月面著陸起飛試驗(yàn)技術(shù)研究

任德鵬，李青，劉振春，張旭輝

（1. 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094；2. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

0 引 言

我國的探月工程已經(jīng)取得了豐富的成果，且不會(huì)止步于此，未來必然會(huì)開展更深入的科學(xué)探測和研究工作——利用月球環(huán)境、建立月球基地、開發(fā)月球資源。后續(xù)的探月任務(wù)中都會(huì)涉及探測器的月面軟著陸和起飛上升，這兩個(gè)環(huán)節(jié)的順利實(shí)施是完成探測任務(wù)的必要條件，也是探測器研制的關(guān)鍵技術(shù)之一。受探測器軌道設(shè)計(jì)、功率平衡、測控鏈路等因素的影響，月面軟著陸和起飛上升均需探測器自主完成，任務(wù)過程均不可逆，期間出現(xiàn)異常地面無法補(bǔ)救處理，因此除了提高探測器的可靠性設(shè)計(jì)外，還需開展大量的地面試驗(yàn)，對著陸起飛實(shí)際飛行過程及探測器的設(shè)計(jì)狀態(tài)進(jìn)行充分驗(yàn)證。

地面環(huán)境與月面有較大的差異增加了試驗(yàn)實(shí)施的難度，對著陸起飛驗(yàn)證試驗(yàn)而言，重力和大氣環(huán)境是重點(diǎn)考慮的因素。探測器在地面所受的重力是月面的6倍，僅依靠自身配置的發(fā)動(dòng)機(jī)不能滿足探測器的受力平衡，無法實(shí)現(xiàn)飛行過程的模擬；地面存在大氣背壓，燃燒室產(chǎn)生的燃?xì)饬鞑荒艹浞峙蛎?，?dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力輸出降低，進(jìn)一步惡化了探測器的受力狀態(tài)；此外，地面試驗(yàn)中探測器的運(yùn)動(dòng)或空氣的自然流動(dòng)都會(huì)對探測器產(chǎn)生風(fēng)阻或風(fēng)載干擾，增加了控制的復(fù)雜性。著陸起飛驗(yàn)證試驗(yàn)必須分析和解決存在的問題和難點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)對探測器真實(shí)飛行過程的驗(yàn)證。

本文在對探測器月面著陸起飛設(shè)計(jì)要點(diǎn)分析的基礎(chǔ)上，對地面試驗(yàn)的關(guān)鍵因素進(jìn)行了匯總，提出了一種驗(yàn)證方案，并對其實(shí)施的可行性及拓展應(yīng)用進(jìn)行了說明，相關(guān)內(nèi)容可為后續(xù)我國月球及其他行星表面探測器的研制提供借鑒。

1 探測器著陸起飛設(shè)計(jì)要點(diǎn)分析

以美國“阿波羅”登月及“星座”計(jì)劃飛行方案[1-2]為例，探測器月面軟著陸可分為主減速段、姿態(tài)調(diào)整段、接近段、懸停段和垂直下降段5個(gè)飛行階段，月面起飛上升可分為起飛準(zhǔn)備段、垂直上升段、姿態(tài)調(diào)整段和軌道射入段4個(gè)飛行階段，分別如圖1～2所示。

圖1 探測器月面軟著陸飛行過程示意圖Fig. 1 Illustration for soft landing process of a lunar probe

圖2 探測器月面起飛飛行過程示意圖Fig. 2 Illustration for launch process from the moon of a lunar probe

文獻(xiàn)[3]對探測器月面著陸和起飛過程各飛行階段的具體任務(wù)進(jìn)行了詳細(xì)說明，簡述如下。

1）軟著陸飛行過程

（1）主減速段，主要完成探測器的制動(dòng)，減小其飛行速度和高度。

（2）姿態(tài)調(diào)整段，調(diào)整探測器的飛行姿態(tài)，使光學(xué)成像敏感器逐步對準(zhǔn)飛行航跡的正前方。

（3）接近段，光學(xué)成像敏感器對月面拍圖，通過圖像識(shí)別初步選定安全著陸區(qū)并經(jīng)避障飛行至著陸區(qū)上方。

（4）懸停段，探測器保持與月面垂直的姿態(tài)懸停在著陸區(qū)上方，利用三維成像敏感器掃描月面地形，通過搜索運(yùn)算找出最優(yōu)的安全著陸點(diǎn)。

