载人月球探测整体性能提升总体技术

张海联

(中国载人航天工程办公室，北京 100034)

0 引 言

月球是距离地球最近的自然天体,也是人类迈入深空的第一站。美国阿波罗计划实现了人类首次登陆月球,成为人类探索外太空的标志性事件和人类文明发展的重要里程碑。进入新世纪,随着新一轮科技革命和产业变革孕育兴起,世界主要国家利用开发太空、探索未知、到达更远目标的渴望愈加强烈,美国制定阿尔忒弥斯计划重返月球,多个国家提出参与建造“门户”(Gateway)月球轨道空间站,世界航天领域掀起了新一轮载人月球探测热潮。

载人登月速度增量需求大,速度增量放大了飞行器质量[1],导致任务规模庞大(如表1所示,表中地月转移加速由火箭末级执行,比冲4 560 m/s;其他由飞行器执行,比冲3 100 m/s),一次载人登月任务运载火箭起飞规模约是近地载人航天任务的6～8倍,起飞质量 3 000～4 000 t的运载火箭仅能够将2名航天员送达月面。阿波罗计划采用直接奔月飞行方案,每次任务需要一枚质量约2 950 t的土星五号运载火箭和一艘质量约46 t的“阿波罗”飞船,将3名航天员送往环月轨道,其中2人着陆月面。苏联N1-L3计划采用直接奔月飞行方案,每次任务需要一枚质量约2 735 t的N1火箭和一艘质量约15.4 t的L3组合飞船,乘组2人,其中1人着陆月面。阿尔忒弥斯计划每次任务需要将1艘“猎户座”飞船和1个商业月面着陆器送往月球附近近直线晕轨道NRHO对接,航天员乘坐着陆器着陆月面。我国载人月球探测任务采用环月轨道对接飞行方案(见图1),每次任务发射2枚质量约2 200 t的新一代载人运载火箭[2],分别将26 t的月面着陆器和26 t的载人飞船送往环月轨道对接后执行载人登月任务,乘组3人,其中2人着陆月面。

图1 载人月球探测飞行方案Fig.1 Flight scheme of manned lunar exploration

表1 地月空间飞行速度增量Table 1 Velocity increments in a manned lunar exploration mission

载人月球探测总体指标受运载火箭、飞船、月面着陆器的技术水平影响很大,也与任务总体设计方法密切相关。国内外已有大量关于飞行器结构、推进和控制专业技术发展的文献报道,但从任务总体技术层面系统研究提升载人月球探测整体性能的还很少。本文分析了载人月球探测整体性能表征指标,系统梳理影响系统优化的总体要素,研究提出了提升任务整体性能的总体设计方法,并介绍了近些年来在载人月球探测工程中的实践探索,提出了未来发展方向。

1 整体性能表征与总体设计方法

1.1 整体性能表征

载人月球探测任务的整体性能可通过可靠性与安全性、工程能力水平、故障应对能力、航天员舒适性等多种指标进行表征,其总体设计是多目标优化问题,不同目标之间相互冲突,仅优化一个目标可能引起其他目标性能降低,需在各目标之间权衡折中,采用体系化的总体设计方法使各目标性能达到Pareto意义上的最优[3],实现载人月球探测整体性能优化。

可靠性与安全性是载人航天重要指标,原则上应满足“一度故障工作,二度故障安全”准则,但若所有功能均进行冗余设计则代价较大,需分析可靠性过高要求对工程性能指标的影响。

工程能力水平可由航天员人数、月面活动时间、月面活动范围、科学探测能力以及返回地球样品质量等指标来表征,各指标均可转换为质量体现。

故障应对能力在总体层面可通过在正常用量之外预留额外资源,满足全任务阶段极限偏差、应急飞行等额外消耗需求。由于飞行器系统规模大,推进剂需求多,应对极限偏差和故障所需的资源中推进剂是对飞行器规模影响最大的因素。故障应对能力与工程正常能力水平相互矛盾,提升故障应对能力必然占用飞行器推进剂资源。若飞行正常,这些推进剂将成为“死重”,极大影响任务性能指标,故需平衡好故障应对能力与正常飞行之间的关系。

