白 雪，徐 明?，彭 坤

(1. 北京航空航天大學(xué)宇航學(xué)院，北京100191； 2. 北京空間技術(shù)研制試驗(yàn)中心，北京100094)

1 引言

從上世紀(jì)50 年代開始持續(xù)至今，先后出現(xiàn)了美國(guó)的阿波羅計(jì)劃、蘇聯(lián)“月球”系列、中國(guó)嫦娥探月工程等多項(xiàng)月球著陸任務(wù)。 作為載人登月最重要的技術(shù)之一，載人月面著陸/上升器要求具備能夠?qū)⒑教靻T與相關(guān)技術(shù)設(shè)備安全送達(dá)月面，保障月面活動(dòng)實(shí)驗(yàn)支持，并最終能夠成功將航天員與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)送到返地軌道的能力。 其決定了月球探測(cè)的結(jié)果、月面活動(dòng)范圍、月面實(shí)驗(yàn)的可靠性等，對(duì)于發(fā)射回收成本、系統(tǒng)工作效能、著陸上升安全系數(shù)等提出了較高要求。

美國(guó)阿波羅計(jì)劃提出了極具創(chuàng)新性的載人登月方案[1]。 阿波羅登月艙主要采用2 級(jí)構(gòu)型，上升級(jí)、下降級(jí)相互獨(dú)立。 上升級(jí)為著陸器主體，包含航天員工作空間、儀器艙、控制系統(tǒng)和返回發(fā)動(dòng)機(jī)等。 下降級(jí)主要由著陸推擠系統(tǒng)和緩沖裝置構(gòu)成，負(fù)責(zé)在著陸器下降過(guò)程中提供減速、機(jī)動(dòng)等。阿波羅登陸月面并開展月面實(shí)驗(yàn)過(guò)程中，上升級(jí)和下降級(jí)相互連接。 完成月面任務(wù)后，上升級(jí)搭載航天員起飛離開月面，而下降級(jí)留在月面并不返回繞月軌道。

阿波羅計(jì)劃攻克了飛船交會(huì)與對(duì)接技術(shù)、載人登月艙級(jí)間分離技術(shù)、月面軟著陸技術(shù)等，從月球表面帶回了大量樣品和科學(xué)數(shù)據(jù)，使人類加深了對(duì)月球的認(rèn)識(shí)，對(duì)人類進(jìn)一步了解月球做出了巨大的貢獻(xiàn)。 但受限于當(dāng)時(shí)的技術(shù)水平，所設(shè)計(jì)載人登月系統(tǒng)，均將各項(xiàng)探測(cè)設(shè)備集中在登月艙，具有如下問(wèn)題：①登月艙受到空間和攜帶載荷等限制，為一次性使用，項(xiàng)目花費(fèi)巨大。 阿波羅計(jì)劃至第6 次登月成功結(jié)束，共耗資255 億美元；②由于各個(gè)功能組件均集成到登月艙且需在地面完成組裝，需要土星V 號(hào)大推力重型火箭才能運(yùn)送到登月軌道；③隨所載航天員一起月面著陸的月球車、燃料補(bǔ)給以及支持設(shè)備等具有更好的抗沖擊、振動(dòng)等能力，而由于集中組裝方式使得各部分采用最高等級(jí)完成著陸，造成資源浪費(fèi)；④登月艙所攜帶的測(cè)量、觀測(cè)、生保等設(shè)備過(guò)于集中安裝，可能出現(xiàn)某一微小部件失效導(dǎo)致整個(gè)載人任務(wù)失敗，阿波羅13 號(hào)就是典型案例。

進(jìn)入21 世紀(jì)以來(lái)，載人登月方案的要求也相應(yīng)提高，新一代月面著陸/上升器既要滿足任務(wù)需求，又要盡可能降低成本、提高利用率和可靠性。 Hoyt[2]等提出一種搭建地月繩系衛(wèi)星運(yùn)輸系統(tǒng)來(lái)實(shí)現(xiàn)地月間有效載荷的往返運(yùn)輸。 但該系統(tǒng)需要在執(zhí)行任務(wù)時(shí)在月表抓取一定質(zhì)量的載荷，以保證系統(tǒng)的能量和動(dòng)量守恒，這一點(diǎn)降低了系統(tǒng)的著陸的可靠性，不能直接用于載人登月任務(wù)。 張志賢[3]等提出一種新型輪腿式可移動(dòng)載人月面著陸器方案，將載人著陸器與月球車功能相結(jié)合，實(shí)現(xiàn)著陸器月面高速移動(dòng)和高效避障。 但一體化設(shè)計(jì)限制了整體質(zhì)量，對(duì)于系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的性能要求較高。

