CN105005643B - 一种载人登月质量规模估算的方法与系统 - Google Patents
一种载人登月质量规模估算的方法与系统 Download PDFInfo
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Abstract
一种载人登月质量规模估算的方法，它有四大步骤：一、建立质量规模参考数据库；二、飞行器与飞行过程模块化；三、飞行方案构造；四、质量规模求解。一种载人登月质量规模估算的系统，它包括信息参考模块、飞行方案构造模块和质量规模求解模块，三个模块在进行质量规模估算时按顺序执行，即先构造信息参考模块，再执行飞行方案构造模块，最后执行质量规模求解模块。本发明将各个子系统的质量数据构造成数据库，质量规模估算时可直接调用，避免了各子系统专业单独计算带来的大工作量；本发明还利用模块化的思想构造载人登月飞行方案，构造过程简单，能在极短的时间内计算出质量规模，克服了传统方法计算效率低、不具有通用性等缺点。
Description
技术领域
本发明涉及一种载人登月质量规模估算的方法与系统，该方法与系统利用模块化的思想构造载人登月飞行方案，并能够快速地计算出所构造飞行方案的质量规模，属于航天技术领域。
背景技术
二十一世纪上半叶，深空探测技术成为航天技术向高阶段发展的关键技术，在此背景下，世界各国相继发布了自己的深空探测计划，从这些计划中可以看出，月球探测是十分重要的一步，而载人登月很可能成为各国抢占深空探测的战略制高点。
制定载人登月飞行方案是载人登月工程的基础，不同的登月方案对应不同的质量规模。采用传统方法估算载人登月质量规模时，需要先由各个分系统专业估算出本系统的质量，再由总体部门综合论证得到总体的质量规模，这种方法工作量大，工作效率低，而且方法不具有通用性，即对新提出的飞行方案，所有工作都得从头开始。因此，建立一种计算效率高且具有通用性的质量规模估算方法十分有必要。
发明内容
1、目的
本发明的目的是提供一种载人登月质量规模估算的方法与系统，以克服传统方法工作量大、效率低、适用对象单一等缺点。
2、技术方案
为实现上述发明目的，本发明采用以下技术方案。
(1)一种载人登月质量规模估算的方法，它包括以下几个步骤：
步骤一：建立质量规模参考数据库
所述质量规模参考数据库由载人飞船和登月飞船各部件的质量、功能、功耗等参数组成，各参数之间是并列关系。该数据库将为质量规模估算打下基础。
步骤二：飞行器与飞行过程模块化
所述飞行器与飞行过程模块化包含飞行器模块化和飞行过程模块化两部分，二者属于并列关系。
所述飞行器模块化是指将载人飞船的推进舱、轨道舱、返回舱以及登月舱、火箭末级、推进飞行器第一、二、三级看作独立的模块，建立各个模块的干重估算数学模型。各个模块是并列关系，部分模块之间存在参数耦合。
所述飞行过程模块化是指将飞行过程划分为一系列飞行阶段，不同的飞行方案包含的飞行阶段不同。飞行阶段模块化还要明确各个阶段的速度增量需求。
步骤三：飞行方案构造
所述飞行方案构造包括飞行器选取和飞行阶段选取两部分，二者在构造飞行方案时按顺序执行，即先选择飞行器，再选择飞行阶段。
所述飞行器选取即选择经步骤二模块化后的飞行器，可以全选，也可以部分选择，具体选择应由该方法的使用者决定。选择某一飞行器模块后，这一模块对应的干重估算模型也就唯一确定。
所述飞行阶段选取即选择每个飞行器对应的飞行阶段，每个飞行器可以只对应一个飞行阶段，也可对应多个飞行阶段。
步骤四：质量规模求解
利用逆推法和数学迭代对质量规模进行估算。
所述逆推法是指利用后一阶段的飞行器质量和速度增量需求，推出前一阶段飞行器的质量。逆推法从飞行的最后一个阶段开始，直到推出飞行器的发射质量为止。逆推过程建立在齐奥尔科夫斯基公式和质量规模参考数据库的基础上。
