朱汪

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

歐洲航天局月球著陸器概述及啟示

朱汪

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

月球南極位于太陽系中已知的最大撞擊坑——愛特肯盆地的邊緣，具有獨特的科學探測價值，但鑒于多種原因至今尚無著陸器涉足。針對歐洲航天局月球南極著陸的長期論證結果，選取了最新的月球著陸器設計方案，介紹了整器構型和任務飛行過程，總結了光照與通信分析方法、障礙識別與規(guī)避和推進系統的實現方式；分析了月塵環(huán)境及等離子探測儀、月塵分析儀、月壤揮發(fā)物分析儀和可移動載荷等4種有效載荷的功能組成。最后提出了對我國月球探測的建議。

月球探測；月球南極；月球著陸器；歐洲航天局；障礙識別與規(guī)避

1 引言

20世紀90年代中期歐洲航天局（ESA）提出“月球探測任務驗證方案”（Lunar Europenan Demonstration Approach，LEDA）和歐洲月球－2000計劃（Euro Moon 2000）以來［1－2］，始終把著陸點定位于月球南極。LEDA初選的著陸區(qū)位于南緯83°～85°，著陸下降段采用基于視覺的導航技術，同時須同位素熱源進行熱控。Euro Moon 2000是秉承美國航空航天局“較快、較省、較好”理念而提出的探月計劃，盡可能采用現有技術，不追求系統最優(yōu)，把風險最低、可行性最優(yōu)放在第一位，確保任務成功。2002年正式啟動的曙光計劃（Aurora）擬定了ESA未來宇宙探索計劃的初步框架，更加注重科學基礎及技術水平持續(xù)性發(fā)展。2003年9月智能1號（SMART－1）成功實現繞月探測之后［3］，著陸探測任務進一步明晰。隨著日本月女神號（SELENE）和美國“月球勘測軌道器”（LRO）等繞月探測器逐步獲取詳細的南極遙測數據，ESA再次審視月球南極著陸計劃［4］，將著陸區(qū)進一步南移至南緯85°～90°，明確不采用核電源，更新了著陸下降段的導航和障礙識別與規(guī)避等技術，計劃于2018年從法屬圭亞那的庫魯發(fā)射場發(fā)射一個著陸器，實現世界首次月球南極軟著陸探測。

本文對ESA月球著陸器的任務概況、關鍵技術及有效載荷等方面進行了介紹和分析，給出了月球南極著陸探測任務的特點及須解決的主要問題，并對有效載荷的選取提出了建議，可為我國后續(xù)月球探測任務提供參考。

2 著陸器概況

ESA月球著陸器僅含一個著陸器，擬搭載一個小型巡視車，無軌道器和返回器。截至2012年秋，主承包商德國Astrium公司在充分利用各國月球探測信息的基礎上，對南極著陸的可行性進行了詳細論證，完成了方案設計，并對關鍵單機進行了地面試驗驗證［5］。在同年11月舉行的歐洲部長級會議上，考慮到運載火箭發(fā)展、地球觀測、“國際空間站”和火星生物學（ExoMars）探測器等方面的資金需求，該任務未獲得各成員國的一致支持而暫且擱置。但德國Astrium公司和西班牙GMV公司（負責著陸下降段制導與控制）仍在原有基礎上繼續(xù)開展相關研究工作［6］。下面從任務目標、整器構型和任務過程三個方面進行介紹。

2.1 任務目標

月球著陸器計劃由ESA載人航天與操作理事會（Human Spaceflight and Operations Directorate）提出，旨在作為先導任務驗證月球軟著陸關鍵技術，為后續(xù)國際載人月球探測任務進行技術儲備［5］。其主要任務目標包括：

（1）驗證具有自主避障的安全、精確著陸技術，為未來載人登月奠定基礎；

（2）通過月面觀測與試驗，更詳細地了解月球環(huán)境；

（3）明確月球環(huán)境對未來機器人及載人月球探測活動的影響。

2.2 整器構型

著陸器發(fā)射質量約2500kg，月面著陸質量約750kg。如圖1所示［7］，著陸器整器高約3437mm，采用外徑Φ2560mm的圓柱體構型，外壁四周為體裝式太陽電池陣，外部對稱安裝4條著陸腿，內部為中央電子艙和燃料貯箱。著陸器的頂板上安裝了各類有效載荷。著陸器的底板為5個主發(fā)動機和6個輔助發(fā)動機提供安裝平臺。著陸腿在發(fā)射段處于收攏狀態(tài)，入軌后展開并在著陸器本體四周鎖定。展開狀態(tài)下的最大跨距為5600mm。