本文提出一種新型的集群化多功能載人月面著陸/上升器方案設(shè)想，通過(guò)對(duì)載人登月艙進(jìn)行集群模塊化設(shè)計(jì)，將原本單一的登月艙進(jìn)行解構(gòu)，劃分為實(shí)現(xiàn)不同功能的獨(dú)立模塊，采用各艙段分批發(fā)射和不同等級(jí)的月面著陸方式，提高載人登月系統(tǒng)整體可靠性，降低成本，使其可多次重復(fù)使用，并具備多種任務(wù)擴(kuò)展應(yīng)用能力。

2 總體方案

采用集群模塊化設(shè)計(jì)，將原本單一的登月艙進(jìn)行解構(gòu)，劃分為指令艙、服務(wù)艙、運(yùn)載航天員的登月艙以及功能模塊，其中功能模塊包括探測(cè)艙、儀器實(shí)驗(yàn)艙、通訊艙、能源艙以及包含燃料、食物和水等的后勤艙，如圖1 所示。

圖1 集群化多功能載人月面著陸/上升器結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure diagram of clustering multifunctional manned lunar landing and ascent vehicle

該登月系統(tǒng)任務(wù)流程設(shè)計(jì)圖2 所示：①將各功能艙段依次發(fā)射至空間站進(jìn)行組合，待指令服務(wù)艙乘載航天員抵達(dá)后，組合體離開空間站進(jìn)入登月軌道；②進(jìn)入環(huán)月軌道后，各功能模塊以及登月艙依次與指令服務(wù)艙在軌分離；③各功能艙段在下降過(guò)程中，進(jìn)行重構(gòu)控制形成滿足著陸要求的編隊(duì)構(gòu)型，從而在指定地點(diǎn)完成分布式著陸；④登月艙在下降途中釋放小衛(wèi)星進(jìn)行撞月實(shí)驗(yàn)，并由儀器艙進(jìn)行月面上長(zhǎng)時(shí)間的凝視觀測(cè)；⑤月球車完成著陸地點(diǎn)附近的月面巡視，以及月表物質(zhì)和地形普查和詳查；⑥月面部署的各功能艙段已具備月球基地的雛形，可為未來(lái)建設(shè)體系更為完備的月球基地進(jìn)行實(shí)驗(yàn)；⑦待任務(wù)結(jié)束后，采用電機(jī)泵火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的登月艙攜帶航天員進(jìn)行月面上升以及與指令艙交會(huì)對(duì)接，并最終返回地球。 其中奔月速度增量為3.114 km/s，環(huán)月制動(dòng)速度增量為1 km/s。 完成月面任務(wù)后，從月球軌道返回地球所需速度增量為13.3 km/s。

圖2 采用集群結(jié)構(gòu)的登月系統(tǒng)任務(wù)流程簡(jiǎn)圖Fig.2 Mission flow diagram of clustering multifunctional manned lunar landing and ascent system

采用模塊化艙段結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，能夠利用中小型火箭將各功能艙段依次發(fā)射至空間站進(jìn)行組裝隨后進(jìn)入登月軌道，從而降低登月的技術(shù)難度和成本；各功能艙段相互獨(dú)立，可根據(jù)任務(wù)場(chǎng)景不同，靈活調(diào)整各個(gè)模塊體積和質(zhì)量，搭載不同實(shí)驗(yàn)載荷，實(shí)現(xiàn)任務(wù)需求。 且單一艙段的故障將不會(huì)影響到整體任務(wù)的完成，后續(xù)可通過(guò)后勤艙、環(huán)月軌道上的指令服務(wù)艙以及空間站進(jìn)行快速補(bǔ)充，將登月任務(wù)的損失有效降低，提高系統(tǒng)的生存能力和整體可靠性。

2.1 模塊劃分

載人登月飛船分為指令艙、服務(wù)艙、登月艙、各功能模塊艙段以及撞月小衛(wèi)星。 功能模塊艙段主要包括探測(cè)艙、儀器實(shí)驗(yàn)艙、通訊艙、能源艙，后勤艙5 部分。 由于體積皆小于登月艙，因此這5個(gè)艙通過(guò)爆炸螺栓固定在登月艙乘員艙四周，在軌分離時(shí)使用彈射彈簧將各個(gè)艙段與登月艙進(jìn)行分離。 在登月過(guò)程中，指令艙與服務(wù)艙始終運(yùn)行在環(huán)月軌道，登月艙與五大功能模塊進(jìn)行月面分散著陸。 在著陸過(guò)程中，指令服務(wù)艙將釋放用于月面碰撞試驗(yàn)的撞月小衛(wèi)星。 完成月球任務(wù)后，登月艙中以乘員艙為上升段返回。

2.1.1 指令艙

指令乘員艙可容納3 名航天員，配有生命保障系統(tǒng)，通信系統(tǒng)以及飛船控制系統(tǒng)等。

2.1.2 服務(wù)艙

服務(wù)艙采用與阿波羅計(jì)劃中登月飛船結(jié)構(gòu)和功能相似設(shè)計(jì)，為載人登月飛船提供各項(xiàng)服務(wù)保障。 其構(gòu)造較為簡(jiǎn)單，放置有執(zhí)行任務(wù)時(shí)各種供應(yīng)品、電源、天線以及精密儀器設(shè)備。

