月球空间站停泊轨道选择分析

彭祺擘，吕纪远

(中国航天员科研训练中心，北京 100094)

0 引 言

2017年12月11日，是阿波罗17号任务结束45周年的纪念日，时任美国总统特朗普正式签署了其就任后的首项航天政策指令，正式宣布美国将载人重返月球，并将以月球为跳板，为后续的载人火星登陆任务奠定基础。2018年2月13日，NASA代理局长莱特福特在阿拉巴马州马歇尔航天中心发表年度讲话时再次表示，美国将开始在月球轨道上建造一个空间基础设施，以便对月球进行长期研究，并于2022年左右向月球轨道上发射动力和推进装置，作为月球轨道站的基础，同时将名称由“深空之门”(Deep space gateway)更改为“月球轨道平台门户”(Lunar orbital platform-gateway)。2019年3月,美国副总统彭斯宣布在建设门户的同时,将于2024年左右重返月球,同年5月NASA将登月计划命名为“阿尔特弥斯”(Artemis)。目前这一计划已经推迟,但其相关研制工作仍在继续,本文仍沿用“深空之门”的计划名。此次提出的长期载人深空探索计划，相比20世纪60年代的阿波罗登月计划，新方案的主要变化是要在地外天体轨道上建立的长期运行的空间站。

月球附近轨道空间站作为在地月空间长期运行的载人空间设施，一方面能够支持载人飞船、月面着陆与上升飞行器等来访飞行器在环月轨道上交会对接和停靠，提高执行载人月球探测任务灵活性；另一方面能够作为载人深空探测任务拓展平台，支持载人深空探测飞行器在轨组装，以有效降低单次发射的运载能力需求，同时，利用月球轨道空间站的特殊空间环境，可开展脱离地球磁场保护的深空轨道长期生存等关键技术研究。因此，将空间站部署在月球附近什么样的轨道上才能充分发挥其价值，目前被国内外广泛关注。“深空之门”载人空间站初步选择了月球附近的近直线轨道(Near-rectilinear orbit,NRO)，目的是更好的支持载人深空探测任务，但其具体技术方案仍在不断讨论和迭代当中。

本文系统梳理了月球附近可用于空间站停泊的轨道类型，分析了不同轨道的能量需求、任务支持性、空间环境等特性，可为实际任务轨道方案选取提供技术参考。

1 空间站月球停泊轨道类型

根据中心引力体的不同，月球停泊轨道可分为绕月轨道、地月平衡点附近轨道、地月循环轨道三大类。其中，绕月轨道是指以月球为中心引力体，围绕月球飞行，且其他星球的引力摄动对飞行器的影响远小于月球引力的飞行轨道，主要包括低月球圆轨道(Low lunar orbit，LLO)、高月球圆轨道(High lunar orbit，HLO)、顺行环月轨道(Prograde circular orbit，PCO)、月球冻结轨道(Frozen lunar orbit，FLO)、月球大椭圆轨道(Elliptical lunar orbit，ELO)等；地月平衡点附近轨道是指距离月球相对较远，飞行器基本处于地月引力平衡位置飞行的轨道，主要包括地月共线平动点轨道、三角平动点轨道、近直线轨道、大幅值逆行轨道(Distant retrograde orbit，DRO)等;地月循环轨道(Earth-Moon cycler orbit，EMCO)主要是指周期往返于地球和月球之间的轨道。

1)绕月轨道

低月球轨道(LLO)是月球任务应用最为普遍的停泊轨道，阿波罗登月计划采用了该类型轨道，一般为轨道高度约100～300 km的近圆轨道，轨道倾角可根据任务要求任意选择，其特点是有利于着陆月球，对月面着陆器要求相对较低。

高月球轨道(HLO)是类似于LLO的绕月飞行圆轨道，不同的是其飞行高度相对较高，一般上千公里，轨道倾角可根据任务要求任意选择，其特点是受月球非球形引力摄动影响较小，有利于长期飞行。

顺行环月轨道(PCO)在“深空之门”中被定义为轨道倾角为75°、运行周期11小时的近圆轨道，其特点是运行高度稳定，几乎无需轨道修正。

月球冻结轨道(FLO)与PCO类似，但可以为非近圆轨道，对于观测地球或者月球条件较好，月球冻结轨道对轨道偏心率、轨道倾角等要求较高，因此进入该轨道需要更为精确的控制条件。

月球大椭圆轨道(ELO)是运行在月球赤道附近、轨道周期约为14小时的椭圆轨道，其特点是进入LLO和返回地球所需速度增量相差不大。同时可兼顾执行火星转移任务，飞行器在此轨道上交会组装后，采用相对较小的速度增量即可逃逸地月系，进入火星转移轨道，从而有效降低载人火星探测对运载火箭的需求，以及解决近地组装带来的大规模组合体控制问题。

