王 華，呂紀(jì)遠(yuǎn)，李海陽(yáng)

(1. 國(guó)防科技大學(xué)空天科學(xué)學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073；2. 空天任務(wù)智能規(guī)劃與仿真湖南省重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，長(zhǎng)沙 410073；3. 中國(guó)航天員科研訓(xùn)練中心，北京 100094)

0 引 言

美國(guó)正在推進(jìn)阿爾忒彌斯計(jì)劃,采用基于地月空間站的飛行方案,以地月“門戶”空間站為樞紐,支持載人月球探測(cè)任務(wù)以及未來(lái)載人火星探測(cè)任務(wù),選定月球南極作為著陸區(qū),建立月球基地[1-2]。

中國(guó)也在加緊載人月球探測(cè)研究論證,新一代載人運(yùn)載火箭、新一代載人飛船的總體方案論證和關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)也在同步進(jìn)行當(dāng)中[3-4]。同時(shí),國(guó)內(nèi)又重新掀起了對(duì)載人登月近距離交會(huì)制導(dǎo)策略[5]、載人月球探測(cè)地月轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)方法[6-8]、載人月球軟著陸GNC技術(shù)[9]、月面上升器起飛參數(shù)設(shè)計(jì)方法[10]等關(guān)鍵問(wèn)題的研究熱潮。這些研究表明中國(guó)已經(jīng)逐步具備了載人登月的理論基礎(chǔ),實(shí)現(xiàn)載人登月的技術(shù)儲(chǔ)備已經(jīng)日臻完善。

目前,國(guó)內(nèi)學(xué)者分別從航天器動(dòng)力學(xué)建模、分系統(tǒng)仿真、飛行控制仿真與平行系統(tǒng)等方面開(kāi)展了數(shù)字化仿真研究[11-15],但這些仿真系統(tǒng)與仿真應(yīng)用捆綁過(guò)緊,通用性和可移植性不足,難以適應(yīng)載人月球探測(cè)多個(gè)序列任務(wù)仿真的需要。本文以組合化思想采用1套仿真模型和1個(gè)仿真平臺(tái)完成多個(gè)飛行任務(wù)仿真,根據(jù)4類載人月球探測(cè)序列任務(wù)特點(diǎn),抽象出通用仿真模型,然后將仿真模型組合,形成具備4種任務(wù)仿真功能的仿真系統(tǒng),并進(jìn)行了載人月球序列任務(wù)仿真試驗(yàn)。

1 載人月球探測(cè)序列任務(wù)

基于地月空間站的方案是一種典型的載人月球探測(cè)模式[16-17]?；诜€(wěn)妥可靠的任務(wù)宗旨,基于地月空間站開(kāi)展的載人月球探測(cè)通常包含無(wú)人繞月飛行、地月空間站部署、載人環(huán)月飛行、載人登月飛行等多個(gè)序列任務(wù)。

1.1 無(wú)人繞月飛行

利用新一代運(yùn)載火箭直接將載人飛船送入自由返回地月轉(zhuǎn)移軌道,不執(zhí)行近月制動(dòng),繞過(guò)月球后直接進(jìn)入月地轉(zhuǎn)移軌道。到達(dá)地球附近時(shí),返回艙采用半彈道式再入大氣層安全著陸。

1.2 地月空間站部署

采用新一代運(yùn)載火箭將地月空間站送入地月轉(zhuǎn)移軌道,到達(dá)近月點(diǎn)后制動(dòng)進(jìn)入環(huán)月軌道部署。

1.3 載人環(huán)月飛行

新一代運(yùn)載火箭發(fā)射,將載人飛船送入自由返回地月轉(zhuǎn)移軌道。到達(dá)近月點(diǎn)附近,載人飛船制動(dòng)進(jìn)入與地月空間站共面的環(huán)月軌道。載人飛船與空間站交會(huì)對(duì)接。返回時(shí),載人飛船與空間站分離后加速進(jìn)入月地轉(zhuǎn)移軌道返回地球。

