基于电推进卫星飞往平衡点的转移轨道研究

针对航天器飞往日地拉格朗日点的转移轨道的问题,给出了一种基于稳定不变流形的直接配点方法。首先对小推力轨道及限制性三体问题进行建模,研究其从地球停泊轨道出发至绕日地L2点Halo轨道的转移轨道。然后基于限制性三体问题的雅可比积分常数寻找推力段与滑行段轨道的拼接点,优化航天器螺旋上升轨道。最后,仿真分析及计算表明,直接法优化小推力轨道具有收敛速度快且对初值猜测不敏感等优点,并且相比于化学推进,小推力推进在节约燃料方面优势明显。