載人月面著陸及起飛技術(shù)初步研究

果琳麗 王平 梁魯 田林

（ 1 西北工業(yè)大學(xué)宇航學(xué)院，西安710000）

（2 中國空間技術(shù)研究院載人航天總體部，北京100094）

1 引言

將中國人送上月球，是中華民族的千古夢想。隨著我國載人航天和月球探測兩大航天科技工程的順利實施，開展載人登月工程的技術(shù)基礎(chǔ)已經(jīng)基本具備?？v觀世界各國提出的載人登月計劃可知，由于受限于各國重型運載火箭運載能力的大小，可采用直接登月、近地軌道一次或多次交會對接、環(huán)月軌道交會對接及近地+環(huán)月軌道交會對接等多種飛行模式[1]。但無論何種登月飛行模式，都必然包含載人月面著陸及起飛階段，這也是整個載人登月工程最具特色的飛行階段。剖析載人月面著陸及起飛技術(shù)的內(nèi)涵和關(guān)鍵技術(shù)，對深入認識載人登月飛行器系統(tǒng)的技術(shù)體系具有重要意義。

2 載人月面著陸及起飛技術(shù)內(nèi)涵

2.1 載人月面著陸及起飛飛行方案簡介

2.1.1 載人月面下降及著陸過程

參考美國“阿波羅”登月及“星座”計劃飛行方案，可將載人月面下降及著陸過程可以劃分為5個飛行階段：主制動段、姿態(tài)調(diào)整段、接近段、懸停段和垂直下降段[2-3]。如圖1所示。

1）主制動段：從到達月面15km處進行制動，目的是消除登月艙的軌道速度，此時下降級主發(fā)動機處于最大推力狀態(tài)。

2）姿態(tài)調(diào)整段：主制動段結(jié)束后，登月艙進行姿態(tài)機動，將對月面進行地形觀測的三維成像敏感器對準著陸區(qū)，便于航天員對著陸區(qū)進行地形察看。

3）接近段：登月艙下降到距月面 3km高度，完成粗避障及選擇初步著月點，要求登月艙在接近過程中保持接近垂直姿態(tài)，采用接近 45o斜線下降方式逐步接近著陸區(qū)，此時下降級主發(fā)動機啟動變推力控制狀態(tài)。

4）懸停段：登月艙懸停在離月面 30m附近，相對月面速度接近零。懸停的主要目的是對著月點進行精障礙檢測及選擇精確著月點，并平移調(diào)整至著月點上方。懸停階段發(fā)動機推力應(yīng)與登月艙的重力相平衡，因此要求登月艙主發(fā)動機具有深度變推力調(diào)節(jié)能力。

5）垂直下降段：登月艙從著月點上方30m平穩(wěn)緩速下降，直到收到關(guān)機敏感器信號后關(guān)閉發(fā)動機，要求登月艙保持垂直月面姿態(tài)，消除水平方向速度，以自由落體方式著陸月面，需保證月面著陸的穩(wěn)定性。

2.1.2 載人月面起飛過程

參考美國“阿波羅”登月及“星座”計劃飛行方案，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)整段及射入段[2-3]，如圖2所示。

圖1 載人登月月面著陸飛行過程示意Fig.1 Sketch of manned lunar landing flight process

圖2 載人登月月面起飛飛行過程示意Fig.2 Sketch of manned lunar lifting off flight process

1）垂直起飛段：可以分為2個階段，前0~2s為無控段，不進行任何姿態(tài)控制，確保上升級安全可靠地從下降級上起飛，之后進行姿態(tài)控制，使上升級沿月球重力反方向上升。

