（力学专业论文）载人登月定点返回轨道问题研究.pdf

国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 摘要 所谓定点返回，是指返回飞行器能够在预定着陆区着陆。对于载人登月任务 来说，研究定点返回问题对回收搜救、测控网布置等都具有重要的意义。本文以 解决载人登月定点返回轨道问题为目的，系统研究了定点返回轨道基本特性、月 地转移轨道设计和优化、再入段轨道特性分析和制导律设计。全文主要工作包括： 研究了和定点返回相关的轨道参数特性。( 1 ) 引入月球反垂点概念，具体分 析了月球反垂点和再入点、近地点的位置关系；( 2 ) 基于月球反垂点分析再入航 程和倾角的性质；( 3 ) 研究了再入点速度、再入点纬度参数设计的相对稳定性规 律；( 4 ) 根据月相原理和轨道特性，描述返回窗口和光照条件的定性关系。 研究给出了月球定点返回轨道设计方法( 不包含轨道面机动情形) 。( 1 ) 提 出了基于双二体假设的分层搜索和角动量能量守恒两种轨道初步设计方法； ( 2 ) 提出了考虑地球扁率修正的多圆锥截线返回轨道设计方法；( 3 ) 研究了结合修正 多圆锥截线法猜测初值和微分修正的两步规划高精度轨道设计方法，仿真计算表 明了此方法的有效性。 研究给出了定点返回轨道考虑轨道面调整情形时的月地轨道射入( t e l ) 优化 设计方法。( 1 ) 研究了t e l 调整轨道面的三种变轨方案，对变轨方案进行特性分 析；( 2 ) 将高斯伪谱法扩展应用到多相最优控制问题进行脉冲推力轨道优化设计， 主要分析了求解多相最优控制问题的联结条件处理方法；( 3 ) 提出了基于脉冲分 布特性和g p m 多相算法的适于大轨道面调整的三脉冲t e i 优化设计方法。 研究了登月返回飞船弹道升力式再入轨道的参数特性。( 1 ) 提出基于高斯伪 谱法求解登月返回舱再入轨道，此方法可弥补传统方法初值选取、计算效率上的 不足；( 2 ) 从轨迹优化的角度研究了登月飞船的再入轨道特性；( 3 ) 研究了升 阻比确定的原则和方法。 研究提出了基于标称轨道制导思想设计登月飞船返回舱再入制导律。( 1 ) 提 出了更适合于登月飞船的线性倾侧角取值方案，应用n e w t o n r a p h s o n 算法求得设 计变量初始倾侧角：( 2 ) 通过误差源的综合影响分析，研究了登月返回舱标称轨 道制导律的纵程和横程偏差：( 3 ) 讨论了影响倾侧角变化率的因素，研究了调整 反馈增益系数和减小倾侧角变化率及制导精度的关系。 总之，本文在载人登月轨道问题方面取得了一些进展，所做工作可为我国未 来的载人登月定点返回技术的突破和掌握提供理论参考和技术支持。 主题词：载人登月；定点返回；轨道特性；月地轨道射入；高斯伪谱法；再 入走廊；标称轨道制导 第i 页 国防科学技术大学研究生院- t 学硕士学位论文 a b s t r a c t m a ti sc a l l e dp o i n tr e t u r ni st h a tt h ea b i l i t yt ol a n da tad e s i r e dd e s t i n a t i o n t h e p o i n tr e t u r nt e c h n i q u ee m p h a s i z e so nm a n n e dl u n a rl a n d i n gm i s s i o ns p e c i a lv a l u eo n r e c o v e r ya n dd i s p o s a lo ft e l e m e t r y ，t r a c k , c o m m a n d ，e t c f o rt h ep u r p o s eo fs o l v i n gt h e o r b i tc h a r a c t e r i s t i c sa n dd e s i g np r o b l e m ，t h i sd i s s e r t a t i o ns t u d i e sp o i n tr e t u mo r b i t e l e m e n t a r yc h a r a c t e r i s t i c s ，m o o n t o - e a r t ho r b i td e s i g na n do p t i m i z a t i o n ，r e e n t r yo r b i t c h a r a c t e r i s t i c sa n a l y s i sa n dg u i d a n c ea p p r o a c hd e s i g n t h em a i nr e s u l t sa c h i e v e di nt h i s d i s s e r t a t i o na r es u m m a r i z e da sf o l l o w s t h ee l e m e n t a r yc h a r a c t e r i s t i c so fp