CN109573104A - 载人月面电磁发射月面加速轨道 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种载人月面电磁发射月面加速轨道，其特征在于，包括：入口段，月面上升器从基地场站出场并进入电磁发射入口的过渡段，一套电磁发射装置仅设置一个入口段，长度在100m量级；环形加速段，电磁发射主要工作阶段，电磁发射装置通过多圈助推逐步将月面上升器相对月面速度从零提升至出口状态要求值，一套电磁发射装置仅设计一个所述环形加速段，半径在2km量级；出口段，月面上升器从所述环形加速段导出，抬升高度并调整方向，确保与所述环形加速段和后续动力飞行阶段顺利过渡，一套电磁发射装置设计四个所述出口段。本发明在载人月面起飞上升时采用电磁发射方式为月面上升器建立一定的初始运动状态，可以分担速度增量，节省大量推进剂。

Description

载人月面电磁发射月面加速轨道
技术领域
本发明属于深空探测技术领域，尤其涉及一种载人月面电磁发射月面加速轨道。
背景技术
随着月球探测任务的推进，未来在月面建立适合人类长期驻留的月球基地逐渐变为可能，在月球基地的支持下可以开展月球全面系统的探测以及大规模资源开发利用。
地月间往返运输可以划分为地球端(地面发射与再入返回)、地月间(地月转移与月地转移)、月球端三个部分，月球端又可以细分为月面下降着陆和月面起飞上升两个阶段，总速度增量约4000m/s。
传统月面起飞上升采用化学推进方式，即发动机按照制导控制规律工作，为月面上升器提供加速推力直至飞行高度和速度满足入轨要求。例如“阿波罗”载人登月计划中登月舱上升级由1台15.6kN液体发动机提供上升推力，我国“嫦娥”无人探月工程中上升器将由1台3kN液体发动机提供上升推力。月面起飞上升全程为动力飞行，所消耗化学推进剂占到月面上升器起飞初始时刻重量的50％。化学推进剂目前无法在月面生产制造，全部需要从地球运送补给，执行月面往返运输任务的成本很高。
电磁发射采用电磁力将目标加速，在地面已经进入工程应用阶段，例如，飞机从舰船表面电磁弹射起飞(出口速度约100m/s)或者电磁轨道炮发射微小弹丸(出口速度3km/s以上)开展空间碎片毁伤效应研究。同时，也有研究开始涉及电磁发射式运载火箭，但发射装置规模和峰值电磁功率都很大，目前尚处于关键技术研究阶段。
综上，本发明可以将电磁发射方式应用于载人月面上升器起飞上升技术中。
发明内容
本发明的目的在于，提供一种载人月面电磁发射月面加速轨道，使用电磁发射的方式分担月面起飞上升速度增量，节省大量推进剂。
为实现上述目的，本发明提供一种载人月面电磁发射月面加速轨道，包括：
入口段，月面上升器从基地场站出场并进入电磁发射入口的过渡段，一套电磁发射装置仅设置一个入口段，长度在100m量级；
环形加速段，电磁发射主要工作阶段，电磁发射装置通过多圈助推逐步将月面上升器相对月面速度从零提升至出口状态要求值，一套电磁发射装置仅设计一个所述环形加速度段，半径在2km量级；
出口段，月面上升器从所述环形加速段导出，抬升高度并调整方向，确保与所述环形加速段和后续动力飞行阶段顺利过渡，一套电磁发射装置设计四个所述出口段。
根据本发明的一个方面，月面上升器在所述环形加速段所承受的总过载应小于设定阈值。
所述总过载包括月面上升器密封舱内乘员承受的胸背方向过载和所述环形加速段的离心过载；
所述胸背方向过载通过增加环形加速圈次进行控制；
所述离心过载通过将所述环形加速轨道内倾设计进行控制。
根据本发明的一个方面，所述内倾角度为α，α为15°-30°。
根据本发明的一个方面，所述出口段采用圆弧构型，通过曲率设计使其一端与所述环形加速段连接，另一端向上延伸。
根据本发明的一个方面，通过所述曲率设计，所述出口段的末端高度为h，h≥30m，出口角度为θ，θ≥30°。
根据本发明的一个方面，所述月面加速轨道的设计需要考虑乘员过载指标、月面地形和出口状态要求。
根据本发明的一个方面，所述乘员过载指标包括过载大小和持续时间。
本发明的载人月面电磁发射月面加速轨道，在基于月球基地的月球系统探测和大规模开发利用阶段，使得载人月面起飞上升可以采用电磁发射方式，为月面上升器建立一定的初始运动状态(高度、速度和姿态)，后续发动机点火工作完成上升入轨。月面电磁发射可以分担月面起飞上升1/4甚至更多速度增量，所需电能均在月面(太阳能或者核能发电)获得，可节省大量推进剂。同时，电磁发射确保月面上升器发动机点火处于安全稳定的状态，可大大降低当前化学推进方式中月面起飞点火瞬间由于推力偏差或羽流干扰引起倾覆的风险。
附图说明
图1是示意性表示根据本发明的载人月面电磁发射月面加速轨道总体构型图；
图2是示意性表示根据本发明的载人月面电磁发射月面加速轨道的内倾设计视图；
图3示意性表示根据本发明的载人月面电磁发射月面加速轨道的出口设计。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