1.4 載人登月飛行

新一代運(yùn)載火箭發(fā)射,將月面著陸器送入地月轉(zhuǎn)移軌道,到達(dá)近月點(diǎn)制動(dòng)進(jìn)入環(huán)月軌道,與空間站交會(huì)對(duì)接。新一代運(yùn)載火箭發(fā)射將載人飛船送入地月轉(zhuǎn)移軌道,到達(dá)近月點(diǎn)制動(dòng)進(jìn)入環(huán)月軌道,與空間站交會(huì)對(duì)接。月面著陸器與空間站分離,完成環(huán)月軌道離軌,進(jìn)入橢圓軌道,于近月點(diǎn)開(kāi)始動(dòng)力下降,完成接近、懸停、避障和減緩下降飛行,在月球表面軟著陸。月面活動(dòng)完成后,上升器起飛與空間站對(duì)接,航天員擇機(jī)乘坐載人飛船返回地球。飛行過(guò)程如圖1所示。

圖1 載人登月飛行過(guò)程Fig.1 Flight profile of manned lunar landing

2 載人月球探測(cè)仿真模型

首先分析載人月球探測(cè)通用化仿真模型體系,然后重點(diǎn)介紹軌道動(dòng)力學(xué)、地月轉(zhuǎn)移規(guī)劃和月地返回規(guī)劃等模型。

2.1 通用化仿真模型體系

針對(duì)無(wú)人繞月、空間站部署、載人環(huán)月和載人登月4類飛行任務(wù),傳統(tǒng)仿真系統(tǒng)構(gòu)建方法需要對(duì)這4類任務(wù)分別建立仿真模型,這不僅會(huì)大大增加人力物力成本,而且會(huì)導(dǎo)致系統(tǒng)拓展性差,難以適應(yīng)載人月球探測(cè)飛行方案的變化。

從4類飛行任務(wù)出發(fā),將載人飛船、月面著陸器等模型分解為子模型,提取子模型之間的共性信息,抽象得到載人月球探測(cè)13個(gè)通用模型,如圖2所示。在抽象過(guò)程中,主要采用如下通用化路線:

圖2 載人月球探測(cè)通用化模型體系Fig.2 Portable model architecture for manned lunar exploration

1)多任務(wù)模型通用化。將不同飛行任務(wù)中包含的相同飛行器模型抽象為一個(gè)飛行器模型,如將無(wú)人繞月、載人環(huán)月、載人登月中的載人飛船控制模型都抽象為“載人飛船GNC模型”。

2)多飛行器模型通用化。將不同飛行器包含的相同模型抽象為通用模型,如將載人飛船、月面著陸器、地月空間站中的動(dòng)力學(xué)模型抽象為通用動(dòng)力學(xué)模型,將地月空間站和月面著陸器地月轉(zhuǎn)移規(guī)劃都抽象為“一般地月轉(zhuǎn)移規(guī)劃”。

2.2 軌道動(dòng)力學(xué)模型

載人月球探測(cè)飛行器需要在地球和月球之間飛行,考慮地球和月球的高精度引力以及各種攝動(dòng)力的軌道動(dòng)力學(xué)模型為

(1)

式中:m為飛行器質(zhì)量;r為飛行器位置矢量;FE為飛行器所受的地球引力;FM為飛行器所受的月球引力;FN為飛行器所受的太陽(yáng)和其他行星三體引力;FA為飛行器所受的大氣阻力攝動(dòng);FSR為飛行器所受的太陽(yáng)光壓攝動(dòng);FT為飛行器所受的潮汐攝動(dòng)。軌道動(dòng)力學(xué)模型建立在地心J2000慣性系和月心J2000慣性系中,根據(jù)飛行階段自動(dòng)切換。

仿真中采用定步長(zhǎng)與變步長(zhǎng)結(jié)合計(jì)算軌道動(dòng)力學(xué)模型,正常仿真時(shí)采用定步長(zhǎng)Runge-Kutta 8階算法,跳時(shí)仿真時(shí)采用變步長(zhǎng)Runge-Kutta 89階算法。