o i n tr e t u r no r b i tf o rav e h i c l ef r o mal u n a r m i s s i o na r es t u d i e d ( 1 ) b yi m p o r t i n gt h ec o n c e p to fl u n a ra n t i p o d e ，t h er e l a t i v e l o c a t i o nb e t w e e nt h ee n t r yp o i n t ，p e r i g e ea n dl u n a ra n t i p o d ea r ea n a l y z e dw i t hd e t a i l ；( 2 ) 刀l ec o n n e c t i o no ff l i g h tr a n g ea n dt h ei n c l i n a t i o ni sg i v e nb a s i n go nt h ea n a l y s i so f l u n a ra n t i p o d e ；( 3 ) t h es t a b i l i z a t i o np e r f o r m a n c eo ft h el a t i t u d ea n dv e l o c i t ya te n t r y p o i n ti sg e t ；( 4 ) 1 1 1 er e l a t i o nb e t w e e nl i g h t i n gc o n d i t i o na n dr e t u mw i n d o wi s a l s o a n a l y z e dq u a l i t a t i v e l yu s i n gt h ep r i n c i p l eo fl u n a rp h a s e t h eo r b i td e s i g nm e t h o df o ri u n a rp o i n tr e t u r no r b i ti ss t u d i e da n d p r o v i d e d ( n oc o n s i d e r a t i o ni sg i v e nt ot h eu s e o fo r b i t a lp l a n ec h a n g e st oe n s u r e p r o p e rp o i n tr e t u r n ) ( 1 ) t w om e t h o d st oa n a l y z ei n b o u n dt r a j e c t o r y a r ep r o p o s e d ， w h i c ha l et h ed o u b l et w o - b o d yh y p o t h e s i sb a s e dm e t h o d o l o g y ；( 2 ) t h ep a t c h e d m u l t i c o n i cm e t h o di n c l u d i n gt h ee a r t h so b l a t e n e s se f f e c ti sp r o p o s e dt oo p t i m i z ep o i n t r e t u r no r b i t ；( 3 ) t h et w o - s t e pp l a n n i n gm e t h o df o r h i g h - f i d e l i t yo r b i td e s i g ni sp r o p o s e d i n c o r p o r a t i n gm o d i f i e dp a t c h e dm u l t i - c o n i cm e t h o da n dd i f f e r e n t i a l 。c o r r e c t o rm e t h o d ， t h en u m e r i c a ls i m u l a t i o ns h o w st h a tt h i sm e t h o di se f f e c t i v e t h eo p t i m a ld e s i g nm e t h o do ft r a n s - e a r t hi n j e c t i o n ( t e t ) c o n s i d e r i n gt h e p l a n ec h a n g ei ss t u d i e da n dp r o v i d e d ( 1 ) t h r e eo r b i tp l a n ec h a n g ea p p r o a c hf o rt e i i sp r e s e n t e d ，t h em a n e u v e rc h a r a c t e r i s t i c si sa l s oa n a l y z e d ；( 2 ) mo p t