 任務(wù)參數(shù)分析

3.1 問題配置

兩航天器交會初始?xì)v元為2024年10月14日5時30分0秒（UTCG時間），設(shè)定初始時刻目標(biāo)航天器與追蹤航天器的軌道根數(shù)如表2所示。調(diào)相交會初始時刻t0＝0 s，終端時刻tf＝72 000 s。

高精度軌道預(yù)報模型考慮月球非球形引力攝動、太陽及地球三體攝動、太陽光壓攝動和月球固體潮攝動主項，其中月球引力場模型為10×10階LP165P模型；目標(biāo)器質(zhì)量為3000 kg，表面反射系數(shù)＝2，太陽光壓面積為25 m3；追蹤器質(zhì)量為1000 kg，表面反射系數(shù)＝2．1，太陽光壓面積為32 m2。在目標(biāo)器當(dāng)?shù)剀壍雷鴺?biāo)系（原點o在目標(biāo)器質(zhì)心，ox軸沿其地心矢徑方向，oz軸沿其軌道面法向，oy軸與ox、oz構(gòu)成右手系）中表示的追蹤器終端瞄準(zhǔn)相對運動狀態(tài)及容許誤差標(biāo)準(zhǔn)差分別為：x＝60 km，y＝10 km，z＝0，vx＝0，vy＝－13.2m／s，vz＝0；σx＝1.9 km，σy＝6.4 km，σz＝0.72 km，σvx＝4.6m／s，σvy＝0.8m／s，σvz＝0.7m／s。

表2 目標(biāo)軌道與追蹤軌道初始軌道參數(shù)Table 2 Initial orbit parameters of the target and chaser

3.2 調(diào)相交會變軌規(guī)劃結(jié)果

根據(jù)3.1中的初始配置，采用表1所示的變軌方案和2.2節(jié)所述的規(guī)劃模型，追蹤器與目標(biāo)器初始軌道參數(shù)如表2所示，求解得到的追蹤器調(diào)相段標(biāo)稱變軌參數(shù)如表3所示。

3.3 終端控制精度分析

在實際交會任務(wù)中，由于存在軌道導(dǎo)航偏差和發(fā)動機控制偏差等偏差因素，實際交會軌道會偏離設(shè)計的標(biāo)稱軌道［10］。本文采用與文獻(xiàn)［18］中類似的航天器飛行控制偏差模型，通過MonteCarlo打靶仿真，分析為達(dá)到調(diào)相段終端控制精度要求所需要的航天器定軌精度。

調(diào)相交會初始設(shè)置及高精度軌道預(yù)報模型設(shè)置采用3.1中的配置。對于環(huán)月軌道交會航天器，導(dǎo)航偏差和控制偏差為主要的偏差因素，假設(shè)這些偏差均滿足零均值高斯分布，取目標(biāo)器和追蹤器在月心J2000慣性坐標(biāo)系下的導(dǎo)航偏差的標(biāo)準(zhǔn)差均為σrv＝［10frm，10fvm，10frm，0.005fvm／s，0.005fvm／s，0.005fvm／s］（fr、fv為待定系數(shù)），反映了航天器的定軌精度水平。追蹤器的控制偏差為變軌脈沖矢量的偏差，在追蹤器LVLH坐標(biāo)系下給出，其中變軌脈沖矢量大小的標(biāo)準(zhǔn)差取為σΔv＝0.005＋0.0001×Δv（m／s），變軌脈沖矢量的俯仰角、偏航角偏差的標(biāo)準(zhǔn)差分別取為σβ＝0.3°、σα＝0.3°，三者均滿足零均值高斯分布。對3.2節(jié)中規(guī)劃得到的調(diào)相變軌標(biāo)稱飛行方案，通過Monte Carlo仿真方法，首先對追蹤器和目標(biāo)器的初始狀態(tài)加入導(dǎo)航偏差、對追蹤器的標(biāo)稱變軌脈沖加入控制偏差，然后數(shù)值積分仿真到交會終端時刻，并統(tǒng)計追蹤器終端相對狀態(tài)在各方向上的偏差，得到其統(tǒng)計量，Monte Carlo打靶樣本點數(shù)為1000。

表4中給出了三種不同偏差水平下的仿真結(jié)果，從表中數(shù)據(jù)可以看出，在相同的定軌精度下，跡向相對位置偏差為終端相對狀態(tài)偏差的主要分量，最容易超出調(diào)相段終端控制精度要求范圍，因此，可以根據(jù)跡向位置偏差的精度要求來確定需要的初始定軌精度。