所述数学迭代是指飞行器各分系统及飞行各阶段之间存在耦合变量，这些耦合变量无法直接求解，需要通过数学迭代的方法实现。
(2)一种载人登月质量规模估算的系统，它包括信息参考模块、飞行方案构造模块和质量规模求解模块三部分。其之间的关系是：三个模块在进行质量规模估算时按顺序执行，即先构造信息参考模块，再执行飞行方案构造模块，最后执行质量规模求解模块。
所述信息参考模块由质量规模参考数据库子模块、飞行器子模块和飞行阶段子模块三部分组成，各子模块之间是并列关系。该质量规模参考数据库子模块是飞行器各零部件信息的存储空间，采用层次结构，它用于存储载人飞船和登月飞船各部件的质量、功能、功耗等参数，为质量规模估算打下基础；该飞行器子模块是飞行器信息的存储空间，它用于存储各飞行器的名称和对应的干重估算数学模型，包括的飞行器有推进舱、轨道舱、返回舱、登月舱、火箭末级、推进飞行器第一、二、三级等；该飞行阶段子模块是飞行阶段信息的存储空间，它用于存储各飞行阶段的名称和对应的速度增量信息。
所述飞行方案构造模块由飞行器选择子模块和飞行阶段选择子模块两部分组成，二者按顺序执行，即先执行飞行器选择子模块，再执行飞行阶段选择子模块。该飞行器选择子模块是面向使用者的一个窗口，同时也是一个信息传递通道，它与飞行器子模块相连，使用者可以从中选择载人登月所需的飞行器，该子模块能将相应飞行器的干重估算数学模型传递给质量规模求解模块；该飞行阶段选择子模块是面向使用者的一个窗口，同时也是一个信息传递通道，它与飞行阶段子模块相连，使用者可以从中选择飞行器对应的飞行阶段，该子模块能将各飞行阶段的速度增量信息传递给质量规模求解模块。
所述质量规模求解模块是逆推法和数学迭代求解算法的集合，它接收飞行方案构造模块传递的飞行器干重估算数学模型和飞行阶段速度增量信息，对质量规模进行估算。
3、优点及功效
本发明将各个子系统的质量数据构造成数据库，质量规模估算时可直接调用，避免了各子系统专业单独计算带来的大工作量；本发明还利用模块化的思想构造载人登月飞行方案，构造过程简单，而且质量规模的估算方法具有通用性，对于构造的任何一种载人登月飞行方案，都能在极短的时间内计算出质量规模，克服了传统方法计算效率低、不具有通用性等缺点。
附图说明
图1为载人登月质量规模估算方法框架流程图。
图2为质量规模迭代求解流程图。
图3为载人登月质量规模估算系统结构框图。
图中符号说明如下：
ε：迭代精度
m0：燃料贮箱质量初值
mp0：推进剂总质量
m′0：根据推进剂总质量求得的燃料贮箱质量
具体实施方式
以下结合附图和构造基于近地轨道一次交会对接的载人登月飞行方案实施例对本发明作进一步描述，但本实施例并不用于限制本发明，凡是采用本发明的相似方法及其相似变化，均应列入本发明的保护范畴。
由图1可以看出，本发明提供一种载人登月质量规模估算的方法，它包括以下几个步骤：
步骤一：建立质量规模参考数据库
所述质量规模参考数据库由载人飞船和登月飞船各部件的质量、功能、功耗等参数组成，各参数之间是并列关系。
数据库采用层次模型，共分为4层：顶层为航天器层，包括推进舱、轨道舱、返回舱和登月舱四部分；第二层为子系统层，包含结构与机构子系统、推进子系统、电源子系统、探测制导与控制子系统、热控子系统、总体电路子系统、测控与通信子系统、数据管理子系统、仪表照明子系统、应急救生子系统、乘员子系统、环控生保子系统、着陆回收子系统、出舱保障子系统、月球车子系统、月球科考子系统等16个子系统；第三层为零部件层，包括子系统下各个可能的零部件；第四层为数据层，包括零部件的功能、质量、功耗等信息。
数据库中的数据来源于现有航天器，可靠性高，可移植性好。
步骤二：飞行器与飞行过程模块化