i m a ld e s i g nf o r o p t i m a li m p u l s i v eo r b i tt r a n s f e ri sp r o p o s e db ya p p l y i n gt h eg p m0 1 1m u l t i p h a s e o p t i m i z a t i o n ，a n dt h ee m p h a s i si sp l a c e do nt h ec o n n e c t i n gc o n d i t i o na tk n o t s ；( 3 ) b a s i n go nt h el o c a t i o nc h a r a c t e r i s t i c so fi m p u l s e sa n dm u l t i p h a s eg p m ，t h et h r e e i m p u l s et e lw h i c hi ss u i t e df o rl a r g ep l a n ec h a n g ei sd e s i g n e d t h er e e n t r yp a r a m e t e r sc h a r a c t e r i s t i c so fb a l l i s t i cl i f tl u n a rr e t u r nm o d u l ei s s t u d i e d ( 1 ) n em e t h o df o rs o l v i n gr e e n t r yt r a j e c t o r yu s i n gg a u s sp s e u d o s p e c t r a l m e t h o di sp r o p o s e d ，t h i sm e t h o dc a nr e m e d yt h ed e f i c i e n c yo ft r a d i t i o n a lm e t h o do n i n i t i a lg u e s sa n dc o m p u t a t i o n a le f f i c i e n c y ；( 2 ) t h er e e n t r yt r a j e c t o r yc h a r a c t e r i s t i c so f l u n a rr e t u r nm o d u l ea r es t u d i e db a s i n go nt r a j e c t o r yo p t i m i z a t i o n ( 3 ) t h ec h o i c e p r i n c i p i aa n dm e t h o do fl i f t - t o d r a gr a t i oi ss t u d i e d t h e r e e n t r yg u i d a n c ea p p r o a c h i ss t u d i e da n dp r o v i d e db a s e do n 第i i 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 p r e d e t e r m i n e dp a t hf o l l o w i n gc o n c e p t ( 1 ) t h en o m i n a ll i n e a rb a n ka n g l ea p p r o a c h w h i c hi sm o r es u i t e dt h a nd e t e r m i n e da sc o n s t a n ti sp r o p o s e d a n dt h ei n i t i a lb a n ka n g l e i ss o l v e db yn e w t o nr a p h s o na l g o r i t h m ；( 2 ) b ye r r o ra n a l y s i si n t e g r a t e da l lt h e g u i d a n c ee r r o r , t h ed o w n r a n g ea n dc r o s sr a n g ee r r o rf o rl u n a rr e t u r nm o d u l ei ss t u d i e d ； ( 3 ) t h ef a c t o r si m p a c to nb a n kr a t ea r ed i s c u s s e d ，t h er e l a t i o nb e t w e e nt h ef e e d b a c k g a i nf a c t o rr e g u l a t i o na n dt h eg u i d a n c ep r e c i s i o ni ss t u d i e d i nc o n c l u s i o n i m p