《1 前言》
1 前言
2000年11月国务院发表的“中国的航天”白皮书中提出, 我国近期 (2010年前后) 的航天发展目标之一是“发展空间科学, 开展深空探测”。如何落实这一目标, 近一年多以来部分中科院的科学家、航天界的专家进行了研讨, 比较一致的意见是应该从月球探测开始, 即将月球探测作为我国“开展深空探测”的第一步, 它必然也会成为中国航天新的里程碑。为了实现中华民族千百年来“嫦娥奔月”的美丽梦想, 必须要有“天梯”, 而最理想的“天梯”就是现代运载火箭。作为我国最基本的现代空间设施之一的长征系列火箭, 其众多型号经过适应性修改后, 几乎都可充当这种“天梯”的角色。本文试图就选择何种型号、做什么样的修改才能快、好、省地发射月球探测器 (或卫星) 进行初步探讨。
《2 探月工程对运载火箭的基本要求》
2 探月工程对运载火箭的基本要求
月球探测是一项庞大的系统工程, 一般应该由运载火箭、月球探测器、测控跟踪网站、地面应用与研究、发射场等五大系统组成。这五大部分之间互为关联、相互约束, 而各自的技术方案、技术状态、技术性能又取决于月球探测工程的总体目标与技术要求。不同的总体目标与技术要求, 或不同规模的探测器, 对应不同的运载火箭方案, 但就总体而言, 我国首期探月工程对运载火箭的最基本的要求应该是:
1) 多级、运载能力较大
要实现月球资源探测, 必须将一定质量的实用探测器加速到接近第二宇宙速度的初始速度, 使其进入奔月轨道;而要想将它变成环绕月球运行的卫星, 还须再次提供变轨制动的速度增量。就当前人类的技术水平而言, 必须采用三级或四级化学推进剂火箭才能满足这一要求。根据国外的经验 (见表1) , 结合国内的实际情况, 我国首期月球探测器应能保证有较长的探测时间 (如1年以上) 和较近的探测距离 (如200 km左右) , 即以环月探测器为好, 探测器的质量取1~2 t为宜, 火箭的运载能力应能适应这一要求并留有足够的余量。
2) 可靠
探月是一项风险很大的系统工程, 为确保我国首期探月工程的一次成功, 运载火箭应尽可能选用已经飞行成功的型号, 必要的修改设计也只是适应性的, 并尽可能选用成熟技术。
表1 国外月球探测工程要览
Table 1 General view of moon exploration project abroad
《表1》
国家 | 名称 | 时间 | 质量/kg | 运载火箭 | 任务 | 轨道方式 |
月球1~3 | 1959 | 390 | 月球号 | 旁飞、硬着陆、月球背面照像 | 直接上升 | |
月球4~14 | 1963~1968 | 1 420~1 640 | 闪电号 | 环月飞行、月面软着陆 | 停候轨道上升 | |
苏联 |
月球15~24 | 5 300~5 800 | 四级质子号 | 月球采样、月球车、环月飞 | 停候轨道上升 | |
探测器3 | 1965 | 950 | 闪电号 | 旁飞 | 停候轨道上升 | |
探测器4~8 | 1968~1970 | 5 500~5 800 | 四级质子号 | 绕月、返回地球、软着陆 | 停候轨道上升 | |
雷神-艾布尔 | ||||||
先驱者P-30 | 1958~1960 | 38~176 | 宇宙神-艾布尔 | 环月飞行 | 直接上升 | |
徘徊者 | 1961~1965 | 306~369 | 宇宙神-阿金纳B | 月面硬着陆 | 停候轨道上升 | |
美国 |
勘探者 | 1966~1968 | 995~1 035 | 宇宙神-半人马座D | 月面软着陆 | 1、2、4号直接上升, 其余停候轨道上升 |
月球轨道者 | 1966~1967 | 385 | 宇宙神-阿金纳D | 环月飞行 | 停候轨道上升 | |
阿波罗 | 1968~1972 | 44 670 | 土星5 | 载人登月、返回 | 停候轨道上升 | |
克莱门汀 | 1994 | 424 | 大力神2G | 环月飞行、小行星交会 | 停候轨道上升 | |
月球勘探者 | 1998 | 295 | 雅典娜2 | 环月飞行 | 停候轨道上升 | |
