轨道类型论文：小议载人登月轨道策划条件

作者：郑爱武 周建平 单位：北京航天飞行控制中心航天飞行动力学技术重点实验室 中国载人航天工程办公室

载人登月的轨道类型

根据Apollo载人登月的成功经验，为保证航天员的安全，用于载人登月的轨道主要有两种类型：自由返回轨道和混合（Hybrid）轨道。自由返回轨道已被美国应用在Apollo8，10，11任务中，从Apollo12开始的后续任务，包括Apollo13在内，采用的是混合轨道[7-8]。自由返回轨道自由返回轨道是载人登月任务首选的一类转移轨道，也是载人登月轨道设计的基础。如图1所示，载人飞船只在地月转移轨道入轨点（TLI）进行一次变轨，其后不加机动或略加修正，飞抵近月点后在引力作用下绕过月球并自动返回地球附近。Apollo首选的自由返回轨道是一条近月点高度大约为60海里（111km）的轨道。自由返回轨道的安全性高，如果航天员或飞船出现意外无法完成登月任务，那么这种轨道可以在不实施近月点制动情况下使飞船自动沿预先设计的轨道返回地球，从而挽救航天员的生命。但自由返回轨道的倾角有限，相对月球赤道面的倾角在大约10°以内，因此着陆点也限制在月球赤道附近。混合轨道混合轨道由自由返回轨道与非自由返回轨道组合而成，如图2所示。混合轨道在实施TLI后先进入一条自由返回轨道，该轨道的近月点高度有可能很高，从60海里（111km）到几千海里。大约在TLI后一天（通常在半途之前），航天器进行一次机动，进入一条近月点高度大约为60海里的转移轨道，理论上该轨道不再是自由返回的。在Apollo计划中根据预期的误差传播，该轨道可以通过机动修正为自由返回模式，但修正的时机有限，一旦进入月球影响球，仅通过服务舱反应控制系统（SMRCS，推力很小，通常只用来进行中途修正[9]）完成不了轨道修正任务，此时可利用登月舱下降推力系统（LMDPS）替代SMRCS进行修正。因此，混合轨道设计还需要综合考虑任务中止轨道设计的要求。由于混合轨道月球轨道入轨（LOI）所需的燃料比自由返回轨道少，因此可达月球的范围更宽。通常，混合轨道可达到的倾角从大约0°~15°（低能量）或者0°~30°（高能量）。Apollo计划中，实施登月的Apollo11-Apollo17（除去未成功登月的Apollo13）对月表的探测范围都在南北纬30°之间。在以下情况下将选择混合模式而不是自由返回模式：（1）当自由返回模式需要过多的燃料时；（2）当自由返回模式到达月球的时间与一些限制条件发生冲突时（例如月球光照条件或特定地面站的覆盖范围）。任务中止轨道任务中止轨道不属于正常的轨道类型，而是为了保障航天员的安全，必须考虑在飞行过程中任一点出现故障时，都能使航天员安全返回地球的应急轨道。自由返回轨道具有很高的安全性，混合轨道除了自由返回轨道段具有自主返回的能力外，其它飞行段不具备自主返回的能力，因此，在设计时，必须同时考虑任务中止轨道的设计。实践表明，“阿波罗”计划的顺利实施与前期进行的任务中止轨道研究密不可分。在Apollo13任务中，飞船在氧气罐爆炸后不能使用服务舱推进系统的情况下成功返回了地球。如果故障发生在混合轨道的非自由返回轨道段，一般可以有两类中止方式：一类是借助自由返回轨道返回，飞船经历一次绕月飞行后返回地球；另一类是直接进入返回地球的轨道，也就是直接中止方式。直接中止方式中，根据变轨的方法，又可分为单脉冲方式和多脉冲方式。自由返回轨道是在推进系统失效的情况下飞船能安全返回的最优轨道。对于给定中止点，设计中止自由返回轨道的方法与正常飞行的条件下自由返回轨道的设计并无本质区别，这里不再赘述。在混合轨道的不同点位上，实现直接中止所需的能量不同。由船所能提供的能量有限，在某些区域内，实现单脉冲返回是不可能的[11]。而有些区域，具有充足的能量用于返回，即能量过剩。因此，需要通过能量的优化，对于不能实现单脉冲中止的区域，利用多脉冲实现中止返回；对于能量过剩的区域，一方面，可以通过利用过剩的能量获取高能返回轨道，减少返回时间；另一方面，可以利用过剩的能量对返回轨道进行修正，使返回轨道末端处于再入走廊（由飞行航迹角决定）的中心地带，提高返回精度和安全系数。

载人登月轨道设计方法

在过去几十年的人类探测月球的活动中，各国的研究人员研究、发展出了多种转移轨道的设计技术，如脉冲转移方式、连续推力转移方式和基于弱稳定边界（WSB）的转移方式。不同转移方式需消耗能量的多少和转移时间的长短大不相同。上世纪60～80年代期间所有的月球探测任务几乎都采用了经典的基于Hohman转移的直接转移方式，比如Luna和Apollo任务。典型的直接转移通常需要2d～5d。航天器应选择在当月球赤纬小于停泊轨道倾角（通常等于发射场的纬度）的时候发射[12]。九十年代提出了“返回月球”计划后，在轨道设计上有了更多的变化，采用了一些新的转移轨道设计方法来降低ΔV的需求[13-14]。例如，日本的“飞天”号（Hiten）任务同时使用了月球借力飞行（swing-by）和WSB的轨道设计方法捕获并进入大椭圆月球轨道。转移时间为6个月[15]。低能轨道在对时间要求不高的无人采样返回任务中具有广阔的应用前景[16]。新的低能轨道设计方法可以大大节约燃料，如Ballistic转移比常规的Hohmann转移大约节省15％能量[17]。而且随着目前一些新的进展也使得飞行时间由原来的100d缩短到了13d～15d之间[18]。但对于载人登月来说，低能轨道的飞行时间还是太长，因此载人飞船的轨道设计方法还只能采用直接转移方式。不过，未来的月球基地建设中，货运飞船的轨道设计可以考虑更省燃料的低能轨道。载人登月轨道设计的基本方法还是先采用简化的动力学模型快速获得轨道初始解，作为后续高精度轨道设计的初值，计算中采用相应的优化算法和搜索算法。直接转移初步设计方法有Hohmann转移、双椭圆转移、椭圆-双抛物线转移以及拼接圆锥法。这里主要介绍最常用的Hohmann转移和拼接圆锥法。