o r t a n td e v e l o p m e n t sh a v eb e e na c h i e v e df o rt h er e t u r n i n go r b i t f r o mt h em o o nt oas p e c i f i e dl a n d i n gs i t ef o rm a n n e dl u n a r l a n d i n gm i s s i o n n e m e t h o da n dc o n c l u s i o n si nt h i st h e s i sw o u l db ea v a i l a b l ef o ri nt h e o r ya n dp r a c t i c ef o r t h el u n a rr e t u r nm i s s i o n k e yw o r d s ：m a n n e dl u n a rl a n d i n g ；r e t u r n i n gt oas p e c i f i e dl a n d i n gs i t e ； o r b i tc h a r a c t e r i s t i c s ；t m n s e a r t hi n j e c t i o n ；g a u s sp s e u d o s p e c t r a im e t h o d ； r e e n t r yc o r r i d o r ；n o m i n a lt r a j e c t o r y - b a s e dg u i d a n c e 第i i i 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 表目录 表4 1 探测器各拼接点参数4 3 表4 2 设计变量搜索结果4 8 表4 3 轨道精确设计的结果5 0 表5 1 不同节点数伪谱法结果和理论解的对比5 7 表5 2 轨道面变化和对应的忪v i i 5 8 表7 1 飞行器参数7 9 表7 2 再入初始条件7 9 表7 3 过程约束和终端约束7 9 表7 4 误差源种类和级别8l 表7 5 最大偏差法统计分析结果8 2 表7 6 蒙特卡洛法统计分析结果8 3 第1 v 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 图目录 图1 1e s a s 载人登月飞行方案一1 图1 2典型登月任务阶段划分示意图4 图1 3 返回舱返回轨道的再入段阶段划分6 图1 4a p o l l o 历次任务回收区示意图7 图1 5 论文内容组织结构图1 3 图2 1p q w 坐标系统l7 图2 2白道坐标系18 图2 3地心惯性系与地心白道系的关系。2 0 图2 4 地心惯性系与月固系的关系2 1 图2 5 拼接点参数示意图。2 2 图2 6 三自由度再入运动参数示意图。2 6 图3 1 近地点和再入点的位置关系。3 0 图3 2月地返回轨道段及再入段地月三维几何关系31 图3 3返回窗口的光照约束示意图3 2 图3 4 验证轨道搜索步骤。3 3 图3 5 近地点和再入点地心矢量夹角随时间变化( 月地距离3 5 8 5 万公里) 3 4 图3 6 近地点和再入点地心矢量夹角随时间变化( 月地距离4 0 5 5 万公里) 3 4 图3 7 不同月地距离再入点速度和飞行时间的关系3 4 图3 8 再入点和近地点角距和飞行路径角的关系3 5 图4 1定点返回轨道分层搜索流程3 9 图4 2 角动量计算矢量图一4 0 图4 3月球赤纬u t c2 0 3 512 的变化4 3 图4 4 地心惯性系探测器月地转移轨迹4 4 图4 5 探测器的星下点轨迹4 4 图5 1三脉冲t e i 示意图5 3 图5 2 不同方案变面消耗速度脉冲比较一5 4 图5 3不同节点数伪谱法结果和理论解的对比图5 7 图5 4 异面变轨不同视角下的空间轨迹5 8 图5 5月心平移天球系下的位置轨迹一6 1 图5 6月心平移天球系下的地月空间轨迹一6 1 图5 7 返回飞船星下点轨迹一6 1 图6 1 l e g e n d r e 。g a u s s 点分布示意图6 4 第v 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 图6 2 最人航程参数曲线6 8 图6 3 最小航程参数曲线6 9 图6 4 最陡再入参数曲线。