一、China's Lunar Orbit Exploration Prgram（论文文献综述）
裴照宇,任俊杰,彭兢,王琼,胡震宇,李海涛,黄磊,耿光有[1]（2021）在《“嫦娥五号”任务总体方案权衡设计》文中研究指明针对月球采样返回任务要求,基于我国运载火箭研制进展、探月工程一期、二期技术基础,对探测器的总体方案、功能模块组成、发射方式、飞行过程等方面进行多方案多轮迭代权衡分析,并逐步优化,最终确定了"嫦娥五号"（Chang’E-5,CE-5）探测器模块组成、主要飞行过程。工程在轨结果充分证明了该方案符合我国探月工程发展规划和航天技术发展的预期,是先进可行的,设计过程采用的NAFVO（Need Available Feasible Viable Optimal）权衡设计方法可为复杂大型航天工程方案的设计提供有益的借鉴。
孙武,贺中琴,姚元福,王一格[2]（2021）在《月球轨道交会对接微波雷达系统设计》文中研究说明针对月球轨道自主交会对接任务特点,设计一种测距、测速、测角、通信一体化的先进交会对接微波雷达系统。该雷达系统采用高速伪码延时测距、双程相干多普勒测速及相位干涉仪测角体制完成测量功能,采用QPSK调制与RS编码完成扩频通信功能,具有测量通信一体化、测量参数全、测量精度高、小型化低功耗、使用方便可靠等特点。经实际在轨验证,该雷达系统首次实现了月球轨道无人交会对接全程高精度多元信息测量及可靠双向通信,综合技术达到国际先进水平。
庞之浩[3]（2021）在《探月工程映照中国航天自主创新之路》文中认为2020年11月24日,我国用长征五号遥五火箭成功发射了嫦娥五号月球采样返回器。闯过月面采样封装、上升器月面起飞、月球轨道交会对接和超高速再入返回等一系列难关后,嫦娥五号返回器于在2020年12月17日携带1731克月球样品顺利返回地球。这是人类时隔40多年后再次完成从月球采样返回的壮举,创造了5项"中国首次"。习近平总书记指出,
李翔宇,乔栋,程潏[4]（2021）在《三体轨道动力学研究进展》文中研究指明三体系统轨道动力学问题是航天动力学领域中的经典问题,具有丰富的理论与工程意义,并将在人类由近地延伸到深空的航天活动过程中起到至关重要的作用.本文回顾并总结了三体系统轨道动力学相关研究进展,并结合未来的深空探测的发展趋势,展望了三体系统轨道动力学研究中的热点与挑战.首先阐述了三体问题的研究背景及意义,简要回顾了三体系统动力学模型的发展历程.其次,系统概述了三体系统平衡点附近的局部运动特性,介绍了平衡点附近周期轨道解析与数值求解方法,给出了拟周期运动的最新进展.同时总结了共振轨道、循环轨道、自由返回轨道等三类三体系统全局周期运动的动力学特性与研究进展.再次,从不变流形理论和弱稳定边界理论两个方面综述了三体系统中低能量转移与捕获轨道设计的研究进展.最后,综述了三体系统轨道动力学在编队飞行、导航星座设计两方面的应用,并展望了全月面覆盖轨道设计、三体系统下的小推力轨道优化和三体系统的三角平衡点开发利用中值得关注的轨道动力学与控制问题.
邱实[5]（2021）在《“龙江二号”绕月微卫星轨道设计问题研究》文中研究指明在“嫦娥四号”工程中继星“鹊桥”发射任务中,长征四号丙火箭尚有100kg左右的剩余运载能力。为充分利用该剩余运载能力,哈尔滨工业大学联合中国科学院空间中心提出了月球轨道超长波天文观测微卫星方案,开展对宇宙黑暗时代的观测和探索。该项目得到了国防科工局的批准与黑龙江省的重点支持,是基于微卫星开展低成本深空探测的有益探索。任务过程中,“龙江二号”需要在燃料受限、测控资源保障不足及星上计算资源有限的情况下独立完成地月转移、近月制动和环月飞行,轨道设计与优化成为了任务实施的关键。“龙江二号”微卫星最佳工作弧段受日-地-月相对位置影响,在燃料约束情况下,地月转移轨道设计兼顾绕月轨道工作条件,是“龙江二号”轨道设计难题。针对该问题,本文首先构建了“龙江二号”微卫星的最佳工作区间与月背实施中继条件数学模型;在此基础上,建立了燃耗约束条件下的地月转移轨道优化设计模型,提出了“奔月-绕月”轨道分层优化设计方法,该方法结合微分修正与遗传算法,实现了地月转移与绕月轨道的联合优化,解决了兼顾环月工作条件的“龙江二号”地月转移与绕月轨道设计问题。为实现“龙江二号”微卫星星上自主高精度轨道计算,本文基于“外推-拟合-上注-计算”的轨道预报策略,重点研究了长时效高精度约束下的轨道拟合方法。首先,基于二体运动主项与摄动次要项分离的思想,提出了利用切比雪夫多项式的模型摄动残差拟合方法。该方法通过对轨道摄动小量的拟合计算,在同等拟合时长条件下,可将轨道拟合精度提高一个量级。在此基础上,提出了轨道长时分段拟合策略,大幅提高了轨道有效拟合时长。最后,通过对拟合模型上注,实现了测控保障条件不足和星上计算资源有限情况下的高精度自主轨道计算。撞月任务是“龙江二号”微卫星寿命末期的既定任务。本文首先研究了考虑失效风险的可靠撞月轨道设计问题,提出了远月点脉冲控制的低能耗自然受摄撞月轨道设计方法,该方法利用了微卫星在月球引力摄动下的近月点长期衰减规律,可以实现“龙江二号”任务末期的可靠撞月。进一步,分析了燃料受限约束下的撞月可控域和可达域,在此基础上提出了考虑近月点几何约束的脉冲和有限推力精确撞月轨道设计方法,解决了利用主动控制的精确撞月轨道设计问题。从月球轨道出发进行深空探测是各国月球基地建设的重要立足点,也是“龙江二号”微卫星的任务设想之一,需要研究从月球出发的深空探测轨道设计问题。本文首先构建了从月球出发进行行星探测的转移轨道拼接模型,进一步提出了基于拼接模型的月心逃逸与地心逃逸轨道分步设计方法。对于月心逃逸轨道设计问题,通过求解两点边值问题,避免了月心段轨道与初始轨道脱离的问题;对于地心逃逸轨道设计问题,发展了从空间任一点到达给定剩余速度的轨道参数确定方法,可适用地球直接逃逸与旁近飞越逃逸两种情况。通过对不同目标行星探测的轨道设计验证了所提方法的正确性和有效性。
