白 雪，徐 明?，彭 坤

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

1 引言

從上世紀50 年代開始持續(xù)至今，先后出現(xiàn)了美國的阿波羅計劃、蘇聯(lián)“月球”系列、中國嫦娥探月工程等多項月球著陸任務(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)備安全送達月面，保障月面活動實驗支持，并最終能夠成功將航天員與實驗數(shù)據(jù)送到返地軌道的能力。 其決定了月球探測的結(jié)果、月面活動范圍、月面實驗的可靠性等，對于發(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。

美國阿波羅計劃提出了極具創(chuàng)新性的載人登月方案[1]。 阿波羅登月艙主要采用2 級構(gòu)型，上升級、下降級相互獨立。 上升級為著陸器主體，包含航天員工作空間、儀器艙、控制系統(tǒng)和返回發(fā)動機等。 下降級主要由著陸推擠系統(tǒng)和緩沖裝置構(gòu)成，負責在著陸器下降過程中提供減速、機動等。阿波羅登陸月面并開展月面實驗過程中，上升級和下降級相互連接。 完成月面任務(wù)后，上升級搭載航天員起飛離開月面，而下降級留在月面并不返回繞月軌道。

阿波羅計劃攻克了飛船交會與對接技術(shù)、載人登月艙級間分離技術(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數(shù)據(jù)，使人類加深了對月球的認識，對人類進一步了解月球做出了巨大的貢獻。 但受限于當時的技術(shù)水平，所設(shè)計載人登月系統(tǒng)，均將各項探測設(shè)備集中在登月艙，具有如下問題：①登月艙受到空間和攜帶載荷等限制，為一次性使用，項目花費巨大。 阿波羅計劃至第6 次登月成功結(jié)束，共耗資255 億美元；②由于各個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 號大推力重型火箭才能運送到登月軌道；③隨所載航天員一起月面著陸的月球車、燃料補給以及支持設(shè)備等具有更好的抗沖擊、振動等能力，而由于集中組裝方式使得各部分采用最高等級完成著陸，造成資源浪費；④登月艙所攜帶的測量、觀測、生保等設(shè)備過于集中安裝，可能出現(xiàn)某一微小部件失效導致整個載人任務(wù)失敗，阿波羅13 號就是典型案例。

進入21 世紀以來，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)星運輸系統(tǒng)來實現(xiàn)地月間有效載荷的往返運輸。 但該系統(tǒng)需要在執(zhí)行任務(wù)時在月表抓取一定質(zhì)量的載荷，以保證系統(tǒng)的能量和動量守恒，這一點降低了系統(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，實現(xiàn)著陸器月面高速移動和高效避障。 但一體化設(shè)計限制了整體質(zhì)量，對于系統(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，通過對載人登月艙進行集群模塊化設(shè)計，將原本單一的登月艙進行解構(gòu)，劃分為實現(xiàn)不同功能的獨立模塊，采用各艙段分批發(fā)射和不同等級的月面著陸方式，提高載人登月系統(tǒng)整體可靠性，降低成本，使其可多次重復使用，并具備多種任務(wù)擴展應(yīng)用能力。

2 總體方案

采用集群模塊化設(shè)計，將原本單一的登月艙進行解構(gòu)，劃分為指令艙、服務(wù)艙、運載航天員的登月艙以及功能模塊，其中功能模塊包括探測艙、儀器實驗艙、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)計圖2 所示：①將各功能艙段依次發(fā)射至空間站進行組合，待指令服務(wù)艙乘載航天員抵達后，組合體離開空間站進入登月軌道；②進入環(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程中，進行重構(gòu)控制形成滿足著陸要求的編隊構(gòu)型，從而在指定地點完成分布式著陸；④登月艙在下降途中釋放小衛(wèi)星進行撞月實驗，并由儀器艙進行月面上長時間的凝視觀測；⑤月球車完成著陸地點附近的月面巡視，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，可為未來建設(shè)體系更為完備的月球基地進行實驗；⑦待任務(wù)結(jié)束后，采用電機泵火箭發(fā)動機的登月艙攜帶航天員進行月面上升以及與指令艙交會對接，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，能夠利用中小型火箭將各功能艙段依次發(fā)射至空間站進行組裝隨后進入登月軌道，從而降低登月的技術(shù)難度和成本；各功能艙段相互獨立，可根據(jù)任務(wù)場景不同，靈活調(diào)整各個模塊體積和質(zhì)量，搭載不同實驗載荷，實現(xiàn)任務(wù)需求。 且單一艙段的故障將不會影響到整體任務(wù)的完成，后續(xù)可通過后勤艙、環(huán)月軌道上的指令服務(wù)艙以及空間站進行快速補充，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艙、儀器實驗艙、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個艙通過爆炸螺栓固定在登月艙乘員艙四周，在軌分離時使用彈射彈簧將各個艙段與登月艙進行分離。 在登月過程中，指令艙與服務(wù)艙始終運行在環(huán)月軌道，登月艙與五大功能模塊進行月面分散著陸。 在著陸過程中，指令服務(wù)艙將釋放用于月面碰撞試驗的撞月小衛(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)艙采用與阿波羅計劃中登月飛船結(jié)構(gòu)和功能相似設(shè)計，為載人登月飛船提供各項服務(wù)保障。 其構(gòu)造較為簡單，放置有執(zhí)行任務(wù)時各種供應(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)，在進行登月任務(wù)時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，有助于減少上升級的質(zhì)量，更少的燃料和氧化劑就可達到下降反沖減速和上升級發(fā)射入軌。 同時，登月艙質(zhì)量的減小也可以讓結(jié)構(gòu)機構(gòu)部分尺寸減小，使其更加輕便。