圖1 ESA著陸器整器構型示意圖Fig.1 Overview of ESA lunar lander

2.3 任務過程

ESA月球著陸器由“聯盟”運載火箭發(fā)射，進入大橢圓地月轉移軌道。飛抵月球后經近月制動進入100km／100km的極月圓軌道。在極月圓軌道上完成軌道相位調整、地月日指向調整和著陸器自檢等。著陸下降過程分為下降段和著陸段，如圖2和表1所示。其中，下降段又分為降軌段和主減速段；著陸段又分為著陸接近段和著陸沖擊段。［8］

圖2 ESA著陸器著陸下降過程Fig.2 Descent and landing strategy for ESA lunar lander

表1 著陸下降過程主要參數Table 1 Descent and landing timeline and phases

降軌段從降軌點火開始，到主減速段點火為止。軌道從100km／100km圓軌道變至100km／10km橢圓軌道。著陸器采用絕對光學導航，即由光學敏感相機對月面成像，經器上處理后提取出月貌特征形成的地標點，與器上數據庫進行對比確定著陸器當前位置。

主減速段從距離月面高度約10km到約1.5km。此階段中5臺500N的主發(fā)動機同時點火工作，使得著陸器的速度由1.6km／s減小至約100m／s。著陸器采用相對光學導航，即在器上相機圖像上對地標點進行跟蹤，并通過導航敏感器計算獲得著陸器速度，以確定著陸器與著陸點的相對位置。

著陸接近段從距離月面高度約1.5km到約100m。此階段以燃耗較優(yōu)模式精確控制下降過程，同時通過輔助發(fā)動機的脈沖工作模式對姿態(tài)偏差進行補償，保證著陸器以預定軌跡下降。當著陸點進入著陸器視野范圍內，著陸器對著陸區(qū)域進行掃描，自動識別坡度、障礙物和陰影區(qū)。若預定著陸點被識別為不安全，則避障系統自主尋找一個新的安全著陸點，并實施機動。

著陸沖擊段從障礙識別與規(guī)避結束到著陸。足墊觸月信號觸發(fā)時關閉發(fā)動機，由4條著陸腿吸收著陸沖擊能量。精確著陸要求相對于預定著陸點的偏差在±200m范圍內。著陸器的第1個足墊接觸月面時，按照3σ準則滿足以下初始條件：①相對著陸面的水平速度為（0±1）m／s；②相對著陸面的豎直速度為（1.5±1）m／s；③相對豎直著陸姿態(tài)的三軸歐拉角為±2°；④姿態(tài)角速度±2.5（°）／s。

安全而穩(wěn)定地著陸后，著陸器開展月面工作，主要包括：①展開有效載荷，建立與地面通信并對著陸點周邊進行探測；②激活著陸器上的靜態(tài)監(jiān)視載荷，獲取月球環(huán)境相關數據；③采樣機構獲取月壤并由著陸器上設備進行在位分析。

月面工作設計壽命為4～6個月。

3 關鍵技術

ESA月球著陸器以月球南極為著陸點，不采用核電源而主要依靠太陽能作為能源供應，無中繼衛(wèi)星作為地月通信的中轉，且推進系統未采用變推力發(fā)動機。因此，必須綜合考慮光照和對地直接通信的持續(xù)時間，并提供變推力發(fā)動機的替代方案?？紤]到月球南極地形地貌復雜，區(qū)域高度落差大，制導導航與控制系統必須具有高精度的控制和自主避障能力。

在方案設計階段，已完成導航系統及其各類敏感器核心功能驗證、可脈沖調制的輔助發(fā)動機熱試車和月夜生存相關的器上設備耐溫能力及熱控設計驗證等關鍵硬件的功能性能試驗。下面針對光照與通信分析、障礙識別與規(guī)避及推進系統進行詳細介紹。

3.1 光照與通信分析

特定著陸區(qū)域的光照持續(xù)時間決定了月面操作時間及月夜生存需求。通信持續(xù)時間決定了測控與數傳的工作時段，遙測遙控及數據傳輸策略。光照與通信分析過程如圖3所示［9］。首先，根據日地月星歷進行僅考慮空間幾何關系的光照分析和地面站可見性分析，獲得太陽及地面站的方位角和高度角。然后，結合飛行探測獲得的月球數字等高模型（DEM），計算獲得在考慮局部地形因素條件下，預選著陸區(qū)在一定時期內的累計光照和通信時間分布情況。最后，將光照與通信分析結果疊加合并，獲得優(yōu)選著陸區(qū)域的光照和通信分布圖。