高辰[6]（2020）在《分布式卫星系统概念设计中的不确定性参数分析方法研究》文中认为在空间科学任务中,分布式卫星系统在空间能够形成大尺度的观测基线,或者利用空间构型及其轨道运动形成有针对性的多点采样阵列,通过对多点采样信号进行关联处理有效提升空间科学探测和对地观测的整体性能。通过这种探测方式,分布式卫星系统可以观测到以前难以探测的物理现象和天文数据,使空间探测进一步发展。对于空间科学任务,卫星系统的探测过程可以看作为一个探测单元记录时序的测量结果。这些测量结果不仅包括有效载荷记录的物理量,也包括卫星平台的物理参数,如位置,姿态,时间,温度等。在卫星系统的设计初期,不仅需要对卫星平台,轨道,有效载荷的具体参数进行设计,也要考虑不确定性参数,如卫星定位精度,姿态测量精度,时钟精度,有效载荷测量精度等。这些不确定性参数的特点是在卫星系统的探测过程中,会引起测量结果的时变误差。在以往的卫星设计中,对这些不确定性参数与最终探测结果精度之间的定量分析通常使用基于抽样仿真的统计方法,时间效率低,且不能对各个参数的重要性进行评估。鉴于此,本文的主要研究工作如下:1)不确定性参数在分布式卫星系统中的表现形式,以及其在探测过程中误差传递过程的分析;在传统的基于方差的分析方法基础上,重点分析了分布式卫星系统中,引起时变误差的不确定性参数在系统中的作用方式,并以具体的工程参数为例分析了不确定性参数的误差传递过程,构建了分布式卫星系统探测不确定性分析的基础框架,并针对具体任务进行了分析和软件实现;2)为了解决传统的基于抽样仿真方法在进行不确定性分析中时间效率低,不同参数重要度不能显性表达的缺点,结合概念设计阶段不确定性分析的实际需求,提出了用正态分布作为复杂系统不确定性描述范本的方法,将高维非线性的系统在设计区间范围近似降维为一个线性组合。通过构建权重矩阵,求得不同不确定性参数对系统性能评价的影响系数。提高不确定性分析的时间效率的同时,能对不同参数的重要性进行分析,为分布式卫星系统设计阶段的不确定性参数分析提供方法支撑;3)提出了一种神经网络替代模型不确定性分析方法,利用人工神经网络在拟合回归分析上的非线性特性,针对性的设计了一种神经网络结构,经实验验证可通过少量仿真计算结果作为训练样本实现收敛并有效反映被替代系统的原有特性。本文主要研究内容是引起时变误差的不确定性参数在分布式卫星系统设计阶段的分析方法,通过数据反演算法的分布式卫星系统仿真模型,在传统抽样仿真计算方法的基础上,引入了基于权重的回归分析方法和两种基于人工神经网络的分析方法。并用两种典型的分布式卫星系统进行了仿真实验和验证分析。通过与传统基于抽样的仿真统计方法做比较,验证了方法的有效性及时间效率的改善。为分布式卫星系统在设计阶段对不确定性参数进行分析提供了方法支撑。
刘靖怡[7]（2020）在《近地小行星取样返回任务转移轨道优化设计》文中研究指明小行星取样返回是深空探测的热点。轨道设计是开展深空探测任务设计的重要环节。本文研究了近地小行星取样返回任务的转移轨道优化设计问题。针对日心直接转移轨道的设计问题,利用两脉冲转移和三脉冲转移进行取样返回任务转移轨道设计。主要包括如下三个方面的研究:（1）采用经典Lambert轨道转移算法和三脉冲转移方法,对发射窗口、逃逸状态、任务时序进行数值寻优,获得往返于小行星的速度增量,形成小行星取样返回轨道转移方案;（2）针对化学推进转移轨道,设计了以探测器干重为优化指标的轨道转移方案。通过求解直接转移获得转移速度增量,结合运载火箭的发射能力,得到探测器干重并使其最大化,有效地提升了探测器干重,扩大了小行星遴选范围;（3）建立了剩余质量-转移时间的多目标优化模型和速度增量-转移时间的多目标优化模型,利用NSGA-Ⅱ算法进行求解,有效地分配了轨道转移时间与停留在小行星上的科学探测时间,为任务设计提供了更多的灵活性。针对具有一定倾角和偏心率的目标小行星,研究了采用天体借力的日心转移轨道的设计问题。建立了含有深空机动的天体借力转移的模型,对发射窗口、飞行时序进行数值寻优,获得取样返回转移轨道的速度增量,形成小行星取样返回轨道转移方案。通过建立并求解含有深空机动的日心借力飞行转移模型,有效地降低了轨道转移途中的速度增量。针对地心逃逸段轨道的设计,研究了采用月球借力逃逸转移的轨道设计方法,探讨了月球借力的作用。按照发射能量高低、月球借力次数的不同进行了如下三方面的研究:（1）针对高能发射情况,利用正向拼接、反向拼接两种方法建立了月球单次借力逃逸转移的基本模型。通过反向拼接法的应用,发现了月球借力逃逸可以有效降低发射能量,但是不会降低最优日心转移轨道的速度增量;得出了月球借力可以摆脱直接逃逸方式对于逃逸方向角的约束的结论。同时开展了高能发射情况下,以探测器干重为优化指标的月球借力逃逸转移轨道优化设计,有效提升了转移至部分小行星的最大干重;（2）针对低能发射情况,利用圆锥曲线几何性质、开普勒轨道特性,系统研究了共振型、backflip型、coplanar型月球双借力逃逸轨道的求解方法。建立了月球双借力日心化学推进转移模型和电推进转移模型,比较了低能发射两种推进模式下,不同月球双借力转移模型的效果,形成了共振比为2的月球双借力逃逸电推进轨道转移方案;（3）针对低能发射化学推进模式下,月球借力逃逸转速度增量过大的问题,建立了有脉冲辅助的月球借力发射转移模型,有效地降低了全程转移的速度增量,减少燃料消耗,从而增加航天器的干重。
