載人月球途徑及發(fā)射方案研究

載人月球途徑及發(fā)射方案研究

0國內外類型的登發(fā)方式及發(fā)射模式載人登月機場的航空設計是航空航天計劃的基礎，用于研究航空方案，合理規(guī)劃載人登月模塊的組成、規(guī)模和總體規(guī)劃，明確對原油的運載能力、發(fā)射時間和其他任務的需求。飛行方案對降低載人登月工程的研發(fā)難度、縮短研究周期,提高工程可靠性和節(jié)省研制經費有重要作用。20世紀60年代,阿波羅計劃的圓滿成功實現(xiàn)了人類登月的夢想。實際上,美國宇航局在1959年以前就開始了載人登月研究,提出了多種登月方案,最終選定了一次發(fā)射、返回時月球軌道交會的飛行方案。在其他登月計劃研究的初期,也進行了類似的方案分析與選擇。如美國取消的星座計劃采用兩次發(fā)射、基于近地軌道組裝的飛行方案;歐洲的Aurora計劃提出了多次發(fā)射,基于近地軌道和環(huán)月軌道組裝的飛行方案。隨著我國載人航天任務及嫦娥工程的順利實施,國內對符合我國特色的載人登月模式進行了大量研究。文獻根據火箭發(fā)射次數(shù)將載人登月歸納為七種飛行模式,基于國外登月方案初步估計了各種模式的質量規(guī)模和可靠性;文獻[5、6]分析了現(xiàn)有的登月模式對運載火箭的需求,但未考慮其他因素。本文對載人登月方案進行了研究。1登體的軌道交互網根據登月飛行器交會對接的不同空間位置,載人登月飛行可選擇在地球軌道交會對接、月球附近交會對接或不交會模式。其中:地球軌道交會可選擇在近地低軌(LEO)交會、近地高軌交會或近地大傾角空間站軌道交會;月球附近交會可選擇在地月平動點交會、月球表面交會和環(huán)月軌道(LLO)交會。近地高軌交會對運載能力的要求較高,而月球表面交會和地月平動點交會對控制精度提出很高要求,一般不用于載人登月任務。由此,根據登月飛行器是否在地球或月球軌道交會對接,登月基本途徑可分為地球軌道交會-月球軌道交會(EOR-LOR)、地球軌道交會-直接返回(EOR-DirectReturn)、地球軌道不交會-月球軌道交會(LOR),以及地球軌道不交會-月球軌道不交會(Direct-Direct)四大類。綜合國內外登月研究現(xiàn)狀,并考慮經濟水平、技術難度和可操作性等實際情況,并非所有登月方式都適于工程實施。如登月后直接從月面返回地球的登月模式,其近地軌道出發(fā)總質量(IMLEO)至少需達到200t,即使采用土星5運載火箭,也需要兩次發(fā)射,技術難度大,費用和風險較高,載人登月不宜采用這類方案。從運載能力、可操作性等出發(fā),載人登月最可能采用的方案主要是LOR,EOR-LOR兩大類,本文對其演變的登月飛行模式進行分析,另外考慮載人登月的可靠性,將載人登月工程的火箭發(fā)射次數(shù)限制在4次以內。1.1洛r著陸機1.1.1行人重助力的階段性質該方案是阿波羅工程實際采用的登月方式。整個登月飛行器由載人飛船和登月飛船兩部分構成,通過運載火箭一次從地面發(fā)射到停泊軌道,短暫滑行后通過地月轉移進入環(huán)月軌道。其間,載人飛船需與登月飛船分離,掉轉方向后重新對接,以便航天員進入登月艙。進入環(huán)月軌道后載人飛船與登月飛船分離,登月飛船執(zhí)行登月任務,任務完成后兩飛船在環(huán)月軌道交會,航天員乘載人飛船返回。此方式需要運載能力很強的發(fā)射工具,美國為此專門設計了大推力的土星5運載火箭,高110m,直徑10m,起飛質量約2893t,近地運載能力可達120t。采用該方式的登月任務流程簡單,避免了復雜的交會對接過程可能帶來的一系列風險,可靠性較高,難點是運載能力的約束,重型火箭研發(fā)成為關鍵。