2.1.4 功能模塊艙段

1) 探測艙

探測艙主要裝載月球科學考察車，簡稱月球車。 月球車不僅需要能夠獨立在月面進行探測，還要滿足作為航天員代步工具需求[4]。 由于探測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，通過拉桿連接，月球車釋放裝置初始折疊于探測艙兩側(cè)。 當載人登月飛船登陸月面后，拉桿與探測艙解鎖，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，月球車可采用無人自主模式進行工作，當航天員進行月面作業(yè)時，月球車可自動跟隨航天員實現(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，不隨上升級返回環(huán)月軌道。

2) 儀器實驗艙

儀器實驗艙主要裝載登月任務(wù)時所需要的相關(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、月震儀、太陽風分光計、過熱離子探測器和陰冷極計等，搭建月球科學實驗室，進行月面學、月球測量學和月成學研究。 儀器艙還將裝載月壤采集、化驗、分析等一體化裝置，實現(xiàn)月面空間實驗室的搭建。

3) 通訊艙

通訊艙須同時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，當有探測數(shù)據(jù)和指令信號的傳輸需求，通訊艙作為中轉(zhuǎn)站實現(xiàn)模塊間的網(wǎng)絡(luò)同步通信。 而當月球系統(tǒng)需要與地面進行通信時，由于存在地月距離存在一定延時，通訊艙需要在發(fā)送一個請求后，在響應(yīng)還沒到來之前繼續(xù)處理其他請求，進行異步通信，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。 考慮到大氣層對信號較大的衰減作用，可將月面信號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。 當能源艙著陸后，能源艙將自身攜帶的太陽能電池陣展開，將收集到的太陽能轉(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。 這種無線的能量傳輸方式可以使載人登月飛行器對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能量的管理分配更集中有效。 由于月球與太陽相對位置實時發(fā)生變化，因此為了最大限度的獲取太陽能，月面太陽能電站的太陽電池陣應(yīng)具有兩自由度轉(zhuǎn)動能力。 太陽能電池基板上安裝有光照傳感器，將最強光照感應(yīng)角度反饋給能源艙內(nèi)部控制系統(tǒng)，再由控制系統(tǒng)進行處理，控制太陽能電池基板轉(zhuǎn)動，實現(xiàn)太陽能電池基板的定向?qū)庹{(diào)整，從而使太陽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。 生命保障部分負責提供消耗品，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、太陽能帆板等；能源保障部分有兩組燃料電池，同時裝有液氧儲箱和液氫儲箱供其使用。 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，因此無需采用復雜的密封結(jié)構(gòu)，可采用較為規(guī)則的圓柱體或長方體。 在返回地球時，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程中，指令服務(wù)艙將釋放用于月面碰撞的試驗小衛(wèi)星。 撞月試驗是探究月球組成及起源的重要手段之一。通過分析撞擊成功產(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)星進行撞月實驗將拓展月面任務(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，就地開展實驗。

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

撞月小衛(wèi)星擬采用低成本的平臺化衛(wèi)星平臺，自旋穩(wěn)定并利用蓄電池供電，質(zhì)量預計為40 kg、峰值功耗為20 W。 當完成與登月艙分離后，小衛(wèi)星將會對月球表面進行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功能艙拍攝或提取撞擊過程的準備程序結(jié)束，小衛(wèi)星達到遠月點時實施反向機動，使得撞擊地點部署在攝像機以及相關(guān)探測儀器的可視且安全范圍內(nèi)，并使用X 射線分光鏡對月塵組成、月表下物質(zhì)等進行分析，并為未來的月面軟著陸進行技術(shù)積累。