飞天 | 1990 | 197 | 缪–3S11 | 绕月飞行 (技术试验) | 262 km×286 183km (地心大椭圆) |
|
日本 |
月球A | 2002 | 540 | M -V | 环月飞行 | 停候轨道上升 |
月亮女神-A | 2004 | |||||
月亮女神-B | 2006 | 2 860 | H -ⅡA | 环月飞行、月面软着陆 | 停候轨道上升 | |
欧洲 |
SMART-1 | 2002 | 350 | 阿里安5搭载 | 环月飞行 | GTO电推进上升 |
3) 廉价
少花钱、多办事、办好事, 是我国发展科技与经济建设必须遵循的基本原则, 探月工程也不例外。
《3 长征火箭现状》
3 长征火箭现状
从表2、表3看出, 长征系列火箭已经在三种典型的地球轨道上成功应用, 即近地轨道 (LEO) 、太阳同步轨道 (SSO) 和地球同步转移轨道 (GTO) 。对应这三种轨道上的最大运载能力分别达到12 t、6.1 t、5.1 t, 累计飞行次数达67次, 综合技术性能有的已经达到世界一流水平。这一切都为我国的月球探测工程提供了比较坚实的技术基础, 为大工程提供了较多的选择余地。
《4 探月工程运载火箭的选型与改造》
4 探月工程运载火箭的选型与改造
《4.1 火箭选型》
4.1 火箭选型
从表2看出, 三级的长征火箭有CZ-1、CZ-1D、CZ-3、CZ-3A、CZ-4A和CZ-4B 6种型号;三级半 (半级指捆绑型的助推器) 的型号有CZ-3B、CZ-3C两种。这些型号都可以作为我国发射首期月球探测器的主要候选火箭, 但它们中间有的已经退役终止使用 (如CZ-1、CZ-3、CZ-4A) , 有的运载能力较小 (如CZ-1D、CZ-4B) , 满足不了要求。长征火箭中最接近发射首期月球探测器要求的火箭, 应该是成功应用在GTO上的CZ-3A系列火箭。它是我国目前最大运载能力的火箭群体, 其概貌见图1, 构成示意图如图2。其中的CZ-3A、CZ-3B已发射过11次, 将11颗国内外卫星送入预定的GTO (或超GTO) , 其中的CZ-3C虽然尚未上天飞行过, 但地面研制工作已全部完成, 而且它和CZ-3A、CZ-3B一样是按系列化、组合化、通用化原则设计的, 它与CZ-3B的主要区别在于捆绑了两个助推器和127 s以前的飞行软件不同, 其余硬件与软件均相同。CZ-3C的全部硬件已经过了多次成功的飞行考核验证, 也应该成为发射月球探测器的首选火箭之一。
表2 长征火箭总体要素一览表
Table 2 System parameters of long march family
《表2》
型号 |
起飞质量/t | 火箭高度/m | 最大直径/m | 星罩直径/m | 级数 | 起飞推力/kN | 助推器数 | 运载能力/kg* |
||
LEO |
SSO | GTO | ||||||||
CZ-1 | 81.5 | 29.86 | 2.25 | 1.5 | 3 | 1 020 | 0 | 300 | ||
CZ-1D |
80.6 | 28.22 | 2.25 | 2.05/2.25 | 3 | 1 101 | 0 | 400 | ||
CZ-2 |
180 | 34.6 | 3.35 | 2.20 | 2 | 2 748 | 0 | 2 100 | ||
CZ-2C |
243 | 40.0 | 3.35 | 3.35 | 2 | 2 748 | 0 | 3 800 | ||
CZ-2C/FP |
213 | 40.4 | 3.35 | 3 | 2 962 | 0 | 1 500 | |||
CZ-2D |
232 | 39.5 | 3.35 | 2 | 2 962 | 0 | 3 300 | |||
CZ-2E |
460 | 49.68 | 8.45 | 4.2 | 2.5 | 5 923 | 4 | 8 000 | ||
CZ-2F |
480 | 58.34 | 10.17 | 3.8 | 2.5 | 5 923 | 4 | 8 000 | ||
CZ-3 |