2)地月平衡点附近轨道

地月平动点轨道是长期稳定运行在地月平动点附近的轨道，地月系存在三个共线平动点1、2、3和两个三角平动点4、5，如图1所示。其中3点相对月球在地球背面，4和5点为稳定平动点，从该点逃逸所需的速度增量较大，因此这些点一般不用于执行月球探测任务。可用于执行月球探测任务的主要为1点和2点，空间站可部署于该点附近的晕轨道(halo轨道)，其特点是着陆月球任意区域所需的能量相差不大。特别是2点位于月球背面，通过月球借力可进一步减少速度增量，且可用于月球背面观测及月球背面的中继通信，因此被广泛关注。

图1 地月平动点示意图Fig.1 Schematic figure of Earth-Moon libration point

近直线轨道(NRO)是一类偏心率非常大的椭圆轨道，轨道倾角约为90°，轨道升交点可根据任务要求进行选择，其特点是进入该轨道可借助月球引力，所需能量较小，同时轨道维持代价较小，适用于长期稳定运行，以及支持月球极区探测和未来载人深空探测任务。

大幅值逆行轨道(DRO)类似于地球静止轨道，但轨道周期为月球自转周期的一半，约14天，该轨道主要用于日地系统观测。图2给出了上述几类轨道的示意图。

图2 不同类型的月球轨道示意图Fig.2 Schematic figure of different types of lunar orbits

3)地月循环轨道

地月循环轨道(EMCO)是地月限制性三体问题下的周期往返轨道，在地心惯性坐标系中，EMCO是一个近地点为数百到几千公里、远地点为47万公里，轨道周期约为半个月球公转周期的大椭圆轨道，如图2所示。该轨道能够兼顾地球和月球的科学探测，并能够为将来载人小行星及火星探测提供技术支持。

图3 地月循环轨道示意图Fig.3 Schematic figure of earth-moon cycler orbit

上述轨道的主要参数见表1。

表1 不同类型的月球停泊轨道参数Table 1 Different types of lunar parking orbit parameters

2 不同轨道的能量需求

对于不同的轨道类型，其所需要的速度增量代价也不同，主要包括将空间站送达该轨道以及轨道维持的速度增量。

2.1 到达停泊轨道的速度增量需求

考虑日、地、月引力，采用限制性四体问题建立轨道设计模型，开展到达不同轨道的速度增量分析。建立地月旋转坐标系，原点位于地心，轴为地球指向月球方向，轴为轴在地月轨道面内逆时针旋转90°，轴构成右手系。在该坐标系中，空间站地月转移的运动方程为：

(1)

式(1)中变量定义为：

(2)

其中,为太阳到地月系质心的距离;为初始的太阳方位角;为地、月绕坐标原点的角速度;为太阳绕坐标原点的角速度;,,分别表示地球、月球、太阳质量占总质量的比例,,,分别表示飞行器距地球、月球、太阳的距离。

以近地出发轨道200 km为例，按照表1中的目标轨道参数，开展轨道设计，分析飞行器从近地轨道到达该轨道以及返回地球所需的速度增量，结果见表2。

从表2中可以看出，到达绕月轨道所需的速度增量会随着轨道高度的增加而逐渐减小，飞行时间相差不大；到达地月平衡点附近轨道，由于可以借助月球引力，所需速度增量相对较小，但飞行时间较长；而地月循环轨道本质上仍是以地球为中心体飞行的大椭圆轨道，而并未进入月球轨道，因此进入该轨道和返回所需速度增量较小，飞行时间较短。

表2 到达不同类型月球轨道所需的速度增量Table 2 The Δv required to reach different types of lunar orbits

2.2 轨道维持速度增量

考虑日、地、月引力以及月球非球形引力影响，进一步分析空间站在不同轨道上运行时的轨道维持代价，按一年时间计算，不同轨道维持所需的速度增量见表3。

表3 不同类型月球轨道每年轨道维持所需的速度增量Table 3 The orbit keeping Δv per year for different types of lunar orbits

对于长期在轨飞行的空间站，应尽可能减少轨道维持所需速度增量，以降低空间站推进剂需求。通过计算可知，轨道维持与轨道高度及维持策略有关，对于近月点较低的LLO和ELO，受月球非球形引力摄动影响，存在撞月风险，因此轨道维持代价较大；对于HLO、PCO、FLO、2点Halo轨道、NRO、DRO、EMCO等轨道相对稳定，所需轨道维持速度增量较小。

3 不同停泊轨道对登月任务的支持性

3.1 登月可达性

登月可达性是指从过渡轨道(如NRO、2点)进入LLO，再从LLO下降至月面所需的代价。从LLO到达月面所需代价一般为固定值，本文不再分析，从过渡轨道到达LLO则不仅要考虑速度增量，同时需考虑任务时间，表4给出了从不同过渡轨道进入LLO的速度增量及飞行时间需求。

表4 LLO轨道进入可达性Table 4 Accessibility for entering LLO

从表4中可以看出，绕月轨道一般易于着陆于其星下点所在位置，到达其他位置需要改变轨道面而付出较大代价，其飞行时间较短，因此比较适合在固定位置开展月球探测的任务模式，例如建立月球基地；地月平衡点轨道和地月循环轨道可到达全月面，但速度增量相对较大，且飞行时间较长，因此比较适合于月球不同区域的多次探测任务。