2）姿態(tài)調(diào)整段：進行登月艙上升級姿態(tài)調(diào)整，使姿態(tài)滿足射入段顯式制導(dǎo)初始狀態(tài)要求。

3）射入段：上升級采用顯式制導(dǎo)律，直至進入目標軌道，當(dāng)滿足入軌條件后，上升級發(fā)動機關(guān)機，確保精確入軌的精度。

2.2 載人與無人月面著陸及起飛技術(shù)的差異

與無人登月采樣返回任務(wù)相比，載人任務(wù)最大的特點是“有人”，因此需特別考慮有人參與帶來設(shè)計準則的變化，即重點考慮以下3個方面：

一是人的適應(yīng)性問題，即需重點考慮人體對月面軟著陸及上升過程的承受能力，在登月艙過載、沖擊、姿控速度、環(huán)境溫度、濕度、壓力體制等技術(shù)指標上有所限制；考慮密封艙航天員座位布局方位與人能承受過載方向的關(guān)系。

二是人的參與性問題，即需留有人機接口及人機交互界面，以保證航天員作為控制系統(tǒng)的一個環(huán)節(jié)參與到閉環(huán)控制中，并在制導(dǎo)和控制過程中考慮人工操作的對飛行器高度、速度和姿態(tài)等的約束條件，防止航天員出現(xiàn)事故，此外還需考慮人對登月艙各系統(tǒng)的故障檢測和處理的需要。

三是人的安全性問題，即為了保證人員的安全，整個飛行器的可靠性安全性要求將更高，各個環(huán)節(jié)的入軌精度要求更高，控制系統(tǒng)需在快速性、精確性、魯棒性上提高，還需充分考慮各種故障條件下的應(yīng)急救生方案；登月艙需保證在月面著陸和起飛過程中不翻到；最重要的是需嚴格控制飛行任務(wù)周期，充分考慮航天員執(zhí)行任務(wù)時間與登月艙可支持的環(huán)控生保能力的關(guān)系等。

此外，因為有人的參與，載人登月艙通常比無人登月艙的質(zhì)量和體積大數(shù)倍，推進劑攜帶量往往占整個飛行器質(zhì)量的75%以上，在月面下降著陸和起飛過程中因推進劑的大量消耗，而成為實時變質(zhì)量變慣量飛行器，整個飛行過程的制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)（Guide、Navigation、Control，GNC）將更加復(fù)雜。為了提高月面著陸器結(jié)構(gòu)效率，推進系統(tǒng)通常采用低溫推進系統(tǒng)，由此帶來更多的技術(shù)難點。

2.3 載人月面著陸及起飛技術(shù)體系分析

載人月面著陸及起飛技術(shù)是指安全有效地將登月艙從環(huán)月軌道降落到月球表面，航天員執(zhí)行月球表面科學(xué)任務(wù)后，從月球表面起飛、調(diào)姿后進入環(huán)月軌道，并滿足環(huán)月軌道交會對接初始條件的技術(shù)，無論對于執(zhí)行短期載人登月任務(wù)還是構(gòu)建載人月球基地等長期月球任務(wù)，都是不可或缺的一項核心關(guān)鍵技術(shù)。載人月面著陸及起飛技術(shù)的關(guān)鍵性能指標有：運送至月面人數(shù)、科學(xué)及工程載荷質(zhì)量、月面停留天數(shù)、著陸沖擊載荷，過載、姿控精度、著陸精度、環(huán)月入軌精度、系統(tǒng)可靠性安全性等等，這些指標間通常是互相耦合的，涉及到登月艙的硬件及軟件設(shè)計、月面著陸點選擇等各個方面。

載人月面著陸及起飛技術(shù)體系初步分析如圖3所示，主要包括飛行器系統(tǒng)技術(shù)及仿真與試驗技術(shù)。以美國A ltair登月艙為例，其飛行器系統(tǒng)技術(shù)主要針對登月艙的上升級、下降級及氣閘艙等系統(tǒng)組成部分開展頂層任務(wù)分析，結(jié)構(gòu)機構(gòu)技術(shù)、環(huán)控?zé)峥丶夹g(shù)、制導(dǎo)導(dǎo)航與控制技術(shù)、信息及測控通信技術(shù)、空間推進技術(shù)以及應(yīng)急救生技術(shù)的設(shè)計等等。開展地面試驗和飛行試驗是驗證載人登月艙系統(tǒng)技術(shù)的基礎(chǔ)，然而通常開展這些實物驗證試驗耗資巨大，未來工程實施中將更多地依靠計算機虛擬仿真來進行驗證，逐步提高技術(shù)成熟度，推動工程應(yīng)用。初步分析仿真與試驗技術(shù)中主要包括飛行任務(wù)綜合仿真技術(shù)、著陸點選址與探測技術(shù)、月面環(huán)境分析與模擬技術(shù)、人在回路的系統(tǒng)仿真技術(shù)及大型地面試驗驗證技術(shù)等。