2.1.3 登月艙

登月艙為月面著陸的核心。 區(qū)別于傳統(tǒng)登月艙，本文所設(shè)計(jì)的登月艙僅保留乘員艙和下降段。乘員艙為密封加壓筒狀結(jié)構(gòu)，內(nèi)部安裝有各類儀表和開關(guān)設(shè)備。 生命保障系統(tǒng)安裝于乘員艙后側(cè)，在進(jìn)行登月任務(wù)時(shí)為航天員提供充足的座艙大氣、供水、溫控保障等。 下降段主要采用桁架結(jié)構(gòu)，由4 個(gè)主著陸腿支撐。 登月艙如圖3 所示。

圖3 登月艙示意圖Fig.3 Structure diagram of lunar module

將傳統(tǒng)登月艙各功能模塊離散，有助于減少上升級(jí)的質(zhì)量，更少的燃料和氧化劑就可達(dá)到下降反沖減速和上升級(jí)發(fā)射入軌。 同時(shí)，登月艙質(zhì)量的減小也可以讓結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)部分尺寸減小，使其更加輕便。

2.1.4 功能模塊艙段

1) 探測(cè)艙

探測(cè)艙主要裝載月球科學(xué)考察車，簡(jiǎn)稱月球車。 月球車不僅需要能夠獨(dú)立在月面進(jìn)行探測(cè)，還要滿足作為航天員代步工具需求[4]。 由于探測(cè)艙固定在登月艙乘員艙側(cè)面，因此月球車采用側(cè)面搭載方式，通過(guò)拉桿連接，月球車釋放裝置初始折疊于探測(cè)艙兩側(cè)。 當(dāng)載人登月飛船登陸月面后，拉桿與探測(cè)艙解鎖，折疊釋放裝置展開，在月表形成具有一定角度的坡道，月球車沿其行走至月球表面。 除傳統(tǒng)有人駕駛和遙操作模式，月球車可采用無(wú)人自主模式進(jìn)行工作，當(dāng)航天員進(jìn)行月面作業(yè)時(shí)，月球車可自動(dòng)跟隨航天員實(shí)現(xiàn)聯(lián)合作業(yè)。 待獲取月表樣本及其相關(guān)數(shù)據(jù)，完成月面任務(wù)后，月球車將留在月球表面，不隨上升級(jí)返回環(huán)月軌道。

2) 儀器實(shí)驗(yàn)艙

儀器實(shí)驗(yàn)艙主要裝載登月任務(wù)時(shí)所需要的相關(guān)儀器設(shè)備，主要包含中心設(shè)備、樣本采集裝置、月面引力計(jì)、月震儀、太陽(yáng)風(fēng)分光計(jì)、過(guò)熱離子探測(cè)器和陰冷極計(jì)等，搭建月球科學(xué)實(shí)驗(yàn)室，進(jìn)行月面學(xué)、月球測(cè)量學(xué)和月成學(xué)研究。 儀器艙還將裝載月壤采集、化驗(yàn)、分析等一體化裝置，實(shí)現(xiàn)月面空間實(shí)驗(yàn)室的搭建。

3) 通訊艙

通訊艙須同時(shí)具備同步通信和異步通信功能。 月球系統(tǒng)的各模塊由于相距較短，相互之間的通訊延遲低，當(dāng)有探測(cè)數(shù)據(jù)和指令信號(hào)的傳輸需求，通訊艙作為中轉(zhuǎn)站實(shí)現(xiàn)模塊間的網(wǎng)絡(luò)同步通信。 而當(dāng)月球系統(tǒng)需要與地面進(jìn)行通信時(shí)，由于存在地月距離存在一定延時(shí)，通訊艙需要在發(fā)送一個(gè)請(qǐng)求后，在響應(yīng)還沒(méi)到來(lái)之前繼續(xù)處理其他請(qǐng)求，進(jìn)行異步通信，充分利用通信通道。 為使其能夠?qū)崿F(xiàn)與地面的通信，通訊艙裝備有月面數(shù)據(jù)分系統(tǒng)、指令分系統(tǒng)、調(diào)制/解調(diào)、射頻分系統(tǒng)和天線等。 考慮到大氣層對(duì)信號(hào)較大的衰減作用，可將月面信號(hào)傳輸至近地軌道的通信衛(wèi)星處理后傳輸?shù)降孛妗?/p>