所述飞行器与飞行过程模块化包含飞行器模块化和飞行过程模块化两部分，二者属于并列关系。
所述飞行器模块化是指将载人飞船的推进舱、轨道舱、返回舱以及登月舱、火箭末级、推进飞行器第一、二、三级看作独立的模块，建立各个模块的干重估算数学模型。
飞行器的干重由固定质量和可变质量两部分组成。固定质量是指不随航天员人数、任务周期、飞行器形状等因素的变化而变化的质量，这部分质量可以通过调用质量规模参考数据库中的数据得到，固定质量用m1表示；可变质量是指会随航天员人数、任务周期、飞行器形状等因素的变化而改变的质量，这部分质量需要利用经验公式计算求得，例如食物、空气、水等消耗品的质量可用以下公式进行估算：
Mconsum＝m·N·t/η (1)
式中，Mconsum为消耗品的质量，m为每人每天消耗的消耗品质量，N为航天员人数，t为航天员驻留时间，η为消耗品的循环利用率。
可变质量用m2表示，则飞行器的干重为
M＝m1+m2 (2)
所述飞行过程模块化是指将飞行过程划分为一系列飞行阶段，不同的飞行方案包含的飞行阶段不同，具体的飞行阶段包括发射段、近地飞行段、地月转移段、地球-地月第一拉格朗日点(即“地月L1点”)转移段、地球-地月第二拉格朗日点(即“地月L2点”)转移段、地月L1点-月球转移段、地月L2点-月球转移段、环月飞行段、月面下降段、月面活动段、月面上升段、月地转移段、月球-地月L1点转移段、月球-地月L2点转移段、地月L1点-地球转移段、地月L2点-地球转移段、地球再入段。飞行阶段模块化还要明确各个阶段的速度增量需求。
步骤三：飞行方案构造
所述飞行方案构造包括飞行器选取和飞行阶段选取两部分，二者在构造飞行方案时按顺序执行，即先选择飞行器，再选择飞行阶段。
在此实施例中，选取的飞行器包括：火箭末级，轨道舱，推进舱，返回舱，登月舱。
飞行器对应的飞行阶段为：
火箭末级——发射段，近地飞行段，地月转移段；
轨道舱——发射段，近地飞行段，地月转移段，环月飞行段，月地转移段；
推进舱——发射段，近地飞行段，地月转移段，环月飞行段，月地转移段；
返回舱——发射段，近地飞行段，地月转移段，环月飞行段，月地转移段，地球再入段；
登月舱——发射段，近地飞行段，地月转移段，环月飞行段，月面下降段，月面活动段，月面上升段。
发射段登月舱与火箭末级组合，轨道舱、推进舱和返回舱组合；地月转移段所有飞行器组合在一起；登月舱在月面活动期间，轨道舱、推进舱和返回舱组合体在环月轨道上飞行；月地转移段轨道舱、推进舱和返回舱组合。
具体的飞行过程描述为：先由一枚货运飞船将登月舱和火箭末级发射到近地轨道，再由一枚载人火箭将载人飞船发射到近地轨道；在近地轨道交会对接后，火箭末级点火，将组合体送入地月转移轨道，随后抛掉火箭末级；接近环月轨道时，登月舱发动机点火进行近月制动，组合体进入环月轨道；完成前期准备后，登月舱下降到月表，完成月面任务后上升至环月轨道，与载人飞船交会对接；随后抛掉登月舱，推进舱点火，飞船进入月地转移轨道，在飞行途中抛掉推进舱和轨道舱；随后返回舱再入地球，航天员返回地面。
步骤四：质量规模求解
利用逆推法和数学迭代对质量规模进行估算。
逆推时需要利用齐奥尔科夫斯基公式，齐奥尔科夫斯基公式给出了变轨所需速度增量、燃料质量以及有效载荷质量三者之间的关系，表达式如下：
式中，mprop为变轨消耗的燃料质量，mbo为有效载荷和推进飞行器的结构质量，Δv为变轨所需速度增量，Isp为推进剂比冲。
逆推法数学模型如下：
假设整个飞行过程共有n个阶段(n可从步骤三中确定)，从前到后分别用s1，s2，…，sn表示，在第i(2≤i≤n)阶段中，速度增量为Δvi，抛掉部分的质量为Δmi，第i阶段结束时的质量为mi，则第(i-1)阶段结束时的质量为