2.2 飛行器模塊間通訊

要使得各個模塊都能有效工作，協(xié)同進行復雜的月面任務(wù)，各模塊艙段間必須具有有效的通信系統(tǒng)。 各模塊艙段通過通信鏈路互相聯(lián)在一起，形成一個月面通信網(wǎng)絡(luò)，該網(wǎng)絡(luò)以各艙段作為交換結(jié)點。 本文模塊鏈路主要采用無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，在各模塊在空中運動時，能夠具有較高的可靠性。 當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有相對運動的月球表面，傳輸介質(zhì)是激光，利用集群模塊之間的光通信鏈路進行數(shù)據(jù)傳輸[6]。

3 飛行程序設(shè)計

3.1 模塊分離

登月飛船脫離奔月軌道后，進入環(huán)月軌道。 環(huán)月軌道高度為300 km，環(huán)繞速度為1.551 km/s，按近月點和遠月點等效雙脈沖制動估算，各著陸艙段所需的制動ΔV預算均為(0.123 ＋1.745)≈1.868 km/s，需要根據(jù)各自的分離和著陸時序進行分配。 飛行器月面著陸與上升的任務(wù)剖面設(shè)計如圖5：①航天員進入登月艙后，指令服務(wù)艙下達登月著陸指令，各個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，進入制動階段，通訊艙小發(fā)動機處于最大推力狀態(tài)，以實現(xiàn)減速，降低軌道高度；③待通訊艙分離完成，探測艙、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行在軌分離。

圖5 飛行器月面著陸與上升過程示意圖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，因此其著陸等級為所有模塊中最高。 參考阿波羅及星座計劃飛行方案[7]，并考慮各模塊重構(gòu)問題，登月艙下降及著陸可以劃分為6 個階段：主制動段、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)動機反向制動進行下降著陸，具體設(shè)計如下：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49 min 后實現(xiàn)下降；③達到10 km 后軟著陸系統(tǒng)(包括對月姿態(tài)調(diào)整、對月測距雷達等)啟動，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)星實現(xiàn)與地面的通訊，因此著陸點可以突破以往限制，選擇在月球背面著陸。

3.3 撞月試驗

在登月艙以及各模塊功能艙著陸過程中，可以釋放用于月面碰撞的試驗小衛(wèi)星。 在下降平臺的18 min 時分離出小衛(wèi)星，則小衛(wèi)星恰巧保持在近月點為零或略高于零(本文取近月距10 km 作為停泊軌道)的橢圓軌道，分離點即為橢圓軌道的遠月點。 待小衛(wèi)星飛行3 圈月面觀測艙儀器準備就緒，約6 個小時后，集群下降平臺部署完畢，可以實施小衛(wèi)星的撞擊機動。 由于小衛(wèi)星等待時間較短，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程的準備程序結(jié)束，小衛(wèi)星達到遠月點時實施反向機動(軌控量ΔV約為15 m/s)，使得撞擊地點部署在下降平臺的可視且安全范圍內(nèi)(由于升交點赤經(jīng)和月球自轉(zhuǎn)，3 軌道圈后撞擊地點將偏離登月艙著陸地點63 km；這是迄今為止觀測月面撞擊最近的距離，且同樣位于月面觀測)。 月面撞擊觀測實驗如圖6 所示。

3.4 編隊重構(gòu)

下降平臺分離時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，因此當各功能模塊依次與指令服務(wù)艙分離后，需要通過攜帶的發(fā)動機進行編隊重構(gòu)，形成著陸所需構(gòu)型。

圖6 月面撞擊觀測實驗示意圖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，能源艙須通過無線供電的方式為各個艙段提供執(zhí)行月面任務(wù)時的能量供給。 緊鄰乘員艙的是通訊艙與儀器艙，通訊艙由于需要傳輸實時數(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距離較近有利于縮短航天員進行月面出艙作業(yè)的距離。 相對利用頻率較少的后勤艙以及具有自動行動能力的探測艙則距離乘員艙較遠。

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

下降平臺分離時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 的著陸過程內(nèi)完成構(gòu)型重構(gòu)。 重構(gòu)要求主要包括以下幾點：

1)重構(gòu)路徑規(guī)劃：針對能源艙的著陸方式和發(fā)動機配置，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)型拓撲重組；在隨后的2/3 時間內(nèi)，完成相對構(gòu)型的精細化調(diào)整，過程如圖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：對于載人任務(wù)的登月艙和上升艙段，安裝包括1 臺用來反月球引力的垂直向下火箭發(fā)動機和前后左右各4 臺用來相對位置調(diào)整的游機；對于其余集群成員，只需安裝1 臺主推力發(fā)動機，在下降過程中可通過姿態(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構(gòu)型為原則，而相對于標稱著陸點的絕對位置精度作為弱約束，引入具有分等級網(wǎng)絡(luò)拓撲結(jié)構(gòu)自組織方式的智能控制算法。