分別取不同的定軌精度控制系數(shù)fr和fv進(jìn)行仿真，并記錄航天器的終端相對狀態(tài)偏差，對獲得的結(jié)果進(jìn)行插值擬合，得到的終端跡向位置偏差標(biāo)準(zhǔn)差隨定軌誤差系數(shù)的變化關(guān)系如圖2所示。

根據(jù)圖2中擬合得到的曲面數(shù)據(jù)，圖3給出了不同的終端跡向位置偏差標(biāo)準(zhǔn)差對應(yīng)的定軌精度控制系數(shù)，從圖中可以看出，定軌位置誤差和速度誤差對終端跡向偏差標(biāo)準(zhǔn)差均有較大影響。以精度指標(biāo)σy＝6.4 km為例，當(dāng)定軌位置誤差超過18 m（即fr＞1.8）或定位速度誤差超過0.075 m／s（即fv＞1.5）時，不論對應(yīng)的另一個定軌速度誤差或定軌位置誤差多小，都不能滿足終端偏差精度指標(biāo)要求。因此要滿足終端狀態(tài)的精度指標(biāo)要求，初始定軌的位置和速度精度都必須較高。

表3 調(diào)相段四脈沖變軌參數(shù)規(guī)劃結(jié)果Tab le 3 Four?im pulse phasing m aneuver p lanning results

表4 不同導(dǎo)航和控制精度水平下的Monte Carlo仿真結(jié)果Table 4 The M onte Carlo simulation results under different levels of navigation and control errors

3.4 初始相位角及總速度增量分析

對交會對接任務(wù)的調(diào)相段，追蹤器與目標(biāo)器初始相位角的大小對調(diào)相交會的變軌總速度增量大小有著直接的影響。下面將分別分析環(huán)月軌道傾角、調(diào)相時間和調(diào)相段終端瞄準(zhǔn)點等因素對環(huán)月快速交會最優(yōu)初始相位角范圍和相應(yīng)變軌總速度增量的影響。

3.4.1 環(huán)月軌道軌道傾角分析

圖4給出了環(huán)月軌道傾角分別為i＝175.2°、i＝145°和i＝105°時的調(diào)相變軌總速度增量與初始相位角之間的變化關(guān)系。從圖中可以看出，環(huán)月調(diào)相交會的最優(yōu)初始相位角范圍較大，且當(dāng)環(huán)月軌道傾角減小時，變軌總速度增量增大；注意當(dāng)初始相位角處于最優(yōu)調(diào)相范圍下邊界并繼續(xù)減小時，變軌總速度增量出現(xiàn)較大的跳變，原因是相位角過小、追蹤器需首先進(jìn)行較大的正向機動（初始相位角在最優(yōu)范圍內(nèi)時，追蹤器跡向都是負(fù)向機動）進(jìn)一步抬高軌道，同時導(dǎo)致第四次變軌產(chǎn)生較大的負(fù)向機動，所以總速度增量顯著增大。

3.4.2 調(diào)相段終端瞄準(zhǔn)點影響分析

交會初始配置同3.1節(jié)，當(dāng)調(diào)相終端瞄準(zhǔn)相對狀態(tài)由目標(biāo)器前上方60 km處改為直接瞄準(zhǔn)目標(biāo)器正前方5 km（同時增加一段調(diào)相時間60 min）時，變軌總速度增量與初始相位角的關(guān)系如圖5所示。從圖中可以看出，終端瞄準(zhǔn)點為60 km時，最優(yōu)調(diào)相范圍約為150°，變軌總速度增量約為41 m／s；終端瞄準(zhǔn)點為5 km時，最優(yōu)調(diào)相范圍約為160°，變軌總速度增量約為48 m／s，即最優(yōu)調(diào)相范圍增大了約10°，但同時變軌總速度增量增加了約7 m／s。這是因為若追蹤器交會總時間不變，直接瞄準(zhǔn)5 km終端相對狀態(tài)并增加60 min調(diào)相時間，相當(dāng)于將原環(huán)月交會方案中的尋的段（約60 min）直接并入調(diào)相段，因而增加的變軌速度增量相當(dāng)于用于原方案的尋的段，而增加的飛行時間則使得最優(yōu)相位角范圍增大。

