基于在轨加注的载人登月任务分段式轨道设计

李其玲; 师鹏; 陈勇

doi:10.13700/j.bh.1001-5965.2025.0468

基于在轨加注的载人登月任务分段式轨道设计

doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2025.0468

李其玲¹,
师鹏^1, ,,
陈勇²

1.
北京航空航天大学宇航学院，北京 102206
2.
成都流体动力创新中心，成都 610031

基金项目:

国家自然科学基金面上项目(12672454)

详细信息

通讯作者:
E-mail：shipeng@buaa.edu.cn

中图分类号: V412
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出版历程
- 收稿日期: 2025-07-14
- 录用日期: 2025-10-17
- 网络出版日期: 2025-11-05
- 整期出版日期: 2026-10-31

Phased orbit design for manned lunar landing mission with on-orbit refueling

LI Qiling¹,
SHI Peng^{1
, ,},
CHEN Yong²

1.
School of Astronautics，Beihang University，Beijing 102206，China
2.
Chengdu Fluid Dynamics Innovation Center，Chengdu 610031，China

Funds:

General Program of National Natural Science Foundation of China (12672454)

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Corresponding author: E-mail：shipeng@buaa.edu.cn

摘要

摘要:
针对单颗运载器运载能力有限但大规模目标载荷部署需求庞大的矛盾，采用由在轨加注衔接天地往返与空间转移的“两段式”载人登月任务模式，对使用在轨加注方法的载人登月任务的规模进行分析与计算，建立了发射段、交会段、地月段、落月段等4个主要过程的动力学模型，并完成任务的总体设计仿真分析。运用质量估算方法对比了传统模式与在轨加注模式下的任务总质量与各级规模；构建了包含发射、交会对接、地月转移和月面着陆等4个阶段的任务模型，明确了各阶段约束，并建立了考虑低温推进剂在轨蒸发损耗的质量模型；计算任务窗口并开展全流程轨道仿真，分析各阶段参数与推进剂消耗；采用遗传算法优化落月段参数。质量估算结果表明：相较于传统模式所需数千吨级起飞质量，在轨加注方案起飞总质量为500 t以下，空间转移级质量为数十吨级；全流程仿真结果进一步明确了在轨加注方案各阶段推进剂消耗量，为工程设计提供必要参考。
- 载人登月 /
- 在轨加注 /
- 推进剂 /
- 航天运输 /
- 质量规模
Abstract:
To address the conflict between the limited payload capacity of a single launch vehicle and the substantial deployment demands of large-scale target payloads, this paper employs a two-phase manned lunar landing mission architecture, where on-orbit refueling connects Earth ascent and space transfer. Mission scale analysis and calculations were performed for manned lunar landing utilizing on-orbit refueling. Dynamic models for the four main phases—launch, rendezvous, Earth-Moon transfer, and lunar landing—were established, and overall mission design simulation analysis was completed. A mass estimation method was employed to compare the total mission mass and the scale of each stage between the traditional mode and the on-orbit refueling mode. In order to define phase-specific limitations and develop a mass model that takes into account in-orbit evaporation losses of cryogenic propellant, a mission model covering the four phases of launch, rendezvous and docking, Earth-Moon transfer, and lunar landing was built. Subsequently, mission windows were calculated, and full-process orbital simulations were conducted to analyze trajectory parameters and propellant consumption for each phase. Genetic algorithms were used to optimize parameters for the lunar landing phase. Mass estimation results show that, compared to the thousands of tonnes launch mass required by the traditional mode, the total launch mass for the on-orbit refueling scheme is below 500 tonnes, and the space transfer stage mass is on the order of tens of tonnes. The full-process simulation findings provide crucial references for engineering design, further elucidating the propellant consumption for each stage of the on-orbit refueling strategy.
- manned lunar landing /
- on-orbit refueling /
- propellant /
- space transportation /
- mass scale

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图 1 基于在轨加注的地月空间往返运输轨道示意图

Figure 1. Schematic of cislunar round-trip transportation orbit with on-orbit refueling

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图 2 LEO加注轨道飞行任务时序图

Figure 2. LEO orbit injection mission timeline diagram

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图 3 月面下降着陆轨迹方案

Figure 3. Lunar descent and landing trajectory

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图 4 环月降轨段变轨示意图

Figure 4. Schematic of orbital maneuvering during lunar descent phase

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图 5 动力下降段运动示意图

Figure 5. Schematic of powered descent phase dynamics

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图 6 快速调整段运动示意图

Figure 6. Schematic of attitude adjustment phase dynamics

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图 7 接近下降段受力分析

Figure 7. Force analysis for approach and descent phase

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图 8 发射段飞行轨迹

Figure 8. Ascent flight trajectory during launch phase

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图 9 交会段运动轨迹

Figure 9. Rendezvous phase trajectory profile

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图 10 地月转移轨道

Figure 10. Earth-Moon transfer trajectory

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图 11 地月转移过程

Figure 11. Earth-Moon transfer process

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图 12 地月转移过程中航天器与月球距离

Figure 12. Spacecraft-to-Moon distance during Earth-Moon transfer process

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图 13 推力方向优化算法流程^[18]

Figure 13. Thrust vector optimization algorithm flowchart^[18]

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图 14 动力下降段运动参数曲线

Figure 14. Powered descent phase kinematic profile

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图 15 快速调整段运动参数曲线

Figure 15. Attitude adjustment phase kinematic profile

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图 16 时间和推力优化算法流程^[19]