1.2 面向整体性能提升的总体技术

载人月球探测总体设计是在任务目标驱动下,定义任务需求和约束条件,识别影响方案的关键因素,定义系统架构和基线方案,开展总体参数和飞行方案优化,实现系统间指标匹配、余量科学合理,达到提升任务总体性能的目的。按照概率设计、一体化设计、模型优化和数据修正4个方向,系统梳理提升载人月球探测整体性能的总体技术。

1)概率设计:载人航天任务通常采用偏差全包络设计,为满足各种小概率极限偏差、故障处置要求常常牺牲任务总体性能指标。由于载人月球探测任务对飞行器重量极为敏感,需研究极限偏差和故障发生概率,采用概率设计提升总体性能。

2)一体化设计:航天任务通常按系统进行独立设计,系统各自考虑偏差留取余量,造成系统间余量重复留取、系统不优化。一体化设计方法可有效控制系统间余量,提升总体性能。

3)模型优化:通过采用基于模型的系统工程方法,建立数字模型实现方案优化设计,精细化数字仿真提升产品性能,虚实互动改进产品设计,整体提升任务性能。

4)数据修正:利用飞行产品测试数据、外部环境实测数据、其他型号飞行数据等修正任务总体参数,减小偏差以提升飞行器性能。

按上述4个方向梳理的总体技术见图2,研制过程中进行了部分技术的探索实践。

图2 面向整体性能提升的总体技术Fig.2 Systems engineering technology for overall performance improvement

2 基于概率的总体设计

载人航天任务可靠性与安全性设计、速度增量分配、故障对策设计、安全系数选取等传统上采用偏差全包络设计,结果相对保守。载人月球探测任务中,不断探索基于概率的总体设计方法,通过评估极限偏差或故障发生概率后给出相应处置措施,避免极小概率事件成为影响总体性能指标的决定因素,采用概率设计方法提升任务水平。

2.1 基于PRA方法的载人探月任务风险分析

载人月球探测是一个典型的多阶段任务系统[4],具有系统组成状态动态变化、阶段间相关等特征,任务存在成功/失败、进入备选任务、航天员救生成功/失败等后果状态多样性。传统的可靠性方框图等静态可靠性分析方法,在描述系统动态性、相关性、多态性等方面存在不足,难以满足载人月球探测多阶段任务的可靠性分析要求。概率风险评估(PRA)综合运用事件树、故障树等方法构建风险事件链模型,集成工程试验数据、飞行数据、专家判断等信息,利用贝叶斯分析、蒙特卡罗仿真等进行风险量化、不确定性分析与重要度排序,综合反映系统的可靠性安全性水平,识别系统薄弱环节,逐步成为复杂航天系统可靠性安全性分析的重要工具[5-6]。

载人月球探测任务PRA实施流程包括识别初因事件、事件链建模、故障建模、数据收集与分析、结果分析与重要度排序等步骤,任务过程事件树模型如图3所示,后果状态定义为圆满成功、任务失败(LOM)、航天员伤亡(LOC)。

图3 载人月球探测任务过程事件树模型示意图Fig.3 Event chain model of manned lunar exploration mission process

对于复杂的初因事件或中间事件,可采用故障树或贝叶斯网络进行故障建模。收集载人航天器、嫦娥月球探测器等数据并按照任务需求预处理,分析火箭、飞船和着陆器相关产品可靠性数据,为载人月球探测故障树底事件、事件树基本事件提供失效概率分布,在此基础上可计算事件链发生概率。

假设导致航天员伤亡的事件链Si(i∈H1,H1为航天员伤亡事件链集合)对应第n个阶段,Si发生概率PSi为

(1)

式中:Rh为第h阶段任务成功概率;Rn为第n阶段任务成功概率;PLOE,n为第n阶段航天员应急救生失败概率。全任务剖面航天员伤亡概率PLOC为

PLOC=∑PSi,i∈H1

(2)

对任务剖面20个阶段进行安全风险重要度排序,发现着陆器动力下降、着陆器与载人飞船二次对接、运载火箭发射载人飞船为任务风险重要度等级较高的事件,应采取冗余设计、裕度设计等方法提高可靠性,或采用逃逸与应急救生等措施提高重大故障情况下航天员的安全性。

2.2 基于概率的速度增量设计

载人登月任务的地月转移轨道常采用一般转移轨道、自由返回轨道、混合轨道和基于自由返回轨道的终端变轨轨道等,不同地月转移轨道的特点如表2所示[7]。

表2 不同地月转移轨道特点比较Table 2 Comparison of characteristics of different Earth-Moon transfer trajectories

