月面和近月空间环境及其影响

陈 磊 李 飞 任德鹏 蔡震波

(北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)

1 引言

月球探测器在绕月飞行和月面探测过程中将遭遇到近月空间和月球表面的各种环境,而这些环境因素将对月球探测器的性能、可靠性和工作寿命产生直接或间接的影响[1-3]。

国外在月球探测过程中对月面环境开展了大量的研究和试验工作。从苏联发射的第一个月球探测器月球1 号(Luna-1)第一次拍摄了近距离的月球照片开始,到后来人类成功地进行了月面硬着陆探测、软着陆探测、巡视探测和自动采样返回,对月面环境均进行了先期大量的理论研究和地面验证试验。美国发射的无人月球探测器对月球实现了硬着陆和软着陆探测,并发送回了大量的月球图片和分析数据;后来的阿波罗(Apollo)飞船实现了人类的载人登月,所有这些无人和载人月球探测的成功实施,都是在开展了大量的月球环境研究的基础上完成的,例如:针对阿波罗飞船,美国专门制定了试验计划,即阿波罗工程系统级或舱段的研制试验,在休斯敦载人航天中心(M SC)建造的两台大型空间环境模拟器(模拟器A 和模拟器B)上完成的。阿波罗飞船所做的大量环境试验主要包括:噪声试验、冲击试验、飞船结构强度试验、电磁兼容试验、热环境试验等;在材料评价试验方面主要进行了:紫外/粒子综合辐照环境试验、真空环境下材料性能试验、加速寿命试验等。在舱外活动单元的热真空鉴定试验方面,进行了54h 的太阳模拟器热浸工况后,接着进行15h 的冷浸工况,最后进行了15h 的太阳模拟器热浸工况。除了上述基本试验之外,NASA 还开展了大量的航天员操作适应性试验、1/6gn重力环境下热真空试验以及月尘粘附在探测器表面对其表面热特性影响的评价试验等[1]。

2 月球环境

月球环境主要包括:月面低重力、月面温度、空间辐射、月壤、月尘、月面地形地貌、月面静电等。

2.1 月面低重力

月球表面重力加速度约为1.62m/s2,与地球表面重力加速度9.8 m/s2相比,月球表面重力加速度约为地球的1/6[1,4-5]。

月球重力场分布不均匀,一些月海盆地内有重力异常,称为质量瘤(M ascons)。当月球探测器的轨道等设计需要更为详细的月球重力场数据时,应采用月球重力场模型,月球重力场模型一般是特指球谐函数系数的集合,月球引力位势在月固坐标系中的球谐系数的级数形式如式(1)所示[4-10]。

目前,较为准确的月球引力场模型是LP165P模型,该模型是Konopliv 利用多步法分析月球探测器测量数据后获得的,其有效阶次在月球正面为110,背面为60。

2.2 月面温度[1-2,4-6]

月面温度环境也称为月球热环境,包括太阳直接辐照、月球反照、月面红外辐射、地球反照等因素。

太阳直接辐射主要来自太阳电磁辐射的可见光、红外光、X 射线等。NASA 通常采用的太阳常数值为S =1 353±21W/m2,我国国军标也采用了此数值。

在航天工程设计中较权威的月球反照率数据参见表1。

表1月球前表面和后表面的标称反照率Table 1 Nominal albedo of lunar frontal surface and lunar back surface

月面自身存在红外辐射,在具有平均反照率0.110 的一个单元面积上,月球表面的热辐射大约是310W/m2。

由于地月距离约380 000km,地球反照对月面环境的影响较小,基本可以忽略不计。

由于没有大气的热传导,月球表面白天与夜晚的温差很大,白昼温度约为400K,太阳不能照射到的阴影区和夜晚期间的月球表面温度约为90K。月球表面不同区域的平均温度及月变化幅度详见表2。

表2月球表面平均温度Table 2 Average temperature of lunar surface

2.3 近月空间辐射

近月空间辐射环境分为太阳电磁辐射和带电粒子辐射[1,4-6]。

2.3.1 太阳电磁辐射

月球环境电磁辐射的特征包括:太阳总电磁辐射能量、太阳辐射通量随波长的分布、太阳活动期间太阳辐射通量的变化等。太阳发射的电磁辐射随波长的变化叫太阳光谱,太阳光谱分区如表3 所示。