1.1.2環(huán)月軌道下的行人重測式發(fā)射該方案采用數(shù)枚運載火箭分別將登月飛行器的各部分送入環(huán)月軌道,在環(huán)月軌道上完成交會組裝。航天員從載人飛船進入登月飛船,通過月面下降級下降到月面,工作結束后通過月面上升級將登月艙從月面上升并進入環(huán)月軌道,與環(huán)月軌道上的載人飛船交會對接,航天員進入載人飛船。載人飛船依靠自身推進艙動力進入月地返回軌道,載人飛船到達地球附近時,拋掉推進艙,返回艙進入地球大氣層,依靠大氣阻力減速并開傘降落地面。其過程如圖1所示。此方式采用多次發(fā)射,降低了對運載能力的要求,但增加了環(huán)月軌道交會的次數(shù)?？紤]月球軌道交會對接的難度較大,對工程系統(tǒng)要求較高,故不易采用多次發(fā)射組裝的模式,本文僅討論兩次發(fā)射一次組裝的方案。1.2美國環(huán)月軌道飛行方案該方案通過近地軌道交會對接完成登月飛行器的組裝,用運載火箭分別將載人登月飛行器的各部分送入近地軌道,在近地軌道完成交會組裝后,點火加速進入奔月軌道,到達月球附近后減速進入環(huán)月軌道,載人飛船與登月飛船分離,登月飛船載人下降到月面,工作結束后登月飛船從月面上升并進入環(huán)月軌道,與環(huán)月軌道上的載人飛船對接,航天員進入載人飛船,飛船依靠自身推進艙動力返回地球。其過程如圖2所示。美國的星座計劃就是以人貨分離為原則,采用兩次發(fā)射近地軌道組裝的飛行方案。另外,對登月飛行器同時需通過近地軌道和環(huán)月軌道交會對接,完成組裝后執(zhí)行登月任務的飛行模式,因其過程復雜,且不具優(yōu)勢,故本文不作討論。2分析了質量規(guī)模和臂架的要求2.1推進系統(tǒng)結構估算整個登月飛行器主要由載人飛船和登月飛船兩部分構成:載人飛船包括返回艙和推進艙;登月飛船包括登月艙、月面上升級和月面下降級,如圖3所示。其中:返回艙是整個飛船的控制中心,提供航天員在奔月和返回過程的生活空間,并保證能以接近第二宇宙速度再入返回地球指定著陸場;推進艙提供返回艙月地轉移的動力;登月飛船從月球軌道上降落將航天員送到月面,并作為月面活動航天員的短暫停留住所,在完成任務后運送航天員返回環(huán)月軌道,在環(huán)月軌道上配合完成與載人飛船的對接。假定任務規(guī)模為:航天員3人,登月人數(shù)2人,月面活動天數(shù)<2d,整個任務天數(shù)<12d,推進劑N2O4/MMH,比沖280s,對登月飛行器各部分質量進行初步估算。由NASA1994年提出的經驗公式估算乘員艙(加壓艙)質量m=592×(乘員人數(shù)×任務天數(shù)×加壓艙體積)0.346.(1)其中:登月艙和返回艙的體積可由圖4確定[4、7]。根據執(zhí)行不同任務所需的速度增量和所選用推進劑的物理性能,估算提供動力的推進系統(tǒng)(推進艙、月面下降/上升級)消耗的質量式中:mf為有效載荷的質量;Isp為推進劑比沖;Δv為所需的速度增量;c為光速;g0為標準重力加速度。載人登月飛行過程中,各階段所需的速度增量為:進入地月轉移軌道3200m/s,進入環(huán)月軌道1000m/s,月面著陸1900m/s,月面上升1879m/s,返回地球1310m/s。各艙段及推進系統(tǒng)的結構質量參照阿波羅飛船選取。估算所得最終飛行器各艙段質量為:載人飛船14324.736kg,返回艙4990.935kg,推進艙9333.801kg(推進劑6041.998kg),登月飛船15176.876kg,登月艙2222.209kg,月面上升級3113.988kg(推進劑2939.606kg),月面下降級9840.679kg(推進劑8360.641kg),登月飛行器總質量29501.612kg。