受地月位置关系变化影响,月球轨道设计空间较大[7-8]。按照最大速度增量包络设计轨道,将大大增加飞行器规模,造成不必要的浪费。为提升任务效能,需综合衡量任务窗口与速度增量的关系,按满足一定任务窗口概率预留速度增量,通过科学合理的任务规划,尽可能降低任务实施代价。

月面着陆器常采用设计自由度较大的一般转移轨道,如不考虑速度增量约束,每天都有合适的轨道到达月球,速度增量高达860 m/s。载人飞船地月转移常采用自由返回轨道或者混合轨道,近月制动速度增量相对较大,如图4所示。载人飞船从月球返回地球,不同环月轨道倾角、不同返回窗口返回时速度增量需求不同,每个月1个周期,如图5所示。载人飞船轨道设计时一般将近月制动与月地转移速度增量统筹考虑。

图4 载人飞船近月制动速度增量Fig.4 Velocity increments required for manned spacecraft braking near the Moon

图5 载人飞船月地转移速度增量Fig.5 Velocity increments required for manned spacecraft during Moon-Earth transfer

以2029年某低纬度着陆区为例进行计算,月面着陆器根据不同发射日期、不同类型的地月转移轨道(降降、降升、升降、升升)的近月制动速度增量分析, 800～810 m/s的近月制动速度增量仍能保证一定数量的发射窗口,即只考虑轨道约束,发射日占全年天数的比例约为23%,如果进一步降低速度增量,发射窗口数量会随速度增量的减少急剧减少,如图6所示。这样在保证一定发射机会的前提下,速度增量较最大值留取可减少约50 m/s,着陆器质量减少约310 kg。

图6 月面着陆器近月制动所需速度增量Fig.6 Velocity increments required for lunar lander braking near the Moon

载人飞船受自由返回限制,发射窗口相对较少。

进行低纬度区域探测时,近月制动+月地返回加速最大速度增量约2 065 m/s,2029年全年窗口数约53个,发射日占全年天数的比例约14.5%;在按近月制动+月地返回加速共1 970 m/s速度增量留取时,窗口数量约35个,在2月至8月均有发射窗口,发射日占全年天数的比例约9.6%(一般不低于10%左右),飞行器质量减少约400 kg,如图7所示。

图7 2029年发射窗口筛选示意图Fig.7 Launch windows in 2029

2.3 基于概率的故障对策设计

载人月球探测飞行阶段多、过程复杂,每个阶段均可能发生危及航天员安全的故障,故障种类及处置对策非常多,需对单个故障发生概率、不同故障叠加发生概率进行分析,按照风险控制原则给出相应处置措施。本小节以2个典型案例说明基于概率的故障对策设计思路。

1)月面着陆器应急工况处置

月面着陆器全飞行阶段极限偏差或故障应急工况很多,例如可能面临运载火箭入轨偏差过大、月面下降中止后应急上升、单台发动机故障情况下的月面应急上升、月面提前起飞等,着陆器需在正常飞行推进剂之外额外预留推进剂以应对这些工况。若对所有可能的故障均预留推进剂,对于着陆器将是难以承受的重量代价。

载人月球探测采用基于概率的故障对策设计。首先分析可能的单个极限偏差或故障应急工况发生概率;对于极限偏差或故障应急工况组合情况,按照串联模型计算组合工况的发生概率;判断极限偏差或故障应急工况单个或组合情况的发生概率。按照载人航天风险控制原则,发生概率小于10-6可认为一次任务中不可能发生。因此若概率小于10-6则不再考虑留取资源进行处置,既满足航天员安全性要求,又将推进剂预留量控制在可接受的水平。

2)载人飞船密封舱失压情况处置

飞行过程中空间碎片或微流星可能会击穿飞船返回舱,造成压力应急,需采取大流量供气或者通过将舱内压力服装转入压力应急模式保持舱压[9]。载人月球探测基于风险概率评估飞行器应急失压风险,设计压力应急处置方案。采用ORDEM空间碎片模型,SSP 30425微流星体环境模型对载人飞船飞行过程碎片和微流星击穿概率进行分析,按照将压力应急的风险降至小于10-6的设计原则确定了击穿孔洞。通过基于概率的压力应急设计,既保障了航天员安全,又有效降低了飞船额外的气体资源需求。