204 | 44.86 | 6.15 | 2.60/3.0 | 3 | 2 962 | 0 | 1 500 | ||
CZ-3A |
241 | 52.52 | 6.35 | 3.35 | 3 | 2 962 | 0 | 2 600 | ||
CZ-3B |
426 | 54.8/55.6 | 11.45 | 4.00/4.2 | 3.5 | 5 923 | 4 | 12 000 | 6 100 | 5 100 |
CZ-3C |
345 | 54.8/55.6 | 8.45 | 4.00/4.2 | 3.5 | 4 443 | 2 | 3 800 | ||
CZ-4A |
241 | 41.9 | 6.15 | 2.9 | 3 | 2 971 | 0 | 1 600 | ||
CZ-4B |
248.5 | 45.78 | 6.15 | 3.35 | 3 | 2 962 | 0 | 2 800 |
* LEO:hp=200 km, ha=200 km, i=63°;SSO:hp= ha=900 km, i=99°;GTO:hp=200 km, ha=35 958 km, i=28.5°
表3 长征火箭各型号发射记录 (截至2002年5月)
Table 3 Launch record of LM family (up to May, 2002)
《表3》
序号 |
火箭种类 | 首飞时间 | 总发射次数 | 失败次数 | 轨道 |
1 |
CZ-1 | 1970-04-24 | 2 | 0 | LEO |
2 |
CZ-2 | 1974-11-05 | 4 | 1 | LEO |
3 |
CZ-2C | 1982-09-09 | 11 | 0 | LEO |
4 |
CZ-2C/FP | 1997-09-01 | 7 | 0 | LEO |
5 |
CZ-2D | 1992-08-09 | 3 | 0 | LEO |
6 |
CZ-2E | 1990-07-16 | 7 | 2 | LEO |
7 |
CZ-2F | 1999-11-20 | 3 | 0 | LEO |
8 |
CZ-3 | 1984-01-29 | 13 | 3 | GTO |
9 |
CZ-3A | 1994-02-08 | 6 | 0 | GTO |
10 |
CZ-3B | 1996-02-15 | 5 | 1 | GTO |
11 |
CZ-4A | 1988-09-07 | 2 | 0 | SSO |
12 |
CZ-4B | 1999-05-10 | 4 | 0 | SSO |
《4.2 三种运行轨道》
4.2 三种运行轨道
发射月球探测器, 可以有不同的运行轨道。国外早期的月球探测活动, 由于运载火箭技术基础比较薄弱, 运载能力不大, 都采用地心大椭圆直接上升到月球附近的飞行轨道 (见表1) , 如苏联1959年发射月球1~3号, 美国1958~1960年发射先驱者号, 日本1990年发射飞天号月球探测器时均采用这种轨道。随着运载火箭运载能力的不断提高, 世界各国发射月球探测器时, 大都采用在地球停泊轨道上再加速上升的飞行轨道, 这种方式有利于发射窗口的选择与地面测控跟踪。CZ-3A系列火箭发射月球探测器时可有以下三种类型的轨道:
1) 进入GTO (或超GTO)
火箭将月球探测器送入地球同步转移轨道或超地球同步转移轨道。这时探月器的初始速度为10 km/s左右, 还不足以进入地月转移轨道 (LTO) 或奔月轨道。探月器要想奔向月球并环绕月球运转, 还必须依靠其自身的动力在GTO的近地点附近加速进入LTO, 而后再在近月点附近制动, 进入环月轨道, 如图3所示。这种轨道方式对CZ-3A系列火箭而言, 只相当于再一次发射地球同步通信卫星, 火箭本身不需要做任何修改设计, 其运载能力如表2所示, 但要求月球探测器较大, 并有足够的变轨能量。
2) 进入LTO
即火箭将探月器直接送入地月转移轨道 (奔月轨道) , 然后依靠月球探测器在近月点附近制动变轨进入环月轨道。火箭在地球至月球空间运行的情景见本期封面图。这种方式对CZ-3A系列火箭硬件而言也不需要做任何修改设计, 只要将三级二次关机时间延长若干秒, 使其速度达到10.8 km/s左右即可, 而同样要求月球探测器有变轨装置, 但其变轨能力可较第一种方式时小。