上式中的Δvi和Δmi均从步骤二中获得，根据以上递推式，就可以从最后一阶段的质量逆推到发射质量。
在实际计算过程中，mi和Δmi通常含有未知项，本实施例中燃料贮箱的质量未知，燃料贮箱的质量与推进剂质量有关，而推进剂的质量与整个飞行过程紧密相关，遇到这种情况，需要利用迭代求解，迭代流程如图2所示，具体描述如下：
1)给定迭代精度ε，给推进剂贮箱一个初值质量m0，利用(4)式递推求解推进剂的总质量mp0；
2)利用mp0和推进剂密度ρp求得贮箱质量m′0：
推进剂的体积Vp为
Vp＝mp0/ρp (5)
假设推进剂装在球型贮箱中，则贮箱的内表面半径r为
若贮箱的壁厚t，贮箱材料的密度为ρ，则贮箱的总质量为
3)判断|m′0-m0|＜ε是否成立，如果不成立，则令m0＝m′0，重复第1步；如果成立则结束迭代。
运用上述方法，就可以任意构造载人登月方案，并快速地对质量规模进行估算。
见图3，本发明还提供一种载人登月质量规模估算的系统，它包括信息参考模块、飞行方案构造模块和质量规模求解模块三部分。其之间的关系是：三个模块在进行质量规模估算时按顺序执行，即先构造信息参考模块，再执行飞行方案构造模块，最后执行质量规模求解模块。
所述信息参考模块由质量规模参考数据库子模块、飞行器子模块和飞行阶段子模块三部分组成，各子模块之间是并列关系。该质量规模参考数据库子模块是飞行器各零部件信息的存储空间，采用层次结构，它用于存储载人飞船和登月飞船各部件的质量、功能、功耗等参数，为质量规模估算打下基础；该飞行器子模块是飞行器信息的存储空间，它用于存储各飞行器的名称和对应的干重估算数学模型，包括的飞行器有推进舱、轨道舱、返回舱、登月舱、火箭末级、推进飞行器第一、二、三级等；该飞行阶段子模块是飞行阶段信息的存储空间，它用于存储各飞行阶段的名称和对应的速度增量信息，具体的飞行阶段包括发射段、近地飞行段、地月转移段、地球-地月L1点转移段、地球-地月L2点转移段、地月L1点-月球转移段、地月L2点-月球转移段、环月飞行段、月面下降段、月面活动段、月面上升段、月地转移段、月球-地月L1点转移段、月球-地月L2点转移段、地月L1点-地球转移段、地月L2点-地球转移段、地球再入段。
所述飞行方案构造模块由飞行器选择子模块和飞行阶段选择子模块两部分组成，二者按顺序执行，即先执行飞行器选择子模块，再执行飞行阶段选择子模块。该飞行器选择子模块是面向使用者的一个窗口，同时也是一个信息传递通道，它与飞行器子模块相连，使用者可以从中选择载人登月所需的飞行器，该子模块能将相应飞行器的干重估算数学模型传递给质量规模求解模块；该飞行阶段选择子模块是面向使用者的一个窗口，同时也是一个信息传递通道，它与飞行阶段子模块相连，使用者可以从中选择飞行器对应的飞行阶段，该子模块能将各飞行阶段的速度增量信息传递给质量规模求解模块。
所述质量规模求解模块是逆推法和数学迭代求解算法的集合，它接收飞行方案构造模块传递的飞行器干重估算数学模型和飞行阶段速度增量信息，对质量规模进行估算。
逆推时需要利用齐奥尔科夫斯基公式，齐奥尔科夫斯基公式给出了变轨所需速度增量、燃料质量以及有效载荷质量三者之间的关系，表达式如下：
式中，mprop为变轨消耗的燃料质量，mbo为有效载荷和推进飞行器的结构质量，Δv为变轨所需速度增量，Isp为推进剂比冲。
逆推法数学模型如下：
假设整个飞行过程共有n个阶段(n可从步骤三中确定)，从前到后分别用s1，s2，…，sn表示，在第i(2≤i≤n)阶段中，速度增量为Δvi，抛掉部分的质量为Δmi，第i阶段结束时的质量为mi，则第(i-1)阶段结束时的质量为
上式中的Δvi和Δmi均从步骤二中获得，根据以上递推式，就可以从最后一阶段的质量逆推到发射质量。