2.4 基于概率的安全系数设计

设计飞行器结构时,通常采用安全系数考虑材料性能散差、载荷计算偏差、结构零部件的制造工艺水平和稳定性等因素。飞行器结构安全系数是强度校核使用的重要参数,目前国内外飞行器设计将结构强度S和载荷水平L看作确定量,给出一个确定性的安全系数范围。在实际工程应用中,设计师在强度校核时往往采用最低强度和最高应力,导致设计结果偏保守;不同结构、不同材料选取同样的安全系数,不能真实反映实际情况;安全系数的取值沿用几十年前的标准,不一定适用于当前的新材料和新工艺。随着飞行器精细化设计的发展,对传统安全系数法进行了改进,采用基于应力强度干涉模型的可靠性安全系数设计方法。对于高斯分布下的应力强度干涉模型,可靠性安全系数f0为[10]

(3)

式中:u0为结构要求的可靠度;μS,CVS为强度总体均值和变差系数;μL,CVL为载荷总体均值和变差系数。采用该模型可实现飞行器结构安全系数精细化设计和结构减重。以运载火箭三级结构为例,采用先进结构设计和高可靠低安全系数设计,结构质量可减少约400 kg,有效提升了运载能力。

3 船/器/箭一体化设计

航天任务传统按系统独立设计再集成的方法,系统间余量较大。载人月球探测任务探索采用轨道一体化、船箭动特性一体化、电气系统一体化、故障情况下的多系统联合应对等设计方法,提高系统综合集成性能,统一分配系统间设计余量,实现系统间均衡协调优化。

3.1 船/器/箭轨道一体化设计

载人登月运载火箭将飞行器送入地月转移轨道前,一般在近地轨道停泊,检查飞行器状态并等待地月转移出发窗口(需运行到月球反垂点附近再实施轨道机动)。近地停泊轨道影响火箭发射弹道、运载能力和飞行器近月制动推进剂消耗量。进行运载火箭发射弹道、近地停泊轨道和地月转移轨道一体化设计对于优化飞行方案具有重要作用。

文献[11]针对空天飞行器采用极坐标系下动力学方程统一描述弹道段和轨道段飞行,建立器箭弹道/轨道一体化模型,对飞行器轨迹进行统一优化。但由于载人月球探测飞行阶段多,方程复杂,此类两点边值问题求解难度很大。分层全局优化方法[12]采用外层、内层联立优化,降低了问题耦合度。载人月球探测采用分层全局优化方法进行船/器/箭轨道一体化设计,如图8所示。

图8 分层全局优化方法Fig.8 Hierarchical global optimization method

外层重点解决运载火箭和飞行器能量分配问题,主要优化近地停泊轨道的半长轴aE、偏心率eE和地月转移轨道半长轴aLTO。对于每组aE,eE和aLTO,采用寻优算法求解火箭运载能力和飞行器进入环月轨道质量之和最大。

内层又分为飞行器地月转移轨道优化和运载火箭弹道优化两方面。飞行器地月转移轨道优化将根据目标环月轨道,以及外层给定的aE和eE,优化地月转移出发时刻、速度增量以及近月制动速度增量,得出LTO轨道参数和进入环月轨道的最大飞行器质量mL:

(4)

运载火箭弹道优化将根据外层给定的aE和eE,以及优化出的地月转移轨道参数,以入轨质量mE最大优化计算运载火箭发射弹道:

(5)

针对2029年某发射窗口进行优化,通过器箭轨道一体化设计,停泊轨道由300 km高度圆轨道调整为近地点170 km、远地点200 km的近圆轨道,地月转移轨道半长轴由240 000 km调整为210 000 km,火箭运载能力提升约300 kg;同时,由于地月转移轨道半长轴调整,飞行器近月制动速度增量减小约58 m/s,飞行器进入环月轨道质量增加约360 kg。

3.2 船箭动特性一体化设计

传统意义上,飞船采用刚度设计,结构频率要和运载火箭错开。船箭动力学以频率为主、质心准静态过载为辅进行耦合分析,通过基频、界面力学环境、质心等效极限载荷等力学参数进行船箭数据交互。飞船按照质心等效极限载荷进行强度校核,这适用于飞船靠近船箭界面的部段,但对于振动响应较大的飞船中上部段偏差较大,设计精细化不足。新一代载人飞船基频约2.8 Hz,远小于一般国内外火箭要求的有效载荷5～10 Hz的最低基频要求,传统方法已不再适用。