7 1 图6 5 最浅再入参数曲线一7 2 图6 6 最陡再入高度和控制变量曲线( 减小升阻比) 一7 3 图6 7 最浅再入高度和控制变量曲线( 减小升阻比) 7 4 图7 1标准再入纵平面7 5 图7 2 倾侧角、漏斗边界及横程随再入时间的变化8 0 图7 3 标准轨道相关参数曲线81 图7 4 倾侧角的变化曲线8 3 图7 5倾侧角的变化曲线( 减小增益系数i ) 8 4 图7 6 倾侧角的变化曲线( 减小增益系数i i ) 一8 5 第v i 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 n a s a ( n a t i o n a la e r o n a u t i c sa n ds p a c ea d m i n i s t r a t i o n )( 美国) 国家航空宇航局 e s a ( e u r o p e a ns p a c ea d m i n i s t r a t i o n l 欧空局 e s a s ( e x p l o r a t i o ns y s t e m sa r c h i t e c t u r es t u d y )探索系统体系研究 c e v ( c r e w e x p l o r a t i o nv e h i c l e ) 乘员探测飞行器 l s 川( l u n a rs u r f a c ea c h i e v em o d u l e )月球表面到达舱 e d s ( e a r t hd e p a r t u r es t a g e )地球飞离级 l e o ( l o we a r t ho r b i t )低地球停泊轨道 t l i ( t r a n s l u n a ri n j e c t i o n )地月轨道射入 l o i ( l u n a ro r b i ti n j e c t i o n ) 月球轨道射入 l l 0 ( l o wl u n a ro r b i t ) 低月球停泊轨道 t e i ( t r a n s e a r t hi n j e c t i o n )月地轨道射入 s i ( s p h e r eo fi n f l u e n c e ) 影响球 s t k ( s a t e l l i t et o o lk i t ) 卫星工具包 e 1 ( e n t r yi n t e r f a c e ) 大气进入界面 f p a ( f l i g h tp a t ha n g l e ) 飞行路径角 a l t ( a l t i t u d e )高度 i o n ( 1 0 n g i t u d e ) 经度 a z ( a z i m u t h )方位角 c o n u s ( c o n t i n e n t a lu n i t e ds t a t e s )主大陆 n p c ( n u m e r i c a lp r e d i c t o r - c o r r e c t o r ) 数值预测校正 n s e g ( n u m e r i c a ls k i pe n t r yg u i d a n c e )数值跳跃式进入制导 l d ( 1 i f t t o d r a gr a t i o ) 升阻比 p r e d g u i d ( p r e d i c t o rg u i d a n c e ) 预测制导 e c i ( e a r t hc e n t e r e di n e r t i a lc o o r d i n a t e )地心惯性坐标系 e c f ( e a r t hc e n t e r e df i x e dc o o r d i n a t e ) 地球固连坐标系 m c i ( m o o nc e n t e r e di n e r t i a lc o o r d i n a t e )月心惯性系 m c c ( m o o n c e n t e r e dc e l e s t i a lf r a m e )月心天球坐标系 m c f ( m o o nc e n t e r e df i x e dc o o r d i n a t e )月心固连坐标系 e m p ( e a r t h m o o np l a n ec o o r d i n a t e )白道坐标系 m c t ( j 2 0 0 0 0m o o n c e n t e r e dt r a n s l a t i n gc e l e s t i a lf r a m e ) 月心平移天球系 第v i i 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 h b v p ( h a m i l t o nb o u n d a r yv a l u ep r o b l e m ) n l p ( n o n l i n e a rp r o g r a m m i n g ) p m ( p s e u d o s p e c t r a lm e t h o d ) g p m ( g a u s sp s e u d o s p e c t r a lm e t h o d ) s q p ( s e q u e n t i a lq u a d r a t i cp r o g r a m m i n g ) l q r ( l i n e a rq u a d r a t i cr e g u l a t o r ) 