3.4.3 調(diào)相時間影響分析

將環(huán)月1天快速交會對接的時間（其中調(diào)相段時間20 h）改為2天（其中調(diào)相段時間42 h），得到的變軌總速度增量與初始相位角的變化關(guān)系如圖6所示。從圖中可以看出，1天交會任務(wù)的最優(yōu)調(diào)相范圍約為150°，變軌總速度增量約為41 m／s；2天交會任務(wù)的最優(yōu)調(diào)相范圍約為230°，變軌總速度增量約為42 m／s。可見兩天交會任務(wù)的最優(yōu)調(diào)相范圍有顯著增大（約為80°），但變軌總速度增量變化較小。

4 結(jié)論

本文基于我國現(xiàn)有近地兩天交會對接飛行方案，結(jié)合環(huán)月軌道特點，對環(huán)月一天快速降軌交會任務(wù)調(diào)相段的變軌方案與規(guī)劃模型進(jìn)行了研究，并對調(diào)相段飛行軌跡的終端控制精度與最優(yōu)相位角范圍等任務(wù)參數(shù)進(jìn)行了分析。仿真結(jié)果表明，實施環(huán)月快速交會任務(wù)，要求追蹤器與目標(biāo)器的定軌位置精度和速度精度均較高，其中位置精度不能超過18 m／s，速度精度不能超過0.075 m／s。對于目標(biāo)軌道高度為100 km、追蹤器入軌近／遠(yuǎn)月點高度為131／269 km、調(diào)相終端瞄準(zhǔn)目標(biāo)航天器前上方60 km的環(huán)月一天快速交會對接任務(wù)，其最優(yōu)初始相位角范圍約為150°（100°～250°），調(diào)相變軌總速度增量約為41 m／s。

（References）

［1］ ESA CDF Study Team.Architecture study for sustainable lu?nar exploration study report［R］.ESA CDF 33（A），Noordwi?jk，2004.

［2］ 彭祺擘，李楨，李海陽.載人登月飛行方案研究［J］.上海航天，2012，29（5）：14?19＋72. Peng Qibo，Li Zhen，Li Haiyang.Analysis on manned lunar mission flightmode［J］.Aerospace Shanghai，2012，29（5）：14?19＋72.（in Chinese）

［3］ 李楨，周建平，程文科，等.環(huán)月軌道交會的奔月方案［J］.國防科技大學(xué)學(xué)報，2009，31（1）：16?20. Li Zhen，Zhou Jianping，Cheng Wenke，et al.Investigation on lunarmission based on lunar orbit rendezvous［J］.Journal of National University of Defense Technology，2009，31（1）：16?20.（in Chinese）

［4］ 尹軍用，顏根廷，祝強軍，等.載人登月航天器快速交會對接技術(shù)研究［C］／／第三十三屆中國控制會議，南京，2014，6. Yin Junyong，Yan Gentin，Zhu Qiangjun，et al.Study on short rendezvous and docking Technology of manned lunar landing spacecraft［C］／／Proceedings of the33th Chinese Con?trol Conference，Nanjing，2014，6.（in Chinese）

［5］ Young K A，Alexander JD.Apollo lunar rendezvous［J］. Journal of Spacecraft and Rockets，1970，7（9）：1083?1086.

［6］ 汪中生，孟占峰，高珊.月球軌道交會任務(wù)的遠(yuǎn)程導(dǎo)引變軌策略研究［J］.航天器工程，2014，23（5）：103?110. Wang Zhongsheng，Meng zhanfeng，Gaoshan.Study of orbit maneuver strategy for lunar orbit rendezvous mission［J］. Spacecraft Engineering，2014，23（5）：103?110.（in Chi?nese）

［7］ Murtazin R F.Rendezvousmissions：from ISS to lunar space station［J］.ActaAstronautica，2014，101（1）：151?156.

［8］ LiGefei，Xie Jianfeng，Zhou Jianliang，et al.The Lunar or?bit phasing and rendezvous tests of Chang’E?5 reentry flight experiment vehicle［C］／／Proceedingsof the4th National Sym?posium on Space Flight Dynamics，Xiamen，2015，10.

［9］ 梁立波，邱如金，李達(dá)飛.環(huán)月交會對接調(diào)相機動測定軌策略研究［C］／／第四屆全國航天飛行動力學(xué)技術(shù)研討會，廈門，2015，10. Liang Libo，Qiu Rujin，LiDafei.Study of orbit determination strategy for the phasing stage of lunar orbit rendezvous［C］／／Proceedings of the 4th National Symposium on Space Flight Dynamics，Xiamen，2015，10.（in Chinese）

［10］ Fehse W.Automated rendezvous and docking of spacecraft［M］.New York：Cambridge University Press，2003：8?9.