2.3 自由返回地月轉(zhuǎn)移規(guī)劃模型

基于地月空間站的載人月球探測(cè)序列任務(wù),主要以環(huán)月軌道交會(huì)對(duì)接為關(guān)鍵環(huán)節(jié)展開(kāi),因此從近月段參數(shù)規(guī)劃任務(wù)軌道,更有利于任務(wù)解耦[18]。本小節(jié)從雙二體模型、近月偽參數(shù)和設(shè)計(jì)約束3個(gè)方面介紹自由返回地月轉(zhuǎn)移規(guī)劃模型。

2.3.1雙二體建模

(2)

(3)

(4)

(5)

隨后,地月轉(zhuǎn)移入射點(diǎn)(TLI)到入口點(diǎn)的轉(zhuǎn)移時(shí)間可以表示為

(6)

(7)

2.3.2規(guī)劃參數(shù)設(shè)計(jì)

圖3 近月點(diǎn)坐標(biāo)系及近月偽參數(shù)示意圖Fig.3 Diagram for perilune coordinate and pseudo-perilune parameters

(8)

(9)

(10)

隨后,按照?qǐng)A錐曲線拼接法計(jì)算4段軌道的轉(zhuǎn)移時(shí)間和軌道根數(shù)。

2.3.3規(guī)劃設(shè)計(jì)約束

為了節(jié)省燃料,TLI點(diǎn)一般取地月轉(zhuǎn)移軌道的近地點(diǎn),地月轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)需考慮TLI點(diǎn)的高度和軌道傾角約束。

將進(jìn)入大氣層時(shí)刻作為飛行器再入時(shí)刻,飛行器再入時(shí)的速度與當(dāng)?shù)厮矫娴膴A角作為再入角γ。為了保證過(guò)載、熱流等條件的限制,再入角和真空近地點(diǎn)高度都需要滿足一定范圍。當(dāng)給定大氣高度時(shí),利用二體理論可以建立再入角與VCP之間的聯(lián)系。已知再入角γ與再入時(shí)刻的真近點(diǎn)角freen的關(guān)系為

(11)

式中:eLSO為L(zhǎng)SO到地球返回段的軌道偏心率。真空近地點(diǎn)地心距rVCP與再入點(diǎn)地心距rreen的關(guān)系為

(12)

式中:hatmos為大氣層高度;Re為地球半徑。將式(11)等號(hào)兩邊平方,并利用上式替換其中的cosfreen和sinfreen,可得

(13)

利用上式可以計(jì)算出2個(gè)真空近地點(diǎn)解。由于地心返回段偏心率在0.96～1之間,因此存在1個(gè)大于地球半徑的解和1個(gè)小于地球半徑的解。只保留大于地球半徑的解,即:

(14)

由此,當(dāng)給定大氣層高度和再入角,即可根據(jù)地心返回段的軌道偏心率,給出真空近地點(diǎn)高度的約束。

(15)

結(jié)合以上過(guò)程,可以迭代計(jì)算出滿足約束條件(15)的近月偽參數(shù)初值。

2.4 一般地月轉(zhuǎn)移規(guī)劃模型

序列任務(wù)中載人飛船采用自由返回軌道進(jìn)行地月轉(zhuǎn)移,其他飛行器則采用一般轉(zhuǎn)移軌道,這兩類軌道設(shè)計(jì)約束不同。自由返回設(shè)計(jì)需要在近月段進(jìn)行多次脈沖機(jī)動(dòng)來(lái)調(diào)整環(huán)月軌道面。而一般轉(zhuǎn)移軌道的設(shè)計(jì)更為靈活,近月點(diǎn)處的軌道面參數(shù)可以根據(jù)實(shí)際需要來(lái)確定。

一般地月轉(zhuǎn)移軌道規(guī)劃問(wèn)題的約束為出發(fā)端的高度hLEO和傾角iLEO,以及近月段的傾角iPRL和升交點(diǎn)赤經(jīng)ΩPRL,可以表示為