哈密尔顿边值问题 非线性规划 伪谱方法 g a u s s 伪谱方法 序列二次规划 线性二次调节器 第v i i i 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 公式符号 主要符号表 含义 出口点时刻 出口点经度纬度 出口点速度大小 出口点月心径向矢量与速度矢量的夹角 加速点速度倾角 月心轨道在白道系中的倾角 月心轨道在白道系中的升交点赤经 月心轨道在白道系中的近月距 系能指标函数 终端性能指标函数 积分型性能指标的积分函数 终端等式约束函数 过程约束函数 初始时刻 终端时刻 时间 动力学微分方程右函数 状态变量 控制变量 哈密尔顿函数 离散点控制变量 状态变量初值 地心距 飞行速度 飞行路径角 地心纬度 地心经度 倾侧角 攻角 第1 x 页 咿 ， ， k k g t 吼 j lei妒c气o f f x u 日 k ，y y 缈p 仃 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 航向角 大气密度 引力加速度 飞行器质量 飞行器气动参考面积 升力系数 阻力系数 无量纲地心距 无量纲速度 无量纲时间 无量纲初始时刻 无量纲终端时刻 海平面地球引力加速度 地球平均半径 速度的无量纲化参数 初始航迹角( 速度倾角) 初始速度大小 初始高度 终端速度约束 终端高度约束 热流密度 热流密度计算公式中的常数 飞行器头部曲率半径 无量纲升力加速度和阻力加速度 总气动加热 最大热流密度 最大过载 变换到【o ，1 区间的时间变量 k 阶l e g e n d r e 多项式 l a g r a n g e 插值多项式 第x 页 r 一l 扣 y p g mqz“f h 0岛民圪风吩彬q g民己q绋 & 厶 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 g a u s s 权重 地球自转角速度 无量纲地球自转角速度 指数大气密度公式中的常数 剩余航程 初始下降段倾侧角 第x i 页 国q卢 独创性声明 本人声明所呈交的学位论文是我本人在导师指导下进行的研究工作及取得 的研究成果尽我所知，除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含 其他人已经发表和撰写过的研究成果，也不包含为获得国防科学技术大学或其它 教育机构的学位或证书而使用过的材料与我一同工作的同志对本研究所做的任 何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示谢意 学位论文作者签名：堕丝 日期：卅年月加日 学位论文版权使用授权书 本人完全了解国防科学技术大学有关保留、使用学位论文的规定本人授权 国防科学技术大学可以保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子 文档，允许论文被查阅和借阅；可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据 库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文 ( 保密学位论文在解密后适用本授权书。) 学位论文题目：蔻厶登月塞虑返蜜轨道闽塑盟窒 、 学位论文作者签名：! 鲨兰塑 作者指导教师签名：翅塑 日期：川年f f 月知日 日期：加叩年i rf 月2 0 国防科学技术人学研究生院工学硕士学位论文 第一章绪论 1 1 论文的研究背景 111 月球探测的发展历史现状 1 1 1 1 国外主要探测活动与计划 l 、美国 “阿波罗”载人登月工程开始于1 9 6 1 年5 月，1 9 6 9 年7 月首次实现载人登月， 至1 9 7 2 年1 2 月相继发射了7 艘置月飞船，除a p o l l o1 3 外其余六次均获得成功。 该计划其耗资2 5 0 亿美元，是2 0 世纪人类晟宏伟的工程之一。 美国总统布什在2 0 0 4 年初提出了“太空探索远景计划”( v i s i o nf o rs p a c e e x p l o r a t i o n ) ，并计划在2 0 1 8 年左右实现美国人重返月球，并建立月球基地。2 0 0 5 年1 1 月，n a s a 启动了一项名为“探索系统体系研究”( e x 口l o r a t i o ns y s t e m s a r c h i t e c t u r es t u d y ，e s a s ) 的大规模系统级研究。同时，n a s a 还提出了利用国 际空间站作为太空发射降落场，完成乘员探测飞行器( c r e w e x p l o r a t i o n v e h i c l e ， c e v ) 的在轨组装、燃料加注、检验测试、人员暂住、资源补给、应急救援等功 能的构想，为将来的载人登月甚至探测火星等任务做准备。