结合图1、图2和图3所示，本发明的载人月面电磁发射月面加速轨道包括入口段，月面上升器从基地场站出场并进入电磁发射入口的过渡段，一套电磁发射装置仅设置一个入口段，长度在100m量级。环形加速段，电磁发射主要工作阶段，电磁发射装置通过多圈助推逐步将月面上升器相对月面速度从零提升至出口状态要求值，一套电磁发射装置仅设计一个所述环形加速度段，半径在2km量级。出口段，月面上升器从环形加速段导出，抬升高度并调整方向，确保与环形加速段和后续动力飞行阶段顺利过渡，一套电磁发射装置设计四个出口段。
具体来说，月面加速轨道构型设计时需要考虑乘员过载指标、月面电磁发射功率、月面地形、出口状态要求等因素。乘员过载指标包括过载大小和持续时间，由于乘员过载承受能力有限，采用纯直线形式的加速轨道长度将达到几十km，月面建设和维护的难度太大。因此在本发明中，月面加速轨道设计采用环形为主、入口直线导入、出口直线导出的方案，轨道由入口段、环形加速段、出口段三部分组成。
对于环形加速轨道段的设计，由于月面上升器在环形加速段受电磁发射装置推动，密封舱内的乘员主要承受胸背方向过载和环形轨道离心过载，要求总过载及其持续时间不得超过乘员承受能力。即月面上升器在所述环形加速段所承受的总过载应小于设定阈值，设定阈值即为乘员的最大承受能力。
上述胸背方向过载主要与电磁发射加速推力相关，在固定过载限制要求下可以通过增加环形加速圈次来控制该过载。在出口导出速度确定的条件下，离心过载主要与环形加速轨道半径相关。半径越大，离心过载越小。然而受到月面地形限制，环形加速轨道半径不可能无限增大。因此为控制离心过载，环形加速段轨道采用内倾设计，可将部分离心过载转化为脚-头方向过载。在本实施方式中，内倾的倾斜角为α，α为15°-30°。
对于出口段的设计，出口段采用圆弧构型，通过曲率设计一端与环形加速段连接，一端上翘，末端高度(h)及出口角度(θ)的设计应满足后续动力上升制导初始状态要求。在本实施方式中，h≥30m，θ≥30°。
此外，出口段不仅要衔接轨道，同时要衔接月面上升器姿态。环形加速段月面上升器处于倾斜姿态，即整器纵轴(平行于乘员脚-头方向)向环形轨道中心倾斜；出口段月面上升器处于正常状态，即整器纵轴与轨道切向垂直且处于当地铅垂面内。这两个阶段之间需要出口段进行平滑衔接，以适应月面上升器高速状态下的姿态调整。
本发明的载人月面电磁发射月面加速轨道，在基于月球基地的月球系统探测和大规模开发利用阶段，使得载人月面起飞上升可以采用电磁发射方式，为月面上升器建立一定的初始运动状态(高度、速度和姿态)，后续发动机点火工作完成上升入轨。月面电磁发射可以分担月面起飞上升1/4甚至更多速度增量，所需电能均在月面(太阳能或者核能发电)获得，可节省大量推进剂。同时，电磁发射确保月面上升器发动机点火处于安全稳定的状态，可大大降低当前化学推进方式中月面起飞点火瞬间由于推力偏差或羽流干扰引起倾覆的风险。
以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种载人月面电磁发射月面加速轨道，其特征在于，包括：
入口段，月面上升器从基地场站出场并进入电磁发射入口的过渡段，一套电磁发射装置仅设置一个入口段，长度在100m量级；
环形加速段，电磁发射主要工作阶段，电磁发射装置通过多圈助推逐步将月面上升器相对月面速度从零提升至出口状态要求值，一套电磁发射装置仅设计一个所述环形加速段，半径在2km量级；
出口段，月面上升器从所述环形加速段导出，抬升高度并调整方向，确保与所述环形加速段和后续动力飞行阶段顺利过渡，一套电磁发射装置设计四个所述出口段。
2.根据权利要求1所述的载人月面电磁发射月面加速轨道，其特征在于，月面上升器在所述环形加速段所承受的总过载应小于设定阈值。
3.根据权利要求2所述的载人月面电磁发射月面加速轨道，其特征在于，所述总过载包括月面上升器密封舱内乘员承受的胸背方向过载和所述环形加速段的离心过载；
所述胸背方向过载通过增加环形加速圈次进行控制；
所述离心过载通过将所述环形加速轨道内倾设计进行控制。
4.根据权利要求3所述的载人月面电磁发射月面加速轨道，其特征在于，所述内倾角度为α，α为15°-30°。
5.根据权利要求1所述的载人月面电磁发射月面加速轨道，其特征在于，所述出口段采用圆弧构型，通过曲率设计使其一端与所述环形加速段连接，另一端向上延伸。
6.根据权利要求5所述的载人月面电磁发射月面加速轨道，其特征在于，通过所述曲率设计，所述出口段的末端高度为h，h≥30m，出口角度为θ，θ≥30°。
7.根据权利要求1所述的载人月面电磁发射月面加速轨道，其特征在于，所述月面加速轨道的设计需要考虑乘员过载指标、月面地形和出口状态要求。
8.根据权利要求7所述的载人月面电磁发射月面加速轨道，其特征在于，所述乘员过载指标包括过载大小和持续时间。
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