4) 能源艙

能源艙的功能是為其他模塊提供續(xù)航能量，旨在初步建立月面發(fā)電站。 當(dāng)能源艙著陸后，能源艙將自身攜帶的太陽(yáng)能電池陣展開，將收集到的太陽(yáng)能轉(zhuǎn)化為微波能量，并以微波能量的形式向一定距離內(nèi)的其他模塊提供能量。 這種無(wú)線的能量傳輸方式可以使載人登月飛行器對(duì)著陸后各模塊之間的距離要求大大降低，使載人登月飛行器對(duì)能量的管理分配更集中有效。 由于月球與太陽(yáng)相對(duì)位置實(shí)時(shí)發(fā)生變化，因此為了最大限度的獲取太陽(yáng)能，月面太陽(yáng)能電站的太陽(yáng)電池陣應(yīng)具有兩自由度轉(zhuǎn)動(dòng)能力。 太陽(yáng)能電池基板上安裝有光照傳感器，將最強(qiáng)光照感應(yīng)角度反饋給能源艙內(nèi)部控制系統(tǒng)，再由控制系統(tǒng)進(jìn)行處理，控制太陽(yáng)能電池基板轉(zhuǎn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)太陽(yáng)能電池基板的定向?qū)庹{(diào)整，從而使太陽(yáng)能電池基板接受最大光照面積，提高光照利用率。

5) 后勤艙

后勤艙著陸在月球表面，可為登月任務(wù)提供后勤保障。 它主要提供的后勤保障包括：生命保障、備用儀器保障以及能源保障。 生命保障部分負(fù)責(zé)提供消耗品，包括宇航員每天所必需的水、食物等，還配有少數(shù)應(yīng)急使用的氧氣瓶；備用儀器保障部分可提供一些易損壞的器件、設(shè)備的備份如鏡片、太陽(yáng)能帆板等；能源保障部分有兩組燃料電池，同時(shí)裝有液氧儲(chǔ)箱和液氫儲(chǔ)箱供其使用。 除此之外能源段還攜帶少量燃料以防燃料不足。 由于后勤艙不載人，因此無(wú)需采用復(fù)雜的密封結(jié)構(gòu)，可采用較為規(guī)則的圓柱體或長(zhǎng)方體。 在返回地球時(shí)，后勤艙被留在月面上，艙內(nèi)所剩余物品在后續(xù)登月任務(wù)中可以再次使用。 這樣做一方面有利于本次返回地球時(shí)減重，另一方面可使后續(xù)登月任務(wù)載荷減輕。

2.1.5 撞月小衛(wèi)星

在登月艙以及各模塊功能艙著陸過(guò)程中，指令服務(wù)艙將釋放用于月面碰撞的試驗(yàn)小衛(wèi)星。 撞月試驗(yàn)是探究月球組成及起源的重要手段之一。通過(guò)分析撞擊成功產(chǎn)生的月球塵埃成分可探討月球的起源，并未下一步其他人類探測(cè)器在月球或其他星體精確著陸奠定基礎(chǔ)[5]。 以載人登月軟著陸為任務(wù)目的飛行器，攜帶小衛(wèi)星進(jìn)行撞月實(shí)驗(yàn)將拓展月面任務(wù)，航天員可駕駛月球車前往小衛(wèi)星撞擊坑，觀察月表組查并采集月塵樣本，就地開展實(shí)驗(yàn)。

2.4 轉(zhuǎn)染pSIREN-hTERT對(duì)A2780細(xì)胞凋亡的影響 PI染色流式細(xì)胞學(xué)檢測(cè)顯示：pSIREN-hTERT轉(zhuǎn)染48 h后，A2780細(xì)胞凋亡率為(26.76±7.42)%，明顯高于對(duì)照質(zhì)粒pSIREN-Con轉(zhuǎn)染組的(3.73±0.78)%及空白對(duì)照組的細(xì)胞凋亡率(1.33±0.15)%，且差異有統(tǒng)計(jì)學(xué)意義(t1=9.74，t2=10.82，P<0.05)，shRNA對(duì)A2780細(xì)胞凋亡的影響常規(guī)PI染色行流式細(xì)胞學(xué)檢測(cè)見(jiàn)圖3。

撞月小衛(wèi)星擬采用低成本的平臺(tái)化衛(wèi)星平臺(tái)，自旋穩(wěn)定并利用蓄電池供電，質(zhì)量預(yù)計(jì)為40 kg、峰值功耗為20 W。 當(dāng)完成與登月艙分離后，小衛(wèi)星將會(huì)對(duì)月球表面進(jìn)行X 射線和紅外線遙感采樣繪制地圖，從不同的角度拍攝圖片并依此即可建立月球表面地圖的三維模型。 待已著陸的集群各個(gè)功能艙拍攝或提取撞擊過(guò)程的準(zhǔn)備程序結(jié)束，小衛(wèi)星達(dá)到遠(yuǎn)月點(diǎn)時(shí)實(shí)施反向機(jī)動(dòng)，使得撞擊地點(diǎn)部署在攝像機(jī)以及相關(guān)探測(cè)儀器的可視且安全范圍內(nèi)，并使用X 射線分光鏡對(duì)月塵組成、月表下物質(zhì)等進(jìn)行分析，并為未來(lái)的月面軟著陸進(jìn)行技術(shù)積累。