2.2不同月飛機制度的安裝過程和運載需求2.2.1推進系統(tǒng)總體水平考慮低溫推進劑的揮發(fā)性,不易在地月轉移過程中長時間貯存,本文選取環(huán)月制動級的推進劑為N2O4/MMH,而地球離開級則采用低溫的液氫/液氧推進劑。其推進系統(tǒng)結構比(結構質量與整個推進系統(tǒng)之比)分別為5.6%,11%,推進劑冗余量5%,則初步估算環(huán)月制動級的質量15235.333kg,含推進劑14382.155kg;地球離開級質量75127.456kg,含推進劑67517.045kg。由此可算得地球停泊軌道出發(fā)的飛行器總質量約120t。因此,運載火箭的近地軌道運載能力至少需要120t,才能保證任務完成。2.2.2基于環(huán)月軌道材料的方案參數(shù)不變,初步估算兩次飛行方案所需運載火箭的環(huán)月軌道運載能力16t,或近地軌道運載能力達到65t。2.2.3近地軌道重復使用以人貨分離為原則,分別由載人火箭(CLV)和貨運火箭(CaLV)完成發(fā)射任務,分析兩次發(fā)射和四次發(fā)射的組裝方案。a)兩次發(fā)射———一次組裝首先,用CaLV將飛船、環(huán)月制動級和地球離開級發(fā)射至近地停泊軌道。設近地組裝任務在5d完成,液氫/液氧的蒸發(fā)率至少為0.13%,提供被動交會的速度增量約0.03km/s,初步估算地球離開級的質量為79t,則CaLV近地軌道運載能力至少為110t。其次,用CLV將載人飛船一次發(fā)射入軌,與登月飛船在近地軌道完成交會組裝,提供主動交會速度增量為約0.07km/s。則CLV的近地軌道運載能力至少為15t。b)四次發(fā)射———三次組裝發(fā)射流程為:第一次將地球離開級1級送入近地軌道;第二次將地球離開級2級送入近地軌道,并與在軌的1級交會對接;第三次將地球離開級3級、環(huán)月制動級和登月飛船送入近地軌道,并與地球離開級1、2級組合體交會對接;第四次將返回艙和推進艙送入近地軌道,與前面部分完成交會對接,經檢測后由地球離開級點火將飛行器送入奔月軌道。其中前三次發(fā)射為貨運火箭,第四次發(fā)射為載人火箭?？紤]近地交會過程中低溫推進劑會部分蒸發(fā),且每次交會需額外提供速度增量約0.1km/s,并安裝額外的交會對接設備(包括對接機構和測量設備等),因此地球離開級的結構質量(包括推進系統(tǒng)結構,非用于奔月任務的推進劑,以及額外增加的設備等)應顯著增加。參考美國星座計劃,取結構質量比為20%,初步估算可得CaLV的近地軌道運載能力為47t,CLV的近地軌道運載能力為15t。3月運動規(guī)律和著陸點光照條件登月模式不同,適合約束的發(fā)射窗口各異。本文根據地月運動規(guī)律和著陸點光照條件,給出粗略的發(fā)射或奔月窗口分析,不考慮測控、著陸點位置等具體約束。3.1環(huán)月軌道發(fā)射窗口該飛行模式類似于阿波羅工程,飛船發(fā)射后首先在地球停泊軌道做短時間滑行,然后選擇合適的時間通過數(shù)次變軌被直接送入環(huán)月軌道。工程要求登月艙在月面著陸時必須在當?shù)貢r間的白天,根據光照條件可知每隔約14d有1次發(fā)射窗口。另外,在該發(fā)射窗口內,發(fā)射機會還與軌道條件有關。若登月飛行器的地球停泊軌道傾角大于白道傾角,則在該發(fā)射窗口內,每天都有發(fā)射機會。3.2環(huán)月軌道發(fā)射窗口仿真因飛行器異面變軌消耗的燃料多,前后兩次發(fā)射飛行器到達的環(huán)月軌道要求在同一軌道面,以保證在較小燃料消耗的條件下完成交會對接。當環(huán)月軌道面與白道平面不重合時,根據地月運動規(guī)律,在1月內,能通過共面轉移到達這一確定環(huán)月軌道的發(fā)射機會有2次,發(fā)射頻率為約1次/14d。若在其余時刻發(fā)射,則需要巨大的能量調整軌道面方向入軌。