高永飞[8]（2019）在《以地月空间站为空间港的载人月球探测轨道问题研究》文中认为在人类地球低轨道载人航天相关技术日臻成熟,国际空间站及未来中国空间站等地球低轨道资源初步形成的背景下,载人月球探测自上世纪六十年代以来再一次成为各航天大国开展载人航天活动的热点。与“阿波罗”任务不同,现今提出的各类载人月球探测飞行模式更注重其可持续性以及对各类飞行器的可重复使用,更倾向于基于现有的成熟技术以及现有的地球低轨道空间资源来开展载人月球探测。在此背景下,本文提出了以地球低轨道空间站为空间港、以月球轨道空间站为空间港以及以地球低轨道空间站和月球轨道空间站为空间港的三类可重复使用载人月球探测飞行模式。本文正是围绕这三类飞行模式中存在的轨道问题,深入系统地开展了空间站轨道面约束下地月月地转移轨道的建模与特征分析,对满足三类模式中货运补给需求的小推力地月转移进行了关键技术攻关。论文的主要工作如下:1、为地月空间运输系统的重复使用提供可行性依据。将地月空间划分为两部分:地球表面往返地球低轨道的穿越大气层部分,以及地球低轨道往返地月转移空间或月球空间的自由空间飞行部分;从速度增量需求的角度,对地月空间运输系统在自由空间的重复使用进行可行性分析。研究结果表明单级火箭载荷比介于4%～16%时,其可支持基于大气减速的地球低轨道往返月球低轨道,以及月面往返月球低轨道的飞行任务。2、开展以地球低轨道空间站为空间港的可重复使用载人月球探测转移轨道设计及特性分析。基于圆锥曲线拼接模型建立了地球低轨道空间站轨道面约束下的地月往返转移轨道设计模型;分析了地月往返转移轨道的轨道转移窗口、速度增量及转移时间特性;在月固坐标系下给出了空间站轨道面约束下的可达月球低轨道范围;利用高精度动力学模型对地月往返转移轨道进行了参数修正。3、开展以月球轨道空间站为空间港的可重复使用载人月球探测转移轨道设计及特性分析。在圆锥曲线拼接模型下,解析式地提出了快速求解月球轨道空间站轨道面约束下的地月往返转移轨道迭代设计算法;分析了迭代算法的收敛性及轨道转移窗口随月球轨道空间站轨道倾角、轨道高度的变化特征;完成了高精度动力学模型下的地月往返转移轨道设计。4、研究以地球低轨道空间站和月球轨道空间站为空间港的可重复使用载人月球探测转移轨道设计方法。在圆限制性三体模型下,提出了地月月地直接转移可达集概念,并对可达集的对称性进行了分析;通过求解最小近月距地月直接转移轨道对地月直接转移可达集进行了数值分析。基于近月三脉冲数学模型,提出了全月覆盖的最小燃耗地月直接转移轨道设计模型,并在月固坐标系下给出了从同一轨道面出发到达任意月球低轨道所需的近月三脉冲速度增量分布图;构建了地球低轨道空间站往返月球轨道空间站的转移轨道设计算法,并对连续轨道转移窗口内的速度增量和转移时间进行了特征分析。5、研究可重复使用载人月球探测中地月货运补给的小推力地月转移轨道设计。围绕小推力地月转移的月球捕获关键问题,基于Jacobi积分和零速度面首先建立了月球捕获的充分条件,提出了包含推力方向、推进效率以及飞行控制序列的小推力地月转移制导律;然后,基于常微分方程解的参数连续性理论,提出并证明了月球捕获集定理,以保证飞船被月球捕获;最后,基于月球捕获集定理开展了不同推力大小、不同推力效率阈值下的小推力地月转移轨道设计。研究结果表明,本文提出的小推力地月转移制导律对导航误差和开关机误差具有一定的鲁棒性,设计结果在燃料消耗上同最优解相当。通过本文的研究,解决了以地月空间站为空间港载人月球探测飞行模式中的相关轨道问题,为可持续载人月球探测体系论证提供了理论与技术支撑。
周晚萌[9]（2019）在《载人探月序列任务有限推力轨道逆动力学设计方法研究》文中研究指明载人探月序列任务的设计与仿真,可以解耦多个飞行任务,有效减小任务规模,提高任务成功率,对我国载人登月任务实施具有重要的意义。本文主要针对基于环月空间站的载人月球探测序列任务展开研究,研究成果如下:提出了伪春分点有限傅里叶级数轨迹成型法。利用逆动力学解析法,建立了改进春分点摄动方程的逆动力模型,由此提出伪春分点有限傅里叶级数设计方法,研究了面内多圈大偏心率转移以及深空转移的小推力轨道设计。针对三体条件下的转移问题,将伪春分点有限傅里叶级数与圆锥曲线拼接法结合,提出一种求解地月三体问题的小推力轨道形状设计方法,为后续进一步设计无时间约束的地月转移任务提供了一种可行手段。提出了有限推力自由返回轨道的高精度逆仿真设计方法。给出近月伪参数的定义,基于近月伪参数建立了混合多圆锥截线算法流程,该方法要比圆锥曲线拼接法具有更高的精度,且可以保证高精度轨道设计的快速收敛。利用高精度轨道的逆仿真求解策略设计自由返回轨道,并分析了由脉冲转为有限推力所引起的引力损失上限。从速度增量与转移时间、设计参数可行范围以及发射窗口三个方面分析了自由返回轨道特性,为开展载人登月任务的窗口设计分析提供理论依据。提出了有限推力定点返回轨道高精度逆仿真设计方法。根据单脉冲月地返回轨道的可达域分析,推导了返回轨道存在判据,给出了基于单脉冲定点返回轨道的多层快速迭代设计方法。在脉冲轨道基础上,结合离散逆仿真系统,给出高精度多段有限推力定点返回轨道设计方法,将考虑出发点可达域扩展的多脉冲转移序列转化为多段有限推力序列,获得每次机动的开机时间以及推力的方向信息。提出了载人探月序列任务多时间尺度的窗口迭代设计方法。梳理基于环月空间站探月任务的多种飞行模式以及轨道共性特点,解耦任务设计流程,提出了跨时间尺度的序列任务窗口迭代设计方法。瞄准基于月球轨道空间站的登月方案,设计灵活可靠的仿真系统框架,在仿真平台上实现无人绕月、载人环月、载人登月、月球轨道空间站部署等任务仿真。本文通过对载人探月序列任务有限推力轨道的逆动力学设计方法研究,分别设计了小推力转移轨道、自由返回轨道、定点返回轨道,并将上述方法与窗口迭代设计方法相结合实现对载人月球探测序列任务窗口的迭代设计,最终利用通用仿真系统开展序列任务仿真。研究所获得的方法和结论可作为我国载人月球探测方案深化论证的重要工具,为我国载人登月方案设计及任务规划提供参考,同时为载人航天发展战略决策提供支撑。