(16)

若考慮一般月地返回軌道設(shè)計(jì),僅考慮返回軌道傾角約束和真空近地點(diǎn)高度約束,可按式(14)計(jì)算。

2)由上述確定初始軌道參數(shù)以及轉(zhuǎn)移時(shí)間和約束,進(jìn)行初始的多步迭代,明確一般轉(zhuǎn)移軌道初值。

3)根據(jù)軌道設(shè)計(jì)初值和高精度軌道模型,采用二分法迭代插值,將軌道外推至VCP或TLI。

4)將高精度結(jié)果與設(shè)計(jì)約束進(jìn)行對(duì)比,利用基于梯度的數(shù)值計(jì)算方法迭代計(jì)算出滿足約束條件的近月偽參數(shù)結(jié)果。

2.5 月地返回規(guī)劃模型

對(duì)于飛行約3天的月地返回軌道而言,定點(diǎn)返回地球某著陸場(chǎng)存在經(jīng)、緯度2個(gè)匹配過(guò)程。

2.5.1緯度匹配

月球公轉(zhuǎn)白道面相對(duì)赤道面夾角在每個(gè)默冬周期(約18.6年)中從18°18′到28°26′變化一次,如果忽略月心段軌道對(duì)整個(gè)月地定點(diǎn)返回軌道面的影響,則月地定點(diǎn)返回時(shí)刻的月球赤緯是影響返回地球著陸場(chǎng)緯度的主導(dǎo)因素。再參考月球拉普拉斯影響球理論,估算出月心段軌道可對(duì)整個(gè)月地返回軌道面產(chǎn)生約10°影響?？傮w而言,月地返回時(shí)刻月球赤緯幅值決定返回軌道再入點(diǎn)緯度。

2.5.2經(jīng)度匹配

在慣性空間中,地球自轉(zhuǎn)和月球公轉(zhuǎn)同方向,約25小時(shí)月球掃過(guò)地表一周。待月面著陸器完成航天員、月壤等轉(zhuǎn)移過(guò)程后,預(yù)留25小時(shí)調(diào)整匹配地球著陸場(chǎng)經(jīng)度即可。

月地定點(diǎn)返回軌道求解方法與一般轉(zhuǎn)移軌道類似,不再贅述。

2.6 月球轉(zhuǎn)出規(guī)劃模型

月地定點(diǎn)返回軌道與停泊軌道不同面,一般采用三脈沖月心大橢圓軌道來(lái)調(diào)整空間站軌道面與月地返回軌道面差異,3次近月脈沖時(shí)刻需要在25小時(shí)內(nèi)迭代調(diào)整再入點(diǎn)時(shí)刻,用來(lái)匹配著陸場(chǎng)經(jīng)度。第1次近月脈沖施加Δv1將飛船加速進(jìn)入月心大橢圓軌道(LIO1),在目標(biāo)軌道面與當(dāng)前軌道面交線處點(diǎn)B進(jìn)行第2次脈沖施加Δv2調(diào)整軌道面和近月點(diǎn)的高度,形成與返回軌道共面的月地轉(zhuǎn)移軌道(LIO2),待再次返回近月點(diǎn)時(shí)施加第3次脈沖Δv3進(jìn)入月地轉(zhuǎn)移軌道(LIO3)。

(17)

(18)

式中:fLIO2為交線與拱線的夾角;uB為L(zhǎng)IO2軌道上B點(diǎn)的緯度幅角,范圍為[-π,π]。第2次改變異面差的脈沖在LIO2在B處LVLH坐標(biāo)系下的分量為

(19)

約束B(niǎo)點(diǎn)為L(zhǎng)IO1遠(yuǎn)拱點(diǎn),則面內(nèi)變軌的脈沖為

(20)

式中:rLDO為空間站停泊軌道(LDO)的軌道半徑;rB為L(zhǎng)IO1遠(yuǎn)拱點(diǎn)半徑。第2次脈沖為

(21)