表3 太阳光谱分区Table 3 Action spactrum subarea

太阳总电磁辐射能量称太阳常数,由于地月之间平均距离相对日地之间和日月之间的平均距离而言是个小量,因此,近月空间的太阳常数近似与近地空间的太阳常数一致。

2.3.2 带电粒子辐射

月球表面上可遭遇的带电粒子辐射主要来源于太阳宇宙线、银河宇宙线以及太阳风。

1)太阳宇宙线

太阳宇宙线主要包含质子,也包含少量重离子。太阳宇宙线在太阳耀斑强烈爆发期间大幅增强,太阳宇宙线的强度和能谱随太阳活动(太阳活动周期平均为11年)变化而变化,按其强度可将太阳宇宙线事件分为8 级,如表4 所示。

表4 太阳宇宙线事件的分类Table 4 Category of solar cosmic rays

2)银河宇宙线

银河宇宙线是来源于太阳系以外银河的通量很低但能量很高的带电粒子,其粒子能量范围一般是102M eV～109GeV,大部分粒子能量集中在103～107M eV,在自由空间的通量一般仅有0.2～0.4cm-2·sr-1·s-1。银河宇宙线几乎包含元素周期表中所有元素,但主要成分是质子,约占总数的84.3%,其次是α粒子,约占总数的14.4%,其他重核成分约占总数的1.3%。

银河宇宙线的强度变化有周期性和非周期性两种。前者如半日变化、太阳日变化、27 天变化、11年和22年变化等,这些变化以11年变化最为显著,变化幅度小于50%。非周期性变化有宇宙线暴等。

3)太阳风

太阳风属于稀薄热等离子体,主要成分是电子和质子,占95%以上,重离子成分主要是氦离子,约占4.8%,其它成分如氧离子、铁离子等含量甚少。

太阳风流速不均匀,既有空间分布不均匀,也有速度高低之分,数量高达900km/s,低至200km/s。太阳风粒子密度波动大,平均密度高达106/m3,太阳风磁场平均值约6nT 。

2.4 月壤与月尘

根据NASA 对阿波罗飞船月球样品的分类定义[2 ,4-6,11]:

月岩(Lunar Rocks)指颗粒直径≥1 cm 的部分;

月壤(Lunar Soil)指颗粒直径在1mm～1cm 的部分;

月尘(Lunar Dust 或Lunar Fines)颗粒直径＜1 mm 的部分。

其中月尘是整个月壤样品的主要组成部分,在大部分月壤样品中占总重量的90%以上。

在很多参考文献和技术标准中依然将月岩、月壤、月尘统称为月壤,本文中不严格区分三者的差异。月壤的主要参数详见表5。

表5月壤主要参数Table 5 Primary parameters of lunar soil

2.5 月面地形地貌

整个月球表面总体上可分为月海和高地两大地理单元。月海是月面上宽广的平原,约占月表面积的17%。大多数月海具有圆形封闭的特点,为山脉(细长伸延的山地)所包围,类似于地球上的盆地。高地是指月球表面高出月海的地区,一般高出月球水准面约2km～3km,面积约占月面面积的83%[2]。

月海和高地均覆盖有不同尺寸和形状的石块和撞击坑。撞击坑是指布满月球表面的环形撞击坑构造,包括环形山、辐射纹以及与撞击坑有关的隆起构造。

月海可以分为平坦月海(smooth mare)和崎岖月海(rough mare)。平坦月海撞击坑分布较少,具有较少的石块分布;崎岖月海,具有一些新鲜坑,撞击坑分布相对较多。高地分为丘陵高地(hummocky upland)和崎岖高地(rough upland)。

图1 不同地形的月表平均坡度随基线变化情况Fig.1 Lunar surface average gradient of different terrains along with baseline changing

