月球软着陆探测器

月球软着陆探测器系统将负责携带科学探测仪器在月表顺利实施软着陆，给探测仪器提供必须的空间、视野、能源、热控等条件，并负责与地面通信，把探测数据传送回地球。

一般月球软着陆探测器由着陆器和巡视器两部分组成，分别装载科学探测仪器。着陆器在月球上预定区域着陆，科学探测仪器开始对着陆点区域进行就位探测，并释放出巡视器，在月面进行自动巡视勘察。

月球软着陆器的主要功能是要实现在月面的软着陆，保证科学探测仪器在月面的正常工作。区别于一般的卫星和轨道飞行器，它的工作方式是“站立”在月球上，而不是“飞”着。因此，除了航天器常规的系统组成外，它会具有一般轨道飞行器所没有的着陆缓冲系统，同时着陆器上各类载荷与一般卫星的遥感方式也不同，采取的是近距离的就位探测方式。

巡视器与在地球上运动的一般工具不同。首先它要适应月表的地形条件、恶劣热环境条件、辐射环境条件等，保证正常工作；其次它需要自行提供各系统工作所需要的能源，可利用化学电池、太阳能或其他能源；第三它必须自主导航、自主避障，保证在月表上不翻倒、不受阻；第四它必须可以携带一定的科学探测仪器，并为这些仪器提供必要的工作条件；最后，它必须具备对探测数据进行管理、存储和发送回地球的能力。

着陆缓冲方式

在行星表面的着陆，所使用的着陆缓冲装置主要可分为气囊式和着陆架式两种。气囊式采用充气气球作为着陆缓冲，着陆架式是在着陆腿内安装各种形式的吸能装置。

（1）气囊式着陆缓冲装置

气囊式可分为单个气囊和多个气囊组合两种方式。气囊式着陆缓冲系统一般要包括气囊、连接框、气体发生器、气体释放装置等，包裹在整个探测器外部，来缓冲着陆冲击。以往，月球探测除“月球9号”和“月球13号”这样的仅有100千克着陆质量的小型着陆装置使用气囊外，其余均采用着陆架式。且当时“月球9号”研制时人类完全不知道月球表面的土壤条件，才采用气囊这种缓冲性能较好的方式。

美国探测器在火星上着陆，早期也采用着陆架式，后来则大量采用气囊式缓冲系统。其主要原因在于火星的重力加速度约是月球的两倍，着陆冲击载荷大；火星表面是多坚硬石块的地形，易撞坏着陆腿；火星有大气层，可先采用气动减速，并保持气囊抛下时的姿态。目前着陆的火星探测器均不大（勇气号火星车重173千克）,其气囊式缓冲系统（图6-9）总重约120千克，着陆后反弹高度约为气囊释放高度的12倍，着陆后气囊稳定及放气的时间超过2小时。

图6-9　美国用于火星探测器着陆的气囊式缓冲装置

（2）着陆架式缓冲装置

着陆架式机构在月球软着陆探测中被广泛使用。其着陆姿态稳定，通过机构设计可以实现不反弹，适合于较大型的着陆器。着陆架由多杆组成，在主承力腿中安装缓冲器来实现着陆冲击载荷的缓冲。缓冲器吸能方式的选择主要可分为液压式和金属蜂窝变形式两种。

从上述两种缓冲方式的比较可以看出，气囊式着陆缓冲系统适合于多石块的着陆地点，适合于小型着陆器。而根据月球表面的重力和地形等条件，采用着陆架式机构更加适宜。

着陆架一般可考虑“三腿”式和“四腿”式两种。四腿式可靠性高，安装布局方便，因此采用“四腿”式着陆缓冲机构更适宜。为保证着陆的稳定性，着陆架腿间的跨度应大于着陆器自身的横向包络尺寸，如在发射状态超出运载火箭的包络曲线，则需考虑着陆机构在发射状态的收拢方案，入轨后展开。

着陆架式缓冲装置一般由支柱、缓冲器、脚盘等几个部分组成，其构型形式分为菱形（图6-10）和倒三角形（图6-11）两类。缓冲器的选择包括液压式、铝蜂窝、金属拉杆等几类。