（5）垂直下降段，以識(shí)別的安全點(diǎn)為目標(biāo)，經(jīng)避障飛行至目標(biāo)點(diǎn)正上方，到達(dá)設(shè)定高度后關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)，探測器以自由落體方式降至月面。

整個(gè)軟著陸過程探測器主要依靠陀螺、加速度計(jì)進(jìn)行慣性導(dǎo)航，利用導(dǎo)航敏感器測量相對月面的飛行參數(shù)進(jìn)行導(dǎo)航修正并根據(jù)設(shè)定的控制律進(jìn)行閉環(huán)控制，因此多種敏感器測量數(shù)據(jù)的信息融合及導(dǎo)航算法[4]是該環(huán)節(jié)的設(shè)計(jì)要點(diǎn)；此外，在接近段和懸停段，探測器需要完成月面地形拍攝并識(shí)別出安全著陸的區(qū)域，安全區(qū)識(shí)別算法也是軟著陸過程的設(shè)計(jì)要點(diǎn)。

2）月面起飛飛行過程

（1）起飛準(zhǔn)備段，主要完成探測器的定位及射向?qū)?zhǔn)，獲得月面坐標(biāo)系中的位置和姿態(tài)，由此設(shè)定起飛的控制參數(shù)。

（2）垂直上升段，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火探測器起飛，但在初期不控制飛行姿態(tài)，待探測器脫離影響區(qū)域后啟動(dòng)控制，修正初始偏差將飛行姿態(tài)調(diào)整為與月面垂直。

（3）姿態(tài)調(diào)整段，按起飛前裝訂的參數(shù)調(diào)整俯仰角，以獲得軌道射入所需的速度和角度。

（4）射入段，探測器加速飛行，直至發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)進(jìn)入環(huán)月軌道。

月面起飛過程探測器沒有配置測量敏感器，依靠起飛前的初始參數(shù)進(jìn)行導(dǎo)航[5]，提高初始位置精度對后續(xù)飛行有重要影響，是該環(huán)節(jié)的設(shè)計(jì)要點(diǎn)；此外，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火起飛后經(jīng)一段時(shí)間探測器才對其飛行狀態(tài)進(jìn)行控制，考慮初始起飛姿態(tài)、起飛過程中各種干擾因素的影響，啟控時(shí)探測器飛行參數(shù)有很大的隨機(jī)性，適應(yīng)并消除隨機(jī)條件和干擾，使探測器垂直月面起飛需要對控制方案及控制參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，也是起飛過程的另一項(xiàng)設(shè)計(jì)要點(diǎn)。

上述分析可見，制導(dǎo)導(dǎo)航與控制技術(shù)是探測器月面著陸起飛的設(shè)計(jì)核心，其中著陸過程設(shè)計(jì)的重點(diǎn)是懸停段以后的飛行過程、起飛過程設(shè)計(jì)的重點(diǎn)是射入段之前的飛行過程。

2 著陸起飛試驗(yàn)關(guān)鍵因素分析

根據(jù)探測器月面著陸起飛設(shè)計(jì)要點(diǎn)，對地面試驗(yàn)的關(guān)鍵因素分析如下。

2.1 探測器飛行狀態(tài)模擬

著陸過程中探測器的飛行控制與其高度、速度等參數(shù)密切相關(guān)，因此試驗(yàn)中需模擬探測器真實(shí)的飛行曲線和運(yùn)動(dòng)狀態(tài)；而起飛過程中探測器不測量其飛行參數(shù)僅使用初始位姿數(shù)據(jù)進(jìn)行導(dǎo)航，其飛行控制僅與時(shí)間密切相關(guān)，因此試驗(yàn)對探測器實(shí)際飛行曲線的模擬要求相對不高。