圖3 載人月面著陸與起飛技術(shù)體系示意圖Fig.3 Sketch of manned lunar landing and lifting off technology system

3 載人月面著陸及起飛若干關(guān)鍵技術(shù)研究

3.1 低溫推進劑在軌蒸發(fā)量控制技術(shù)

為提高載人登月艙的運輸效率和月面可達區(qū)域范圍，通常采用高比沖的空間低溫推進系統(tǒng)，例如采用液氧/煤油、液氧/甲烷、液氫液氧等低溫推進系統(tǒng)等。采用低溫推進系統(tǒng)的關(guān)鍵問題是解決低溫推進劑在軌蒸發(fā)量控制問題，通?？刹捎帽粍涌刂坪椭鲃涌刂苾深惣夹g(shù)。經(jīng)研究對于飛行任務(wù)周期不大于45天的載人登月任務(wù)，多以采用被動控制方案為宜。被動控制技術(shù)通常采用多層隔熱技術(shù)（Multiple Layers Insulation，MLI），即在貯箱外壁包覆多層絕熱層，在多層結(jié)構(gòu)間加設(shè)氣冷屏結(jié)構(gòu)，在低溫貯箱與登月艙主結(jié)構(gòu)之間采用最小化熱穿透結(jié)構(gòu)設(shè)計，以此來大幅減少輻射傳熱和結(jié)構(gòu)漏熱而達到高效絕熱的目的。這種方案具有效率高、質(zhì)量輕、預(yù)冷快、加工制造容易的優(yōu)點，適用于短期空間任務(wù)。

低溫貯箱的日蒸發(fā)率控制是衡量低溫推進劑蒸發(fā)量控制技術(shù)的關(guān)鍵指標，對確定登月艙總體參數(shù)有較大影響。以A ltair二級構(gòu)型登月艙為例，假定登月艙總質(zhì)量為45t[2]，下降級采用液氧/煤油低溫推進系統(tǒng)，則下降級液氧日蒸發(fā)率與登月艙總質(zhì)量的影響關(guān)系見圖4。從圖中可知液氧低溫推進劑的日蒸發(fā)量若能減少0.1%，則地面可少加注約600kg液氧推進劑，由此可見低溫推進劑在軌蒸發(fā)量控制技術(shù)對提高登月艙總體性能指標的重要意義。

圖4 低溫推進劑日蒸發(fā)率與登月艙總質(zhì)量的變化關(guān)系Fig.4 Relation between daily evaporation of cryogenic propellant and lunar lander total mass

3.2 10∶1深度變推力液體發(fā)動機技術(shù)

美國“阿波羅”及“星座”計劃中的登月艙，都采用了10∶1深度變推力、可多次啟動、雙向搖擺的液體發(fā)動機，不同的是“阿波羅”登月艙下降級采用常規(guī)氦氣擠壓式推進系統(tǒng)，Altair登月艙下降級采用低溫泵壓式推進系統(tǒng)[3]。當(dāng)前國際上已經(jīng)實現(xiàn)的深度變推力液體發(fā)動機，如表1所示。

表1 國際上已實現(xiàn)的深度變推力液體發(fā)動機概況Tab.1 International liquid rocket engines w ith large thrust variation

變推力液體發(fā)動機最突出的特點是對工作條件大范圍變化的適應(yīng)性及推力調(diào)節(jié)，從表1可知大推力雙組元液體發(fā)動機的推力控制方法通常有以下幾種[4-5]：

