本文来自微信公众号：中国航天（ID：zght-caecc），作者：孙亦丰（上海航天信息研究所），原文标题：《日本小型月球着陆器系统设计》，题图来自：视觉中国

“月球研究智慧着陆器”（Smart Lander for Investigating Moon，SLIM）是日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）研制的小型月球着陆器，计划于2023年8月使用“艾普西龙”运载火箭发射。SLIM是一项以月球高精度着陆及小型轻量化为目标的计划。

(资料图片仅供参考)

本文在详细介绍SLIM的基础上，着重探讨了该航天器面向低资源优化的系统研发。

一、SLIM概述

（一）SLIM任务概况

SLIM发射后将进入远地点高度19000km、近地点高度250km的大椭圆轨道，之后通过调整与月球的交会条件，进入月球转移轨道、环月轨道，再进入环月极轨道。在环月阶段，SLIM将轨道高度为200km的极椭圆轨道作为待机轨道进行环绕，在到达着陆目标点上空时开始下降。

此时，为了满足所使用地面站的可视条件、日照条件，必须进行轨道设计。在实现高精度着陆时，SLIM要使用导航相机拍摄的月表直视图像，因此适合拍摄的日照条件很重要，着陆器从待机轨道进入近月点高度为15km的椭圆轨道后，开始动力下降。图1为SLIM从发射到着陆月球全过程示意图。

图1 SLIM任务序列

SLIM脱离轨道后的着陆下降过程由动力下降段和垂直下降段构成。动力下降段包含滑行期，着陆器在滑行期间利用导航相机进行月面摄像，研究人员可根据图像精度推断其位置和速度，并在星载计算机上重新设置其前往着陆点的轨道。垂直下降段是从目标点上空3.5km左右高度开始，在这个阶段，着陆器一边通过着陆雷达得到月面相对的高度和速度等信息，一边在着陆点的上空检测、回避着陆点附近的障碍物，进行水平位置的微调，直到着陆。着陆器在距离月面高度约3m时关闭发动机，在控制姿态的同时着陆。SLIM下降过程如图2所示。

图2 SLIM下降过程示意图

（二）SLIM的主要特点

SLIM探测器的外观如图3所示，分解图如图4所示。SLIM携带的推进剂质量约为发射质量的3/4，所以发射时贮箱的载荷对运载火箭的影响非常大。为此，SLIM将推进剂贮箱本身作为主结构体，主要仪器搭载在推进剂贮箱的仪器箱上。将推进剂贮箱作为主结构体是火箭结构的普遍方案，但在卫星、探测器中很少见，因为与传统的卫星、探测器相比，这种结构系统、推进系统在进行设计和开发时更复杂，但SLIM中推进剂质量在发射质量中的占比接近火箭，所以采用类似火箭的结构是合理的。

作为从结构方面减轻干重的方法之一，着陆时的缓冲效果通过安装在足端的冲击吸收材料来实现，它摒弃了传统着陆器上采用的复杂链接机构的减震结构。

图3 SLIM探测器外观

图4 SLIM 探测器分解图

SLIM的最大特征是仪器的集成化：在将电源控制系统进行数字化的基础上，其将电源控制器、加热器控制器、阀门驱动器的功能集成到集成电源装置（IPCU）上；将数据处理计算机和感应控制计算机集成到集成化计算机——示范管理单元（SMU）上。也就是说，它们大致分为两种功能，即电源控制和信息处理，每种功能集成在一个组件中。

SLIM的另一特征是允许单系统结构，其惯性导航传感器是冗余结构，但除此之外均为单系统结构。SLIM搭载了2台导航相机，但因安装位置、视野方向不同而分开使用，目的不在于提供冗余。

表1对SLIM和其他国家的月球着陆器进行了比较，从中可以看出，SLIM在注重轻量化的同时实现了高精度着陆。

表1 主要月球着陆器比较

二、面向低资源优化的系统研发

SLIM在系统设计上与传统的卫星、探测器有很大不同。

（一）仪器集成化

SLIM仪器的集成化取得了小型、轻量、省电的效果，而在传统卫星中，这些功能需通过多个组件实现。SLIM以减少组件数量的方式来减少所占用空间，同时每个仪器内部都可以实现二次电源装置和信号接口电路的整合，以及组件框体数量的减少。但是，要接受因此带来的各分系统组件开发复杂化的风险。