2.2 低重力環(huán)境模擬

低重力環(huán)境模擬的實(shí)質(zhì)是對探測器月面狀態(tài)的受力狀態(tài)進(jìn)行模擬，常見的方法有反沖火箭法、降落傘法、浮力法等[6]，其原理都是為探測器施加一個(gè)與重力方向相反的作用力，平衡其地面的部分重力。各方法都有不同的局限性，其中“塔架吊繩模擬法”是目前唯一被用于探測器月面著陸驗(yàn)證的方法。美國“阿波羅”工程配套的LLRF（Lunar Landing Research Facility）試驗(yàn)系統(tǒng)[7]就是典型代表，它利用塔架吊繩為探測器施加一個(gè)恒定向上的拉力平衡其部分重力，依靠對發(fā)動(dòng)機(jī)的控制保證試驗(yàn)中探測器受力狀態(tài)與月面一致，從而模擬了探測器飛行的速度、加速度等參數(shù)。我國月面探測器的研制中也建設(shè)了專用的試驗(yàn)系統(tǒng)[8]，其原理與LLRF類似，該系統(tǒng)同樣能夠用于起飛過程的驗(yàn)證。

“塔架吊繩模擬法”最大的缺點(diǎn)是試驗(yàn)空間受限，且試驗(yàn)中探測器的運(yùn)動(dòng)容易受吊繩拉力及垂直角控制精度的干擾。此外，為提供探測器運(yùn)動(dòng)的自由度并實(shí)現(xiàn)與塔架的對接，探測器需要萬向吊具的支持，為降低干擾作用吊具需安裝在探測器縱向質(zhì)心位置處，一旦與控制坐標(biāo)系不重合將導(dǎo)致探測器俯仰和偏航的控制無法解耦，增加了試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析及結(jié)果評估的難度。可見，地面試驗(yàn)仍需改進(jìn)探測器受力狀態(tài)的模擬方法。

圖3 LLRF 試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖Fig. 3 Illustration for the LLRF test system

2.3 大氣及風(fēng)阻干擾因素處理

地面環(huán)境中的大氣會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)的工作，并會(huì)在探測器運(yùn)動(dòng)過程中產(chǎn)生一定的阻力?？s短發(fā)動(dòng)機(jī)的噴管尺寸，使之工作參數(shù)與大氣背壓匹配能夠保障發(fā)動(dòng)機(jī)地面正常工作；選擇無風(fēng)天氣條件下進(jìn)行試驗(yàn)?zāi)軌蚪档惋L(fēng)載阻力，而風(fēng)阻的影響一般不予補(bǔ)償，可將其處理為對控制驗(yàn)證的加嚴(yán)考核項(xiàng)目。

3 試驗(yàn)方案

探測器月面著陸起飛設(shè)計(jì)需要模擬飛行過程實(shí)現(xiàn)對制導(dǎo)導(dǎo)航與控制的充分驗(yàn)證，地面試驗(yàn)也需要解決環(huán)境因素的影響問題。本文通過試驗(yàn)技術(shù)的研究提出了一種驗(yàn)證方案，較好地處理了試驗(yàn)關(guān)鍵因素并滿足試驗(yàn)需求。

3.1 試驗(yàn)概述

研制通用的著陸起飛驗(yàn)證平臺(tái)（以下稱“驗(yàn)證器”），驗(yàn)證器干重320 kg，由結(jié)構(gòu)、GNC（Guidance，Navigation and Control）、推進(jìn)、數(shù)管、供配電等分系統(tǒng)組成，并配有小型著陸緩沖機(jī)構(gòu)保證著陸安全，驗(yàn)證器由蓄電池供電，與地面總控采用無線鏈路進(jìn)行通信。驗(yàn)證器上配置了1臺(tái)7 500 N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)，依靠發(fā)動(dòng)機(jī)的推力控制自主完成起飛及著陸，其推進(jìn)劑最大加注量75 kg，能夠提供不低于35 s的點(diǎn)火試驗(yàn)時(shí)間。地面采用光電跟蹤設(shè)備對驗(yàn)證器的位移、速度、姿態(tài)等飛行參數(shù)進(jìn)行測量，與驗(yàn)證器下行的遙測進(jìn)行綜合分析，對試驗(yàn)進(jìn)行綜合評價(jià)。

