(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202211079518.X (22)申请日 2022.09.05 (71)申请人 中国人民解 放军国防科技大 学 地址 410073 湖南省长 沙市开福区德雅路 109号 (72)发明人 王杰　钟子凯　袁浩　刘望　 (74)专利代理 机构 湖南兆弘专利事务所(普通 合伙) 43008 专利代理师 赵朕毅 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/20(2020.01) B64G 99/00(2009.01) (54)发明名称 偏转效果最优的近地小行星动能撞击任务 轨道设计方法 (57)摘要 本发明公开一种偏转效果最优的近地小行 星动能撞击任务轨道设计方法， 包括以下步骤： S1， 选择航天器初始参数， 包括航天器出发和到 达时刻； S2， 将航天器轨道设计为大椭圆地球停 泊轨道、 从大椭圆轨道出发的地球逃逸轨道及行 星际转移轨道三段的拼接， 并进行轨道参数计 算； S3， 进行目标近地小行星偏转效果评估； S4， 遍历航天器所有可能的出发和到达时刻， 重复步 骤S1～S3， 绘制偏转距离与航天器出发、 到达时 刻的等高线图， 并剔除不合理时刻后从中确定偏 转效果最优的航天器发射窗口。 本发 明通过采用 大椭圆地球停泊轨道， 并筛选航天器发射窗口， 使得航天器在撞击小行星时的质量和相对速度 较大， 从而取得最优的小行星偏转效果。 权利要求书2页 说明书10页 附图2页 CN 115544642 A 2022.12.30 CN 115544642 A 1.一种偏转效果最优的近地小行星动能撞击任务轨道设计方法， 其特征在于， 包括以 下步骤： S1， 选择航天器的初始参数： 根据目标近地小行星可能撞击地球的时间， 任意给定航天器的出发时刻和到达时刻， 得到航天器的飞行时间， 再根据出发时刻地球的位置以及到达时刻目标近地小行星的位 置， 分别得到行星际转移轨道的起 点、 终点； S2， 采用圆锥曲线拼接法， 将航天器的轨道设计为大椭圆地球停泊轨道、 从大椭圆轨道 出发的地球逃逸轨道以及行星际转移轨道三段， 并进行航天器轨道参数 的计算， 包括行星 际转移轨道参数、 从大椭圆轨道出发的地球逃逸轨道参数、 以及大椭圆地球停泊轨道参数； S3， 进行目标近地小行星的偏转效果评估： 依次计算航天器到达近地小行星时的质量、 目标近地小行星的速度改变量和目标近地小行星的偏转距离； S4， 遍历航天器所有可 能的出发时刻和到达时刻， 重 复上述步骤S1～S3， 绘制目标近地 小行星的偏转距离与航 天器的出发时刻和到达时刻的等高线图； 再由航 天器最大的燃料占 比， 计算航天器的最大允许速度增 量， 剔除所述等高线图中超过最大允许速度增量所对应 的出发时刻和到 达时刻； 最后从所述 等高线图中确定偏转效果 最优的发射窗口。 2.根据权利要求1所述的偏转效果最优的近地小行星动 能撞击任务轨道设计方法， 其 特征在于， 所述步骤S2中采用圆锥曲线拼接 法时， 航天器从大椭圆地球停泊轨道出发， 再经 从大椭圆轨道出发的地球逃逸轨道和行星际转移轨道， 实现与目标近地小行星的撞击； 所 述大椭圆地球停泊轨道是以地球为焦点的大椭圆轨道； 所述地球逃逸轨道是以地球为焦点 的双曲线轨道； 所述行星际转移轨道是以太阳为焦点的椭圆轨道。 3.根据权利要求1所述的偏转效果最优的近地小行星动 能撞击任务轨道设计方法， 其 特征在于， 所述步骤S2中， 所述行星际转移轨道的轨道参数包括半长轴a、 轨道倾角i、 偏心 率e、 升交点赤经Ω、 近地 点幅角ω和平近点角M； 所述地球逃逸轨道的轨道参数根据由所述行星际转移轨道的轨道参数计算得到的双 曲线剩余速度v∞、 航天器在地心惯性系的速度分量(vx,vy,vz)以及地球逃逸轨道的近地距 离H进行计算； 所述大椭圆地球停泊轨道的轨道参数根据航天器与地球构成的二体问题进行计算。 4.根据权利要求1所述的偏转效果最优的近地小行星动 能撞击任务轨道设计方法， 其 特征在于， 所述步骤S2中， 从所述大椭圆地球停泊轨道进入所述地球逃逸轨道所需的速度 增量Δv为： Δv＝vp‑vp0， 式中， vp为航天器在地球逃逸轨道近地 点处的速度， 且有 其中， μe为地球引力常数， H为地球逃逸轨道的近地距 离， v∞为由行星际转移 轨道的轨道 参数计算得到的双曲线剩余速度； vp0为航天器在大椭圆地球停泊轨道近地 点处的速度， 且有权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 115544642 A 2其中， rp0为大椭圆地球停泊轨道的近地点距离， ap为大椭圆地球停泊轨道的半长轴， ep 为大椭圆地球停泊轨道的偏心率。 5.根据权利要求1所述的偏转效果最优的近地小行星动 能撞击任务轨道设计方法， 其 特征在于， 所述 步骤S3中， 航天器到 达近地小行星时的质量msc为： 式中， g0为地球表面的重力加速度， Msc为航天器的初始质量， Δv为速度增量， Isp为推进 系统比冲， 符号exp表示以e为底的指数函数。 6.根据权利要求1所述的偏转效果最优的近地小行星动 能撞击任务轨道设计方法， 其 特征在于， 所述 步骤S3中， 碰撞后小行星的速度改变量 为： 式中， Vsc和Vast分别表示撞击时航天器和目标近地小行星的速度， msc和mast分别表示撞 击时航天器和目标近地小 行星的质量， β 表示撞击效率因数， 用于衡量撞击产生的溅射物对 动量的影响。 7.根据权利要求1所述的偏转效果最优的近地小行星动 能撞击任务轨道设计方法， 其 特征在于， 所述 步骤S3中， 目标近地小行星的偏转距离为： Ldeflect＝d′ ‑d0， 式中， d′为偏转后小行星的近地距离， d0为小行星在原轨道上的近地距离 。 8.根据权利要求1～7中任意一项所述的偏转效果最优的近地小行星动 能撞击任务轨 道设计方法， 其特征在于， 航 天器在大椭圆地球停泊轨道上所施加的速度增量Δv不能超过 航天器的最大允许速度增量Δvmax； 所述航天器的最大允许速度增量Δvmax的计算公式为： 其中， δ 为 航天器的最大燃料占比， g0为地球表面的重力加速度， Isp为推进系统比冲。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 115544642 A 3