聂涛[10]（2019）在《月球微纳卫星长期有界编队轨道演化及控制问题研究》文中研究指明月球及月球以远的深空探测再次成为各国航天活动的焦点,同上世纪六七十年代举国体制的航天活动不同的是,现代深空探测对任务的低成本提出了迫切需求,尤其随着以立方星为代表的微纳卫星技术的日渐成熟,利用微纳卫星及其编队进行深空探测任务备受青睐。卫星轨道的分析、设计与控制是航天任务最先切入点并贯穿始终,尤其是对摄动的处理是轨道相关研究的重点,与地球卫星不同,月球卫星受到的C22摄动与J2摄动相当,且三体摄动显着,针对地球卫星轨道的研究成果无法直接应用。本论文以月球轨道超长波天文观测微卫星项目为背景开展研究,面向微纳卫星编队月球探测任务,探讨复杂摄动下的长期轨道演化、编队飞行长期有界条件、环境力编队控制等相关问题,以期减弱摄动影响,并进而降低微纳卫星月球探测任务的长期燃料消耗。主要完成以下内容:在任务轨道设计时摄动力建模越精细,设计出的轨道越贴近实际,从而用于后期轨道保持的燃料消耗越小。为此,考虑月球J2、C22以及地球三体摄动等影响,提出了一种基于von-Zeipel变换的多摄动影响下月球卫星平瞬轨道根数显式转换和平均轨道动力学建模方法。该方法在构建月球J2、C22以及三体摄动等的哈密顿函数的基础上,通过von-Zeipel正则变换利用生成函数依次消除月球卫星轨道平近点角和地球相对月球轨道的轨道平近点角等角变量,基于哈密顿函数不变性约束确定消除短周期项和中周期项的显式生成函数和平均哈密顿方程,进而建立平瞬轨道根数显式转换关系和平均轨道动力学模型。将上述成果应用于月球卫星冻结轨道设计,给出了约束平均轨道偏心率、轨道倾角以及近地点幅角等不变的冻结轨道条件,为月球探测任务轨道设计提供了技术参考。最后,开展了数值仿真,结果表明所提出的平瞬轨道根数转换更为精确,设计的冻结轨道更为稳定。成员卫星长期保持在有界范围内是编队飞行的必要条件,考虑J2、C22以及地球三体摄动等影响,提出了编队卫星平均距离计算方法,给出了平均距离保持不变的月球冻结轨道卫星编队有界条件解析表达式和一种基于优化模型的月球任意轨道卫星编队长期有界条件设计方法。在复杂摄动影响下的冻结轨道平均动力学模型的基础上,利用其指数矩阵函数形式解推导出平均距离的解析表达式,进而推导出月球冻结轨道编队相对距离不变的解析有界条件。针对主星为任意轨道的情况,利用平均距离解析表达式构建了以各阶运动状态二次项加权为目标函数、以初始相对距离为约束的优化模型,利用拉格朗日乘子法求解得到编队长期有界的约束条件,并讨论了目标函数的权重因子对有界条件设计的影响。最后,针对主星位低轨和高轨、冻结与非冻结轨道等多种编队场景进行仿真,结果表明本文给出的解析有界条件依赖于平均相对距离的计算精度,使其更适用设计轨道冻结轨道编队,而基于优化的有界条件设计方法对平均相对距离的计算精度依赖更小,适用于各类型月球轨道编队,为编队构型设计提供了技术支撑。月球高轨卫星受到的地球三体摄动远大于其他摄动,选择月球高轨可降低非中心引力场摄动的影响。为此,考虑地球的轨道偏心率、轨道倾角等影响下的一般三体摄动模型,通过一次平均消除一般三体摄动对月球高轨卫星运动的短周期影响,并采用级数分析法和数值仿真对长周期运动进行定性与定量分析,得到了编队卫星轨道间偏心率、轨道倾角以及升交点赤经之差引起了一次平均相对距离大周期震荡的主要结论,进一步约束上述差分轨道参数、一次平均相对速率等变化,推导得到了解析化的月球高轨卫星编队长期有界条件。最后,通过数值仿真验证了该方法的有效性。为进一步降低微纳卫星编队控制的燃料消耗,采用太阳光压等环境力进行月球卫星轨道控制是一种可行的技术途径。为此,采用平均轨道根数作为反馈控制变量,提出了一种利用差分太阳光压的月球卫星编队有界保持控制切换律,并利用有限时间稳定性理论证明了控制系统的稳定性。该控制律能够根据相对轨道迹向上平均相对距离的变化趋势,对太阳光压投影面积进行调节,以产生差分太阳光压抑制迹向上相对距离的增长,进而达到无耗燃卫星轨道编队控制的目的。采用级数分析方法研究J2、C22、三体摄动、太阳光压摄动下的相对运动规律,结果表明通过差分太阳光压调整差分轨道半长轴能够有效消除相对距离增加,控制系统闭环仿真验证了所提出的控制方法可以减缓相对距离的长期增加,使编队几年内都能够保证相对稳定。
二、China's Lunar Orbit Exploration Prgram（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、China's Lunar Orbit Exploration Prgram（论文提纲范文）
（2）月球轨道交会对接微波雷达系统设计（论文提纲范文）
| 0 引言 |
| 1 雷达系统设计 |
| 1.1 测量通信一体化设计 |
| 1.2 小型化低功耗设计 |
| 1.3 月球轨道环境适应性设计 |
| 1.4 天地一致性性能验证 |
| 1.5 系统技术特点 |
| 2 技术水平比较 |
| 3 结束语 |
（3）探月工程映照中国航天自主创新之路（论文提纲范文）
| 三阶段发展战略 |
| 嫦娥一号填补中国月球探测领域空白 |
| 落月探测两利器 |
| 采样返回创奇迹 |
| 探月四期开门红 |
| 中国探月意义深远 |
（5）“龙江二号”绕月微卫星轨道设计问题研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究的目的和意义 |
| 1.1.1 课题背景及来源 |
| 1.1.2 课题研究目的与意义 |
| 1.2 国内外研究现状及分析 |
| 1.2.1 深空探测任务概况 |
| 1.2.2 地月转移轨道参数优化 |
| 1.2.3 星上轨道自主计算方法 |
| 1.2.4 撞月轨道设计方法 |
| 1.2.5 行星探测轨道设计理论 |
| 1.3 论文的主要研究内容 |
| 第2章 地月转移轨道及绕月任务期轨道优化设计 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 最佳观测区间建模 |
| 2.2.1 平行射线假设 |
| 2.2.2 阴影边界确定方法 |
| 2.3 月背中继能力建模 |
| 2.3.1 无约束实时中继能力建模 |
| 2.3.2 仰角约束下实时中继能力建模 |
| 2.4 地月转移轨道分层优化设计方法 |
| 2.4.1 打靶法计算奔月轨道 |
| 2.4.2 遗传算法优化绕月入轨参数 |