表2給出了月球南極典型著陸區(qū)光照與通信條件計算結果［9］。兼顧持續(xù)光照和通信時間，綜合考慮著陸區(qū)面積和下降航跡中月面地形高程差等因素，可確定連接山脊為優(yōu)選著陸區(qū)。

表2 典型著陸區(qū)光照與通信條件Table 2 Illumination conditions and ground station visibility at typical landing sites

圖3 光照與通信分析過程Fig.3 Flow chart of illumination and ground contact analysis

3.2 障礙識別與規(guī)避

1）地形特征識別

地形特征一般包括坡度、月坑和石塊。平均平面是以著陸腿跨度與著陸時的控制偏差之和為基線（ESA著陸器的基線為10m），與當地地形偏差最小的擬合平面。平均坡度是平均平面相對于當地水平面的傾角。地形不平度是地形相對于平均平面的偏差。如圖4所示［10］。著陸障礙是指可能影響著陸器安全著陸的地形特征。當前設計中，將坡度大于15°，或地形不平度大于500mm，或陰影區(qū)定義為著陸障礙區(qū)。

圖4 地形特征示意圖Fig.4 Schema of topography

地形識別包括2個步驟：首先對圖像進行紋理過濾，標記出可能的障礙；然后通過明暗特征對比將月坑和石塊區(qū)分開。坡度識別，是通過圖像分析，采用立方卷積插值獲得當地月面的平均坡度。或采用基于三角測量的不規(guī)則三角網法，計算獲得坡度。

2）系統設計［11］

障礙識別與規(guī)避系統，由障礙圖模塊、可達性分析模塊和重定向決策模塊組成。

（1）障礙圖模塊：根據敏感器的探測數據，通過數據處理算法進行地形分析，確定潛在的坡度、不平度和陰影等障礙分布。并針對每一個像素點賦值標識障礙等級，最終獲得目標區(qū)域的障礙綜合評分圖，作為安全著陸點選取的依據。

（2）可達性分析模塊：根據敏感器獲得的數據和數字等高圖信息，計算備選著陸點和預定著陸點之間的距離，并確定由當前位置到備選著陸點所要消耗的燃料，以此確定備選著陸點是否可到達，同時給出各區(qū)域的可達性評分。

（3）重定向決策模塊：根據障礙綜合評分圖和可達性評分圖確定優(yōu)選著陸點。系統僅在預定著陸點被確定為不安全，備選點明顯優(yōu)于預定點，且經過數次迭代都得到相同的著陸點時，才進行重定向機動。

3.3 推進系統

推進分系統為著陸器的姿態(tài)控制提供控制力矩，同時為其軌道控制和軟著陸提供推力。主要包括以下3類推力器［5］：

（1）5臺500N固定推力主發(fā)動機，安裝于著陸器底板中心處，推力方向平行于著陸器的中心對稱軸。主減速段開始后，以全推力工作，使得著陸器的速度迅速減??；進入著陸接近段之后，逐漸關閉以減小總輸出推力。

（2）6臺220N的脈沖式輔助發(fā)動機，安裝于主發(fā)動機的周圍，推力方向與主發(fā)動機一致。一方面可輔助主發(fā)動機提供更大的總輸出推力，同時通過脈沖調制法實現總輸出推力的變化，另一方面用于整器的俯仰和滾轉機動。

（3）16臺22N的脈沖式姿態(tài)控制推力器，安裝在整器的不同位置，用于控制三軸姿態(tài)。

27臺推力器采用同一套推進劑系統，面臨主發(fā)動機關機，輔助發(fā)動機脈沖調制和推力波動等問題，對推進劑的輸送與管理提出了挑戰(zhàn)。主輔發(fā)動機相互之間距離很近，必須解決各臺發(fā)動機之間的液壓串擾和熱沖擊問題。盡管在儲箱設計時，會采取一定的防止晃動措施，但控制系統還是必須考慮到晃液動力學帶來的重要影響，避免脈沖式輔助發(fā)動機的脈沖調制頻率與推進劑晃動基頻耦合。

