● 摘要
地月转移轨道设计是月球探测的关键技术之一，基于传统的双二体模型设计的转移轨道能量消耗较多，而基于多体模型的转移轨道不但可以减少能量消耗，而且通过动力系统理论的应用可以得到新的高效的轨道设计方法。 本论文研究地月低能转移轨道设计问题。文中主要研究了基于多体模型的轨道动力学问题，利用动力系统理论分析了地月空间轨道的结构，在此基础上对地月低能转移轨道设计问题进行了较为系统的研究。 文中讨论了圆型限制性三体问题（CR3BP）、限制性Hill问题和基于双圆假设的限制性四体问题（R4BP）模型，并分别推导了基于上述各种模型的运动方程。在质心旋转坐标系下计算了CR3BP的平动点和Jacobi积分，讨论了零速度面的分布和探测器可能的运动区域。 利用解析和数值相结合的方法，计算了CR3BP的共线平动点附近的周期轨道——Halo轨道。将CR3BP的运动方程在共线平动点附近进行线性化，通过研究线性化后相空间的结构，了解了Halo轨道附近的轨道分布情况。然后将限制性四体问题分解成为两个CR3BP，利用庞加莱映射将Halo轨道附近的可穿越轨道和不可穿越轨道进行拼接，得到了完整的地月低能转移轨道，在此基础上深入的分析了采用双三体模型拼接的方法设计地月低能转移轨道问题。 利用数值方法计算了CR3BP模型下地月空间的弱稳定边界（WSB）的分布，并且讨论了基于双圆假设的R4BP模型下太阳摄动对WSB的影响。利用庞加莱映射的方法，在CR3BP模型下计算了从行星卫星附近逃逸所需的最小能量。在此基础上，利用CR3BP的对称性分析了WSB对弹道捕获轨道和低能逃逸轨道的影响。 分别采用改进的变步长折回爬山法和基于小生境技术的模拟退火遗传算法来搜索地月低能转移轨道的发射参数，对两种方法的优缺点进行了对比分析，在一定程度上解决了地月低能转移轨道的优化设计中非线性和多峰值性等问题。通过对大量计算结果的分析，讨论了转移轨道参数对地月低能转移轨道的影响，由此得到了地月低能转移轨道的一些有意义的特性。 最后对地月低能转移轨道的中途制导问题进行了研究。在分析了入轨参数初始误差对地月低能转移轨道的影响基础上，给出了一种分段、多目标的显式制导和牛顿迭代相结合的制导方案。仿真结果表明，在给定误差条件下，所设计的地月低能转移轨道能够满足月球探测器入轨精度要求。通过蒙特卡罗仿真，验证了在满足正态分布的误差假设下，文中给出的中途制导方案是有效的。