2.2 飛行器模塊間通訊

要使得各個(gè)模塊都能有效工作，協(xié)同進(jìn)行復(fù)雜的月面任務(wù)，各模塊艙段間必須具有有效的通信系統(tǒng)。 各模塊艙段通過(guò)通信鏈路互相聯(lián)在一起，形成一個(gè)月面通信網(wǎng)絡(luò)，該網(wǎng)絡(luò)以各艙段作為交換結(jié)點(diǎn)。 本文模塊鏈路主要采用無(wú)線微波通信鏈路和激光通信鏈路相結(jié)合的方式。 星月地通訊鏈路如圖4 所示。

圖4 星月地通訊鏈路Fig.4 Satellite communication link

各模塊完成在軌分離完成后，在空中形成著陸構(gòu)型，主要采用模塊間微波無(wú)線通信。 微波通信作為傳統(tǒng)的通信方式，在各模塊在空中運(yùn)動(dòng)時(shí)，能夠具有較高的可靠性。 當(dāng)載人登月著陸集群全部安全著陸后，各模塊主要采用空間激光鏈路。激光通訊適用于各模塊沒(méi)有相對(duì)運(yùn)動(dòng)的月球表面，傳輸介質(zhì)是激光，利用集群模塊之間的光通信鏈路進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸[6]。

3 飛行程序設(shè)計(jì)

3.1 模塊分離

登月飛船脫離奔月軌道后，進(jìn)入環(huán)月軌道。 環(huán)月軌道高度為300 km，環(huán)繞速度為1.551 km/s，按近月點(diǎn)和遠(yuǎn)月點(diǎn)等效雙脈沖制動(dòng)估算，各著陸艙段所需的制動(dòng)ΔV預(yù)算均為(0.123 ＋1.745)≈1.868 km/s，需要根據(jù)各自的分離和著陸時(shí)序進(jìn)行分配。 飛行器月面著陸與上升的任務(wù)剖面設(shè)計(jì)如圖5：①航天員進(jìn)入登月艙后，指令服務(wù)艙下達(dá)登月著陸指令，各個(gè)模塊依次開始在軌分離；②首先通訊艙打開爆炸螺栓，與登月艙分離，進(jìn)入制動(dòng)階段，通訊艙小發(fā)動(dòng)機(jī)處于最大推力狀態(tài)，以實(shí)現(xiàn)減速，降低軌道高度；③待通訊艙分離完成，探測(cè)艙、能源艙、儀器艙和后勤艙依次間隔幾十秒，以和通訊艙相同的方式進(jìn)行在軌分離。

圖5 飛行器月面著陸與上升過(guò)程示意圖Fig.5 Schematic diagram of landing and ascent process of the lunar vehicle

3.2 登月艙著陸

所有模塊釋放完成后，登月艙與指令服務(wù)艙分離。 由于登月艙載有航天員，因此其著陸等級(jí)為所有模塊中最高。 參考阿波羅及星座計(jì)劃飛行方案[7]，并考慮各模塊重構(gòu)問(wèn)題，登月艙下降及著陸可以劃分為6 個(gè)階段：主制動(dòng)段、重構(gòu)段、姿態(tài)調(diào)整段、接近段、懸停段和垂直下降段，各階段推力狀態(tài)及目標(biāo)如表1 所示。

登月艙以及各模塊在環(huán)月軌道與指令服務(wù)艙分離后，著陸發(fā)動(dòng)機(jī)反向制動(dòng)進(jìn)行下降著陸，具體設(shè)計(jì)如下：①采用Astrogator＠STK 模塊中有限常推力和比沖模型，壓力方式取Pressure-Regulated、推力效率為0.1；②類似霍曼轉(zhuǎn)移方式，登月艙在半軌內(nèi)完成又300 km 到10 km 的下降；即經(jīng)過(guò)49 min 后實(shí)現(xiàn)下降；③達(dá)到10 km 后軟著陸系統(tǒng)(包括對(duì)月姿態(tài)調(diào)整、對(duì)月測(cè)距雷達(dá)等)啟動(dòng)，在10 min 內(nèi)完成月面著陸。

表1 登月艙下降及著陸階段Table 1 Phases of lunar module descent and landing

載人登月月面系統(tǒng)落月點(diǎn)主要根據(jù)任務(wù)需要確定。 由于月面系統(tǒng)可借助中繼衛(wèi)星實(shí)現(xiàn)與地面的通訊，因此著陸點(diǎn)可以突破以往限制，選擇在月球背面著陸。

3.3 撞月試驗(yàn)

在登月艙以及各模塊功能艙著陸過(guò)程中，可以釋放用于月面碰撞的試驗(yàn)小衛(wèi)星。 在下降平臺(tái)的18 min 時(shí)分離出小衛(wèi)星，則小衛(wèi)星恰巧保持在近月點(diǎn)為零或略高于零(本文取近月距10 km 作為停泊軌道)的橢圓軌道，分離點(diǎn)即為橢圓軌道的遠(yuǎn)月點(diǎn)。 待小衛(wèi)星飛行3 圈月面觀測(cè)艙儀器準(zhǔn)備就緒，約6 個(gè)小時(shí)后，集群下降平臺(tái)部署完畢，可以實(shí)施小衛(wèi)星的撞擊機(jī)動(dòng)。 由于小衛(wèi)星等待時(shí)間較短，可以采用自旋式姿態(tài)控制方式。