SMU以在地球静止轨道（GEO）卫星平台DS2000上有实际成果的高可靠性集成化计算机为基础，实现小型轻量化，以期未来广泛应用于GEO卫星、低轨（LEO）卫星、探测器的平台及任务系统中。SLIM正在推进信号接口统一化、功能整合化，在保证实现同等功能的同时，希望将基板尺寸缩减到传统尺寸的1/2以下。

另外，在SLIM固有的高负荷图像匹配导航算法中，研制团队采用了附加新型现场可编程逻辑门阵列（FPGA，型号为Microsemi RTG4）的专用基板。SMU的数据处理功能导入了日本宇宙科学研究所（ISAS）开发的卫星监视控制规程（SMCP）。总而言之，SLIM通过采用高集成电路和新型FPGA等，在整合功能的同时，控制组件内部部件数量、功耗的增加。SLIM所采用的新技术并非是其特有的，但这些新技术的组合使SMU的集成化成为可能。

IPCU将推力阀驱动控制、电池充放电控制、太阳能电池发电功率调节、功率分配、温度控制等功能集成在质量约4kg的单个组件之中。为了有效利用发电功率，IPCU采用了可进行最大功率点跟踪控制的数字电源，并对传统的由模拟电路构成的控制电路进行了软件化处理，以谋求小型轻量化。

S频段应答器以日本货运飞船上的仪器为基础，谋求小型轻量化，其质量控制在2kg左右，且具有更高的可靠性。SLIM采用新型FPGA推进数字化，将晶体振荡器从温度控制型替换为小型的温度补偿型，从而在保持高度可靠性的同时将片数减半，节省出空间。另外，SLIM使用高速D/A变换，通过直接输出发送信号来删除变频器频率。

SLIM推进了功能集成化并将部件数量压缩，虽然减少了冗余系统，但在任务周期（预计最长可达6个月）中可以确保其可靠性与传统卫星相当。

（二）通过在轨故障数据库指导SLIM系统设计

JAXA通过以往卫星、探测器的在轨故障数据来判断SLIM系统设计的可行性。

在历史在轨故障中，放射线影响等因素导致仪器发生一次性故障的占比较高，约15%。因此降低使用部件的水平时应慎重，SLIM主要构成部分和着陆下降段等关键阶段的部件应使用航天级产品或经过升级筛选的产品。

从在轨故障数据可以看出，冗余结构发挥有效作用的多为一次性故障、制造不良和仪器寿命问题，各占15%左右。考虑到SLIM任务周期较短，本文只针对偶发故障和制造不良问题对各分系统进行分析。其中，姿控系统（AOCS）相关的问题较多，其次是推进系统和任务系统。因此是否采用冗余结构应以姿控系统、推进系统和任务系统为中心进行讨论。

由于各卫星、探测器的个性化程度较高，因此本文仅针对任务系统中的姿控系统和推进系统进行讨论。姿控类故障主要发生在姿控传感器上，因此将惯性导航传感器设置为冗余结构。推进系统故障大多与阀门有关，考虑到“希望”和“拂晓”探测器的推进系统在轨故障是由推进剂增压供给系统的设计引起的，因此SLIM简化了增压供给系统，采用落压推进系统将会起到很好的效果。

根据统计结果，由操作程序、卫星参数设置、地面系统设置等引发的故障占30%。这些故障不仅是卫星、探测器单体的问题，所以仅通过发射前的地面试验来验证有很大局限性。SLIM在着陆下降等关键运行阶段，除了需进行地面试验验证之外，还应尽可能事先在轨道上进行指令、参数、模式转换等的验证，以将故障发生率控制在最低。

（三）贮箱作为探测器主结构

通常，卫星和探测器推进剂贮箱的载荷流动路径独立于主结构，SLIM结构系统的低资源优化措施是将贮箱侧壁作为探测器的主结构，采用在贮箱侧壁施加载荷的方式，从而削减结构材料（见图5）。因此，主推进器、着陆架结构、导航相机等与着陆相关的部件大多必须配置在贮箱上侧（-Z）。SLIM采用的设计是将支撑它们的结构全部与位于-Z侧的贮箱凸出处连接，将-Z侧产生的载荷通过贮箱侧壁传递到火箭侧。由此，可以省略从-Z侧贮箱到+Z侧贮箱之间的结构材料（见图6）。