e s a s 载人登月任务的 飞行方案为：首先货运火箭将月球表面到达舱( l u n a rs u r f a c ea c h i e v em o d u l e ， l s a m ) 和地球飞离级( e a r t hd e p a r t u r es t a g e ，e d s ) 送入近地轨道，然后载人火 箭将c e v 送入近地轨道，完成与l s a m 、e d s 的近地轨道对接组装之后，e d s 点 火，开始奔月飞行，e d s 燃烧完毕后被抛弃。在到达近月点时，发动机反向制动， 使其进入环月轨道。此后l s a m 与c e v 分离，l s a m 下降到月面执行月面任务。 月面探测工作结束后，航天员乘坐月面上升级返回环月轨道与c e v 对接，对接完 成后抛弃月面上升级，c e ve 向地球。进入近地轨道后，抛弃服务舱，返回舱进 入地球大气，蛀后靠减速装置在预定地点着陆，其过程如图ll 所示。 阳l ie s a s 载人置月e 行方案 第1 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 2 、前苏联俄罗斯 在月球探测方面，前苏联在无入自动月球软着陆、月面巡视探测和取样返回 等方面都曾取得很高的成就。自1 9 5 8 年至1 9 7 6 年，前苏联共发射4 7 个无人月球 探测器，主要有“月球号”( l u n a r ) 系列、“宇宙号 ( c o s m o s ) 系列以及“探 测器( z o n d ) 系列，成功进行了硬着陆、软着陆和月面探测【2 川。登月方案最初 在1 9 6 3 提出，采用在地球轨道组装直接登月，这种方案需要发射3 次n 1 火箭和 1 次联盟飞船( s o y u z l1 a 5 11 ) 。1 9 6 9 - - - 1 9 7 2 年间，n 1 火箭进行了4 次发射试验， 均告失败，随后取消了该火箭的研制【4 】。 2 0 0 5 年7 月俄罗斯政府批准了2 0 0 6 2 0 1 5 年俄联邦航天发展规划，其月 球探测计划共分为三步：( 1 ) 执行“月球全球计划( l u n a g l o b ) 计划； ( 2 ) 发射月球软着陆器；( 3 ) 发射自动采样返回探测器和月球车，将月壤样品带回地 球。2 0 0 7 年8 月，俄政府制定了“2 0 0 6 2 0 4 0 年远期航天发展规划 ，提出2 0 2 5 年实现载人登月【5 j 。 3 、欧洲 2 0 0 3 年9 月2 3 日，欧洲空间局( e u r o p e a ns p a c ea d m i n i s t r a t i o n ，e s a ) 把第 一个月球探测器s m a r t 1 送入太空，拉开了欧洲探月的序幕【6 ”。 制定于2 0 0 4 年9 月的a u r o r a l 8 1 探月项目将是欧洲探月计划的又一里程碑。 a u r o r a 的最终目标是探测开发太阳系特别是探测火星，而首要的步骤就是探月。 a u r o r a 探月的任务体系，要求在十年中登陆十次，停留1 0 0 0 小时以上，可以从以 下几方面与a p o l l o 对比：登陆乘员数量增加( 3 ：2 ) ；表面停留时间延长( 1 4 天比 2 - 3 天) ；到达月面区域增多，a p o l l o 主要选择在赤道附近着月，而欧洲的新计划 将能达到几乎所有的月面区域；对可能的辐射风暴来临情况，全任务中有躲避辐 射风暴的避风港。 4 、日本和印度 早在1 9 9 0 年1 月，日本率先打破美苏探月的专利，成功发射了“飞天”号月球 探测器，成为第三个探测月球的国家。2 0 0 7 年9 月1 4 日，“月亮女神( h i t e n ) 成功发射。日本宇航开发机构认为，“月亮女神”探月计划是自美国阿波罗计划 以后规模最大、同时也是最复杂的探月计划。 印度航天技术总体水平发展迅猛，每年航天技术研究经费达3 5 亿美元以上。 2 0 0 3 年中国实现了载入航天飞行之后，极大地刺激了印度开始制定和实施其载人 航天计划。2 0 0 3 年1 0 月，印度的首个探月计划一月球初航1 ”号发射成功。其 主要任务是从距月球l o o k m 的极轨道绘制月球物理和化学高清晰的月球地图，并 对月球两极是否存在水进行初步探索。此外它还将搜集月球表面矿物质和化学物 质的有关数据，寻找镁、铝、硅等各种元素。 第2 页 国防科学技术大学研究生院： 学硕士学位论文 1 1 1 2 我国的嫦娥工程 我国于2 0 0 4 年启动了嫦娥工程【9 ，m 】，2 0 0 7 年成功在西昌卫星发射中心发射了 第一个月球探测器“嫦娥一号”，并传回了月球表面图像。这意味着我国向深 空探测迈出了重要一步，成为中国航天事业继人造卫星、载人航天之后的第三个 里程碑。“嫦娥工程”分为环绕、降落、返回三个阶段实施，整个工程分三期进彳亍1 1 1 1 2 】：一期工程为环月探测阶段，发射一颗月球卫星，绕月工作一年，获取一些科学 数据，包括拍摄月球表面的三维图像，分析月球表面元素的资源含量和分布，探 测月球表面土壤厚度以及监测地月空间环境。第二期为月球软着陆阶段，发射一 个月球车在月球表面巡视勘测，这个月球车相当于一个月球机器人。