待已著陸的集群組件拍攝或提取撞擊過(guò)程的準(zhǔn)備程序結(jié)束，小衛(wèi)星達(dá)到遠(yuǎn)月點(diǎn)時(shí)實(shí)施反向機(jī)動(dòng)(軌控量ΔV約為15 m/s)，使得撞擊地點(diǎn)部署在下降平臺(tái)的可視且安全范圍內(nèi)(由于升交點(diǎn)赤經(jīng)和月球自轉(zhuǎn)，3 軌道圈后撞擊地點(diǎn)將偏離登月艙著陸地點(diǎn)63 km；這是迄今為止觀測(cè)月面撞擊最近的距離，且同樣位于月面觀測(cè))。 月面撞擊觀測(cè)實(shí)驗(yàn)如圖6 所示。

3.4 編隊(duì)重構(gòu)

下降平臺(tái)分離時(shí)刻的幾何形狀決定了參與集群的初始構(gòu)型，但該構(gòu)型可能不是最終的著陸構(gòu)型，因此當(dāng)各功能模塊依次與指令服務(wù)艙分離后，需要通過(guò)攜帶的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行編隊(duì)重構(gòu)，形成著陸所需構(gòu)型。

圖6 月面撞擊觀測(cè)實(shí)驗(yàn)示意圖Fig.6 Lunar impact observation experiment

月面著陸構(gòu)型是以能源艙為中心的近似五邊形構(gòu)型，如圖7 所示。 能源艙位于構(gòu)型中間是由于各艙段所攜帶燃料只用于月面著陸，能源艙須通過(guò)無(wú)線供電的方式為各個(gè)艙段提供執(zhí)行月面任務(wù)時(shí)的能量供給。 緊鄰乘員艙的是通訊艙與儀器艙，通訊艙由于需要傳輸實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)并與指令服務(wù)艙保持通訊，因此位于乘員艙一側(cè)，儀器艙與乘員艙相對(duì)距離較近有利于縮短航天員進(jìn)行月面出艙作業(yè)的距離。 相對(duì)利用頻率較少的后勤艙以及具有自動(dòng)行動(dòng)能力的探測(cè)艙則距離乘員艙較遠(yuǎn)。

圖7 集群編隊(duì)著陸構(gòu)型Fig.7 Formation configuration for landing

下降平臺(tái)分離時(shí)刻的分離幾何決定了參與集群的初始構(gòu)型，但該構(gòu)型可能不是最終的著陸構(gòu)型，需要各艙段完成各自不同著陸方式的期間，還需在20～40 min 的著陸過(guò)程內(nèi)完成構(gòu)型重構(gòu)。 重構(gòu)要求主要包括以下幾點(diǎn)：

1)重構(gòu)路徑規(guī)劃：針對(duì)能源艙的著陸方式和發(fā)動(dòng)機(jī)配置，采用龐特里亞金極大值原理優(yōu)化最省燃料的著陸軌跡；為了最大限度地降低重構(gòu)難度，其余各集群成員在下降初期(例如前1/3)即完成構(gòu)型拓?fù)渲亟M；在隨后的2/3 時(shí)間內(nèi)，完成相對(duì)構(gòu)型的精細(xì)化調(diào)整，過(guò)程如圖8 所示。

圖8 重構(gòu)路徑規(guī)劃示意圖Fig.8 Diagram of reconfiguration path planning

2)重構(gòu)控制執(zhí)行：對(duì)于載人任務(wù)的登月艙和上升艙段，安裝包括1 臺(tái)用來(lái)反月球引力的垂直向下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和前后左右各4 臺(tái)用來(lái)相對(duì)位置調(diào)整的游機(jī)；對(duì)于其余集群成員，只需安裝1 臺(tái)主推力發(fā)動(dòng)機(jī)，在下降過(guò)程中可通過(guò)姿態(tài)調(diào)整將主推力分解為期望矢量方向；

3)構(gòu)型重構(gòu)的智能控制：以各成員艙段以維持一定精度的相對(duì)構(gòu)型為原則，而相對(duì)于標(biāo)稱著陸點(diǎn)的絕對(duì)位置精度作為弱約束，引入具有分等級(jí)網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)自組織方式的智能控制算法。

4)相對(duì)構(gòu)型的測(cè)繪：各組成集群間在建立無(wú)線電/激光通訊同時(shí)，可基于載波相位等技術(shù)得到相對(duì)距離信息。

