【摘要】：月球探測(cè)衛(wèi)星從地球出發(fā)到達(dá)月球任務(wù)軌道的過(guò)程,可以分為地月轉(zhuǎn)移段、月球捕獲段、環(huán)月調(diào)整段三個(gè)部分。在每個(gè)階段對(duì)衛(wèi)星進(jìn)行軌道控制前,都需要對(duì)衛(wèi)星當(dāng)前的狀態(tài)進(jìn)行測(cè)量并進(jìn)行機(jī)動(dòng)量的計(jì)算,衛(wèi)星導(dǎo)航偏差的存在會(huì)使機(jī)動(dòng)后的狀態(tài)偏離理論計(jì)算結(jié)果,不僅如此,在實(shí)際機(jī)動(dòng)過(guò)程中還會(huì)存在推力器的推力誤差,這些都會(huì)對(duì)衛(wèi)星的控制結(jié)果精度產(chǎn)生影響。因此有必要分析衛(wèi)星在導(dǎo)航偏差和控制誤差的影響下,軌道狀態(tài)偏差的分布。論文的主要研究?jī)?nèi)容如下:在地月轉(zhuǎn)移階段,以標(biāo)稱軌道為基礎(chǔ)通過(guò)積分的方式得到了考慮日地月三體引力的狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣。推導(dǎo)得出了衛(wèi)星以脈沖形式進(jìn)行中途修正前后,導(dǎo)航和控制誤差與衛(wèi)星狀態(tài)偏差的關(guān)系,最后利用協(xié)方差分析的方法,得到了衛(wèi)星到達(dá)近月點(diǎn)時(shí)的狀態(tài)偏差協(xié)方差。在月球捕獲階段,衛(wèi)星的運(yùn)動(dòng)考慮為有限推力連續(xù)機(jī)動(dòng)的形式,分別考慮了推力方向沿著速度的反方向,以及推力方向空間定向的捕獲策略,推導(dǎo)得出了機(jī)動(dòng)過(guò)程中時(shí)刻考慮導(dǎo)航和控制誤差時(shí)的軌道誤差傳播公式,得到了對(duì)衛(wèi)星制動(dòng)結(jié)束后的狀態(tài)偏差協(xié)方差。在環(huán)月調(diào)整階段,考慮了日地月三體引力以及月球攝動(dòng)力的動(dòng)力學(xué)模型求解偏差狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣,并以此為基礎(chǔ),加入導(dǎo)航和控制誤差,得到了環(huán)月軌道遠(yuǎn)月點(diǎn)高度調(diào)整,以及近月點(diǎn)高度調(diào)整結(jié)果的偏差協(xié)方差。
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類(lèi)號(hào)】：V412.41;V476.3
【圖文】：

圖 1-1 哈爾濱工業(yè)大學(xué)月球超長(zhǎng)波天文觀測(cè)微衛(wèi)星1.2.3 月球探測(cè)器的軌道類(lèi)型經(jīng)過(guò)各國(guó)航天科技工作者多年的研究以及大量的航天飛行實(shí)踐驗(yàn)證，月球測(cè)器地月轉(zhuǎn)移軌道理論已經(jīng)相對(duì)完善，根據(jù)其特點(diǎn)可分為直接入軌轉(zhuǎn)移軌道、調(diào)多圈轉(zhuǎn)移軌道、小推力轉(zhuǎn)移軌道[23]、月球引力捕獲轉(zhuǎn)移軌道[24,25]以及低速度增量月轉(zhuǎn)移軌道[26,27]等形式，其中比較常見(jiàn)的是直接入軌轉(zhuǎn)移軌道和多圈調(diào)相轉(zhuǎn)移

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2719423