3) 直接进入环月轨道
即火箭直接将月球探测器送入环月轨道, 使其成为月球卫星。这时CZ-3A系列火箭需做适应性修改设计, 即增加一个小型的上面级, 用于完成奔月过程的飞行控制以及从LTO到环月轨道的制动变轨。这时的月球探测器不必具有变轨能力, 可以小型化、简单化。完成这些任务后, 根据需要还可以将上面级与月球探测器分离, 实现月面硬着陆或软着陆。在这个过程中, 还可借助环绕月球旋转的探测器的中继作用, 将上面级硬着陆或软着陆的必要信息传回地球, 实现大工程的一体化设计, 以求扩大我国首期探月活动的功效与影响。
这三种类型发射轨道的比较见表4。
表4 三种类型轨道比较
Table 4 Comparison among three scenarios
《表4》
轨道类型 |
优 点 | 缺 点 |
GTO (或超GTO) |
火箭不做修改, 成熟、可靠, 2年内可发射 | 探月器多次加速与减速变轨, 测控跟踪难度大, 火箭潜力未发挥 |
LTO (奔月轨道) |
除同上外, 探月器可简化, 只需在近月点制动变轨, 测控跟踪容易 | |
环月轨道 |
探月器最简单, 实现一箭双雕, 工程成效大, 远近衔接好, 可实现大工程的一体化设计 | 需研制上面级火箭, 火箭部分要多花半年时间 |
上面级的设计原则是尽量利用成熟技术, 继承性好、简单可靠、廉价、通用, 完全可以在CZ-2C/FP发射铱星、CZ-3A发射第二代导航卫星上面级的基础上, 修改设计成一个灵活通用的CZ-3A系列火箭上面级。其主要系统的基本方案如下
·动力系统——采用一台2 500 N推力、N2O4/MMH可贮存推进剂并且可多次启动的主发动机系统, 以及一套轨姿控辅助动力系统。
·主结构——在现有上面级主结构的基础上适应性修改而成。
·控制系统——挠性或激光陀螺仪与石英加速度表构成的捷联惯组/GNSS/星光复合制导控制系统。捷联惯组还可作为CZ-3A系列火箭一、二、三级飞行期间的冗余控制系统。
·电源系统——采用大容量蓄电池方案。
·温控系统——采用主、被动温度控制相结合的温控方案。
上面级的示意图如图4, CZ-3A增加上面级后星罩部分的示意图如图5。上面级的质量分配与运载能力见表5。
《4.4 典型的发射轨道时序》
4.4 典型的发射轨道时序
根据上述上面级方案, CZ-3A系列火箭发射月球探测器的一种典型轨道时序 (4.5天LTO) 见图6, 对应事件的说明见表6。
《4.5 工程的可实现性》
4.5 工程的可实现性
火箭的可实现性是整个探月工程现实性的基础。从以上分析得知, CZ-3A系列火箭本身就是现成的产品, 新设计的上面级小型火箭, 相对CZ-3A系列而言也只是采用成熟技术的适应性修改设计。例如:上面级动力系统的2 500 N主发动机已在神舟号飞船上三次成功飞行使用;其轨控与姿控辅助发动机也在长征型号上多次成功使用;控制系统中的惯性测量组合装置, 已在CZ-2C/FP、CZ-2F等火箭上多次成功应用;平台/惯测组合主从冗余型控制系统已在CZ-2F上成功飞行使用, 在CZ-3A火箭上也即将进入飞行搭载使用阶段;星光敏感器在中国运载火箭技术研究院也有良好的预研基础;主结构、电源、温控等分系统同样也有长征火箭与其他运载工具成熟的研制经验。总之, CZ-3A系列火箭的上面级, 用两年半左右的时间应该可以研制成功。
表6 典型发射轨道时序 (4.5天奔月轨道)
Table 6 Typical flight sequence (for the 4.5 day trajectory)
《表6》序号 |
时序 | 事件 |
1 |
0 s | 火箭点火起飞 |
2 |
148.2 s | 一、二级分离 |
3 |
244.3 s | 整流罩分离 |
4 |
272.5 s | 二、三级分离 |
5 |
611.2 s | 三级一次工作结束, 进入200 km停泊轨道 |
6 |
1 191.9 s | 滑行结束 |
