第5届空间轨道设计竞赛题目描述.pdf

中国力学学会中国力学学会 国防科技大学航天科学与工程学院国防科技大学航天科学与工程学院 航天飞行动力学技术重点实验室航天飞行动力学技术重点实验室 1 第第 5 届全国届全国空间空间轨道设计竞赛题目描述轨道设计竞赛题目描述 中国力学学会 国防科技大学航天科学与工程学院 航天飞行动力学技术重点实验室 简介简介 第 5 届 2013 年 全国空间轨道设计竞赛 原全国深空轨道设计竞赛 由中国力学学 会 国防科技大学航天科学与工程学院和航天飞行动力学技术重点实验室联合举办 国防科 技大学航天科学与工程学院航天系统分析与仿真中心为本届竞赛的命题单位 按照惯例 本 次竞赛的冠军团队将获得承办第 6 届竞赛的资格 独立或合作的形式举办 本次竞赛提交 结果的截止日期为北京时间 8 月 1 日 24 00 竞赛结果公布后 将于 2013 年下半年举办竞赛 研讨会 1 任务概述任务概述 任务背景为载人小行星探测任务 探测器将于规定时间窗口 2035 年 1 月 1 日 2065 年 12 月 31 日中的任意时刻从地球出发 出发时刻认为探测器的日心位置和速度在误差允许范 围内与地球相同 从组办方提供的小行星 数据文件 ast ephem ctoc5 txt 中随意选择 2 颗 不同的目标依次交会 交会时探测器的日心位置速度在允许的误差范围内与交会目标相同 驻留时间不得小于规定的最小驻留时间 10day 从每颗小行星离开时刻探测器均释放前期 生活废弃物 注 包括驻留期间的废弃物 设消耗品全部转化为废弃物 按 20kg day 计算 从第二颗小行星出发时 释放小行星探测器质量 6 7t 1t 1000kg 探测 2 颗小行星后返回 地球 要求探测器的位置在允许的误差范围内与地球相同 相对地球速度小于 5km s 返回 地球时剩余质量不少于 36t 剩余质量计算方法见 2 1 节 探测器的所有飞行任务必须在 5 年内完成 探测器飞行轨道只受太阳引力影响 不考虑小天体与大行星引力 地球引力辅助除外 仅考虑地球引力辅助效应 飞越地球时要求探测器的位置在允许的误差范围内与地球相同 速度不同 即飞越的瞬时获得大行星引力辅助所产生的速度增量 引力辅助具体计算模型见 附录 B 2 探测器系统参数探测器系统参数 2 1 探测器质量分配探测器质量分配 探测器的质量分配情况如下 REENTRYLIFEPL0EXPCONSUMPTIONFUEL mmmmmmkm 0 m 探测器初始质量 EXP m 小行星探测器质量 EXP m 6 7t CONSUMPTION m 生活消耗品质量 包括水 食物等等 按 20kg day 计算 FUEL m 飞行消耗的推进剂质量 k 1 15 考虑工质储罐质量 中国力学学会中国力学学会 国防科技大学航天科学与工程学院国防科技大学航天科学与工程学院 航天飞行动力学技术重点实验室航天飞行动力学技术重点实验室 2 REENTRYLIFEPL mmm 返回舱质量 生活舱质量 有效载荷质量 不小于 36t 2 2 推进系统推进系统 探测器的推进系统可以采用三种方式中的一种 1 核电推进模式一 有限推力的核电推进 推进比冲 5000s 推力大小为常值 91 7N 推力方向需要优化选 取 电推进发动机可任意开启和关闭 2 核电推进模式二 有限推力的核电推进 推力 T 比冲 sp I和输入功率 P 满足关系式 0 2 T sp P I g 其中 为 推进效率 设为 0 75 0 g地球海平面的重力加速度 推进比冲可以在 4000s 10000s 范围内 任意选择 输入功率 P 为常值 3MW 1M 106 推力大小 比冲和推力方向需要优化选取 电推进发动机可任意开启和关闭 3 大推力的化学推进 推进比冲 500s 每次推进简化为瞬时速度脉冲 每次速度脉冲的大小和方向需要优化 选取 施加速度脉冲的时刻和次数没有限制 在最终提交的结果中 每支参赛队伍只允许采用其中一种推进方式 3 性能指标与评判规则性能指标与评判规则 各队设计结果需要在竞赛截止日期之前提交 并且没有违反任何约束条件 严重违反约 束条件或在截止日期之后提交的结果不进入排名 是否严重违反约束条件由竞赛组办方根据 实际情况审定 性能指标为最小化探测器初始质量 即 0 Jm 若第一性能指标相同 结束任务时总时间小者为优 4 约束条件与说明约束条件与说明 选择 J2000 日心黄道惯性坐标系为参考坐标系 探测器 大行星 小行星视为质点 它 们的位置速度均表示在 J2000 日心黄道惯性参考坐标系中 1 地球出发时间窗口约束 地球出发时刻 t0 介于 2035 年 1 月 1 日 2065 年 12 月 31 日之间 时刻采用约简儒略 日 MJD 表示 0 MJD 64328MJD 75651t 2 总任务时间约束 探测器从出发到完成所有探测任务必须在 5 年 1826 25 天 之内 3 探测器初始状态约束 在地球出发时刻 t0 探测器的位置与地球相同 探测器的速度为地球速度 即 sc0earth0 