［11］ 唐國金，羅亞中，張進(jìn).空間交會對接任務(wù)規(guī)劃［M］.北京：科學(xué)出版社，2008：35?38. Tang Guojin，Luo Yazhong，ZhangJin.Mission Planning of Space Rendezvous and Docking［M］.Beijing：Science Press，2008：35?38.（in Chinese）

［12］ Murtazin R F，Budylov S G.Short rendezvous missions for advanced Russian human spacecraft［J］.ActaAstronautica，2010，67（7?8）：900?909.

［13］ Murtazin R F，Petrov N.Usage of pre?flight data in short ren?dezvousmission of Soyuz?TMA spacecraft［J］.ActaAstronauti?ca，2014，93（1）：71?76.

［14］ 楊震，羅亞中，張進(jìn).近地快速交會調(diào)相策略設(shè)計與任務(wù)分析［J］.國防科技大學(xué)學(xué)報，2015，37（3）：61?67. Yang Zhen，Luo Yazhong，Zhang Jin.Analysis and design of phasing strategy for near?earth short rendezvousmission［J］. Journal of National University of Defense Technology，2015，37（3）：61?67.（in Chinese）

［15］ 周建平.天宮一號／神州八號交會對接任務(wù)總體評述［J］.載人航天，2012，18（1）：1?5. Zhou Jianping.A review of Tiangong?1／Shenzhou?8 rendez?vous and dockingmission［J］.Manned Spaceflight，2012，18（1）：1?5.（in Chinese）

［16］ Condon G L.Lunar orbit insertion targeting and associated outbound mission design for lunar sortiemissions［C］／／AIAA Guidance，Navigation and Control Conference and Exhibit，Hilton Head，South Carolina，2007.

［17］ 張進(jìn).空間交會遠(yuǎn)程導(dǎo)引變軌任務(wù)規(guī)劃［D］.長沙：國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2008. Zhang Jin.Mission Planning of Space Rendezvous Phasing Maneuvers［D］.Changsha：National University of Defense Technology，2008.（in Chinese）

［18］ 李革非，陳莉丹.交會對接地面導(dǎo)引精度分析研究［C］／／第一屆全國載人航天飛行動力學(xué)技術(shù)研討會，海南，三亞，2012，2. Li Gefei，Chen Lidan.Precision analysis of ground navigation of rendezvous［C］／／Proceedings of1st NationalManned Space Congress.Sanya，Hainan，2012，2.（in Chinese）

［19］ 郭海林，曲廣吉.航天器空間交會過程綜合變軌策略研究［J］.中國空間科學(xué)技術(shù)，2004，24（3）：60?67. GuoHailin，Qu Guangji.Study on synthetic orbitmaneuver of spacecraft during space rendezvous［J］.Chinese Space Sci?ence and Technology，2004，24（3）：60?67.（in Chinese）

Analysis and Design of Phasing Strategy for Lunar Orbit Short Rendezvous M ission

ZHU Hai，LUO Yazhong，YANG Zhen
（College of Aerospace Science and Engineering，National University of Defense Technology，Changsha 410073，China）

To realize the lunar orbit rendezvous and docking before landing on themoon in the future manned lunarmission，a lunar orbit one?day short?rendezvous phasing strategy was proposed on the basis of the two?day profile LEO rendezvous and docking mission.The phasing strategy was then solved by using a four?impulse modified special?pointmaneuver algorithm.Moreover，the required precision of the orbit determination tomeet the control precision at the end of phasing stagewas ob?tained by Monte Carlo simulation.Finally，the optimal phase range and the total velocity increment were analyzed.The results showed that the optimal phase range was affected by the target space?craft’s orbital inclination，the total time of the phasingmission and the terminal aiming pointof ren?dezvous phasing.The simulation results showed that in order to complete the lunar orbit rendezvous mission，the orbit determination accuracy of both the chaser and target were required to be very high，but the optimal initial phasing range of the chaser was large.

lunar orbit；short rendezvous；phasing strategy

V412.4

A

1674?5825（2017）01?0008?06

2015?12?17；

2016?12?22

國家自然科學(xué)基金（11222215）；載人航天預(yù)先研究項目（010103）；教育部新世紀(jì)優(yōu)秀人才支持計劃（NCET?13?0159）

祝海，男，碩士研究生，研究方向為軌道動力學(xué)與控制。E?mail：tunzzyu＠163.com