此外，由于SLIM贮箱载荷中内压产生的载荷占主要地位，因此由贮箱主结构化导致的质量增量很微小。

图5 传统航天器(左)与SLIM(右)载荷路径(红箭头表示方向)

图6 SLIM贮箱细节

与传统卫星不同，SLIM研制时给予推进分系统集成商与系统开发商同等地位，以最大限度地减小研制时系统结构设计与贮箱设计之间不一致的概率。

（四）高效热控系统

SLIM在发射、环地、环月、月面着陆等阶段都将暴露在热环境中。在不同环境下，最适合的散热部位也不同，因此必须确保整个任务期间探测器都有可用的散热面。SLIM探测器暴露于来自各个方向的严酷热环境中，其在继承了传统热设计思路的同时，还需要更大功率的加热器和更大的散热面积。

为此，SLIM采用将各种仪器用热管和热控材料进行热耦合的方式来削减功率。整体热设计原则是对贮箱包裹高性能多层隔热毯（MLI）进行绝热，从而减少加热器功率，搭载仪器的设计方针是为了在月面上有效散热，从机箱的深空侧向宇宙空间散热。

传统的卫星和探测器的热设计旨在通过加热器维持温度，同时将电池产生的热量主动释放到太空中，以保持电池温度恒定。另外，为了独立于电池来维持贮箱的温度，也要使用加热器。与之相反，SLIM将电池和贮箱进行热耦合，通过电池发热的部分热量来保持贮箱温度。

星载仪器通过小直径的热管将各仪器进行热耦合，用热管将大型发热仪器的剩余热量输送到耗电量低或因未通电而热量不足的仪器上进行保温，这种设计降低了加热器的功率。

（五）高性能电源组件

SLIM的电源与传统电源相比在很大程度上实现了轻量化。此外，SLIM的电源控制器数字化、仪器集成化的同时，其电源系统组件采用了JAXA研制的薄膜太阳能电池和SUS叠层型锂离子二次电池，实现了高性能化、轻量化的效果。SLIM薄膜太阳能电池的能量密度（单位质量输出）达到6.0~7.0W/g，是传统的刚性太阳能电池（0.4W/g）的10倍多。与传统的方型金属外壳电池组件相比，SUS叠层型电池组件的能量密度约为其1.2倍。

（六）高性能推进系统

SLIM中推进剂的质量占探测器总质量的比例非常大，SLIM推进系统主要通过主推进器的高性能化来实现低资源化。

SLIM的推进系统，由1台轨控用500牛级主推进器（OME）和8台姿控用20牛级辅助推进器（RCS）构成。OME和RCS均为双组元推进器，通过落压方式从贮箱供给推进剂。

通过改良核心部分的喷射结构，SLIM主推进器的性能比传统喷射器提高了约3%，在推力为500N时比推力达到323s左右。

三、结束语

近年来，日本及世界各国对月球的探索脚步日益加快，人们所了解到的月球相关知识也在不断增加，因此，在未来任务中，“希望通过探测天体表面的特定地点、特定矿物质来明确该天体的形成过程”等探测要求会更详细具体化，为满足这些要求，针对特定地点的高精度着陆技术已经势在必行。

日本担忧由于大型项目占据了大部分预算，开展深空探测活动的频率可能会下降，因此，ISAS除了开展更加复杂的中型科学卫星项目之外，同时也在推进小型项目，因此产生了低资源型科学计划的需求，模块化、集成化均为强有力的低资源型航天器设计手段。

SLIM是JAXA意识到上述问题的前提下，来获得符合未来探测要求的技术性架构的一项计划。也就是说，JAXA在验证未来月球探测所必需的、对重力天体的高精度着陆技术的同时，以取得航天器低资源化技术为目标，提出一种高功能探测器平台集成系统设计解决方案，为后续深空探测器的研制提供指导。（本文原刊载于《中国航天》2023年第6期）

本文来自微信公众号：中国航天（ID：zght-caecc），作者：孙亦丰（上海航天信息研究所）

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