CZ-4C探月任務多星發射結構總體方案

李懿德, 陳振知, 梁艷遷, 古艷峰, 汪軼俊

（1. 上海宇航系統工程研究所，上海，201109；2. 上海航天技術研究院，上海，201109）

0 引 言

在行星際探測領域，月球在近幾十年里是一個重要的目標，未來仍將被國際宇航界重視[1～3]。以月球中繼衛星發射任務為例，國際上已論證了多種方案。1993年，賓夕法尼亞州立大學的Melton等人提出了ECHO項目，用德爾塔-2運載火箭Φ2.9 m整流罩構型發射一顆自旋穩定的月球中繼星[4]。美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）的格倫研究中心策劃使用宇宙神-5 401火箭Φ4 m整流罩構型以一箭雙星方式發射月球中繼衛星COMPASS[5]?？屏_拉多航天飛行動力學研究中心和微小衛星系統公司基于TacSat-2衛星平臺提出了一種月球通信與導航衛星解決方案用于月球南極探測，衛星重約400 kg，用SpaceX公司獵鷹-9運載火箭一箭雙星發射[6]。近年來，歐洲航天局論證了FARSIDE月球背面著陸探測項目，其中月球中繼星采用Myriad微納衛星平臺，整星質量約為250 kg，計劃使用俄羅斯聯盟-ST運載火箭/弗雷蓋特上面級或阿里亞娜-5運載火箭搭載發射[7]。

目前，立方星越來越多地被應用于月球與深空探測任務。亞利桑那州立大學正在研制一顆6U立方星LunaH-Map，用于月表水冰的探測研究[8]。美國國家航空航天局噴氣推進實驗室提出了一種6U探月立方星方案，用于月球極地測繪研究和新技術演示驗證，這兩顆立方星都將隨美國新一代太空發射系統（Space Launch System，SLS）運載火箭獵戶座飛船任務搭載發射[9]。此次任務預計共搭載13顆立方星，全部掛載在上面級適配器內壁上，除了NASA的研究項目外還包括企業和國際合作伙伴的搭載星[10～12]。2010年，歐洲航天局的第4個教學衛星項目——歐洲學生月球軌道器立項，計劃搭載發射一顆重250 kg的微納衛星至地球同步轉移軌道，而后自行變軌奔月[13]。

中國嫦娥四號工程實現了人類歷史上首次月球背面著陸探測，其中CZ-4C運載火箭發射鵲橋中繼星任務是整個工程的第1步，對全局成敗起著決定性作用，目前衛星已在Halo軌道上穩定運行。本次任務還有效利用了運載余量，搭載發射了2顆月球軌道編隊超長波天文觀測微衛星——龍江一、龍江二號。本文介紹了此次發射任務的總體設計，以及針對探月衛星發射作出的適應性更改，并提出一種可用于探月小衛星發射的典型方案。

1 任務概況

1.1 衛星技術狀態

嫦娥四號中繼星是基于成熟的CAST100小衛星平臺設計的一顆低成本衛星，采用箱板式構型布局，配有直徑4.2 m的大口徑傘狀拋物面天線[14]。CZ-4C運載火箭發射地月轉移軌道衛星（逃逸特征能量C3=-2.0 km2/s2）的運載能力是550 kg，為了充分利用運載余量，搭載2顆繞月微納衛星，開展深空探測關鍵技術演示驗證。搭載星采用貯箱-承力結構一體化設計，貯箱底部同時作為星箭對接環與分離機構連接。分離機構采用低沖擊分離螺母及彈簧以減小分離沖擊[15]。衛星總體結構及初始數據分別如圖1和表1所示。

表1 衛星初始數據Tab.1 Essential Parameter of Paloads

1.2 任務剖面

運載火箭起飛后經歷級間分離、整流罩分離、三級發動機2次啟動后到達星箭分離點，首先分離中繼星，隨即進行調姿，分離龍江一號小衛星；而后二次調姿，分離龍江二號小衛星，確保了近場安全性。所有衛星進入近地點200 km，遠地點400 000 km，傾角28.5°的地月轉移軌道，由于衛星入軌精度較高，原計劃3次中途軌道修正僅執行了一次。經一系列制動變軌后，中繼星進入地月L2點Halo軌道，搭載星進入環月大橢圓軌道。任務剖面如圖2所示。

圖2 任務剖面Fig.2 The Whole Mission Profile

2 發射方案

2.1 整流罩選型

運載火箭對衛星的約束條件除了運載能力、入軌精度等總體性能指標，整流罩產品的包絡也是制約運載火箭適應性的主要因素之一。新研一款運載火箭整流罩需通過靜力試驗、分離試驗等大型力學環境試驗驗證后方可進行首飛，周期較長。CZ-4C運載火箭經過十多年發展，已先后研制了6種不同直徑、長度的整流罩產品，具備較強的任務適應性，可縮短研制周期并降低成本，還能與過渡艙組合形成多星串聯發射構型，可同時適應不同衛星的多種需求，如圖3所示。