在实际计算过程中，mi和Δmi通常含有未知项，本实施例中燃料贮箱的质量未知，燃料贮箱的质量与推进剂质量有关，而推进剂的质量与整个飞行过程紧密相关，遇到这种情况，需要利用迭代求解，迭代流程如图2所示，具体描述如下：
1)给定迭代精度ε，给推进剂贮箱一个初值质量m0，利用(9)式递推求解推进剂的总质量mp0；
2)利用mp0和推进剂密度ρp求得贮箱质量m′0：
推进剂的体积Vp为
Vp＝mp0/ρp (10)
假设推进剂装在球型贮箱中，则贮箱的内表面半径r为
若贮箱的壁厚t，贮箱材料的密度为ρ，则贮箱的总质量为
3)判断|m′0-m0|＜ε是否成立，如果不成立，则令m0＝m′0，重复第1步；如果成立则结束迭代。
Claims (2)
1.一种载人登月质量规模估算的方法，其特征在于：它包括以下几个步骤：
步骤一：建立质量规模参考数据库
所述质量规模参考数据库由载人飞船和登月飞船各部件的质量、功能、功耗参数组成，各参数之间是并列关系，该数据库将为质量规模估算打下基础；
步骤二：飞行器与飞行过程模块化
所述飞行器与飞行过程模块化包含飞行器模块化和飞行过程模块化两部分，二者属于并列关系；
所述飞行器模块化是指将载人飞船的推进舱、轨道舱、返回舱以及登月舱、火箭末级、推进飞行器第一、二、三级看作独立的模块，建立各个模块的干重估算数学模型；各个模块是并列关系，部分模块之间存在参数耦合；
所述飞行过程模块化是指将飞行过程划分为一系列飞行阶段，不同的飞行方案包含的飞行阶段不同，飞行阶段模块化还要明确各个阶段的速度增量需求；
步骤三：飞行方案构造
所述飞行方案构造包括飞行器选取和飞行阶段选取两部分，二者在构造飞行方案时按顺序执行，即先选择飞行器，再选择飞行阶段；
所述飞行器选取即选择经步骤二模块化后的飞行器，能全选，也能部分选择，具体选择应由该方法的使用者决定；选择某一飞行器模块后，这一模块对应的干重估算模型也就唯一确定；
所述飞行阶段选取即选择每个飞行器对应的飞行阶段，每个飞行器能对应一个飞行阶段，也能对应多个飞行阶段；
步骤四：质量规模求解
利用逆推法和数学迭代对质量规模进行估算；
所述逆推法是指利用后一阶段的飞行器质量和速度增量需求，推出前一阶段飞行器的质量；逆推法从飞行的最后一个阶段开始，直到推出飞行器的发射质量为止，逆推过程建立在齐奥尔科夫斯基公式和质量规模参考数据库的基础上；
所述数学迭代是指飞行器各分系统及飞行各阶段之间存在耦合变量，这些耦合变量无法直接求解，需要通过数学迭代的方法实现；
逆推时需要利用齐奥尔科夫斯基公式，齐奥尔科夫斯基公式给出了变轨所需速度增量、燃料质量以及有效载荷质量三者之间的关系，表达式如下：
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</mrow>
</mrow>
式中，mprop为变轨消耗的燃料质量，mbo为有效载荷和推进飞行器的结构质量，Δv为变轨所需速度增量，Isp为推进剂比冲；
逆推法数学模型如下：
假设整个飞行过程共有n个阶段，从前到后分别用s1,s2,…,sn表示，在第i阶段中，2≤i≤n，速度增量为Δvi，抛掉部分的质量为Δmi，第i阶段结束时的质量为mi，则第(i-1)阶段结束时的质量为
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根据以上递推式，从最后一阶段的质量逆推到发射质量；
在实际计算过程中，mi和Δmi含有未知项，燃料贮箱的质量未知，燃料贮箱的质量与推进剂质量有关，而推进剂的质量与整个飞行过程紧密相关，遇到这种情况，需要利用迭代求解，具体描述如下：
1)给定迭代精度ε，给推进剂贮箱一个初值质量m0，利用(2)式递推求解推进剂的总质量mp0；
2)利用mp0和推进剂密度ρp求得贮箱质量m’0：