| 2.5 任务期轨道优化控制策略 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 星上轨道高精度自主计算方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 星上高精度轨道计算策略 |
| 3.3 基于模型残差的轨道拟合方法 |
| 3.3.1 基于模型残差的轨道位置分量拟合 |
| 3.3.2 基于模型残差的轨道六根数拟合 |
| 3.4 轨道分段拟合方法 |
| 3.4.1 轨道位置分量分段拟合 |
| 3.4.2 轨道六根数分段拟合 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 绕月微卫星撞月轨道设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 轨道摄动影响分析 |
| 4.3 可靠撞月轨道控制策略 |
| 4.3.1 远月点切向脉冲控制分析 |
| 4.3.2 远月点径向/法向脉冲控制分析 |
| 4.3.3 可靠撞月脉冲控制策略 |
| 4.4 精确撞月轨道设计 |
| 4.4.1 撞月轨道的初值解 |
| 4.4.2 覆盖性分析 |
| 4.4.3 脉冲撞月轨道精确解 |
| 4.4.4 有限推力撞月轨道精确解 |
| 4.5 撞月轨道设计案例 |
| 4.5.1 可靠撞月轨道设计 |
| 4.5.2 脉冲式精确撞月轨道设计 |
| 4.5.3 有限推力精确撞月轨道设计 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 绕月微卫星深空探测轨道设计 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 问题描述 |
| 5.3 月心逃逸轨道设计方法 |
| 5.4 地心逃逸轨道设计方法 |
| 5.4.1 初始轨道特性分析 |
| 5.4.2 地心逃逸段参数确定方法 |
| 5.4.3 燃料最优设计方法 |
| 5.5 仿真算例 |
| 5.5.1 2020年火星探测轨道设计 |
| 5.5.2 2022年火星探测轨道设计 |
| 5.5.3 2023年金星探测轨道设计 |
| 5.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的论文及其他成果 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（6）分布式卫星系统概念设计中的不确定性参数分析方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 引言 |
| 1.1 课题背景及研究意义 |
| 1.2 国内外本学科领域的发展现状和趋势 |
| 1.2.1 分布式卫星系统概念及优势 |
| 1.2.2 分布式卫星探测系统对时空关联信号的探测意义 |
| 1.2.3 分布式卫星系统在协同论证阶段存在的问题 |
| 1.2.4 航天任务复杂系统设计方法的发展 |
| 1.2.5 分布式卫星系统中的不确定性分析 |
| 1.3 研究内容与组织结构 |
| 1.3.1 论文的组织结构 |
| 1.3.2 论文的创新点 |
| 第2章 不确定性分析理论基础 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 不确定性相关概念及定义 |
| 2.2.1 变量不确定性表现形式 |
| 2.2.2 不确定性对实际工程的影响 |
| 2.3 常见的不确定性分析方法 |
| 2.3.1 基于方差的系统不确定性分析方法 |
| 2.3.2 蒙特卡洛抽样仿真方法 |
| 2.4 小结 |
| 第3章 多航天器不确定性分析工程实现框架 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 分布式卫星系统效能不确定性分析 |
| 3.2.1 分布式卫星系统构型对探测效能的影响 |
| 3.2.2 分布式卫星系统被测对象对于探测效能的影响 |
| 3.2.3 分布式卫星系统不确定性参数 |
| 3.3 分布式卫星系统的不确定性分析框架 |
| 3.3.1 分布式卫星系统不确定性分析建模 |
| 3.3.2 航天任务不确定性分析需求 |
| 3.3.3 分布式卫星系统不确定性分析流程框架 |
| 3.4 空间激光干涉测量系统不确定性仿真 |
| 3.4.1 空间引力波探测 |
| 3.4.2 影响因素分析 |
| 3.4.3 不确定性分析软件实现 |
| 3.5 小结 |
| 第4章 基于权重回归分析的分布式卫星系统不确定性分析方法 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 传统的不确定性分析方法 |
| 4.2.1 基于微分解析法的局部灵敏度分析方法 |
| 4.3 分布式卫星系统不确定性分析方法 |
| 4.3.1 基于权重的回归分析方法 |
| 4.4 实验结果及分析 |
| 4.4.1 仿真参数配置 |
| 4.4.2 蒙特卡洛仿真结果 |
| 4.4.3 基于权重的回归分析方法结果 |
| 4.4.4 实验结果对比分析 |
| 4.5 小结 |
| 第5章 神经网络替代模型方法的分布式卫星系统不确定性分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 基于神经网络的灵敏度分析方法设计 |
| 5.2.1 神经网络基本介绍 |
| 5.2.2 使用神经网络进行灵敏度分析的方法 |
| 5.3 仿真系统流程 |
| 5.3.1 不考虑不确定性参数情况下的仿真流程 |
| 5.3.2 考虑不确定性参数的仿真流程 |
| 5.4 实验结果及分析 |
| 5.4.1 基本仿真参数配置 |