Figure 16. Time-thrust co-optimization algorithm flowchart^[19]

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表 1 结构质量数据库

Table 1. Structural mass database

参数	数值/t
方案1火箭结构质量	30
方案2火箭结构质量	130
载人飞船结构质量	8
载人飞船返回舱结构质量	2
月球着陆器结构质量	4.2
空间转移运载器结构质量	8

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表 2 方案1任务剖面及速度增量需求

Table 2. Mission profile and velocity increment requirements for Solution 1

序号	任务阶段	航天器	速度增量/(km·s⁻¹)	动力来源
1	地面发射	运载火箭1、载人飞船	10.00	运载火箭1
2	LEO	载人飞船	0	无
3	LEO→加注站	载人飞船	0.31	载人飞船推进舱
4	加注站	月球着陆器、空间转移运载器	0	无
5	加注站→LO（进入转移轨道）	月球着陆器、空间转移运载器	3.08	空间转移运载器
6	加注站→LO（制动进入LO）	月球着陆器、空间转移运载器	3.48	空间转移运载器
7	LO→月面	月球着陆器	2.10	月球着陆器
8	月面→LO	月球着陆器	2.00	月球着陆器
9	LO	月球着陆器、空间转移运载器	0	无
10	LO→加注站	月球着陆器、空间转移运载器	0.65	空间转移运载器
11	加注站	载人飞船	0	无
12	再入返回地球	载人飞船返回舱	0.50	返回舱气动减速

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表 3 方案2任务剖面及速度增量需求

Table 3. Mission profile and velocity increment requirements for Solution 2

序号	任务阶段	包含航天器	速度增量/(km·s⁻¹)	动力来源
1	地面发射	运载火箭2、载人飞船	10.00	运载火箭2
2	LEO	运载火箭2、载人飞船	0	无
3	LEO→LO（进入转移轨道）	运载火箭2、载人飞船	3.13	运载火箭2
4	LEO→LO（制动进入LO）	载人飞船	3.48	运载火箭2
5	LO	月球着陆器、载人飞船	0	无
6	LO→月面	月球着陆器	2.10	月球着陆器
7	月面→LO	月球着陆器	2.00	月球着陆器
8	LO	月球着陆器、载人飞船	0	无
9	LO→LEO	载人飞船	0.65	载人飞船推进舱
10	再入返回地球	载人飞船返回舱	0.50	返回舱气动减速

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表 4 2种方案所需质量规模对比

Table 4. Mass scale comparison for both solutions

方案	质量规模/t
基于在轨加注的载人登月任务方案	486.7
基于一次对接的载人登月任务方案	3 906.7

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表 5 地月转移时间窗口

Table 5. Earth-Moon transfer window

变轨时刻	转移时间/s	捕获时相对月球的速度/(km·s⁻¹)
2025-05-04T01:00:00	286 300	1.050
2025-05-04T18:00:00	297 700	1.006
2025-05-04T21:00:00	248 600	1.127
2025-05-05T14:00:00	264 300	1.056
2025-05-06T10:00:00	245 600	1.093
2025-05-07T06:00:00	248 600	0.949
2025-05-19T04:00:00	213 900	0.890
2025-05-31T15:00:00	271 600	1.054

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表 6 载人飞船入轨参数

Table 6. Orbital insertion parameters for manned spacecraft

参数	数值
飞行时间/s	469.79
关机点速度/(km·s⁻¹)	7.82
关机点高度/km	211.04

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表 7 变轨时刻及速度增量

Table 7. Maneuver epoch and velocity increment

次数	变轨距离上次用时/s	速度增量/(m·s⁻¹)
第1次	5 699.44	6.11
第2次	3 896.31	−316.82
第3次	18 576.35	199.51
第4次	2 567.61	194.58

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表 8 交会对接后航天器的轨道根数

Table 8. Post-docking orbital elements of spacecraft

轨道要素	取值
升交点赤经/(°)	292.41
轨道倾角/(°)	41.37
近地点幅角/(°)	107.50
半长轴/km	6 755.08
偏心率	0
平近点角/(°)	280.56

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表 9 落月过程各阶段参数

Table 9. Phase-specific parameters during lunar landing sequence

落月段运动阶段	高度/km	推力大小/N	阶段耗时/s	推进剂消耗/kg	剩余质量/kg
环月降轨段	200×15（椭圆轨道）
动力下降段	15.000～3.000	45 000	342.0	3 469.4	7 172.4
快速调整段	3.000～2.400	32 800	19.3	143.5	7 028.9
接近下降段	2.400～0.050	72 762	57.1	149.6	6 879.2
缓速下降段	0.050～0.002	28 156	10.0	25.3	6 853.9

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表 10 任务节点汇总

Table 10. Mission phase node summary

序号	任务阶段	时间节点	推进剂消耗/kg	动力来源
1	地面发射	2025-05-03T10:30:39	430 372.4	运载火箭1
2	LEO→加注站	2025-05-03T10:38:29	1262.2	载人飞船推进舱
3	与加注站交会对接	2025-05-03T19:10:49
4	进入地月轨道	2025-05-04T01:00:00	58 309.4	空间转移运载器
5	制动进入LO	2025-05-07T08:31:40	17 611.5	空间转移运载器
6	进入落月轨道	2025-05-07T09:31:37	359.6	空间转移运载器
7	LO→月面	2025-05-07T09:38:45	3 762.6	月球着陆器

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