不同地形地貌的月表平均坡度变化如图1 所示,月表撞击坑和石块的直径与数量分布的规律详见图2、图3[4-6,12-14]。

图2 撞击坑累积分布Fig.2 Cumulative crater distribution

上述分类只说明区域总体地形特征,对于特定的区域而言,例如平坦月海区域,可能存在比崎岖月海还崎岖的小区域。

图3 石块累计分布Fig.3 Cumulative numbers of blocks

2.6 月面静电

光照情况下,太阳光照射下的月面,由于太阳紫外线和X 射线对月尘造成光电子发射,从而使月尘带轻微正电。

在没有太阳光照射的情况下,月尘没有光电子发射,此时由于太阳风的存在,太阳风粒子可对月尘产生轻微充电。

3 月面环境对探测器的影响

3.1 月球低重力环境的影响

在月球探测器设计中,应该在以下几个方面考虑1/6 重力环境的影响。

1)在机构驱动力矩的安全裕度设计中,应该考虑1/6 重力的影响,如着陆缓冲机构、太阳翼、定向天线等机构的展开和转动等。

2)在探测器热控分系统流体回路的设计中,需考虑1/6 重力影响。将散热面适当倾斜,以保证探测器在一定的倾斜状态下仍具有散热能力。

3)着陆缓冲过程中主要考察能量的吸收,通过模拟着陆时的速度,来考察着陆缓冲过程动能的吸收。

3.2 月面温度环境的影响

探测器在月面工作期间会经历月面的热环境,其特点是温差大(月昼期间月表最高温度可达120 ℃、月夜期间月表温度可降至-180 ℃)、昼夜过渡期间温度变化快(最大瞬态温变率＞2 ℃/min),针对探测器经历的特殊的热环境及工作特点,需要采取合理的热控措施及试验验证。

1)舱内可采取主动控温措施,保证设备能够工作和贮存在所要求的温度范围内;注意月夜期间的保温,保证温度满足储存指标要求。

2)舱外可采取被动控温措施,部分设备可包覆多层隔热材料或采取隔热处理。

3)根据探测器经历的特殊热环境及对应的工作特点,需对组件进行热循环、热真空、高温存储及低温存储等试验项目,验证热设计的正确性以及设备或组件对热环境的适应性。

3.3 空间辐射环境的影响

月球探测器由运载器发射,需穿越地球辐射带。而在穿越地球磁层之后的奔月过程以及月面工作期间,探测器只有在发生太阳耀斑爆发时才会经历大量带电粒子环境,而平时只面临银河宇宙线环境,其空间辐射防护设计的措施与规范,可参考高轨卫星以及国内外月球探测器。

对于紫外辐射、电离总剂量、单粒子效应、低气压放电、静电放电(ESD)等对探测器的影响需进行深入分析,以确定对元器件及材料选择、应用及系统设计等具体要求。

3.4 月壤的影响

月壤对探测器的影响如下。

1)对着陆冲击及稳定性的影响

在月球探测器的软着陆过程中,主要是月壤的物理力学特性参数影响探测器的着陆冲击和着陆稳定性,具体包括干密度、孔隙比、内聚力、内摩擦角、压缩指数、承载力、含水率等。

2)对导航敏感器的影响

月球探测器设计中,导航敏感器关键参数的获取主要依靠查阅国外相关资料以及参考国内外其他月球探测器的研究成果。

3)对月球探测器月面移动的影响

在月球探测器研制过程中,充分考虑月壤物理力学特性对月球探测器移动性能的影响。在月壤物理力学特性中,承载特性与探测器车轮的下陷量、行驶阻力密切相关;剪切特性与月面施加给车轮的最大剪切力有关,最大剪切力与行驶阻力之差即为挂钩牵引力,而挂钩牵引力决定了月球探测器的移动性能。

3.5 月尘的影响

月尘对探测器的影响如下。

1)自然因素导致月尘激扬对探测器的影响

由于微流星撞击和月球日升(落)时候明暗交界处的静电效应,使得月尘颗粒中较小的(亚微米量级)尤其对于粒径小于0.5μm 的部分,这些颗粒重力被静电力平衡,悬浮在距离月表0.4～20m 之间的高度范围内,对探测器的部分外露设备会造成一定的影响。

2)发动机喷流影响作用下引起月尘激扬对探测器的影响

在探测器软着陆过程中,发动机喷流作用于月面会引起月尘的激扬,会对探测器产生影响。

3)软着陆冲击过程中引起月尘激扬对探测器的影响

针对软着陆冲击过程中引起月尘的激扬对探测器的影响进行分析,可能会对探测器造成影响。4)车轮行走造成的黏附起尘对探测器的影响探测器在月面上工作和移动,不可避免地接触月尘,黏附起尘可能会对探测器造成危害。

针对以上四个方面的影响,月球探测器在设计上需要考虑相应的月尘规避措施,或者留有足够的余量;另外,需要进行必要的月尘地面模拟试验,以验证设计措施的合理性。

3.6 月面地形地貌的影响

探测器着陆区附近属于月海地形,着陆区的撞击坑、坡度和月面岩石的分布情况,可以参照月海区域内的分布情况进行设计。根据嫦娥工程月球手册提供的月面地形、石块、撞击坑的统计数据,结合国家天文台提供的着陆区附近区域三维数字地形图,对着陆过程和着陆安全性给出评估。

1)对着陆安全性的影响

对于着陆安全性,应对着陆可靠性评估方法进行研究:根据月面地形地貌(石块、撞击坑、坡度等分布概率),分析着陆到安全区域的概率,给出评估着陆可靠性的方法和分析结果。为优化制导、导航与控制系统(GNC)设计方案和探测器系统的改进设计措施提供依据,以确保软着陆的可靠性。