編隊(duì)構(gòu)型重構(gòu)擬采用雙脈沖變軌方式完成：由于重構(gòu)周期較短，各艙段軌道引力差的累積效應(yīng)較弱，則各艙段主要依靠側(cè)向游機(jī)(或姿態(tài)微調(diào)下的主發(fā)動(dòng)機(jī)分量)提供控制實(shí)現(xiàn)；根據(jù)近地編隊(duì)任務(wù)的重構(gòu)經(jīng)驗(yàn)，各重構(gòu)艙段攜帶速度增量ΔV＝40 m/s 的燃料，即可滿足任意構(gòu)型的重構(gòu)要求。

采用編隊(duì)分散著陸，存在碰撞風(fēng)險(xiǎn)。 因此，在計(jì)算各模塊碰撞概率時(shí)，假定相遇時(shí)間很短，相對(duì)運(yùn)動(dòng)近似為線性。 各模塊之間的相對(duì)狀態(tài)誤差用高斯分布描述，分布參數(shù)由各模塊相對(duì)測(cè)量誤差得到。 通過(guò)遞推編隊(duì)初始狀態(tài)協(xié)方差矩陣，將碰撞概率密度函數(shù)在包含模塊艙段區(qū)域積分，得到碰撞概率。 基于高斯攝動(dòng)方程，沿航跡方向施加速度增量，使其保持相對(duì)安全距離，從而實(shí)現(xiàn)碰撞規(guī)避。

3.5 著陸方式

目前月面著陸的主要方式有氣囊緩沖著陸機(jī)械式軟著陸機(jī)構(gòu)等，本文各模塊根據(jù)不同著陸等級(jí)采取不同的著陸方式。

氣囊緩沖著陸結(jié)構(gòu)較為簡(jiǎn)單，質(zhì)量較輕，幾乎沒(méi)有額外的能量消耗，但著陸過(guò)程中艙體仍會(huì)受到相對(duì)較大的沖擊，著陸地點(diǎn)不能精準(zhǔn)控制[8]。而機(jī)械式軟著陸機(jī)構(gòu)高剛性、高可靠性、輕質(zhì)量，能夠保證登月艙內(nèi)部結(jié)構(gòu)及航天員不因受月面沖擊過(guò)大而受到損傷[9]。 但其技術(shù)和成本要求較高，適用于登月艙、儀器艙等對(duì)于著陸姿態(tài)和穩(wěn)定性要求的艙段。

本文中各個(gè)艙段對(duì)于著陸要求有不同的需求，例如登月艙作為著陸等級(jí)最高一級(jí)的艙段，采用機(jī)械式軟著陸機(jī)構(gòu)，以滿足航天員對(duì)于月面軟著陸的承受能力。 后勤艙無(wú)重要精密儀器，著陸位置和姿態(tài)的準(zhǔn)度要求較低，也允許承受較大沖擊，因此使用氣囊緩沖裝置著陸。 據(jù)此可得各艙段著陸要求及方式如表2。

表2 載人登月飛行器著陸方式Table 2 Landing methods of the manned lunar vehicle

月面著陸的航天員、月球車、支持設(shè)備、燃料補(bǔ)給等對(duì)著陸過(guò)程的力和熱學(xué)環(huán)境要求各不一樣，根據(jù)著陸等級(jí)配置不同的著陸緩沖機(jī)構(gòu)，可避免傳統(tǒng)的載人著陸系統(tǒng)由于采用唯一的著陸緩沖機(jī)構(gòu)所造成的浪費(fèi)。 此外，對(duì)于登月艙來(lái)說(shuō)，各功能模塊的分散化，可以使登月艙上升段進(jìn)行月面上升時(shí)，將儀器實(shí)驗(yàn)艙、探測(cè)艙等留在月球表面，其上升質(zhì)量會(huì)小于傳統(tǒng)整體著陸時(shí)的質(zhì)量，結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)部分尺寸減小，使得整體更加輕便，能夠利用更少的燃料和氧化劑就可達(dá)到下降反沖減速和上升級(jí)發(fā)射入軌。 同時(shí)，集群式分散著陸可以滿足持續(xù)時(shí)間更長(zhǎng)的任務(wù)需要，構(gòu)建月球基地初步雛形。

4 上升方案

本文設(shè)計(jì)的月面著陸集群，由于已將各個(gè)功能艙段進(jìn)行單獨(dú)劃分，并進(jìn)行分散著陸，因此在月面上升時(shí)只需啟動(dòng)登月艙的上升段發(fā)動(dòng)機(jī)，將乘員艙送入月面等待軌道，與指令服務(wù)艙進(jìn)行對(duì)接。 相較于傳統(tǒng)登月艙的載人月面起飛過(guò)程，本文設(shè)計(jì)的上升段載荷更小，質(zhì)量更輕，有利于進(jìn)行月面上升控制以及燃料合理消耗。 載人月面起飛過(guò)程可以劃分為3 個(gè)飛行階段：垂直起飛段、姿態(tài)調(diào)整段和射入段，各階段推力狀態(tài)及目標(biāo)如表3 所示。