1）控制推進劑流量來實現(xiàn)推力調(diào)節(jié)。擠壓式發(fā)動機通過設(shè)置可變面積流量調(diào)節(jié)器，改變管路流阻特性實現(xiàn)流量控制；泵壓式發(fā)動機通過設(shè)置渦輪旁通電動調(diào)節(jié)閥，改變渦輪泵功率實現(xiàn)流量控制?！鞍⒉_”登月艙下降級發(fā)動機，通過采用針栓式噴注器可實現(xiàn)10∶1的推力大變比。移動針栓式噴注器上套管能在臨近噴口處同時控制燃料和氧化劑流量，容易實現(xiàn)在不同流量下所需的噴射速度，可使深度變推力發(fā)動機維持較高的燃燒效率，減小對流動不穩(wěn)定的敏感性。

2）采用如“星座”計劃中A ltair登月艙下降級發(fā)動機固定流通面積的噴注器，通過提高燃燒裝置液路噴嘴壓降，保證低工況下噴嘴壓降滿足可靠工作要求，同時增加主推進劑供應(yīng)液路和氣路流量調(diào)節(jié)裝置，以實現(xiàn)推力調(diào)節(jié)。

3）設(shè)置高低2個工況工作模式，降低調(diào)節(jié)器設(shè)計難度和提高可靠性。通過2種工況調(diào)節(jié)范圍相互疊加，可形成如蘇聯(lián)L-3登月艙下降級6.4∶1的變推力能力。但這種調(diào)節(jié)方法對登月艙下降過程的GNC控制方案產(chǎn)生較大的影響，可行性需要綜合考慮。

3.3 發(fā)動機推力矢量控制技術(shù)

發(fā)動機搖擺控制技術(shù)（Thrust Vector Control，TVC）通常用于液體火箭和導(dǎo)彈武器系統(tǒng)中，傳統(tǒng)的航天器通常采用姿控噴管進行姿態(tài)控制。但在“阿波羅”登月艙和Altair登月艙下降級發(fā)動機推力控制方案中，都采用 TVC方法來進行姿態(tài)控制，主發(fā)動機擺角可達到雙向擺動±6o。TVC方法即指采用伺服機構(gòu)作為控制系統(tǒng)執(zhí)行機構(gòu)，由伺服機構(gòu)帶動發(fā)動機噴管擺動，改變推力矢量的方向，從而達到按需要的控制律進行推力無損擺動控制的目的。“阿波羅”登月艙和Altair登月艙的下降級都只有1臺主發(fā)動機，通過雙向搖擺可以完成俯仰和偏航通道的控制，滾動通道的控制需要單獨攜帶姿控發(fā)動機、或由上升級的姿控發(fā)動機來控制。伺服機構(gòu)通常有電動伺服機構(gòu)、電液伺服機構(gòu)及燃氣液壓伺服機構(gòu)等，液體火箭發(fā)動機通常采用電液伺服機構(gòu)，此類伺服機構(gòu)具有控制精度高、響應(yīng)速度快、信號處理靈活、輸出功率大、運動平穩(wěn)以及質(zhì)量小、體積小等突出優(yōu)點。對于載人月面下降任務(wù)而言，采用何種類型的伺服機構(gòu)還需從系統(tǒng)層面進行綜合考慮。

3.4 大承載著陸緩沖技術(shù)