Δv1和Δv3均為切向機(jī)動(dòng),具體過(guò)程不再贅述。

3 載人月球探測(cè)仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)

3.1 仿真平臺(tái)

載人月球探測(cè)序列任務(wù)的飛行流程各不相同,按照傳統(tǒng)仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì),需要構(gòu)建多組模型和多套仿真系統(tǒng),這將導(dǎo)致仿真系統(tǒng)靈活性大大降低。針對(duì)以上問(wèn)題,探索只采用1組模型和1個(gè)平臺(tái),通過(guò)模型組合實(shí)現(xiàn)多個(gè)序列任務(wù)的飛行流程仿真。

3.1.1仿真平臺(tái)架構(gòu)

國(guó)防科技大學(xué)與載人航天總體研究論證中心聯(lián)合研制了dSIM仿真平臺(tái),已經(jīng)成功應(yīng)用于中國(guó)天宮一號(hào)、天宮二號(hào)和空間站任務(wù)聯(lián)合仿真[19-20],dSIM仿真平臺(tái)架構(gòu)如圖4所示。

圖4 dSIM仿真平臺(tái)架構(gòu)Fig.4 Framework of dSIM simulation platform

分布式仿真平臺(tái)dSIM由應(yīng)用層、工具層、中間件層、操作系統(tǒng)層和硬件層5層組成。應(yīng)用層針對(duì)載人月球探測(cè)任務(wù)仿真等特定任務(wù)開(kāi)發(fā)具體仿真應(yīng)用,其他層構(gòu)成具有可擴(kuò)展性的通用仿真運(yùn)行環(huán)境。為了在不同操作系統(tǒng)、不同仿真標(biāo)準(zhǔn)間達(dá)到仿真模型接口完全一致,dSIM在操作系統(tǒng)層和工具層之間,增加了中間件層來(lái)保證仿真模型可移植性。工具層提供管理端、計(jì)算端和輔助3類工具,包括仿真管理SIM、節(jié)點(diǎn)管理SIM.Client、數(shù)據(jù)管理SIM.Data、模型開(kāi)發(fā)SIM.Creator、模型調(diào)試SIM.Debug等軟件。

3.1.2仿真平臺(tái)關(guān)鍵技術(shù)

為了適應(yīng)無(wú)人繞月飛行、地月空間站部署、載人環(huán)月飛行、載人登月飛行4類序列任務(wù)仿真需求,降低模型開(kāi)發(fā)工作量,提高模型可移植性,dSIM平臺(tái)采用以下關(guān)鍵技術(shù)。

1)分布式仿真中間件技術(shù)

采用分布式仿真中間件將仿真模型與仿真框架完全分離,解除仿真模型與仿真平臺(tái)的耦合,規(guī)范仿真模型和底層通信各自的接口,使得仿真模型和底層通信可以獨(dú)立發(fā)展。仿真模型不再區(qū)分集中式或分布式,分布式仿真時(shí)也不再區(qū)分底層通信協(xié)議,可以是HLA,也可以是DDS等。

為了提高仿真性能,分布式仿真中間件還采用了多層交互機(jī)制,如圖5所示。在同一臺(tái)計(jì)算節(jié)點(diǎn)上的模型之間采用共享內(nèi)存交互機(jī)制,在不同計(jì)算節(jié)點(diǎn)之間的模型采用HLA交互機(jī)制,特別適合毫秒級(jí)高頻與分鐘甚至小時(shí)級(jí)低頻交互混合仿真的需求。載人月球探測(cè)仿真中飛船等飛行器內(nèi)部動(dòng)力學(xué)和GNC模型之間采用毫秒級(jí)交互,飛船和著陸器等飛行器之間采用秒級(jí)交互。

圖5 分布式仿真中間件原理圖Fig.5 Schematic diagram of the distributed simulation middleware

2)標(biāo)準(zhǔn)化模型規(guī)范

dSIM仿真模型可以看作一個(gè)具有輸入輸出端口的系統(tǒng),其形式化描述可表示為六元組:

M=

(22)

式中:t是時(shí)間;X是輸入變量;S是系統(tǒng)狀態(tài)變量;Y是輸出變量;F(t, Δt,X,S)是狀態(tài)轉(zhuǎn)移函數(shù);G(t,X,S)是輸出函數(shù)。

仿真模型遵循“描述與實(shí)現(xiàn)分離”原則,主要的仿真模型描述信息見(jiàn)表1。dSIM允許存在多種不同形式的模型,包括可執(zhí)行模型、動(dòng)態(tài)庫(kù)模型、Simulink模型等,其中可執(zhí)行模型的標(biāo)準(zhǔn)消息見(jiàn)表2。

表1 dSIM仿真模型描述的關(guān)鍵字Table 1 Keywords to describe dSIM simulation model

表2 可執(zhí)行模型消息Table 2 Message of executable model

3)可視化模型組合技術(shù)

dSIM利用可視化工具將可組合模型進(jìn)行組裝,其具有以下特點(diǎn):①仿真模型可視化;②組合關(guān)系可視化,通過(guò)仿真模型圖形端口之間的連線建立模型之間的交互關(guān)系;③模型組合零編程,對(duì)圖形的操作完全替代了繁瑣的手工編程。

3.2 模型組合

以相關(guān)研制部門的已有模型為基礎(chǔ),構(gòu)建了可執(zhí)行形式的仿真模型軟件,利用這些仿真模型軟件在dSIM仿真平臺(tái)上可以靈活組合形成具備無(wú)人繞月飛行、地月空間站部署、載人環(huán)月飛行、載人登月飛行4種仿真功能的仿真系統(tǒng)。考慮到仿真重點(diǎn)支持載人探月任務(wù)前期論證,對(duì)任務(wù)規(guī)劃、軌道建立了高精度模型,采用SQP算法優(yōu)化求解,對(duì)測(cè)控通信則建立了簡(jiǎn)化模型。

4種仿真功能共用1個(gè)平臺(tái)和1套模型,通過(guò)仿真模型的組合實(shí)現(xiàn)4類飛行任務(wù),4種仿真功能包含的仿真模型見(jiàn)表3,其中,最復(fù)雜的載人登月飛行仿真功能的系統(tǒng)組成如圖6所示。

表3 4個(gè)仿真功能包含的可組合仿真模型Table 3 Composable models in the four simulation scenarios

圖6 載人登月飛行仿真功能組成Fig.6 Composition of the simulation scenario for manned lunar landing

載人登月飛行仿真功能包括發(fā)射月面著陸器的運(yùn)載火箭控制彈道、地月空間站仿真、月面著陸器仿真、載人飛船仿真等9個(gè)節(jié)點(diǎn),每個(gè)節(jié)點(diǎn)上又部署多個(gè)模型軟件,如地月空間站仿真節(jié)點(diǎn)上部署地月空間站GNC、通用動(dòng)力學(xué)2個(gè)模型軟件。仿真系統(tǒng)采用多幀速模式,在計(jì)算機(jī)節(jié)點(diǎn)內(nèi)部采用20 ms仿真步長(zhǎng),計(jì)算機(jī)節(jié)點(diǎn)之間采用1 s仿真步長(zhǎng)。

4 仿真試驗(yàn)

利用通用模型組合形成的仿真系統(tǒng)分別進(jìn)行仿真試驗(yàn),下面對(duì)無(wú)人繞月飛行和載人登月飛行仿真試驗(yàn)進(jìn)行介紹。

4.1 無(wú)人繞月飛行仿真試驗(yàn)

無(wú)人繞月飛行規(guī)劃中重點(diǎn)關(guān)注發(fā)射彈道與轉(zhuǎn)移軌道的銜接。完成離線規(guī)劃后,在dSIM平臺(tái)上對(duì)無(wú)人繞月飛行的運(yùn)載火箭進(jìn)行配置,然后進(jìn)行仿真,得到無(wú)人繞月任務(wù)運(yùn)載火箭的發(fā)射彈道仿真結(jié)果如圖7～8所示,軌道仿真結(jié)果見(jiàn)表4。