研制中采用船箭动特性一体化设计[2],将飞船作为火箭的一个子级,建立船箭动力学有限元模型,设计参数以船箭不同截面静动载荷为主、频率要求为辅,对强度和刚度并行设计。通过船箭全过程力学环境和载荷条件分析,开展静动载荷、结构刚度匹配及姿控稳定等耦合因素优化,给出飞行过程中船箭界面、飞船主要结构、以及飞船关键单机的载荷和力学环境,改进了传统飞船与运载火箭独立设计理念。通过优化火箭构型和姿控方案,满足了新一代载人飞船超低基频要求;通过优化运载火箭子机关机方式,降低界面载荷力学环境条件约20%,实现飞船结构减重约150 kg。

3.3 电气系统一体化设计

对于大型复杂飞行器而言,电气系统通常按照各分系统分别设计,再由飞行器系统进行集成和测试的模式研制。这种模式有利于将复杂任务功能逐级分解和分层级实施,但也造成了计算机重复配置、计算资源无法共享、基础软硬件不统一、电缆网交叉繁复等问题。

载人月球探测运载火箭、飞船和着陆器打破原有按层级分解的研制模式,采用了电气系统一体化设计[13]。例如,着陆器构建了“集中统一计算、模块化综合管理、分区就近执行”的一体化电气系统(见图9),基于TTE实现不同实时性要求、不同业务带宽数据的一体化网络传输;采用通用高性能计算机统一实现所有分系统计算和闭环控制功能;采用模块化、集成化业务单元,就近对外设进行管理和分布式控制;采用分时分区操作系统,支持各分系统应用软件APP独立编译和动态加载。通过电气系统一体化设计,与同类型飞行器相比,设备数量减少72%,设备质量减轻30%,电缆网减少了分支、精简了穿舱,质量减轻36%。同时,采用电气一体化设计,飞行器之间信息互联也更为简捷顺畅。

图9 月面着陆器一体化电气系统架构Fig.9 Integrated electrical system architecture of manned lunar lander

3.4 故障情况下的任务重规划

对于近地轨道航天任务,若运载火箭发生动力系统故障且对运载能力影响较小,通过调整制导方法仍有可能将航天器送入目标轨道[14-15]。载人探月飞行过程中若发生严重故障,一般要中止登月任务并将航天员安全送回地球[16];在保证航天员安全的前提下,为提升任务效益,可考虑利用运载火箭、飞船和月面着陆器的剩余能力,统筹使用资源执行降级或备选任务。

新一代载人运载火箭具备动力冗余和控制系统重构能力,在不同时刻发生故障,将根据剩余能力进行重规划,如图10所示。如运载火箭剩余能力能够完成正常登月任务,则以预定轨道为目标进行弹道重构,飞船根据新的入轨点完成飞行规划;如无法完成正常登月任务,则改变任务目标执行环月、绕月等降级任务,飞船接续完成飞行规划;如剩余能力仅支持进入近地救援轨道,则保证将飞船送入近地轨道,为航天员安全返回提供良好条件。运载火箭弹道重构通常以尽可能提升入轨高度、保证运载能力为目标进行规划,同时将造成轨道参数和入轨时间发生改变,如图11所示。飞船将根据实际入轨点,考虑实际与标称入轨点之间的偏差,进行轨道重规划才能完成后续任务。

图11 运载火箭弹道重构示意图Fig.11 Trajectory reconstruction for launch vehicle

4 基于数字模型的优化设计

载人月球探测任务全面采用基于模型的系统工程方法,实现模型驱动的创新设计,建立的系统设计和验证模型、产品设计模型、工程仿真模型等对于方案优化设计发挥了重要支撑作用。

4.1 载人飞行器多学科系统仿真

飞行器总体设计需要考虑不同专业之间复杂的制约关系,权衡各类设计参数难度较大。多学科系统仿真通过将各专业功能性能模型统一集成,支持各专业协同仿真,获得各类设计参数的影响关系,实现飞行器总体设计优化。