图6-10　月球软着陆探测器广泛使用的菱形着陆架式机构

着陆制导、导航、控制与推进技术

为保证探测器能以要求的精度着陆在月面指定地点，不同于以往的航天器，对制导导航与控制系统和推进系统提出的新要求主要体现在以下几个方面:

（1）需要增加相对月球的速度和距离敏感器，以指导着陆策略；包括测距测速的敏感器，同时可适当增加地形识别视觉系统，以指导最终着陆点的选择，实施避障机动，保证着陆安全；对月测速测距敏感器一般可分为微波和激光两类，地形识别系统可考虑光学成像和激光成像等方式；图6－12为苏联的软着陆探测器携带的测高仪装置。

图6-11　月球软着陆探测器使用的倒三角形着陆机构

图6-12　苏联的软着陆探测器携带的测高仪装置

（2）为获得较为优化的着陆过程，根据燃料最优的原则，制动过程中需改变制动推力大小和其在惯性空间中的方向，此时一般依靠着陆器自身姿态的变化来调整发动机推力方向，依靠发动机组合开关控制或依靠变推力发动机来实现推力大小的控制。

变推力发动机技术在月球软着陆探测中被广泛应用。它的原理是通过调节推进剂的流量来调节推力的大小。图6-13为苏联的“液发417”发动机。

（3）姿控系统需提供着陆器在着陆前的盘旋运动，以保证探测器选择落点，不会倾倒。因此对制导导航与控制系统设计提出了更高要求。

（4）着陆过程时间较短，状态变化较快，因此无法利用地面来完成导航与控制。整个着陆过程制导导航与控制系统是采用基于敏感器的闭环自主控制方法，来实现发动机开关机、姿态调整、避障机动等动作，保证安全着陆。软着陆探测的地面测控通信技术分析

图6-13　苏联的“液发417”发动机由一个主推力室和两个可转向的小推力室组成，推力调节范围为7.35~18.90千牛

在深空探测任务中，通信保障的主要困难来自于巨大的距离扩散损耗、长时间的延迟及低覆盖率等问题。要解决这些问题，有以下几种思路可供参考：

（1）提高星上测控通信设备的功率，增大星载天线的尺寸，提高天线增益。

（2）采用更为复杂的信源、信道编码方式，提高编码增益。

（3）改造中国现有的测控通信网络，提高地面站的上行功率，增加地面天线的尺寸，提高天线增益。

（4）天线增益和载波频率的平方成正比，通过提高载波的频率来提高天线增益。

对于以上的几种考虑，我们逐一分析如下。

①由于星上设备受星体的尺寸、重量等多方面的因素限制，不太可能有较大幅度的修改，因此通过增大星载天线的尺寸来提高天线增益难以实现；另外，由于卫星在真空环境下运行时，如果星载测控通信设备功率过高，将会发生微放电现象。其具体表现为在测控应答机以较高功率工作一段时间后，功率将瞬时跌落，其值低于正常通信所需的功率。因此，测控应答机受微放电现象的制约，其功率不能无限增大。

②如果采用更为复杂的信源、信道编码方式，将不可避免地增加星载测控应答机设备的复杂性及体积、重量等参数，受整星制约，难以实现。

③改造中国现有的测控通信网络，提高地面站的上行功率，增加地面天线的尺寸，提高天线增益。这是几种思路中较为可行、可操作性较强的一种。这也是国际上进行深空探测比较通用的做法。

④提高载波的频率以获得天线的高增益，但是，这受到频率资源以及硬件设备研制水平的制约，而且，频率越高发射机的效率也越低，较为可行的方案是将下行载频由S频段提高到X频段。现有的成熟体制为测控用S频段，而数据传输多采用X频段。

一般的，天线增益与天线的直径的平方成正比。34米口径的天线增益比12米口径天线增益要大约9分贝，在传送同样数据量的情况下，星载发射机的功率可以降低8倍。这将极大的减少月球探测器的研制难度，增大设备的可靠性。