月球表面地形環(huán)境復(fù)雜，在低、中高緯度和兩極等不同區(qū)域的地形地貌各不相同。為確保各種任務(wù)下航天員的安全，需大幅提高登月艙著陸緩沖機構(gòu)的環(huán)境適應(yīng)能力。與無人采樣返回任務(wù)相比，載人登月艙質(zhì)量規(guī)模大，外形尺寸大，質(zhì)心高度高，著陸穩(wěn)定性變差，同時因為有人參與，著陸沖擊載荷需更小，以防止對航天員的傷害。載人登月艙的下降級作為上升級的月面起飛發(fā)射平臺，對初始定位和瞄準有更高要求，要求著陸緩沖機構(gòu)還具備相應(yīng)的發(fā)射平臺調(diào)平能力。緩沖器是月面著陸緩沖機構(gòu)的核心和關(guān)鍵部件，根據(jù)緩沖材料的不同，緩沖器主要包括蜂窩鋁緩沖器、液壓緩沖器和磁流變液緩沖器等多種類型。鋁蜂窩緩沖器通過鋁蜂窩材料的潰縮來吸收沖擊能量，其主要優(yōu)點是質(zhì)量輕，輸出加速度小，工作可靠，但鋁蜂窩緩沖器工作后將產(chǎn)生永久變形，不可恢復(fù)、不可調(diào)節(jié)；液壓緩沖器利用液體和阻尼孔的摩擦產(chǎn)生阻尼力，具有承載能力強和緩沖平穩(wěn)的優(yōu)點，在增強液體可壓縮性或增加液壓輸送裝置后，可使緩沖器具備可恢復(fù)和可調(diào)節(jié)的功能，是實現(xiàn)大承載可調(diào)節(jié)著陸機構(gòu)的重要技術(shù)途徑；磁流變液緩沖器利用電磁場變化改變液體粘度的機理來實現(xiàn)對緩沖阻尼力的控制，磁流變液緩沖器具有體積小、變形后可恢復(fù)的特點，相比液壓緩沖器其還具備阻尼力可控的特性，但在國內(nèi)外航天領(lǐng)域中這類緩沖器尚處于研發(fā)階段，技術(shù)成熟度尚不足。隨著該技術(shù)的不斷成熟，在載人登月艙大承載可調(diào)式緩沖技術(shù)中，磁流變液緩沖器也是一個重要的可選技術(shù)途徑[6]。

3.5 發(fā)動機羽流導(dǎo)流與防護技術(shù)

月面上升過程通常以登月艙下降級發(fā)動機頂面為起飛平臺，由于上升級噴管和下降級頂面間距非常小，在上升級發(fā)動機點火之后，為防止火焰回卷對上升級結(jié)構(gòu)造成較大的力、力矩及熱方面的影響，需要在下降級的頂面設(shè)置發(fā)動機羽流導(dǎo)流裝置，并對上升級局部結(jié)構(gòu)進行防護?！鞍⒉_”和A ltair登月艙的上升級發(fā)動機都采用1臺恒定推力的液體發(fā)動機，推力量級分別為15.6kN和24.5kN。上升級發(fā)動機在工作時會產(chǎn)生強烈的羽流噴焰，而這些噴焰又會直接作用在下降級的頂部表面，因此需要進行導(dǎo)流和防護設(shè)計。

運載火箭和導(dǎo)彈武器發(fā)動機在地面發(fā)射時，通常采用圓錐導(dǎo)流、棱錐導(dǎo)流、楔形導(dǎo)流、雙面導(dǎo)流和平板導(dǎo)流等各種形式的導(dǎo)流裝置，“阿波羅”登月艙下降級采用的是凹碗型導(dǎo)流裝置。載人月面起飛任務(wù)發(fā)動機的推力量級遠遠大于無人月面起飛用的發(fā)動機，由此造成的氣動力、熱影響會更加顯著。需結(jié)合載人登月艙下降級的結(jié)構(gòu)布局方案，合理考慮導(dǎo)流裝置的型面選擇方案，并對發(fā)動機羽流影響進行仿真分析，從而確定上升級局部結(jié)構(gòu)的防護措施[7]。

3.6 月塵清除及防護技術(shù)

載人登月艙所用的發(fā)動機推力量級遠遠大于無人月面著陸器，由此造成月面著陸過程的月塵擾動和影響問題將更加惡劣，因此必須開展月塵清除及防護技術(shù)研究。防月塵設(shè)計技術(shù)重點解決如何消除月塵對著陸起飛全過程的各種影響問題，包括著陸時月塵飛濺對上升級及下降級敏感器的影響、航天員多次出艙過程中帶來的月塵以及起飛瞬間激起的月塵影響等。