载人月球探测任务建立了飞行器系统设计模型[17](见图12),分层次开展飞行器架构和接口设计,覆盖机械、能源、信息、热等共3 000多个接口。在统一架构中描述供电图、信息图、推进管路图、环热控管路图等信息,利用软件的逻辑仿真能力,验证了能量流、信息流、机械流的设计正确性。建立了系统验证模型(见图13),完成单机产品的机、电、热、信息多学科建模,船/器共交付700余台Modelica单机模型,完成由环境、机械、能源、热、信息5部分组成的总体模型,支持多学科耦合仿真计算。开展了基于飞行程序驱动的系统级功能和性能仿真验证,实现从发射到返回着陆的全过程关键环节/事件全覆盖,验证了接口协调与匹配性。

图12 包含多维信息的架构模型示例Fig.12 Example of architecture model containing multidimensional information

图13 多学科联合仿真模型Fig.13 Multidisciplinary joint simulation model

4.2 基于数字模型的结构优化

载人月球探测飞行器对结构轻量化要求极为苛刻,研制过程中大量采用CAE等数字化方法进行结构优化。例如,采用基于网格变形的三维模型重构优化方法[18],飞行器对壁板侧壁整体加筋布局进行优化(见图14),将不同区域筋条厚度及整体筋条高度作为优化变量,对壁板蒙皮厚度也按不同区域优化,结构数字模型经过了强度、刚度校核,产品经过相关试验考核验证,实物称重结果表明,经过拓扑优化的密封舱结构与同类舱段相比减重达35.8%。

图14 基于网格变形的三维加筋技术Fig.14 3D reinforcement technology based on mesh deformation

4.3 载人飞行器功率动态平衡设计

月面着陆器系统需提供航天员月面生活工作、载荷充电、天地通信等用电保障,形成了围绕航天员活动的功率需求波动。功率波动与出舱时间、登月点选址、太阳高度角、载荷耗电量等密切相关,正常和故障处置下的能量平衡成为了评估规划可行性的重要因素。

建立电源系统模型和负载模型,根据设备开关机情况,仿真月面太阳光入射角度、太阳翼发电电流、电池充放电电流和电池放电深度,可以快速实时评估航天员出舱、设施充电等月面活动的能量平衡情况(见图15)。这种精细化建模与动态评估方法避免了各系统按最大供电需求累加的粗放设计,为月面着陆器降低了约18%的供电需求,实现了系统优化配置。

图15 载人月球着陆器月面能量平衡分析算例Fig.15 Example of lunar energy balance analysis of a manned lunar lander

4.4 载荷环境精细化预示

载人月球探测飞行器需经历温度、羽流、月尘、热流、真空、辐射、大气摩擦、空间碎片等复杂空间环境,为了应对载荷环境的不确定性,设计上往往按照极限考虑,占用了大量系统资源。通过精细化建模预示,可有效优化系统配置,提升综合性能。

例如着陆器下降着陆过程中,变推力发动机工作对附近设备的羽流热流密度可达到兆瓦级,羽流与着陆速度、发动机工作模式、关机高度、地形地貌等关系紧密。通过建立数字模型对着月过程进行了精细动态仿真[19](见图16),优化了相关参数,使着陆器在合理的推进剂消耗、较好的冲击环境下,可以尽可能减小羽流影响,降低采用高温隔热材料的质量代价,优化了着陆腿设计,实现综合减重约10%。

5 基于实测数据修正的总体性能提升技术

运载火箭、飞船、着陆器方案设计均考虑了各种参数偏差,载人月球探测任务探索利用射前地面测试数据、其他型号飞行数据进行模型修正,减小偏差以提升飞行器性能。

5.1 基于地面测试数据修正的性能提升技术

飞行器研制生产过程中,多发产品的实际性能将不可避免地出现一定散差,设计上常通过预留参数偏差进行考虑。实际产品完成制造总装后,通过地面测试数据可辨识该部分偏差,根据产品实际状态修正数字模型,优化推进剂、气体的加注量,节省的质量可用于增加有效载荷能力,从而达到提升总体性能的目的。

载人月球探测箭/船/器携带了比近地任务更多的推进剂,动力系统性能偏差会造成在轨实际推进剂使用量的较大变化,是基于地面测试数据修正最为重要的方面。发动机推力和比冲是飞行器轨道控制计算中的重要参数,通过发动机热试车可对实物产品标定推力大小、推力线偏斜和比冲性能,可以大幅减小发动机工作的不确定性,根据测试数据核定飞行器变轨等效速度增量和在轨推进剂使用量。对于比冲300 s左右的常规推进系统而言,每增加1 s比冲,推进剂就可以节约0.3%,飞行器减少推进剂加注60 kg。