當環(huán)月軌道面和白道平面重合時,每天都有發(fā)射機會。設環(huán)月軌道傾角45°,升交點經度25°,2008年4月20日~8月20日期間,地月轉移飛行時間為3.0~5.5d的奔月軌道發(fā)射窗口仿真計算結果如圖5所示。其中近地停泊軌道傾角28°,升交點赤經可任意選取。圖5中,|Δv1|+|Δv2|為近地加速和環(huán)月制動所需的兩次脈沖速度增量之和。由圖5可知:發(fā)射機會約14d1次,每次發(fā)射窗口持續(xù)1~2d。需指出的是每次發(fā)射窗口的大小與速度增量的約束有關,速度增量所允許的范圍越大,每次發(fā)射窗口就越大。引入光照約束,在1月內的兩次發(fā)射機會中,其中一次會使著陸點處于月球當?shù)貢r間的晚上,如圖6所示,因此不能采用。由此可見,基于環(huán)月軌道交會組裝的飛行方案,如果兩次發(fā)射不能在同一窗口內完成,需至少等待約28d才有發(fā)射機會,這將顯延長任務時間。3.3基于近地軌道的配置方案3.3.1軌道陽光角約束考慮軌道陽光角與共面約束。其中:交會對接任務中對軌道陽光角的約束主要取決于能源、熱控和制導、導航與控制(GNC)分系統(tǒng);共面約束是為避免在交會對接中進行軌道面機動而消耗大量推進劑,發(fā)射窗口計算流程參考文獻。設目標飛行器初始軌道為2d回歸軌道,軌道陽光角約束分別為30°,52°時1年中的發(fā)射窗口如圖7所示。由圖7可知:軌道陽光角約束為30°時,1年中連續(xù)發(fā)射段約10個,每個發(fā)射段的持續(xù)時間約8~28d,相鄰兩次發(fā)射窗口時間間隔10~20d;軌道陽光角約束為52°時,1年中連續(xù)發(fā)射段約5個,每個發(fā)射段的持續(xù)時間大于36d,相鄰兩次發(fā)射窗口時間間隔約10d。因此軌道陽光角約束越少,連續(xù)發(fā)射段持續(xù)的時間越長?？紤]整個任務時間不宜過長,應使組裝任務在1個連續(xù)發(fā)射窗口內完成,這就需盡可能縮短兩次發(fā)射的時間間隔。另外各系統(tǒng)對軌道陽光角的約束不能太小,以保證有充足的時間完成近地軌道交會組裝任務。如對4次發(fā)射,發(fā)射時間間隔不少于8d,要求軌道陽光角約束應至少大于30°,才能保證每次發(fā)射有較合適的窗口。3.3.2差線影響球中階段的下一步運動軌跡以5次攝動影響登月飛行器在近地軌道完成組裝任務后,其停泊軌道面已確定,需求解從固定地球停泊出發(fā)的奔月窗口。本文對受軌道特性和光照條件約束的粗略窗口進行分析。由軌道特性可知,僅在月球影響球穿越飛行器所在的地球停泊軌道面時,飛行器到達月球附近才有可能被獲成為月球衛(wèi)星。若不考慮任何攝動影響,則月球影響球每隔14d左右會穿越停泊軌道面1次,每次持續(xù)的時間與兩軌道面(白道和停泊軌道)的夾角有關,夾角越大,持續(xù)時間越短;夾角越小,持續(xù)時間越長。但實際上由于地球扁率攝動的影響,飛行器所在停泊軌道的升交點會產生進動。如當?shù)厍蛲２窜壍罏閳A軌道,軌道高度343km,軌道傾角為42°時,可求得升交點赤經進動速率Ω·≈-6.8(°)/d,且月球以速度約13.2(°)/d沿白道運動,故升交點相對月球以平均角速度20(°)/d轉動,則從月球升交點運行至降交點的時間為180/20=9d。這說明:登月飛行器從固定地球停泊軌道加速進入奔月軌道的奔月窗口以約9d的周期不斷出現(xiàn),即1個月應有3次奔月機會。進一步考慮光照約束,若要求著陸點在當?shù)貢r間的白天,則3次奔月窗口中至少有1次不滿足約束,因此實際1月內月窗口僅有2次,如圖8所示。4軌道對于地方的應用前景由上述分析可知,不同登月方案的適用條件主要與運載及在軌操作能力有關。