該方案的原理是降低驗(yàn)證器重量并配置大推力發(fā)動(dòng)機(jī)，不需要外力輔助實(shí)現(xiàn)飛行過程模擬。盡管試驗(yàn)中發(fā)動(dòng)機(jī)推力輸出與真實(shí)月面不同，但不改變探測器的控制律，因此該方案不影響對制導(dǎo)導(dǎo)航控制的驗(yàn)證。由于沒有試驗(yàn)空間的限制，驗(yàn)證器飛行高度可超過150 m；驗(yàn)證器沒有萬向吊具和吊繩等附加裝置，能夠簡化試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析，使試驗(yàn)效果更明顯。

3.2 試驗(yàn)過程說明

月面著陸及起飛過程中探測器的飛行參數(shù)不重合，因此無法依靠單次試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)對兩個(gè)過程的同時(shí)驗(yàn)證，著陸及起飛試驗(yàn)過程分別如圖4～5所示。

圖4 著陸驗(yàn)證過程示意圖Fig. 4 Illustration for the landing validation process

圖5 起飛驗(yàn)證過程示意圖Fig. 5 Illustration for the launch validation process

著陸驗(yàn)證試驗(yàn)中，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火驗(yàn)證器垂直起飛，當(dāng)飛行高度大于50 m后驗(yàn)證器開始減速，當(dāng)垂直速度降為0時(shí)驗(yàn)證器達(dá)到最高點(diǎn)，此時(shí)的飛行參數(shù)與月面軟著陸懸停段匹配，后續(xù)驗(yàn)證器按軟著陸過程執(zhí)行懸停平移及緩速下降飛行，直至發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)探測器降至地面。由于起飛上升不是有效的試驗(yàn)階段，且過程中消耗了部分推進(jìn)劑，驗(yàn)證器質(zhì)量能夠保證后續(xù)著陸段的飛行曲線與真實(shí)過程一致。

起飛試驗(yàn)包括垂直上升、姿態(tài)調(diào)整、制動(dòng)下降和緩速下降4個(gè)環(huán)節(jié)，其中垂直上升與姿態(tài)調(diào)整段飛行與月面起飛過程相同。完成調(diào)姿后驗(yàn)證器有一定的水平速度，為節(jié)省推進(jìn)劑在隨后制動(dòng)下降段驗(yàn)證器以先減速后加速的方式飛行至10 m高度處，此時(shí)其水平速度減為0。驗(yàn)證器再以1.5 m/s的速度勻速下降，并在1 m高度處關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)驗(yàn)證器著陸地面。該試驗(yàn)中起飛和姿態(tài)調(diào)整段是有效的試驗(yàn)階段，由2.1節(jié)分析可知，即便起飛段驗(yàn)證器的加速度與真實(shí)過程不一致也不影響試驗(yàn)?zāi)康摹?/p>

著陸和起飛試驗(yàn)中驗(yàn)證器均按設(shè)定的程序自主完成飛行，但必要時(shí)地面可以發(fā)送遙控指令對驗(yàn)證器進(jìn)行干預(yù)控制，以提高試驗(yàn)的可靠性和安全性。

3.3 試驗(yàn)仿真驗(yàn)證

建立了驗(yàn)證器的動(dòng)力學(xué)模型，采用與探測器相同的導(dǎo)航及控制方式，對著陸及起飛過程開展了仿真分析。圖6～7分別為著陸試驗(yàn)過程中驗(yàn)證器位移及姿態(tài)的仿真結(jié)果。

圖6 著陸過程驗(yàn)證器位移仿真結(jié)果Fig. 6 Displacement simulation results of the validator during the landing process

圖7 著陸過程驗(yàn)證器姿態(tài)控制結(jié)果Fig. 7 Attitude control results of the validator during the landing process

由圖6～7可見，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后驗(yàn)證器垂直起飛經(jīng)8 s的飛行到達(dá)100 m高度處，過程中驗(yàn)證器保持垂直狀態(tài)沒有發(fā)生姿態(tài)偏轉(zhuǎn)和水平方向的運(yùn)動(dòng)；8～17 s驗(yàn)證器保持懸停高度并進(jìn)行平移飛行，仿真中設(shè)定的目標(biāo)點(diǎn)位于初始位置偏東10 m、偏北5 m處，驗(yàn)證器的飛行方向正確，期間驗(yàn)證器姿態(tài)變化小于2°；17 s后驗(yàn)證器開始緩速下降，直至接近地面高度處發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)。