表4 無(wú)人繞月軌道仿真結(jié)果Table 4 Trajectory results for unmanned lunar flyby

圖7 無(wú)人繞月飛行運(yùn)載火箭高度-時(shí)間曲線Fig.7 Curves of height versus time of the launch vehicle for unmanned lunar flyby

圖8 無(wú)人繞月飛行運(yùn)載火箭速度-時(shí)間曲線Fig.8 Curves of velocity versus time of the launch vehicle for unmanned lunar flyby

4.2 載人登月飛行仿真試驗(yàn)

載人登月飛行仿真試驗(yàn)輸入?yún)?shù)主要包括時(shí)間設(shè)計(jì)參數(shù)、空間站停泊軌道(LDO)、地月轉(zhuǎn)移軌道地心段(LTO)約束參數(shù),仿真得到月面著陸器軌道結(jié)果見(jiàn)表5,仿真視景如圖9所示。

表5 月面著陸器標(biāo)稱任務(wù)軌道仿真結(jié)果Table 5 Simulation results of the nominal mission trajectory of the lunar lander

圖9 月面著陸器地月轉(zhuǎn)移和環(huán)月停泊軌道Fig.9 Trajectory of Earth-Moon transfer and circumlunar parking orbit of the lunar lander

空間站部署在高度約200 km、傾角約159°的月球近圓軌道上。新一代載人飛船任務(wù)持續(xù)時(shí)間約為15天,發(fā)射入軌點(diǎn)數(shù)據(jù)由模型軟件迭代獲得,中途修正、月面下降與上升軌道,采用速度增量的預(yù)留模式。月面著陸器與載人飛船的第1次交會(huì)對(duì)接,采用四脈沖優(yōu)化方式給出。仿真得到的載人飛船標(biāo)稱任務(wù)軌道結(jié)果見(jiàn)表6～10,仿真視景如圖10～11所示。

表6 載人飛船發(fā)射與地月轉(zhuǎn)移仿真結(jié)果Table 6 Simulation results of launch and Earth-Moon transfer of the manned spacecraft

表7 載人飛船三脈沖月球進(jìn)入仿真結(jié)果Table 7 Simulation results of three-pulse lunar orbit insertion of the manned spacecraft

表8 載人飛船月球軌道交會(huì)仿真結(jié)果Table 8 Simulation results of lunar orbit rendezvous of the manned spacecraft

表9 月面著陸器下降與上升仿真結(jié)果Table 9 Simulation results of descent and ascent of the lunar lander

表10 載人飛船月地返回仿真結(jié)果Table 10 Simulation results of Moon-Earth maneuver of the manned spacecraft

圖10 載人飛船地月轉(zhuǎn)移軌道結(jié)果Fig.10 Trajectory of lunar orbit insertion of the manned spacecraft

圖11 載人飛船三脈沖月地加速軌道結(jié)果Fig.11 Trajectory of three-impulse Moon-Earth maneuver of the manned spacecraft

5 結(jié) 論

對(duì)于基于地月空間站的載人月球探測(cè)系列任務(wù),本文利用組合仿真思想,按照仿真模型通用化思想將無(wú)人繞月飛行、地月空間站部署、載人環(huán)月飛行、載人登月飛行4類序列任務(wù)抽象為13個(gè)通用模型,設(shè)計(jì)了標(biāo)準(zhǔn)化組合化的仿真平臺(tái)dSIM,將通用模型組合為具備4種功能的仿真系統(tǒng),進(jìn)行了仿真試驗(yàn)。文中給出的仿真試驗(yàn)結(jié)果說(shuō)明了該方法的有效性。該方法可為未來(lái)載人月球探測(cè)系列復(fù)雜飛行任務(wù)仿真提供參考。