4 有效載荷

圍繞主要任務目標，在實現精確著陸的基礎上，著陸器將通過各種有效載荷對月面環(huán)境進行詳細探測，為后續(xù)任務奠定基礎。下面介紹4種典型設備。

4.1 月塵環(huán)境及等離子探測儀

月塵環(huán)境及等離子探測儀（L－DEPP），用于探測月球表面月塵帶電、懸浮和移動特性，等離子體的溫度和密度以及電場強度，同時觀測射頻頻譜，為未來射電天文學探測做準備。一種典型布局如圖5所示［7］。

圖5 月塵環(huán)境及等離子探測儀的一種典型布局Fig.5 Typical layout of lunar dust environment and plasma package

月塵傳感器通過電荷感應原理測量月球顆粒的帶電量、速度及軌跡。郎繆爾傳感器用于測量冷等離子體以及電子層的電場、溫度和密度。射頻天線通過跟蹤月表的已知離子獲得月表電子層和等離子體的特性，并獲取著陸點月表的長波電離特性。

4.2 月塵分析儀

月塵分析儀（L－DAP），用于月塵及月壤的月面原位顯微觀測及成分分析，如圖6所示［7］。原子力顯微鏡和樣品臺繼承自美國的鳳凰號（Phoenix）探測器，光學顯微鏡繼承自獵兔犬2號（Beagle 2）。拉曼光譜儀和激光誘導擊穿光譜儀繼承自“火星生物學”（ExoMars）計劃。

圖6 月塵分析儀示意圖Fig.6 Lunar dust analysis package

4.3 月壤揮發(fā)物分析儀

月壤揮發(fā)物分析儀（L－VRAP），用于分析月表揮發(fā)物種類、含量與分布，如圖7所示［7］。采樣系統獲得的月壤樣品，被放入封閉容器中，加熱至1200℃；由質譜儀對揮發(fā)氣體進行成分分析，確定其元素種類、同位素和相對豐度。此設備主要繼承自獵兔犬2號的氣體分析儀和羅塞塔（Rosetta）探測器的托勒密儀。

圖7 月壤揮發(fā)物分析儀示意圖Fig.7 Lunar volatile resources analysis package

4.4 可移動載荷

可移動載荷（MPE）由德國航天局研制，如圖8所示［12］。作為月面移動、遙操作和自主巡視等技術的驗證平臺，能夠在著陸點附近100m范圍內5個不同地點，從月表、淺表及陰影區(qū)采集月壤樣品，并完全自主地帶回著陸器，供儀器分析。設計工作壽命約6～9個月，以在第一個連續(xù)光照期完成所有主要任務為目標。

可移動載荷收攏狀態(tài)下尺寸為660mm× 450mm×315mm，展開狀態(tài)下為990mm× 450mm×740mm?？傎|量13.78kg，包括4輪式小型巡視車11.841kg，立體相機0.305kg，采樣裝置1.218kg和近景成像器0.416kg。巡視車采用主動懸架系統，能夠收攏后存放于著陸器內。立體相機安裝于巡視車前端，視場角為120°，有效像素為1024×1024。采樣裝置結構組成如圖9所示，安裝于巡視車圖示頂面左側，由獵兔犬2號的鉆采設備改進而來。具有重量輕、耗能小、對基座的反作用力小等優(yōu)點，可實現月表和淺表采樣。近景成像器安裝于巡視車后端，繼承自菲萊（Philae）著陸器的ROLIS近景相機。

圖8 可移動載荷示意圖Fig.8 Mobile payload element

圖9 采樣裝置示意圖Fig.9 Sampling device

能源供應采用總輸出功率約25W的太陽電池陣加總能量160Wh的蓄電池組。其中，太陽電池陣包括2塊體裝式固定板和2塊可展開板。熱控系統采用主動與被動相結合的方式，能夠保證可移動載荷在陰影區(qū)工作2h，或休眠14h。

巡視車采用立體相機，結合LED閃光燈、轉向輪、編碼器和傾角計，通過融合里程表和視覺伺服信息來定位，并采用立體圖像匹配實現避障與路徑規(guī)劃。巡視車與著陸器之間有兩條通信鏈路。UHF頻段為遙測遙控雙向通信，帶寬9.6kbit／s。S頻段為巡視車至著陸器的單向科學數據和導航數據傳輸鏈路，帶寬512kbit／s。著陸器與地面之間采用X頻段進行所有巡視車相關數據的雙向通信。遙操作模式下，巡視車以固定時間間隔向地面發(fā)回狀態(tài)更新量。在計入指令傳輸時間、操作員決策時間以及停下來給電池充電時間的情況下，有效移動速度約為5mm／s。自主移動模式下，巡視車自主導航系統建立當地地圖，通過已知地標點確定當前位置，然后進行路徑規(guī)劃，并產生運動指令序列。此模式由地面操作員觸發(fā)，有效移動速度約7mm／s。在某些應急條件下，例如連續(xù)多次通信延遲等，將由程序觸發(fā)轉入自主安全模式，避免給巡視車帶來危險。