3.2 通信和热环境

在对地通信方面，LLO、PCO、FLO、ELO、DRO等轨道基本会有一半时间被地球遮挡；2点Halo轨道和NRO垂直于地月连线的轨道均可实现完全无遮挡，可保持对地通信随时畅通；地月循环轨道在绕到月球背面时会有短时间遮挡。此外，与月面通信也是需考虑的重要因素，绕月轨道、地月循环轨道与月面通信时长较短，高轨覆盖率较好，但要根据着陆点具体位置而定，如DRO无法覆盖极区，2点Halo轨道则对月球背面覆盖较好，NRO则对月面极区覆盖较好。

对于载人月球探测任务，热环境同样是需考虑的重要因素。轨道高度较低时，月球热辐射和反射影响较大，热环境不稳定，而NRO、2点和DRO轨道热环境则相对较好，基本不受月球影响。

4 “深空之门”轨道选择考虑

美国“深空之门”月球轨道空间站将采用近直线轨道(NRO)。该轨道的选择主要考虑了能量需求、登月的可达性、以及通信和能源等因素。

4.1 能量需求

“深空之门”将采用“猎户座”飞船将其送至月球轨道，“猎户座”飞船可为自身提供约1450 m/s的速度增量，由于在其初期拟采用已退役的ATV货运飞船的推进舱，预计可为自身提供的速度增量较小，约为1250 m/s。倘若同时将空间站送到月球轨道，则其为组合体提供的速度增量将更小，因此要求进入目标轨道的地月转移速度增量不能太大。

根据表2结果，对于LLO和HLO，所需速度增量较大，猎户座飞船不能独立完成近月制动及月地返回任务；对于PCO、FLO、ELO此类能量较低的轨道而言，猎户座飞船基本能独立完成轨道进入与返回，但是根据发射窗口的不同，其速度增量需求变化较大，速度增量余量很小，将空间站送至该轨道的窗口较小；对于EM-2、NRO、DRO、EMCO，进入该轨道及返回所需的总速度增量约为800 m/s左右，猎户座飞船在执行自身任务的同时，具备将空间站送至该轨道的可能性，同时空间站长期运行时轨道维持所需速度增量较小，可以大大降低空间站推进剂需求，因此这几类轨道均可采用。

4.2 月面着陆区选择

月球南极附近的沙克尔顿环形山一直被NASA所关注，是非常具有潜在探测价值的区域，NASA也倾向利用该地区长时间光照条件和富集资源储备，开展基地建造和月球原位资源利用研究，因此尽可能选择对南极任务支持性好的轨道。EM-2、NRO、DRO、EMCO均可以支持南极任务，但从EM-2和DRO转移至LLO需要约4天，从EMCO转移至LLO所需速度增量较大，而采用NRO过渡则只需0.5天，且NRO进出LLO总速度增量较低，更为合适。

4.3 通信和热环境

NRO受月球辐射和反射的最大热流不超过62 W/m，其热环境较为稳定，便于空间站长期运行。NRO垂直于地月连线，可实现完全无遮挡，保持对地通信随时畅通，同时NRO对月面极区覆盖也较好。

综合上述比较，“深空之门”空间站最终选择了轨道面基本垂直于地月连线的近直线轨道(NRO)，其近月点约4000 km，远月点约75000 km，从地球轨道到NRO轨道飞行时间为5.1天，进出NRO轨道所需的总速度增量为840 m/s，图4给出了进出该轨道的飞行任务剖面。根据目前“猎户座”飞船能力，在其实现独立往返的基础上，可额外将重约15 t的有效载荷送至该轨道，即使在任务初期直接采用已退役的ATV货运飞船推进舱，也可将重约10 t 的有效载荷送至该轨道，因此“深空之门”所提出的方案中，空间站舱段基本在10 t以下。

图4 载人登月飞行任务剖面Fig.4 Representative manned lunar fly-by mission profile

5 结 论

本文对月球附近停泊轨道的类型、求解模型及轨道特性进行了详细研究，在此基础上分析了美国“深空之门”空间站轨道选择的依据。通过分析可知，月球轨道空间站部署在不同位置各有优劣，对于轨道高度相对较低的绕月轨道，比较适合于以在月面固定位置建立月球基地为目的载人月球探测任务；对于地月引力平衡点轨道，比较适合于多次到达月面不同区域的探测任务，以及未来的载人深空探测任务。对于地月循环轨道，比较适用于长期持续大规模的星际探测。美国“深空之门”计划将空间站部署在NRO轨道，主要原因有两方面：1)为未来载人火星任务提供支撑;2)空间发射系统(SLS)火箭在将“猎户座”飞船送入该轨道时，可同时将一个10 t左右的空间站舱段送入该轨道，无需专门发射部署。工程中实际采用哪类轨道方案，还需要结合任务目标、任务规划、飞行器和运载火箭能力等进行综合权衡。