tt rr sc0earth0 tt vv 中国力学学会中国力学学会 国防科技大学航天科学与工程学院国防科技大学航天科学与工程学院 航天飞行动力学技术重点实验室航天飞行动力学技术重点实验室 3 允许误差 sc0earth0 1000kmtt rr sc0earth0 0 001km stt vv 4 返回地球约束与说明 在探测器返回地球时 tret 探测器位置与地球相同 相对速度小于 5km s scretearthret tt rr 0 001 scretearthret0 5km stt vv 允许误差 scretearthret 1000kmtt rr 5 大行星引力辅助约束 假设飞越大行星时刻为 tflyp 飞越时探测器的位置应与大行星相同 scflypplanetflyp tt rr 允许误差 scflypplanetflyp 1000kmtt rr 其中 rplanet为大行星在 J2000 日心黄道惯性坐标系中的位置 参赛团队只需将行星引力 辅助近似为探测器在 J2000 日心黄道惯性系中获得一个瞬时速度脉冲 而不考虑其位置变 化 使用引力辅助时 引力辅助半径不能小于行星半径 行星引力辅助的近似计算见附录 B 6 交会小行星状态约束 在探测器交会小行星时刻 ren t 探测器与小行星位置速度相同 screnasteroidren tt rr screnasteroidren tt vv 允许误差 screnasteroidren 1000kmtt rr screnasteroidren 0 001km stt vv 7 返回舱质量 生活舱质量 有效载荷质量不小于 36t REENTRYLIFEPL 36tmmm 8 如果采用核电推进模式二 需要满足输入功率 P 和比冲 sp I约束 00 000005 0 3MW 2 sp TI g P 400010000 sp sIs 9 探测器和天体的运动约束 动力学模型 见附录 A 注 约束条件中 r 为位置矢量 v 为速度矢量 均表示在 J2000 日心黄道惯性系中 下标 sc 表示探测器 earth 表示地球 planet 表示大行星 asteroid 表示小行星 ren 表示交 会 dep 表示离开 flyp 表示飞越大行星 ret 表示返回地球 运算符号 表示计算矢量的模 5 结果提交要求结果提交要求 1 以 word 或 pdf 形式提供一份技术文档 技术文档中简要介绍所选择的推进方式 两 种电推进模式之一或化学推进 所用的方法并列出设计结果 设计结果中至少应包含如下 参数 地球出发时刻 MJD 飞越地球与引力辅助信息 引力辅助时刻 MJD 引力辅助 半径 km 获得的引力辅助速度脉冲 km s 交会小行星编号和时刻 MJD 返回地 中国力学学会中国力学学会 国防科技大学航天科学与工程学院国防科技大学航天科学与工程学院 航天飞行动力学技术重点实验室航天飞行动力学技术重点实验室 4 球时刻 MJD 以及初始质量 t 等 同时 参赛团队需要提供轨道示意图 2 以文本文件形式 sc orbit txt 给出探测器的轨道数据 电推进的滑行段和化学推 进的滑行段只需给出初状态和末状态即可 电推进的推进段数据采样间隔不大于 1 天 化学 推进结果数据中的速度 vx vy vz 应为脉冲作用前的速度 将探测器的轨道分为若干轨道段 每个轨道段代表相邻两个天体之间的飞行轨道 轨道 段内事件定义为行星引力辅助 推进 滑行 速度脉冲等 对于每个轨道段 注明序号和 相关事件 按顺序从第 1 列到第 11 列给出 时刻 MJD 位置坐标 J2000 日心黄道惯性 坐标系 x y z 三个方向 单位 km 速度坐标 J2000 日心黄道惯性坐标系 x y z 三个方 向 单位 km s 探测器质量 单位 kg 施加于探测器的推力 J2000 日心黄道惯性坐标 系 x y z 三个方向 单位 N 针对电推进 或瞬时速度脉冲 J2000 日心黄道惯性坐标系 x y z 三个方向 单位 km s 针对化学推进 如果采用核电推进模式二 还需要给出比冲 即如果采用核电推进模式二 还需要给出比冲 即 在原有在原有 11 列数据基础上增加一列比冲的数据 列数据基础上增加一列比冲的数据 电推进提交结果格式示例如下 第1 段 地球出发 飞越小行星 连续推进段 1 MJD x km y km z km vx km s vy km s vz km s m kg Tx N Ty N Tz N Isp s MJD x km y km z km vx km s vy km s vz km s m kg Tx N Ty N Tz N Isp s MJD x km y km z km vx km s vy km s vz km s m kg Tx N Ty N Tz N Isp s 无动力滑行段 1 MJD x km y km z km vx km s vy km s vz km s m kg 0 0 0 MJD x km y km z km vx km