在国际上，研制S、X和Ka频段34米直径的地面天线的技术已经成熟，美国国家宇航局以及世界上深空探测技术较为成熟的几个国家都已经实现。扩大天线直径，将增加微弱信号的接收面积，提高地面站的上行功率，提高天线和信道的增益，对于保障通信链路的稳定性和可靠性具有十分重要的意义。

此外，由于深空网全球布站，已具备100%的覆盖性。中国通过研制自己的深空测控通信站，并充分考虑与国际上通用的深空测控体制的兼容性，则可在深空测控通信站建成后，依靠交换、相互支持机时的机制，与国外充分合作，从而节省租用国外深空网地面站的昂贵费用，并且可以实现100%的全球覆盖性。图6-14为美国深空网地面站的分布图。

月面工作的电源和热控保障技术

图6-14　美国深空网地面站分布图

月球表面光照条件变化较大，着陆器在月面工作期间，在一个月球日（约相当于14个地球日）内太阳的高度角在－90°~＋90°范围内变化。在月球重力场（1.62米/秒2）的作用下，太阳电池阵的转动机构要承受一定的载荷，所以不可能安装太大的太阳电池阵。同时，受重量等限制，蓄电池也不可能太大。因此，着陆器电源系统所能提供的能量有限。

月球由于不存在大气层，以及自转缓慢，故其日照面和阴影面温度相差极大。如何在这样恶劣的外部环境中保证各种设备正常工作，这对于月球着陆探测器的热控设计是极大的挑战。

图6-15　“阿波罗号”登月时在月面布置的同位素温差电源（图内中部偏下）

常规的航天器热控和电源系统技术可能无法完全满足月面软着陆探测的需求。国际上在深空探测中广泛采用了同位素温差电源技术（图6-15）。同位素温差电源技术既是一种电源技术，也是一种热控手段。其实质是用同位素衰变产生的大量热量来解决低温环境下的热控问题，用通过热电转换产生的电能解决部分仪器的功率需求。同位素温差电源的电转换效率较低，一般为5%左右，其余的热量都可用于热控。

图6-16　美国新一代利用通用热源制成的同位素温差电源

放射性同位素温差电源（RTG）是一种高生存力的致密能源，它结构紧凑，可靠性高，抗辐照性能好，能够在最恶劣环境下运行（图6-16）。与迄今已知的其他化学电源和物理电源相比，它的质量比能量最高（105瓦·小时/千克），体积比能量最大，寿命最长，且不需维护，也不受环境影响。在月球探测任务中使用同位素温差电源，其同位素热源的部分热能可用于温差电换能器发电并为系统提供能源，其余的辐射热量可为系统中的其他电子元件加温，维护极端低温环境中的正常温控要求。

同位素热源产生的热量需通过热开关、热管等设备导入航天器内部，以满足温度控制的需要。

同位素温差电源/热源可选择的同位素主要为钋210和钚238两种。钚238的半衰期长达约78年，因而航天应用更为广泛。

月球软着陆探测器的构型

月球软着陆探测器相对一般卫星在构型上具有自己的特点：

（1）为完成在月面的“站立”与吸收冲击能量，都带有着陆缓冲机构，一般为三腿或四腿式。

（2）为实现传力途径的优化，一般多采用桁架式主承力结构，并与壁板相结合。

（3）为保证着陆的安全性，一般为较扁的形状。

（4）着陆降轨需消耗大量燃料，因此一般都带有大容积的储箱。

图6-17　“欧洲月球2000”着陆探测器的构型：（a）俯视图，（b）侧视图，（c）内部结构

“欧洲月球2000”着陆探测器的构型如图6－17。它的主承力结构采用承力筒与桁架相结合的方式，四腿式着陆缓冲机构，四个并排放置的推进剂储箱，多个发动机组合，苏联的月球探测器采用以储箱兼做主承力结构的方式，围绕储箱布置其他仪器。图6-18是“月球21号”探测器的运输构型图，图6-19则是其着陆后的构型图。

图6-18　“月球21号”探测器的运输构型图

图6-19　“月球21号”探测器着陆后的构型图