針對月塵影響，特別是對載人月面登月艙的危害，需采取一系列清除與保護技術(shù)，包括月塵清潔設(shè)備，登月艙內(nèi)配備專用的除塵設(shè)備，在月面任務(wù)后對服裝進行徹底清潔；登月艙面窗、儀表顯示器等可采用耐磨涂層、耐磨材料等提高自身的耐磨性能，同時采用“可撕紙”等技術(shù)，利用多層薄膜粘貼在面窗表面，在出艙活動期間，航天員可根據(jù)需要一層一層撕掉；在不影響軸承活動力矩的情況下，所有氣密軸承需要具有防月塵的密封結(jié)構(gòu)；為敏感器和光學(xué)設(shè)備加裝防護裝置，為星敏感器加裝防護蓋，如圖5示。在月面下降最終階段、進入月塵影響范圍之前，將防護蓋關(guān)閉，月塵影響降低后、月面起飛前將防護蓋打開。

圖5 星敏感器加裝防塵蓋Fig.5 Star sensor w ith anti-dust cover mounted

4 結(jié)束語

載人月面著陸及起飛技術(shù)內(nèi)涵非常豐富，包含關(guān)鍵技術(shù)環(huán)節(jié)較多，是整個載人登月工程中最具特色的飛行任務(wù)環(huán)節(jié)。本文僅分析了與載人登月艙的若干關(guān)鍵技術(shù)，初步調(diào)研分析了相應(yīng)的技術(shù)途徑和解決方法，后續(xù)研究還待深入開展?？傊m然我國載人航天和月球探測工程取得了重大突破，但是載人登月工程技術(shù)體系更復(fù)雜、技術(shù)難度更高，技術(shù)跨越更大，應(yīng)提前開展核心關(guān)鍵技術(shù)的預(yù)先研究工作，做好技術(shù)儲備。

References)

[1]龍樂豪.關(guān)于中國載人登月工程若干問題的思考[J]. 導(dǎo)彈與航天運載技術(shù), 2010(6): 1-5.LONG Lehao. On Issues of China Manned Lunar Exploration[J]. Missles and Space Vehicles, 2010(6): 1-5.(in Chinese)

[2]Allan Y L. Preliminary Design of the Guidance, Navigation, and Control System of the Altair Lunar[C]. AIAA Guidance,Navigation, and Control Conference, AIAA, 2010: 1-61.

[3]Larry D, Kos. Altair Descent and Ascent Reference Trajectory Design and Initial Dispersion Analyses[C]. AIAA Guidance,Navigation, and Control Conference, AIAA, 2010: 1-11.

[4]劉昌波, 蘭曉輝, 李福云. 載人登月艙下降發(fā)動機技術(shù)研究[J]. 火箭推進, 2011, 37(2): 8-13.LIU Changbo, LAN Xiaohui, LI Fuyun.Conceptual Schemes of China Lunar Excursion Module Descent Engine[J].Journal of Rocket Prosulsion, 2011, 37(2): 8-13. (in Chinese)

[5]張育林. 變推力液體火箭發(fā)動機及其控制技術(shù)[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2001.ZHANG Yulin. Variable Thrust Liquid Propellant Rocket Engine and Its Control Techniques[M]. Beijing:National Defense Industry Press, 2001.(in Chinese)

[6]劉志全, 黃傳平. 月球探測器軟著陸機構(gòu)發(fā)展綜述[J]. 中國空間科學(xué)技術(shù), 2006(1): 33-39.LIU Zhiquan, HUANG Chuanping. Review of the Development of Soft-landing Mechanisms for Lunar Explorer[J]. Chinese Space Scienece and Technology, 2006(1): 33-39.(in Chinese)

[7]蔣萬松, 黃偉. 月球著陸器著陸穩(wěn)定性仿真分析[J].航天返回與遙感, 2010, 31(6): 16-22.JIANG Wansong, HUANG Wei. Simulation Analysis of Landing Stability for Lunar Lander[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2010, 31(6): 16-22. (in Chinese)