| 5.4.2 基于蒙特卡洛方法的不确定性分析 |
| 5.4.3 将神经网络作为仿真过程模型替代的分析方法结果 |
| 5.4.4 将神经网络作为整个分析过程模型替代的分析方法 |
| 5.4.5 卷积神经网络的应用实验 |
| 5.5 小结 |
| 第6章 总结与展望 |
| 6.1 总结与主要贡献 |
| 6.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 作者简历及攻读学位期间发表的学术论文与研究成果 |
（7）近地小行星取样返回任务转移轨道优化设计（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 引言 |
| 1.1 课题背景和意义 |
| 1.2 小行星探测任务概述 |
| 1.3 小行星取样返回轨道设计方法概述 |
| 1.3.1 直接转移轨道 |
| 1.3.2 借力飞行转移轨道 |
| 1.3.3 含有月球借力的转移轨道 |
| 1.3.4 小推力转移轨道 |
| 1.4 本文工作和创新点 |
| 1.4.1 本文工作 |
| 1.4.2 本文创新点 |
| 第2章 基础知识 |
| 2.1 坐标系与时间系统 |
| 2.1.1 常用坐标系 |
| 2.1.2 时间系统 |
| 2.2 轨道动力学基本问题 |
| 2.2.1 开普勒运动 |
| 2.2.2 兰伯特问题 |
| 2.2.3 圆锥曲线拼接法 |
| 2.2.4 借力飞行 |
| 2.3 全局优化算法 |
| 2.3.1 单目标优化算法 |
| 2.3.2 多目标优化算法 |
| 第3章 日心直接转移轨道优化设计 |
| 3.1 两脉冲转移轨道优化设计 |
| 3.1.1 两脉冲转移轨道模型建立 |
| 3.1.2 两脉冲转移轨道单目标优化 |
| 3.1.3 两脉冲转移轨道多目标优化 |
| 3.1.4 仿真结果与分析 |
| 3.2 三脉冲转移轨道优化设计 |
| 3.2.1 三脉冲转移轨道优化模型建立 |
| 3.2.2 仿真结果 |
| 3.3 本章小结 |
| 第4章 日心借力飞行转移轨道优化设计 |
| 4.1 借力飞行转移轨道模型 |
| 4.2 仿真结果 |
| 4.3 本章小结 |
| 第5章 月球借力逃逸转移轨道优化设计 |
| 5.1 高能发射月球借力逃逸转移 |
| 5.1.1 正向拼接法 |
| 5.1.2 反向拼接法 |
| 5.1.3 模型验证 |
| 5.1.4 本节小结 |
| 5.2 低能发射月球借力逃逸转移 |
| 5.2.1 无脉冲辅助低能发射月球双借力逃逸化学推进转移 |
| 5.2.2 无脉冲辅助低能发射月球借力逃逸电推进转移 |
| 5.2.3 有脉冲辅助低能发射月球借力逃逸转移 |
| 5.2.4 本节小结 |
| 第6章 总结与展望 |
| 6.1 主要研究成果 |
| 6.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 作者简历及攻读学位期间发表的学术论文与研究成果 |
（8）以地月空间站为空间港的载人月球探测轨道问题研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.1.1 载人月球探测的内涵与意义 |
| 1.1.2 月球探测历程及载人月球探测的发展趋势 |
| 1.1.3 以地月空间站为空间港的可重复使用载人月球探测及相关轨道问题 |
| 1.2 相关研究进展综述 |
| 1.2.1 载人月球探测飞行模式的发展 |
| 1.2.2 脉冲式地月往返转移轨道设计 |
| 1.2.3 地月\月地转移轨道的全月覆盖 |
| 1.2.4 小推力地月转移轨道设计 |
| 1.3 论文研究内容和组织结构 |
| 第二章 地月空间动力学及可重复使用地月空间运输系统的可行性分析 |
| 2.1 月球空间坐标系 |
| 2.2 地月空间动力学模型 |
| 2.2.1 月球运动特性 |
| 2.2.2 圆锥曲线拼接模型 |
| 2.2.3 圆限制性三体问题 |
| 2.2.4 高精度动力学模型 |
| 2.3 可重复使用地月空间运输的区域划分与可行性分析 |
| 2.3.1 地月空间的区域划分 |
| 2.3.2 可重复使用地月空间运输的可行性分析 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 地球低轨道空间站往返月球轨道的转移轨道设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 地球低轨道空间站约束下的转移轨道设计 |
| 3.2.1 地球低轨道空间站出发的地月转移轨道 |
| 3.2.2 返回地球低轨道空间站的月地转移轨道 |
| 3.3 转移轨道特征分析 |
| 3.3.1 轨道转移窗口 |
| 3.3.2 速度增量及转移时间 |
| 3.3.3 地球低轨道空间站轨道面约束下的月球低轨道特性 |
| 3.4 高精度动力学模型修正 |
| 3.5 地球低轨道空间站往返月球的任务分析 |
| 3.6 小结 |
| 第四章 地球低轨道往返月球轨道空间站的转移轨道设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 二体轨道边值问题中的端点状态关系 |
| 4.3 月球轨道空间站约束下的转移轨道 |
| 4.3.1 设计算法 |
| 4.3.2 算法收敛性分析 |
| 4.4 转移轨道特性分析 |
| 4.4.1 轨道转移窗口 |
| 4.4.2 速度增量及转移时间 |
| 4.5 高精度动力学模型修正 |
| 4.6 小结 |
| 第五章 地球低轨道空间站与月球轨道空间站之间的往返转移轨道设计 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 圆限制性三体问题下的地月\月地直接转移可达集 |
