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SCIENTIA SINICA Technologica, Volume 49, Issue 2: 156-165(2019) https://doi.org/10.1360/N092018-00393

Trajectory design and flight results for Chang’e 4-relay satellite

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  • ReceivedNov 20, 2018
  • AcceptedJan 17, 2019
  • PublishedFeb 14, 2019

Abstract

The Queqiao communication relay satellite, as an important part in Chang’e-4 mission, relays commands and data between Earth station and lander for the farside lunar landing mission. This paper introduces trajectory design method and flight result of the relay satellite. Firstly, design method and analysis results of Halo orbit is given with mission requirements and constraints. Sencondly, the transfer trajectory is studied, including trajectory characteristics, manuever strategies and ΔV budget. In the end, the flight data is compared with predicted value.


Funded by

国家自然科学基金(61803027)


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  • 图 1

    轨道类型示意图. (a) Lissajous轨道; (b) Halo轨道

  • 图 2

    (网络版彩图)Halo轨道各向振幅关系. (a) 不同Az振幅下的近/远月端位置; (b) 不同Az振幅下的AxAy振幅

  • 图 3

    平动点轨道的空间几何条件示意图

  • 图 4

    不同初始相位下的最长有效阴影统计. (a) Az=10000 km轨道最长有效阴影; (b) Az=10000 km轨道阴影次数; (c) Az=12000 km轨道最长有效阴影; (d) Az=12000 km轨道阴影次数; (e) Az=13000 km轨道最长有效阴影; (f) Az=13000 km轨道阴影次数

  • 图 5

    (网络版彩图)中继星飞行轨道示意图

  • 图 6

    转移时间(a)和到达方式(b)对近月制动的影响

  • 图 7

    近月点高度(a)和近月点倾角(b)对近月制动和捕获控制的影响

  • 图 8

    (网络版彩图)捕获控制示意图

  • 图 9

    地月转移轨道的近地点幅角变化

  • 图 10

    (网络版彩图)各次轨道维持点在Halo轨道位置统计. (a) 轨控位置在YOZ面投影; (b) 轨控位置在XOY面投影

  • 表 1   不同振幅参数下的空间几何条件

    Az (km)

    最小MEP (°)

    最小MFP (°)

    EPL(°)

    相对落点最低仰角 (°)

    与落点距离 (km)

    10000

    >0.9

    >1.0

    5.5~28.3

    >22

    4.8~7.8

    12000

    >1.2

    >1.3

    7.7~28.9

    >21

    4.7~7.9

    13000

    >1.3

    >1.4

    9.0~29.7

    >20

    4.7~7.9

    15000

    >1.5

    >1.6

    10.1~30.7

    >18

    4.7~7.9

    20000

    >2.1

    >2.2

    14.8~33.9

    >14

    4.7~8.0

  • 表 2   阴影分析结果汇总

    Az振幅 (km)

    阴影发生次数

    最长阴影时长 (h)

    10000

    3~18

    2.8~30.9

    12000

    3~17

    2.7~47.5

    13000

    3~20

    2.6~19.1

  • 表 3   轨道维持速度增量统计(1)

    控制方式

    误差方向

    误差量 (m/s)

    平均每年 (m/s)

    拟Halo方式, 每圈一次

    X(T)

    0.01

    87.5

    Y(N)

    0.01

    12.5

    Z(R)

    0.01

    265

    Halo方式, 半圈一次

    X(T)

    0.01

    150

    Y(N)

    0.01

    120

    Z(R)

    0.01

    290

    拟Halo方式, 半圈一次

    X(T)

    0.01

    15

    Y(N)

    0.01

    3

    Z(R)

    0.01

    15

  • 表 4   修正时机安排及速度增量预算

    飞行阶段

    轨控事件

    修正时机

    速度增量预算 (m/s)

    地月转移

    第1次中途修正

    器箭分离后17 h

    36

    第2次中途修正

    器箭分离后41 h

    10

    第3次中途修正

    近月点前24 h

    月球至L2转移

    第4次中途修正

    近月制动后24 h

    27

    第5次中途修正

    近月制动后48 h

    5

    捕获段

    第1次轨道修正

    第1次捕获后48 h

    5

    第2次轨道修正

    第2次捕获后48 h

    第3次轨道修正

    第3次捕获后48 h

  • 表 5   转移飞行阶段轨道控制

    飞行事件

    日期/BJT

    速度增量

    (m/s)

    备注

    第1次中途修正

    2018-05-21

    3.1

     

    第2次中途修正

    2018-05-22

    取消

    第3次中途修正

    2018-05-24

    取消

    近月制动

    2018-05-25

    203.2

     

    第4次中途修正

    2018-05-26

    取消

    第5次中途修正

    2018-05-27

    0.4

     

    第1次捕获机动

    2018-05-30

    取消

    第1次轨道修正

    2018-06-01

    取消

    第2次捕获机动

    2018-06-08

    1.0

     

    第2次轨道修正

    2018-06-10

    取消

    第3次捕获机动

    2018-06-14

    65.1

     

    第3次轨道修正

    2018-06-16

    取消

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