圖8～9分別為起飛試驗(yàn)過程中驗(yàn)證器位移及姿態(tài)的仿真結(jié)果。由圖可見，在起飛10 s時(shí)驗(yàn)證器進(jìn)入姿態(tài)調(diào)整段，隨后驗(yàn)證器偏航角逐漸由0°被調(diào)整至6°同時(shí)產(chǎn)生水平向的位移；13 s后驗(yàn)證器進(jìn)入制動(dòng)下降段飛行，隨后為消除水平運(yùn)動(dòng)速度，驗(yàn)證器偏航角開始向負(fù)方向調(diào)整，20 s后重新保持水平狀態(tài)，驗(yàn)證器最終降落點(diǎn)相距起飛點(diǎn)不超過2 m。

圖8 起飛過程驗(yàn)證器位移仿真結(jié)果Fig. 8 Displacement simulation results of the validator launch the landing process

圖9 起飛過程驗(yàn)證器姿態(tài)控制結(jié)果Fig. 9 Attitude control results of the validator during the launch process

仿真結(jié)果表明：驗(yàn)證器的飛行過程與設(shè)計(jì)相符，整個(gè)過程中其姿態(tài)受控，試驗(yàn)設(shè)計(jì)合理可行。

4 試驗(yàn)應(yīng)用分析

本文提出的試驗(yàn)方案可以模擬月面著陸起飛過程中探測器的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)對探測器設(shè)計(jì)要點(diǎn)及其工作性能的綜合驗(yàn)證。此外，該方案還在以下兩個(gè)方面具有拓展驗(yàn)證的價(jià)值。

1）月面著陸點(diǎn)調(diào)整驗(yàn)證

為提高探測器對月面環(huán)境的適應(yīng)能力、拓展探測任務(wù)、提高探測效率，需要探測器在完成首次月面著陸后還具備點(diǎn)火起飛再次更換著陸點(diǎn)的能力。這與本文著陸驗(yàn)證的實(shí)施過程相似，驗(yàn)證器幾乎不需改裝即可完成該過程的驗(yàn)證。通過試驗(yàn)，可掌握不同著陸姿態(tài)及邊界條件下，探測器著陸點(diǎn)調(diào)整飛行的最優(yōu)控制參數(shù)，完善過程設(shè)計(jì)達(dá)到預(yù)定的目標(biāo)。

2）亞軌道航天器著陸起飛技術(shù)驗(yàn)證

亞軌道飛行器指的是能夠抵達(dá)臨近空間的頂層，但速度尚不足以完成繞地球軌道運(yùn)行的飛行器。它兼有航空和航天飛行器的特點(diǎn)，近年受到各航空大國的青睞[9]，正逐步發(fā)展為21世紀(jì)世界航天航空事業(yè)的一個(gè)重要方向。按起降飛行形式的不同，亞軌道航天器可分為滑行起降式和垂直起降式兩類?！癤-Pixel”是垂直起降式亞軌道航天器的典型代表，它使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，以自身攜帶的燃料滿足全程飛行中的動(dòng)力需求。其飛行包線一般為：首先以垂直的方式升空并加速，上升至一定高度后再進(jìn)行水平飛行；降落的方式與起飛過程相反，依靠發(fā)動(dòng)機(jī)變推力控制最終降至地面。

可見，本文提出的驗(yàn)證器初步具備亞軌道航天器的特點(diǎn)，月面著陸起飛試驗(yàn)本身也能夠初步掌握大氣環(huán)境對探測器控制的影響，提高亞軌道航天器的設(shè)計(jì)能力，后續(xù)通過技術(shù)改造提高驗(yàn)證器的飛行高度、距離和速度，使之成為我國亞軌道航天器的探路者。

5 結(jié)束語

本文在對探測器月面著陸起飛設(shè)計(jì)要點(diǎn)分析的基礎(chǔ)上，提出了一種地面試驗(yàn)方案并對方案的可行性進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。該方案能夠滿足探測器月面著陸起飛的驗(yàn)證需求，同時(shí)對后續(xù)探測器月面著陸點(diǎn)調(diào)整設(shè)計(jì)及亞軌道航天器設(shè)計(jì)有拓展驗(yàn)證的價(jià)值。