7 |
1 434.6 s | 三级二次工作结束, 进入近地点高度200 km的奔月轨道 |
8 |
26.4 min | 进行GNSS测量, 上面级工作, 完成奔月轨道初始误差修正 |
9 |
38.9 min | 3 000 km左右, 再次进行GNSS精确测量, 下传测量数据, 由地面进行处理并完成轨道预报, 选择合适时机将数据注入上面级 |
10 |
14~17 h | 第一次经过中国上空, 第一个可测控弧段, 经过一段轨道测量, 地面及时处理后注入轨道预报值 |
11 |
36~42 h | 第二次经过中国上空, 第二个可测控弧段, 经过一段轨道测量, 地面及时处理后注入轨道预报值 |
12 |
60~66 h | 第三次经过中国上空, 第三个可测控弧段 |
13 |
84~90 h | 第四次经过中国上空, 第四个可测控弧段, 惯性基准校准, 完成中途修正, 并对修正后的轨道进行测量, 完成轨道预报 |
14 |
106.5 h | 距月球30 000 km开始, 通过月球成像跟踪器捕捉月球并跟踪 |
15 |
113.29 h | 完成惯性基准校准和上面级调姿, 对月制动开始 |
16 |
113.42 h | 进入环月轨道, 星箭分离 |
探月工程的其他组成部分, 也有良好的现实可能性。例如:西昌卫星发射场已11次发射CZ-3A、CZ-3B火箭, 还成功地完成了CZ-3C火箭的发射合练。增加上面级后, 火箭的高度没有变化, 发射场完全可以适应发射月球探测器的需要;地面跟踪与测量系统, 现有为921工程使用的统一S波段测控系统 (USB) , 可以满足火箭飞行过程中测量跟踪与控制的需要。在距地球3 000 km附近引入GPS参与测控的技术已在我国CZ-2C/FP等型号上成功应用。另外, 中国科学院的天文甚长基线干涉仪 (VLB1) 系统也可参与测控, 提高测控跟踪系统的精度与可靠性;月球探测器可由FY-1、ZY-1、DFH-3等卫星做适应性修改而成, 也基本上是现成的产品;地面应用与研究系统在中国科学院也有良好基础。
总之, 探月工程选用CZ-3A系列火箭方案是完全现实可行的, 整个工程的其余组成部分也有较好的现实基础。
《5 基本结论》
5 基本结论
1) 我国首期月球探测工程的运载火箭, 可在CZ-3A系列火箭的三类共9种方案中选取, 即:
·第一类选择CZ-3A、CZ-3C、CZ-3B, 分别将2.6、3.8、5.1 t的探月器送入GTO。
·第二类选择CZ-3A、CZ-3C、CZ-3B, 分别将1.75、2.80、4.15 t的探月器送入LTO。
·第三类选择CZ-3A、CZ-3C、CZ-3加上面级, 分别将0.7、1.3、2.2 t的探月器送入环月轨道。
由此不难看出, 当探月器的质量为1~2 t时, 第一类选择显然没有充分发挥运载火箭的潜力, 而探测器的负担过重, 从航天大工程整体优化的角度看, 显得不够合理;
第二类选择比较居中、相对合理。比如可用CZ-3A将1.75 t、CZ-3C将2.8 t的探月器送入LTO, 然后再由探月器完成制动变轨进入环月轨道。这个过程相当于CZ-3A系列发射地球同步通信卫星时卫星从GTO到GEO。
第三类选择火箭的负担较重, 探月器的负担轻且可小型化。但其中的CZ-3B是成熟产品, 这时的CZ-3B火箭加上面级可以实现一箭双雕:既发射环月卫星, 又实现上面级月面硬 (或软) 着陆。这样既能扩大我国首期探月工程的影响, 也可为第二期探月工程打下良好基础。
2) 由于我国探月活动起步晚于美苏约40年, 而我国现实的技术与物资基础又大大优于当年的美苏两国, 因此, 我国探月工程的起点应该有可能高一些。应取CZ-3B加上面级发射环月卫星同时实现硬 (或软) 着陆为首选方案, 以取CZ-3C发射2 t质量级的探月器进入奔月轨道为次选方案。
3) 三类方案中的运载火箭, 最长的生产 (或研制) 周期不会超过3年, 都能做到在2005年前发射月球探测器。
《注释》
注释
1 陈闽慷等.发射月球卫星运载火箭上面级技术方案[R]. 北京: 中国运载火箭技术研究院, 2002