圖3 部分不同直徑整流罩及組合構型方案Fig.3 Partially Different Diameter Fairings and Combined Configurations

在嫦娥四號中繼星任務中，由于中繼星包絡直徑較窄，因此選用了Φ2900 mm整流罩產品，如圖4所示。該構型從CZ-4系列運載火箭首飛至今，已經過多次飛行驗證。考慮到CZ-4C運載火箭發射月球軌道衛星的運載能力不大于550 kg，在此約束下，Φ2900 mm整流罩能基本滿足小型衛星的包絡空間需求，可作為探月任務的典型發射構型。

圖4 CZ-4C發射“鵲橋”中繼星狀態（Φ2900mm整流罩）Fig.4 Long March-4C Launch Vehicle Launching Queqiao Relay Satellite State (Φ2900mm Fairing)

2.2 多星發射構型布局

隨著微納衛星技術的不斷發展，低成本深空探測器的應用成為可能，嫦娥四號中繼星任務中搭載的2顆繞月小衛星實現了這一突破。同時，為微納衛星提供搭載服務，最大限度地利用火箭的富余運載能力，對提高單次發射的經濟效益、促進微納衛星技術發展具有積極意義，CZ-4系列運載火箭在設計之初就考慮了將來搭載星的發射需求。

2.2.1 通用側壁搭載

為適應微納衛星搭載需求的增加，優化運載火箭總體設計流程，推進型號通用化、去任務化理念，CZ-4C運載火箭的最新版技術基線中在支承艙側壁上預留了2個通用搭載空位，以滿足包絡較小的微納衛星需求。嫦娥四號中繼星任務中的兩顆繞月搭載星即采用這種搭載方式，在整流罩內的布局如圖5所示。該構型在CZ-4C火箭歷次飛行任務中已經過多次驗證，技術成熟可靠，可實現較高分離精度及近場安全性。

圖5 中繼星及搭載星在運載火箭中的布局Fig.5 Layout of Relay Satellite and Piggyback Satellites in Launch Vehicle

2.2.2 載荷艙搭載構型

在側壁搭載構型中，搭載星的可用包絡受主星星箭接口和底部突出物的影響，對搭載星造成諸多不利約束。為了適應微納衛星靈活多變的特點，提高運載火箭的任務適應性，CZ-4系列運載火箭從雙主星串聯發射構型衍生出了載荷艙搭載方案。在三級共底貯箱前短殼與主星支承艙間增加2個過渡艙，并可根據搭載星的要求設計過渡艙的實際高度，構型布局如圖6所示。搭載星和適配器最大可用包絡如圖6中陰影部分所示，該構型的應用避免了搭載星與主星包絡的相互影響，提供微納衛星相對獨立的搭載空間，該構型已在2019年末成功首飛。

本文提出一種基于遺傳優化算法的多列車運行節能研究，并根據列車制動能量利用的原理對多列車運行的多目標優化問題進行求解。以我國某地鐵線路3個區間組成的短線進行多列車節能仿真，優化得到各站停站時間和發車間隔。仿真結果表明,通過調整停站時間和發車間隔，能夠有效地降低全線能耗，從而肯定了多列車節能計算中的優化模型和遺傳算法的合理性。

圖6 載荷艙典型布局形式Fig.6 Typical Layout of Auxiliary Payload Cabin

2.2.3 立方星艙壁掛載

立方星作為近年來被國際航天界在深空探測輔助任務中廣泛采用的一種低成本衛星平臺，得到了眾多高校及企業的青睞，將來還可能大規模應用于學生教學實踐。為適應這一革新變化，CZ-4系列運載火箭新設計了過渡艙內壁掛載布局，且立方星分離機構支架與過渡艙內壁呈一定角度安裝，如圖7所示，以確保分離時的近場安全性。

圖7 立方星過渡艙內壁掛載布局Fig.7 Cubesats Transition Cabin Inner Wall Mounting Layout

3 結束語

嫦娥四號中繼星任務是CZ-4系列運載火箭首次用于發射月球探測器，也標志著中國進入了低成本深空探測時代，可為國內外探月小衛星提供發射服務。另一方面，采用一箭多星發射不僅是運載火箭技術水平的體現，也是降低衛星發射成本的重要途徑，CZ-4C運載火箭在這方面已經積累了豐富的成功經驗，未來還有較大發展空間。隨著中國月球與深空探測領域的不斷發展以及低成本航天活動理念的持續推廣，CZ-4C運載火箭將迎來新的發展機遇，持續煥發其生命力。