混合比偏差一般由阀门、管路、发动机流阻偏差决定,产品总装前可通过水压试验测定流阻,降低设计阶段为混合比偏差不确定预留的推进剂,混合比偏差每降低0.1%,飞行器推进剂加注量可减少20 kg。贮箱排空率也是设计阶段预留推进剂的重要因素,可以通过排放试验进行标定,贮箱排空率每提高0.1%,飞行器推进剂加注量可以减少20 kg。

此外,飞行器实测质量特性影响推进剂加注量和载荷能力,月面出舱的复压气体用量也可根据着陆器密封舱实测容积精准配置。

5.2 基于飞行数据的多机并联热环境精细化预示

载人登月运载火箭起飞时21台发动机同时工作,单个模块安装7台发动机。按照传统设计,发动机数量增加将导致底部热流密度急剧增加,给箭体结构热防护设计带来极大困难。研制过程中分析CZ-5、CZ-7火箭飞行数据后发现,传统的对流换热模型比实际飞行状态恶劣。进一步优化改进模型发现,飞行中的回流阻塞热流与底部发动机喷流从喷管间隙泄出的回流流量、喷管的排气面积比相关。当发动机数量大于3台后,回流阻塞产生的对流热流将不再明显增加,如图17所示。利用修正后的计算模型开展飞行热环境分析,结果表明,7机并联的热环境整体可控,防热问题得到有效解决[20]。

图17 不同发动机布局对流热极大值Fig.17 Maximum convective heat for different engine layouts

5.3 基于风修正的载荷优化设计

我国现有火箭已广泛应用风修正技术,针对既定的火箭箭体结构,可以提升单次任务的发射概率[21-22]。载人月球探测任务进一步将风修正技术应用在火箭载荷优化和结构减重设计中,基于高空风测量统计数据,开展风修正弹道设计与TGNC六自由度打靶仿真分析工作,精确定量给出载荷设计qα限制值。例如根据海南发射场累计10年风场实测数据,剔除台风等极端天气后针对约7 000组风场数据进行模拟发射与飞行仿真,得到不同高空风载放行概率及对应的qα设计结果,见表3。

表3 发射概率与qα设计值Table 3 Launch probability and design values of qα

研究结果表明,考虑高空风因素的发射概率由99.7%降低至满足任务要求的95%,qα设计值可以降低30%,从而有效减轻了火箭结构质量。

6 结束语

载人月球探测研制过程中,为提升任务整体性能指标进行了大量探索实践,本文在总体技术层面开展了设计理念、设计方法、模型优化和数据修正等方面的系统梳理和总结:基于概率的总体设计方法通过评估极限偏差或故障发生概率制定相应措施,避免极小概率事件成为影响总体性能指标的决定因素,降低了飞行器额外资源代价;船/器/箭一体化设计方法打破了系统界面,解决了系统间余量重复留取和余量过大的问题,提高了系统综合集成性能,实现系统间均衡协调优化;基于数字模型的优化设计,采用MBSE方法建立系统模型和产品模型,通过精细化数字仿真提升产品性能,优化总体参数;针对具体飞行产品,利用地面实测数据、外部环境实测数据、其他型号飞行数据等修正设计参数,减小参数偏差,实现能力提升。这些总体技术对优化总体方案、提升总体性能起到了重要支撑作用。

近年来,人工智能、数字化技术为相关行业赋能,推动各领域技术飞速发展。载人月球探测任务也将深化先进技术的应用,提升总体设计水平,提高任务整体性能,主要包括:

1)加快推进人工智能在载人月球探测轨道设计、CAE、CFD等领域应用,大幅提升任务规划和总体设计效率。

2)持续推进基于模型的系统工程方法应用和数字化研制转型,建立覆盖任务全链条的数字化模型,通过虚实映射建立数字孪生系统,以模型反映真实产品,有效控制偏差,提升总体性能。

3)持续推进一体化设计和系统间联合仿真,不断完善系统级多学科联合仿真,通过代理模型集成专业仿真,提高系统仿真的准确性,优化设计余量,实现综合性能提升。

4)开展飞行数据的挖掘分析,加深对偏差和设计裕度的理解,结合数字仿真进行任务能力评估,逐步释放运载能力,提升任务整体水平。