s vy km s vz km s m kg 0 0 0 地球引力辅助 MJD dvx km s dvy km s dvz km s rp km 飞越半径 见附录B 第2 段 地球 飞越小行星 无动力滑行段 1 MJD x km y km z km vx km s vy km s vz km s m kg 0 0 0 MJD x km y km z km vx km s vy km s vz km s m kg 0 0 0 连续推进段 1 MJD x km y km z km vx km s vy km s vz km s m kg Tx N Ty N Tz N Isp s MJD x km y km z km vx km s vy km s vz km s m kg Tx N Ty N Tz N Isp s 化学推进提交结果格式示例如下 速度脉冲 1 MJD x km y km z km vx km s vy km s vz km s m kg dvx km s dvy km s dvz km s 无动力滑行段 2 MJD x km y km z km vx km s vy km s vz km s m kg 0 0 0 MJD x km y km z km vx km s vy km s vz km s m kg 0 0 0 附录附录 A 探测器 天体动力学模型探测器 天体动力学模型 A 1 探测器动力学模型 探测器在 J2000 日心黄道惯性坐标系中运动 只考虑太阳的中心引力 其他天体引力不 中国力学学会中国力学学会 国防科技大学航天科学与工程学院国防科技大学航天科学与工程学院 航天飞行动力学技术重点实验室航天飞行动力学技术重点实验室 5 考虑 行星引力辅助除外 探测器动力学方程如下 1 电推进 s scsc 3 sc x T xx rm s scsc 3 sc y T yy rm s scsc 3 sc z T zz rm sc 0 sp T m g I 222 scscscsc rxyz 222 xyz TTTT 其中 xsc ysc zsc为探测器位置矢量在 J2000 日心黄道惯性坐标系中的三分量 s为太阳引 力常数 附录 C rsc为探测器到太阳的距离 T 为推力大小 Tx Ty Tz为推力矢量在 J2000 日心黄道惯性坐标系中的三分量 推力幅值有两种模式 见 2 2 节的模式一和模式二 g0为 地球海平面重力加速度 附录 C Isp为电推进发动机比冲 比冲大小有两种模式 见 2 2 节的模式一和模式二 2 化学推进 化学推进方式近似为若干瞬时速度脉冲 设任意一次的速度脉冲在 J2000 日心黄道惯性 坐标系中的三分量为 vx vy vz 速度脉冲前后时刻设为 t t 探测器的位置速度和质 量变化满足如下方程 scsc xtxt scsc ytyt scsc ztzt scscx xtxtv scscy ytytv scscz ztztv scsc 0 sp exp v mtmt g I 222 xyz vvvv 其中 Isp为化学推进发动机比冲 当没有施加速度脉冲时 探测器围绕太阳作二体轨道运动 动力学方程如下 s scsc 3 sc xx r s scsc 3 sc yy r s scsc 3 sc zz r sc 0m A 2 天体动力学模型 每个天体 包括地球 大行星与小行星 均只看作一个质点 围绕太阳做二体轨道运动 动力学方程如下 s bodybody 3 body xx r s bodybody 3 body yy r s bodybody 3 body zz r 其中 xbody ybody zbody为相应天体位置矢量在 J2000 日心黄道惯性坐标系中的三分量 数据 文件 planet txt 中给出大行星的历元时刻和对应的轨道根数 ast ephem ctoc5 txt 中给出小行 星的历元时刻和对应的轨道根数 数据文件中依次为历元时刻 Epoch MJD 半长轴 Semi major AU 偏心率 Eccentricity 倾角 Inc deg 近日点幅角 Arg of Perigee deg 升交点赤经 RAAN deg 平近点角 Mean Anomaly deg 名称 Name 各天体历元时 刻轨道根数均表示在 J2000 日心黄道惯性坐标系中 根据给定历元时刻和相应轨道根数 可计算任意历元的轨道根数 即 0 aa 0 ee 0 ii 0 0 s 00 3 MMtt a 中国力学学会中国力学学会 国防科技大学航天科学与工程学院国防科技大学航天科学与工程学院 航天飞行动力学技术重点实验室航天飞行动力学技术重点实验室 6 再将轨道根数转换即可计算任意历元的位置速度 附录附录 B 大行星引力辅助计算模型大行星引力辅助计算模型 飞越大行星时刻 tflyp前后 认为探测器在惯性坐标系中的位置不变 scflypscflypscflyp ttt rrr 若飞越大行星时参赛队选择使用引力辅助 记飞越大行星使用引力辅助时刻为 tGA 设