5 啟示

（1）月球南極著陸探測機遇與挑戰(zhàn)并存，建議我國盡早開展可行性論證。月球南極至今尚無著陸器涉足，因可能存在水冰以及獨特的科學價值，日益成為月球探測熱點之一［13］。ESA進行了長期論證，鑒于多種原因至今尚未有效實施。若我國以月球南極作為下一階段著陸探測的目標并能成功實現，必將在科學探測中占得先機，并進一步有效提升我國在深空探測領域的國際影響力。建議在論證過程中，結合任務特點，考慮與現有探測任務的銜接性，鞏固現有技術，牽引新技術，在探測深度、廣度或任務周期上，體現特點。

（2）著陸探測月球南極，須獲得準確的地形及光照分布數據，并掌握自主避障的精確著陸技術。月球南極海拔高，落差大，山崖陡峭，滿足準連續(xù)光照條件的區(qū)域在幾百米量級，對著陸精度和障礙識別與規(guī)避提出了很高的要求。作為輸入條件的月球南極地形，ESA同時采用月球勘測軌道器（LRO）和月女神號（SELENE）兩家數據源，并參考其它探測器數據；在光照與通信分析方面，同時由3家機構獨立開展研究，并將分析結果進行對比。以此為預定著陸點提供更為準確的信息。自LEDA計劃至后來的曙光計劃（Aurora），ESA針對障礙識別與規(guī)避開展了十余年的研究，并在本文所述的著陸器計劃中完成了詳細的仿真與半物理仿真驗證。建議我國在探月工程已有月球探測數據和飛行經驗的基礎上，結合國外探測數據，先期啟動月球南極著陸區(qū)分析與篩選，并探討利用現有在軌資源進行月球南極潛在著陸區(qū)高精度遙感探測的可能性。同時，進一步提高制導導航控制系統自主避障能力，為月球南極著陸探測奠定基礎。

（3）有效載荷的選取遵循繼承與創(chuàng)新相結合的原則，并嘗試謀求國際合作。ESA著陸器在月表環(huán)境探測、月塵分析和月壤鉆采等方面，充分繼承現有技術，直接借用鳳凰號、獵兔犬2號和羅塞塔等探測器任務中的有效載荷組件或進行適應性改進。在月面巡視探測方面，提出了一種小型自主巡視車，實現了在一次飛行任務中對月面巡視與月壤采集等多項技術的驗證。巡視車采用一套懸架機構實現了收攏、展開、巡視與在位采樣等多個運動需求。建議我國根據科學任務需求，從國內、國際各類探測任務中，遴選已有成功應用的有效載荷，在確?；究茖W目標實現的前提下，盡可能提高設備探測能力。同時，考慮在一定范圍內對新型有效載荷進行在軌驗證，以牽引相關領域技術發(fā)展，而具備一定移動能力的小型化采樣巡視車提供了一種思路。

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（編輯：張小琳）

Overview and Enlightenment of ESA Lunar Lander

ZHU Wang
（Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China）

Located at the rim of the Aitken Basin，being the largest known impact crater in the solar system，the lunar south polar region is of special scientific value.Owing to plenty of reasons，so far no lander has landed there.The paper traces the persistent investigation of European Space Agency on the lunar south pole landing and puts emphasis on the most rencent design concept.It introduces the lander configuration and mission scenario.And summarizes analytical method of illumination and communication and realization mode of hazard detection and avoidance as well as propulsion.The paper also demonstrates the constitution of four typical payloads：lunar dust environment and plasma package，lunar dust analysis package，lunar volatile resources analysis package and mobile payload element.It proposes the following enlightenment：firstly，as opportunity is a companion of challenge in landing at the lunar south pole，it is suggested to carry out feasibility demonstration in time；secondly，for landing in the south pole，exact topography and illumination information and precise soft－landing technologies are compulsory.

lunar exploration；lunar south pole；lunar lander；ESA；hazard detection and avoidance

V476.3

：ADOI：10.3969／j.issn.1673－8748.2016.01.017

2015－02－24；

：2016－01－06

國家重大科技專項工程

朱汪，男，高級工程師，研究方向為航天器機構設計與分析。Email：juwong＠china.com.cn。