0引言
探月返回器具有再入速度高、航程长、再入热环境严酷、再入飞行及落点散布控制难度大等特点。高速返回再入技术是探月取样返回任务的主要技术难点之一[1]。为降低技术风险，需要通过再入飞行试验对返回器气动、热防护、再入GNC等关键技术进行功能、性能飞行验证与考核。进行再入飞行试验的关键是满足返回器120km高度再入点的再入速度及再入倾角参数要求。再入飞行试验器系统由运载火箭、服务舱及返回器构成。在与运载火箭分离后，服务舱通过变轨及中途修正满足返回器分离点的轨道参数要求，分离点轨道参数与再入点参数存在对应关系，返回器滑行至120km高度满足再入速度和再入倾角要求，进行再入飞行试验。针对返回器再入飞行试验任务，前期提出了采用火箭将平台和返回器组合体送入地月转移轨道（LunarTransferOrbit，LTO）的演示验证轨道方案，借助月球引力改变返回轨道倾角，并通过轨道中途修正改变返回轨道近地点幅角，满足再入试验要求。这种轨道方案持续时间长（需10天时间），且对发射窗口有较高的要求。针对上述轨道方案的不足，本文提出了火箭加上面级（服务舱）的演示验证轨道设计方案，火箭将上面级和返回器的组合体送入超地球同步轨道，在此轨道上通过上面级两次点火工作满足返回器分离点及再入点轨道参数要求。这种轨道设计方案将任务时间由10天缩减到28h，且对发射窗口没有过多要求，具有较强的任务适应能力。
1返回器轨道设计要求
根据返回器再入演示验证方案，服务舱在5200km高度与返回器分离。分离后，返回器进行初始偏差消除、配平攻角调整等操作后，滑行至120km开始再入。为满足再入航程、再入落区的约束，返回器对再入点的再入速度和再入倾角提出了严格的约束。返回器与服务舱分离后所进行的操作对飞行轨道不产生影响，因此分离点轨道参数与再入点参数存在对应关系。根据再入点位置、再入速度和再入倾角参数，可以得到分离点的关键参数约束[2]，见表1。
2轨道设计方案
2.1基本思路
从表1可以看出，上述轨道设计问题需综合考虑分离点的轨道面、分离速度大小与方向、分离点位置等多种约束。由于返回器要求升轨再入，受到火箭滑行时间的限制，无法满足分离点的近地点幅角参数要求。前期提出的轨道方案中，由于平台的轨道机动能力不足，只能借助月球引力实现近旁转向，满足分离点的轨道面约束，而上面级的轨道机动能力远大于平台，可以在最长工作时间的约束下，选择适当的超地球同步轨道远地点高度，在远地点附近进行轨道机动，满足分离点轨道面约束。由于远地点高度相比LTO轨道降低带来的分离点速度损失，可以通过在分离点前施加第2次轨道机动，满足分离速度大小和方向的约束。至于分离点经度、纬度约束，可以通过调整基础级火箭入轨参数及上面级两次轨道机动的开始点位置和持续时间来满足。
2.2基础级火箭入轨参数选择
采用火箭向东发射，通过调整上面级入轨近地点幅角、真近点角及轨道倾角寻找合适的第1次轨道机动开始时刻的轨道近地点幅角及轨道倾角；通过调整上面级入轨轨道倾角使分离点纬度基本满足要求；通过调整上面级入轨轨道远地点高度使5200km分离点经度基本满足要求[3]。上面级入轨轨道倾角与分离点的纬度关系见图1，入轨轨道远地点高度与分离点的经度关系见图2。
2.3第1次轨道机动参数选择
上面级第1次轨道机动的目的是改变飞行轨道平面，满足升轨返回条件，同时满足分离点轨道倾角和近地点幅角约束[4]。为了减小轨道机动所需速度脉冲，第1次轨道机动选择在远地点附近进行；为了将轨道机动产生的能量全部用于改变轨道平面，第1次轨道机动的方向垂直于上面级运行轨道。轨道机动点位置对分离点的轨道倾角和近地点幅角的影响见图3、图4。轨道机动时间对分离点的轨道倾角和近地点幅角的影响见图5、图6。
2.4第2次轨道机动参数选择
上面级第2次轨道机动的主要目的是在分离点前在合适的方向加速，满足分离点的速度、速度倾角和速度方位角的约束。轨道机动开始位置的选择要综合考虑轨道测控与轨道误差传播的影响；轨道机动持续时间决定分离点速度大小，轨道机动方向决定分离点的速度倾角和速度方位角。
3轨道设计结果
根据上述分析，火箭三级一次工作将上面级和返回器的组合体送入远地点高度约83500km，轨道倾角约29°，近地点幅角约142°的SGTO轨道；上面级沿此轨道运行到真近点角180.2°，向垂直轨道平面方向变轨，主发动机点火工作480.14s，进入轨道倾角43.41°、近地点幅角24.88°的轨道；上面级沿此轨道运行至真近点角265°，主发动机再次点火工作224.5s，进入近地点高度56.1207km、远地点高度391398.6417km、轨道倾角43.38°，近地点幅角22.83°的轨道；上面级沿此轨道运行至高度5200km时与返回器分离，满足返回器在5200km高度的再入参数要求。轨道方案示意见图7，图7a为完整轨道示意，图7b为第1次轨道机动示意。由图7可见第1次变轨使轨道面转动了一个角度，轨道倾角和近地点幅角均产生了变化[5]。从上述轨道设计结果可以看出，分离点轨道参数要求能够得到较好的满足，整个任务飞行时间为103978.9176s（约28h53min），与飞行时间为10天的方案相比，显著缩短了任务飞行时间。任务过程中上面级主发动机两次点火工作进行轨道机动，共持续时间704.64s，上面级有足够的运载能力满足轨道机动要求。由于第1次轨道机动改变轨道平面，因此相对发惯系的俯仰程序角在机动初始时刻有较大变化，但相对轨道坐标系的姿态角变化要相对平缓。由于不需要借助月球引力改变轨道平面，因此上述轨道设计方案对发射窗口没有严格约束。
4结束语
本文所提出的采用上面级模拟探月返回器再入条件的轨道设计方案能够完全满足返回器5200km分离点参数要求，对返回器再入条件进行模拟，且运载能力余量较大，可以用于相关的适应性改进。经计算分析，上面级两次轨道机动段以及绝大部分滑行段可以测控，满足任务的测控要求。与月球近旁转向方案相比，所提出的轨道设计方案显著缩短了任务时间，且能够满足旅游农业论文返回器的分离点参数及测控要求，为模拟探月返回器再入条件提供了另一种可供选择的方案。
作者：周文勇 王传魁 陈益 马昆 单位：北京宇航系统工程研究所 中国运载火箭技术研究院
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