第三期月面 巡视勘察与采样返回阶段，这一阶段任务将完成整个地月空间的转移过程u j 1 4 j 。 嫦娥一号卫星由长三甲( c z 3 a ) 运载火箭送入近地点高度2 0 0 k m ，远地点高 度5 1 0 0 0 k m 的超g t o 轨道，卫星与运载火箭分离后在这条轨道上运行两圈( 期间 在第二个远地点将近地点抬高至6 0 0 k m ) ，之后在此调相轨道上点火两次，进一 步提高远地点。调相轨道结束时进入地月转移轨道，飞行1 1 4 小时后到达近月点， 经过三次减速制动后进入环月轨道i l 副。 1 1 2 登月任务的阶段划分 登月飞行器在地月空间中运动，它们的运动阶段大致可分为： l 、地球附近的停泊轨道( l o we a r t ho r i b i t ，l e o ) ； 2 、地月轨道射入( t r a n s l u n a ri n j e c t i o n ，t l i ) ； 3 、地月轨道转移； 4 、月球轨道射入( l u n a ro r b i ti n j e c t i o n ，l o i ) ； 5 、月球软着陆； 6 、月面活动； 7 、登月飞船上升与轨道飞船对接： 8 、月球附近的停泊轨道( l o wl u n a ro r i b i t ，l l o ) 9 、月地轨道射入( t r a n s e a r t hi n j e c t i o n ，t e l ) ； 1 0 、月地轨道转移； 1 l 、再入地球大气层( r e e n t r y ) 。 有些月球探测器的飞行方式，如我国嫦娥工程期和二期等只经历了其中几 个阶段，但是载人登月飞船会经历所有类型的轨道。示意图1 2 给出了典型的登月 任务a p o l l o 的各阶段划分。 第3 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 中途 修正 再入大 层 图1 2 典型登月任务阶段划分示意图 1 1 3 月球返回轨道形式分类 下面对再入大气层阶段的轨道形式进行具体划分。 1 、根据进入大气层的方式可分为： 直接从月地转移轨道进入大气层；先减速制动进入地球停泊轨道。 第一种方式是“阿波罗”采用的返回模式，登月任务完成后，载人飞船从环 月轨道进入月地转移轨道，飞行到离地球一定距离时，推进舱的发动机点火制动， 使飞船进入返回地球的再入走廊。飞行一段时间后推进舱与返回舱分离，返回舱 在进入大气层后，采用跳跃和弹道升力控制再入方式，最后通过减速伞减速后着 陆，其过程相对简单，故可作为前期的实施方案。 第二种方式返回后需要利用减速装置来减小飞船速度，使其进入地球停泊轨 道，此时的轨道速度是第一宇宙速度，再入采用和近地载人飞船相同的技术。采 用这种方式，再入大气层技术成熟，但同时没有利用大气层消减速度的作用，故 增加了燃料消耗。此外如果任务后返回到空间站，虽可以增加资源的利用率，但 同时对登月任务也带来了更大的难度，因此这种方式只适合在载人登月发展到一 定阶段后采用。 2 、根据在大气中的气动特性的不同可分为： 弹道式；弹道升力式；升力式。 第4 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 弹道式返回航天器不能解决进入段的气动过载过大的问题，所以不适用于载 人登月的返回任务。升力式进入返回器虽然解决了无损和定点返回的问题，但是 它的结构复杂，进入时受热的总量必然会增加，使得它的结构问题、防热问题、 制导和控制问题解决起来都相当困难。 弹道升力式可以看成是弹道式的改进，它采用配平攻角产生升力，使返回器 的飞行性能大大改善。由于弹道升力式返回航天器既保持了弹道式返回航天器结 构简单和防热易于处理的特点，又能适当地利用升力控制轨道，因此，在需要降 低最大减速过载和减小着陆点散布的场合下被广泛采用。如美国的双子星座号飞 船，它首次采用了弹道升力式返回，与采用弹道式返回的“水星”载人飞船比较，进 入角由3 。增加到7 。，最大过载由l o g o 下降到5 以下，落点散布从百千米级下降到 十千米级。阿波罗载人飞船和苏联”探测器”6 号以后的月球探测器都是脱离月球作 用范围直接进入地球大气层的返回式航天器，都是弹道升力式进入航天器。此外， 美苏发射的金星和火星航天器也都是弹道升力式进入航天器i l6 。 通过比较以上进入方式的特点和应用情况，可以看出，弹道升力式在未来载 人登月任务中有比较好的发展前景。 3 、根据是否跳出大气层可分为 跳跃式进入大气；直接进入大气。 弹道升力式航天器可以是以一定攻角飞行的钝头锥，也可以是具有大锥角的 截锥体，再入飞行器升阻比为0 2 0 5 ，如美国阿波罗飞船返回舱的升阻比约为 o 3 0 。 弹道升力式返回飞行器的轨道控制，是通过改变飞行器升力的方向来实现的。 通过控制倾侧角来改变升力的方向，从而使返回舱在下降过程中的高度时间曲线 受到严格的控制。除了利用倾侧角来控制飞船外，理论上还可以利用改变攻角来 达到这一目的，但当攻角改变时，升力和阻力系数将同时发生变化，过程参数热 流、过载等也对攻角很敏感，因此在载人登月的再入段飞行中没有采用攻角控制 方案。 载