推进剂的体积Vp为
Vp＝mp0/ρp (3)
假设推进剂装在球型贮箱中，则贮箱的内表面半径r为
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<mi>r</mi>
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若贮箱的壁厚t，贮箱材料的密度为ρ，则贮箱的总质量为
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</mrow>
</mrow>
3)判断|m’0-m0|<ε是否成立，如果不成立，则令m0＝m’0，重复第1)步；如果成立则结束迭代；
运用上述方法，能任意构造载人登月方案，并快速地对质量规模进行估算。
2.一种基于权利要求1所述的一种载人登月质量规模估算的方法的系统，其特征在于：它包括信息参考模块、飞行方案构造模块和质量规模求解模块，三个模块在进行质量规模估算时按顺序执行，即先构造信息参考模块，再执行飞行方案构造模块，最后执行质量规模求解模块；
所述信息参考模块由质量规模参考数据库子模块、飞行器子模块和飞行阶段子模块三部分组成，各子模块之间是并列关系；该质量规模参考数据库子模块是飞行器各零部件信息的存储空间，采用层次结构，它用于存储载人飞船和登月飞船各部件的质量、功能、功耗参数，为质量规模估算打下基础；该飞行器子模块是飞行器信息的存储空间，它用于存储各飞行器的名称和对应的干重估算数学模型，包括的飞行器有推进舱、轨道舱、返回舱、登月舱、火箭末级、推进飞行器第一、二、三级；该飞行阶段子模块是飞行阶段信息的存储空间，它用于存储各飞行阶段的名称和对应的速度增量信息；
所述飞行方案构造模块由飞行器子模块和飞行阶段子模块两部分组成，二者按顺序执行，即先执行飞行器子模块，再执行飞行阶段子模块；该飞行器子模块是面向使用者的一个窗口，同时也是一个信息传递通道，它与飞行器子模块相连，使用者从中选择载人登月所需的飞行器，该子模块能将相应飞行器的干重估算数学模型传递给质量规模求解模块；该飞行阶段子模块是面向使用者的一个窗口，同时也是一个信息传递通道，它与飞行阶段子模块相连，使用者从中选择飞行器对应的飞行阶段，该子模块能将各飞行阶段的速度增量信息传递给质量规模求解模块；
所述质量规模求解模块是逆推法和数学迭代求解算法的集合，它接收飞行方案构造模块传递的飞行器干重估算数学模型和飞行阶段速度增量信息，对质量规模进行估算。
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Citations (3)
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Non-Patent Citations (3)
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| 【A】有限推力登月飞行器燃料消耗研究;王劼;《导弹与航天运载技术》;20001231;全文 * |
| Optimal Launch Vehicle Size Determination for Moon-Mars Transportation Architectures;Erica L. Gralla等;《American Institute of Aeronautics and Astronautics》;20050901;全文 * |
| 载人登月飞行方案研究;彭祺擘等;《上海航天》;20121231;第29卷(第5期);全文 * |
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