| 5.2.1 地月\月地直接转移可达集的定义 |
| 5.2.2 最小近月距地月直接转移轨道 |
| 5.2.3 双脉冲地月直接转移轨道设计 |
| 5.2.4 数值计算 |
| 5.3 近月三脉冲全月覆盖转移轨道设计 |
| 5.3.1 近月三脉冲的数学模型 |
| 5.3.2 基于近月三脉冲的最小燃耗全月覆盖地月直接转移轨道设计 |
| 5.3.3 数值分析 |
| 5.4 地球低轨道空间站出发到达月球轨道空间站的转移轨道设计 |
| 5.4.1 轨道设计 |
| 5.4.2 数值计算 |
| 5.5 月球轨道空间站出发返回至地球低轨道空间站的转移轨道设计 |
| 5.5.1 月地直接转移可达集 |
| 5.5.2 轨道设计 |
| 5.5.3 数值计算 |
| 5.6 小结 |
| 第六章 可重复使用地月货运飞船的小推力地月转移轨道设计 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 推力作用下的圆限制性三体模型 |
| 6.3 月球捕获条件及制导律设计 |
| 6.3.1 月球捕获条件 |
| 6.3.2 推力方向 |
| 6.3.3 推进效率 |
| 6.3.4 飞行控制序列 |
| 6.4 月球捕获集定理及其证明 |
| 6.5 结果与讨论 |
| 6.5.1 示例1 |
| 6.5.2 示例2 |
| 6.5.3 示例3 |
| 6.6 鲁棒性分析 |
| 6.6.1 导航误差 |
| 6.6.2 开关机误差 |
| 6.7 小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 主要研究成果及创新点 |
| 7.2 下一步研究展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 参与的科研项目 |
（9）载人探月序列任务有限推力轨道逆动力学设计方法研究（论文提纲范文）
| 缩略词表 |
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 载人月球探测研究概况 |
| 1.1.1 载人月球探测意义 |
| 1.1.2 国内外月球探测发展与现状 |
| 1.2 载人探月序列飞行任务规划 |
| 1.2.1 飞行任务方案选择 |
| 1.2.2 飞行序列任务规划 |
| 1.3 探月有限推力轨道逆动力学设计 |
| 1.3.1 地月空间转移问题研究现状 |
| 1.3.2 有限轨道优化问题研究现状 |
| 1.3.3 系统逆动力学研究现状 |
| 1.4 选题依据与论文内容安排 |
| 1.4.1 选题依据 |
| 1.4.2 论文内容安排 |
| 第二章 轨道优化模型与系统逆动力学方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 坐标系定义 |
| 2.3 地月转移轨道模型 |
| 2.3.1 四段双二体拼接模型 |
| 2.3.2 高精度轨道积分模型 |
| 2.4 小推力轨迹优化设计模型 |
| 2.4.1 基本动力学模型 |
| 2.4.2 改进春分点轨道模型 |
| 2.4.3 不同的参数化轨迹 |
| 2.5 系统逆动力学方法 |
| 2.5.1 系统可逆性定义 |
| 2.5.2 逆动力学解析求解方法 |
| 2.5.3 逆仿真数值求解方法 |
| 2.5.4 仿真算例分析 |
| 2.6 小结 |
| 第三章 小推力地月转移轨道逆动力学解析设计方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 伪春分点有限傅里叶级数的逆动力学解析法 |
| 3.2.1 伪春分点根数的初步拟合 |
| 3.2.2 轨道逆动力学解析设计 |
| 3.2.3 伪春分点傅里叶级数法 |
| 3.3 二体条件下的小推力转移轨道设计分析 |
| 3.3.1 小推力面内交会轨道设计 |
| 3.3.2 小推力空间交会轨道设计 |
| 3.4 三体条件下的小推力地月转移窗口分析 |
| 3.4.1 PE-FFS双二体拼接法 |
| 3.4.2 影响球入射能量分析 |
| 3.4.3 小推力转移算例分析 |
| 3.5 小结 |
| 第四章 有限推力自由返回轨道高精度逆仿真设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 基于近月点的自由返回轨道设计问题 |
| 4.2.1 近月伪参数集 |
| 4.2.2 轨道约束参数 |
| 4.3 地月自由返回轨道高精度逆仿真求解策略 |
| 4.3.1 近月伪参数的轨道初步设计 |
| 4.3.2 混合多圆锥截线设计策略 |
| 4.3.3 单段有限推力逆仿真设计 |
| 4.3.4 算例分析 |
| 4.4 地月自由返回轨道特性分析 |
| 4.4.1 速度增量与转移时间分析 |
| 4.4.2 设计参数可行范围分析 |
| 4.4.3 转移窗口与燃耗分析 |
| 4.5 小结 |
| 第五章 有限推力定点返回轨道高精度逆仿真设计方法 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 一般月地返回轨道可达域分析 |
| 5.2.1 一般月地返回轨道设计 |
| 5.2.2 近月伪参数的可达域分析 |
| 5.3 单脉冲定点返回轨道的多层快速迭代设计 |
| 5.3.1 定点返回轨道存在性判据 |
| 5.3.2 航程角固定的轨道设计 |
| 5.3.3 航程角可调的轨道设计 |
| 5.4 定点返回轨道的有限推力逆仿真求解策略 |
| 5.4.1 出发点可达域扩展的多脉冲转移 |
| 5.4.2 有限多推力弧段逆仿真设计策略 |
| 5.4.3 仿真算例验证 |
| 5.5 小结 |