2)对探测器月面移动的影响

为使探测器顺利在月面前进,探测器导航控制方面具有一定的障碍识别和自主避障能力,移动方面具有良好的通过性、机动性以及地形适应性。

3.7 月面静电的影响[1,4-6,15-17]

1)光照情况下

太阳光照射下的月面,月尘带电的原因,是由于太阳紫外线和X 射线对月尘造成光电子发射,从而使月尘带正电。由于光电子能量通常很低,只有几eV～10eV,因此这种情况下,月尘带的正电位最高只能到达光电子的温度量级,即+几V～+几十V(通常此电位约在+20V 左右)。

月球探测器着陆位于月球的光照区时,探测器自身也由于光电子发射,而带上光电子温度量级的正电位,也是+几V～+几十V。因此,在着陆瞬间,探测器与月面之间的电位基本相同,不会发生具有危害性的高电位差。

因此,探测器在光照区实施月面着陆时,月面带电对探测器不会造成影响。

2)非光照情况下

在没有太阳光照射的情况下,月尘没有光电子发射,此时由于太阳风的存在,太阳风粒子可对月尘产生充电。根据太阳风中电子与离子的能谱特性,对充电的物理过程进行分析表明,此时月尘的最高充电电位,可到达电子温度量级。由于太阳风电子温度约为几eV,因而在只有太阳风作用下的背阳面月尘的充电电位在-几V 到-几+V 左右,考虑月尘还具有一定的二次电子发射,月尘实际的充电电位还有所下降。因此月尘上如此低的充电电位,不会对探测器造成不利影响。

在特殊的空间位置,即月球运行到地球磁尾区域且探测器不受太阳光照时,由于磁尾区域可能存在较高温度(keV 量级)的热等离子(并非太阳风),这些等离子体对月尘的最高充电电位可到其温度量级(即kV 左右),该电位约为—100V 到—500V 左右,但这种现象为“零星”和“罕见”。

4 结束语

本文对月球探测器在未来任务中所面临的月面和近月空间环境条件进行了梳理,对环境特点及其影响效应形成了较清晰的认识,并提出在月球探测器的设计与研制过程中应采取的措施或必要的试验验证,以适应月面和近月空间环境的影响。

)

[1]叶培建,肖福根.月球探测工程中的月球环境问题[J].航天器环境工程,2006, 23(1)

[2]肖福根,庞贺伟.月球地质形貌及其环境概述[J].航天器环境工程,2003, 20(2)

[3]叶培建, 张熇, 饶炜.积极应对深空探测的技术挑战[C]//北京:2005年深空探测学术会, 2005

[4]欧阳自远.月球科学概论[M].北京:中国宇航出版社,2005

[5]褚桂柏,张熇.月球探测器技术[M].北京:中国科学技术出版社,2007

[6]NASA.Lunar surface models.NASA space vehicle design criteria[R].NAS A SP-8023, 1969

[7]Alred J.Lunar outpost[R].Advanced Program s Office, NASA, Johnson Space Center, Houston, 1989

[8]NASA.First lunar outpost-trade study report.NASA[R].Johnson Space Center, Report No.FLO-92:59,1992

[9]Powell F.Local resource utilization and integration into advanced mission's LSS[R].S AE Paper 881053, 1998

[10]International Space University(ISU).International lunar farside observatory & science station (ILFOSS)[J].ISU, Design Project Report ,1993

[11]Cintala M J , McBride K M.Distributions on the lunar surface:a comparison between measurements obtained from surface and orbital photography[R].NASA-TM-104804, 1995

[12]Elrod M.Considerations of a habitat design[J].Journal of the British Interplanetary Society,1995, 48:39

[13]Bensko J, Cortez J L.Lunar landing dynamics the variability of lunar surface models and surface considerations for the lunar logistics vehicle study[R].NASAN65-22163, 1962

[14]Cintala M J , Richard A, Grieve F.Scaling impactmelt and crater dimensions implications for the lunar cratering record[R].NAS A-CR-97-112972, 1997

[15]Erdmann C, Tran T.Lunar nuclear power feasibility study[R].NASA-CR-171831, 1984

[16]NASA.Conceptual design of a lunar base solar power plant[R].NASA-CR-172086, 1988

[17]Woodcock G.Space transfer concepts and analyses for exploration missions[R].Boeing Defense & Space Group, Contract NAS8-37857, 1999