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

編隊構(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(或姿態(tài)微調(diào)下的主發(fā)動機分量)提供控制實現(xiàn)；根據(jù)近地編隊任務(wù)的重構(gòu)經(jīng)驗，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。

采用編隊分散著陸，存在碰撞風險。 因此，在計算各模塊碰撞概率時，假定相遇時間很短，相對運動近似為線性。 各模塊之間的相對狀態(tài)誤差用高斯分布描述，分布參數(shù)由各模塊相對測量誤差得到。 通過遞推編隊初始狀態(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。 基于高斯攝動方程，沿航跡方向施加速度增量，使其保持相對安全距離，從而實現(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械式軟著陸機構(gòu)等，本文各模塊根據(jù)不同著陸等級采取不同的著陸方式。

氣囊緩沖著陸結(jié)構(gòu)較為簡單，質(zhì)量較輕，幾乎沒有額外的能量消耗，但著陸過程中艙體仍會受到相對較大的沖擊，著陸地點不能精準控制[8]。而機械式軟著陸機構(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、儀器艙等對于著陸姿態(tài)和穩(wěn)定性要求的艙段。

本文中各個艙段對于著陸要求有不同的需求，例如登月艙作為著陸等級最高一級的艙段，采用機械式軟著陸機構(gòu)，以滿足航天員對于月面軟著陸的承受能力。 后勤艙無重要精密儀器，著陸位置和姿態(tài)的準度要求較低，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、燃料補給等對著陸過程的力和熱學環(huán)境要求各不一樣，根據(jù)著陸等級配置不同的著陸緩沖機構(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構(gòu)所造成的浪費。 此外，對于登月艙來說，各功能模塊的分散化，可以使登月艙上升段進行月面上升時，將儀器實驗艙、探測艙等留在月球表面，其上升質(zhì)量會小于傳統(tǒng)整體著陸時的質(zhì)量，結(jié)構(gòu)機構(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到下降反沖減速和上升級發(fā)射入軌。 同時，集群式分散著陸可以滿足持續(xù)時間更長的任務(wù)需要，構(gòu)建月球基地初步雛形。

4 上升方案

本文設(shè)計的月面著陸集群，由于已將各個功能艙段進行單獨劃分，并進行分散著陸，因此在月面上升時只需啟動登月艙的上升段發(fā)動機，將乘員艙送入月面等待軌道，與指令服務(wù)艙進行對接。 相較于傳統(tǒng)登月艙的載人月面起飛過程，本文設(shè)計的上升段載荷更小，質(zhì)量更輕，有利于進行月面上升控制以及燃料合理消耗。 載人月面起飛過程可以劃分為3 個飛行階段：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

為了實現(xiàn)月面起飛、返回以及與指令艙的最終交會，上升段艙需要安裝推力較大的火箭發(fā)動機。 不同于傳統(tǒng)登月艙上升級推擠系統(tǒng)，本文采用電動泵火箭實現(xiàn)上升段起飛。 對于采用火箭發(fā)動機相同重量的上升段艙，電動泵將比燃氣泵將具有更大的運送重量，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。 登月上升返回機動時除了克服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克服由于月球自公轉(zhuǎn)以及指令艙軌道面的攝動帶來的軌道面修正。

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

5 質(zhì)量預算與補給方案

5.1 質(zhì)量預算

飛行器整體質(zhì)量主要包括各個艙段的干重、后勤艙所攜帶燃料、氧氣、食物等重量以及進行下降和上升時各個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、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)時間決定。

根據(jù)給出的軌道速度與速度增量，可計算出不同任務(wù)周期下各個艙段所需燃料質(zhì)量。 其中登月艙需計算下降、編隊重構(gòu)以及上升過程三個過程的速度增量；其他艙段只需計算下降和重構(gòu)兩個過程，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。 月面系統(tǒng)下降、著陸、上升過程中，各艙段速度增量以及所需燃料如表5。

5.2 補給方案

登月系統(tǒng)模塊化設(shè)計可根據(jù)任務(wù)需求，通過后勤艙供給、指令服務(wù)艙拋投或空間站補給等多種方法，實現(xiàn)任務(wù)時間的機動可調(diào)性，滿足不同任務(wù)需要。 不同任務(wù)時間，登月系統(tǒng)運行情況如表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，為未來中國載人月球探測器提供了一種新思路。 經(jīng)分析，本方案能夠通過模塊化，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，采用不同等級著陸方式，以達到各自的振動、沖擊等舒適度要求，降低成本，且具有低風險、高生存能力的特性。 在下降期間，登月艙釋放一顆小衛(wèi)星用于進行月面撞擊實驗，有望實現(xiàn)迄今為止最近距離的月面撞擊觀測，以及首次月面上長時間的撞擊觀測。

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