| 第六章 载人探月序列任务多时间尺度窗口迭代设计 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 载人探月序列任务解耦分析 |
| 6.2.1 载人月球探测飞行方案 |
| 6.2.2 方案迭代设计流程分析 |
| 6.3 载人月球探测任务年窗口分析 |
| 6.3.1 光照约束分析 |
| 6.3.2 月面工作时长约束分析 |
| 6.3.3 着陆场定点返回约束分析 |
| 6.3.4 任务年窗口分析 |
| 6.4 载人月球探测任务窗口迭代设计 |
| 6.4.1 飞行轨道月窗口分析 |
| 6.4.2 飞行轨道零窗口设计 |
| 6.4.3 设计结果的仿真验证 |
| 6.5 小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 主要研究成果 |
| 7.2 进一步研究展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（10）月球微纳卫星长期有界编队轨道演化及控制问题研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题来源及研究目的和意义 |
| 1.1.1 课题来源 |
| 1.1.2 课题研究的目的和意义 |
| 1.2 国内外研究现状与分析 |
| 1.2.1 微纳卫星月球探测任务 |
| 1.2.2 轨道摄动理论 |
| 1.2.3 编队有界飞行条件 |
| 1.2.4 基于太阳光压的轨道控制 |
| 1.3 论文的主要研究内容 |
| 第2章 基于von-Zeipel变换的月球卫星平均轨道动力学建模与分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 平均轨道动力学 |
| 2.2.1 短周期项消除 |
| 2.2.2 中周期项消除 |
| 2.2.3 平均轨道根数与瞬时轨道根数转化关系 |
| 2.2.4 轨道动力学方程 |
| 2.3 冻结轨道条件 |
| 2.4 数值仿真 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 地月引力摄动下编队长期有界条件 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 平均相对轨道动力学 |
| 3.3 平均相对距离 |
| 3.4 长期有界编队飞行设计 |
| 3.4.1 不变平均距离条件 |
| 3.4.2 优化有界条件 |
| 3.5 数值仿真 |
| 3.5.1 主星位于低轨冻结轨道 |
| 3.5.2 主星位于高轨冻结轨道 |
| 3.5.3 主星位于非冻结轨道 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 地球三体摄动下高轨编队长期有界解析条件 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 一次平均与二次平均轨道动力学 |
| 4.2.1 平均势能函数 |
| 4.2.2 一般三体摄动下的轨道动力学方程 |
| 4.2.3 仿真对比 |
| 4.3 一次平均相对运动 |
| 4.3.1 一次平均相对轨道动力学 |
| 4.3.2 一次平均相对速率 |
| 4.3.3 相对速率分析 |
| 4.4 解析有界条件 |
| 4.5 数值仿真 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 基于差分太阳光压的微纳卫星编队控制方法 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 轨道动力学 |
| 5.3 相对运动 |
| 5.3.1 相对动力学方程 |
| 5.3.2 相对速率 |
| 5.3.3 相对速率的分析 |
| 5.4 基于平均轨道根数的编队控制 |
| 5.4.1 控制律设计 |
| 5.4.2 稳定性分析 |
| 5.5 数值仿真 |
| 5.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 附录A 平均轨道与瞬时轨道转换关系项 |
| 攻读博士学位期间发表的论文及其他成果 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
四、China's Lunar Orbit Exploration Prgram（论文参考文献）
- [1]“嫦娥五号”任务总体方案权衡设计[J]. 裴照宇,任俊杰,彭兢,王琼,胡震宇,李海涛,黄磊,耿光有. 深空探测学报(中英文), 2021(03)
- [2]月球轨道交会对接微波雷达系统设计[J]. 孙武,贺中琴,姚元福,王一格. 雷达科学与技术, 2021(01)
- [3]探月工程映照中国航天自主创新之路[J]. 庞之浩. 国防科技工业, 2021(02)
- [4]三体轨道动力学研究进展[J]. 李翔宇,乔栋,程潏. 力学学报, 2021(05)
- [5]“龙江二号”绕月微卫星轨道设计问题研究[D]. 邱实. 哈尔滨工业大学, 2021(02)
- [6]分布式卫星系统概念设计中的不确定性参数分析方法研究[D]. 高辰. 中国科学院大学(中国科学院国家空间科学中心), 2020(06)
- [7]近地小行星取样返回任务转移轨道优化设计[D]. 刘靖怡. 中国科学院大学(中国科学院国家空间科学中心), 2020
- [8]以地月空间站为空间港的载人月球探测轨道问题研究[D]. 高永飞. 国防科技大学, 2019(01)
- [9]载人探月序列任务有限推力轨道逆动力学设计方法研究[D]. 周晚萌. 国防科技大学, 2019(01)
- [10]月球微纳卫星长期有界编队轨道演化及控制问题研究[D]. 聂涛. 哈尔滨工业大学, 2019(02)