表3 登月艙上升各階段Table 3 Phases of lunar module ascent process

為了實(shí)現(xiàn)月面起飛、返回以及與指令艙的最終交會(huì)，上升段艙需要安裝推力較大的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。 不同于傳統(tǒng)登月艙上升級(jí)推擠系統(tǒng)，本文采用電動(dòng)泵火箭實(shí)現(xiàn)上升段起飛。 對(duì)于采用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)相同重量的上升段艙，電動(dòng)泵將比燃?xì)獗脤⒕哂懈蟮倪\(yùn)送重量，且具備良好的可靠性將更適于月面起飛的中小型上升段艙返回。 登月上升返回機(jī)動(dòng)時(shí)除了克服1.868 km/s 速度增量用于軌道高度抬升，還需要額外增量用來(lái)克服由于月球自公轉(zhuǎn)以及指令艙軌道面的攝動(dòng)帶來(lái)的軌道面修正。

表4 飛行器整體質(zhì)量分配Table 4 Overall mass distribution of the lunar vehicle

5 質(zhì)量預(yù)算與補(bǔ)給方案

5.1 質(zhì)量預(yù)算

飛行器整體質(zhì)量主要包括各個(gè)艙段的干重、后勤艙所攜帶燃料、氧氣、食物等重量以及進(jìn)行下降和上升時(shí)各個(gè)艙段所需速度增量的燃料重量。飛行器整體質(zhì)量參考嫦娥三號(hào)、神舟飛船以及阿波羅飛船，具體分配如表4 所示，其中后勤艙和飛行器所攜帶燃料質(zhì)量由任務(wù)時(shí)間決定。

根據(jù)給出的軌道速度與速度增量，可計(jì)算出不同任務(wù)周期下各個(gè)艙段所需燃料質(zhì)量。 其中登月艙需計(jì)算下降、編隊(duì)重構(gòu)以及上升過(guò)程三個(gè)過(guò)程的速度增量；其他艙段只需計(jì)算下降和重構(gòu)兩個(gè)過(guò)程，總速度增量為1.868(下降)＋0.04(重構(gòu))＝1.908 km/s。 撞月小衛(wèi)星質(zhì)量很小，因此其消耗燃料質(zhì)量可忽略不計(jì)。 月面系統(tǒng)下降、著陸、上升過(guò)程中，各艙段速度增量以及所需燃料如表5。

5.2 補(bǔ)給方案

登月系統(tǒng)模塊化設(shè)計(jì)可根據(jù)任務(wù)需求，通過(guò)后勤艙供給、指令服務(wù)艙拋投或空間站補(bǔ)給等多種方法，實(shí)現(xiàn)任務(wù)時(shí)間的機(jī)動(dòng)可調(diào)性，滿足不同任務(wù)需要。 不同任務(wù)時(shí)間，登月系統(tǒng)運(yùn)行情況如表6 所示。

表5 各艙段速度增量以及所需燃料Table 5 Speed increase for each segment and the fuels required

表6 登月系統(tǒng)補(bǔ)給方案Table 6 Resupply program for Lunar landing system

6 結(jié)論

本為提出的一種新型的集群化多功能載人月面著陸/上升器方案設(shè)想，為未來(lái)中國(guó)載人月球探測(cè)器提供了一種新思路。 經(jīng)分析，本方案能夠通過(guò)模塊化，整體質(zhì)量控制在45 t 以內(nèi)，且可以根據(jù)任務(wù)周期靈活調(diào)整攜帶燃料和補(bǔ)給質(zhì)量，降低發(fā)射成本；各模塊艙段根據(jù)其載荷著陸要求的不同，采用不同等級(jí)著陸方式，以達(dá)到各自的振動(dòng)、沖擊等舒適度要求，降低成本，且具有低風(fēng)險(xiǎn)、高生存能力的特性。 在下降期間，登月艙釋放一顆小衛(wèi)星用于進(jìn)行月面撞擊實(shí)驗(yàn)，有望實(shí)現(xiàn)迄今為止最近距離的月面撞擊觀測(cè)，以及首次月面上長(zhǎng)時(shí)間的撞擊觀測(cè)。

多模塊系統(tǒng)設(shè)計(jì)可以提高適應(yīng)性，降低發(fā)射難度，利用不同方式完成發(fā)射目標(biāo)。 除了利用重型火箭將各個(gè)艙段一起送入登月軌道外，未來(lái)我國(guó)可能采取空間站的技術(shù)路線，通過(guò)將空間站作為載人登月中轉(zhuǎn)站來(lái)降低登月的技術(shù)難度和成本。 本項(xiàng)目提出的集群化多功能飛行器可依次將各個(gè)功能艙段發(fā)射至空間站，待指令服務(wù)艙乘載航天員抵達(dá)空間站后，各模塊在空間站進(jìn)行組合，再離開空間站進(jìn)入登月軌道。