月面着陆和起飞是载人月球探测任务中风险最高、难度最大的环节之一，直接影响任务成败和航天员安全。掌握和突破载人月面着陆起飞关键技术，是研制安全可靠载人月面着陆器的核心，能推动中国载人航天技术的整体进步。通过对载人月面着陆起飞任务需求进行分析，提出了中国载人月面着陆器系统方案，并根据系统方案详细分析了典型载人任务需求特有的着陆起飞关键技术，包括应急救生设计技术、超软着陆设计技术、月面稳定起飞技术及环月自主快速交会技术，分析提出了相应的技术途径和解决方案：提出了正常和应急起飞燃料最优的环月轨道设计方法、适应多约束变目标的应急上升与交会对接一体化规划方法，有效支持载人月面着陆起飞过程任意时刻安全返回；提出了考虑羽流热、着陆冲击、着陆稳定性的下降速度多学科优化方法，为实现月面超软着陆提供设计参考；提出了并联轨控发动机推力协同控制与发动机故障快速诊断方法，提升着陆器月面起飞控制能力和安全性；提出了复杂场景多约束条件下的环月自主快速交会方案设计方法，解决资源约束、时间受限条件下的交会方案设计问题。对月面着陆起飞关键技术的剖析，为载人月面着陆器设计提供参考，也有助于深入认识载人月面着陆器的研制难度和风险。

为解决传统航天器与运载火箭独立设计模式在应对大型航天器时暴露的气动协同设计、基频匹配困难、载荷设计保守、地面试验过考核等问题，提出器箭载荷一体化协同设计方法。气动外形联合优化方面，通过对比分析自逃逸与逃逸塔两种构型的脉动压力分布，确定优选方案；动特性协同设计方面，建立器箭耦合动力学模型，针对飞船2.8Hz超低基频及火箭弹性频率密集问题，综合采用结构刚度增强与控制系统优化方法；起飞段外力函数工程外推方面，基于喷流仿真、外载荷辨识及历史飞行数据，构建从噪声到外力的外推方法；精细化载荷设计方面，提出融合表面气动分布、静态过载与动态加速度的载荷分析方法，并基于分舱界面条件进行动响应分析，以取代传统的质心等效过载方法。应用该方法取得明显成效：气动方面，逃逸塔构型关键部位脉动压力峰值较自逃逸构型降低约50%；动特性方面，优化后火箭一、二阶弹性频率有效分离，姿控系统前三阶弹性频域幅值最大降低4～10dB，稳定性显著改善；载荷与试验方面，基于分舱界面条件生成的试验载荷谱，较传统整器固支试验条件平均降低约20%，有效缓解了地面过考核现象。本文提出的器箭一体化设计方法，实现了从气动外形、结构动力学和姿控设计到载荷环境的多学科优化设计，突破了传统界面分割设计的局限。其核心价值在于提出了应对超低基频兼容性与复杂载荷预示的系统解决方案，通过余量共享与精细化设计，为航天器减重与可靠性提升提供了有效途径。

中国载人月球探测工程采取环月轨道交会对接飞行方案，涉及多飞行器、多飞行阶段，系统复杂、风险因素多、任务成本高，必须考虑各种故障情况下任务重规划问题，保证航天员安全，尽可能提升任务效益。首先，对重规划问题进行定义，将其划分为任务重构、任务调整、任务降级和任务中止等四类问题。接着，系统梳理了从发射段到月地返回段等不同载人月球探测飞行阶段的重规划方法研究进展。然后，提出了重规划问题还需要突破的关键技术，包括故障诊断与预测、多目标优化与降级目标决策、一体化任务规划、高鲁棒与强实时重规划等方法。最后，总结了重规划问题的特征和难点，对未来进行了展望。

针对环月飞行阶段的应急返回轨道，提出了一种基于区间数的可达域求解方法。首先，描述了环月飞行阶段采用单脉冲异面变轨方式的应急返回轨道问题，建立了应急返回轨道可达域的数学模型。其次，在设计单条应急返回轨道的基础上，结合改进的区间分支界定算法，提出了一种应急返回轨道可达域求解方法。然后，与传统的基于遍历搜索的可达域求解方法进行仿真对比，对比结果显示在不同参数配置下，该方法最少可以减少47.4%的求解时间，最多可以减少96.5%的求解时间，验证了所提方法的准确性和高效性。最后，利用该方法进行大量仿真计算，分析了应急返回轨道可达域的参数特性。研究结论可为未来月球探测应急返回轨道方案的选择与制定提供参考。

梦舟载人飞船零高度逃逸飞行试验起飞时刻多个关键环节并行，潜在的故障模式相互耦合导致故障机理复杂，故障的力学响应不明确。通过分析试验起飞时刻多种故障模式的力学行为，评估了零高度逃逸试验起飞的安全性。主要通过理论研究和数值模拟两种方法进行研究，针对不同故障模式下逃逸系统的载荷条件，推导了逃逸系统的关键部位最大载荷的理论公式，同时结合有限元分析以及动力学分析相互印证计算结果，根据力学分析结果给出了不同故障模式下逃逸系统结构是否破坏、是否具备逃逸能力以及逃逸后对弹道的影响，最后通过裕度分析对起飞安全性进行评估。通过力学分析，梦舟载人飞船零高度逃逸飞行试验起飞时刻4种故障模式的安全裕度均大于0.7，无安全性风险，仅有1种故障模式无安全裕度，作为中等级风险管理。通过对梦舟载人飞船零高度逃逸试验起飞安全的系统研究，提出了一套载人飞船逃逸起飞系统的力学分析方法：建立了舱间火工锁轴向载荷的理论分析模型；提出了针对每种故障模式的有限元分析和动力学分析的方法；明确了影响逃逸系统安全的关键力学特性。本文的研究方法可以推广至类似航天器逃逸试验或发射任务的起飞安全分析。

梦舟载人飞船包括近地版本和登月版本，分别与地球轨道的中国空间站和月球轨道的揽月着陆器进行交会对接。在梦舟载人飞船交会对接设计过程中，产生了两个主要问题：与中国空间站和揽月着陆器交会对接GNC系统的一体化设计及高可靠自主容错问题、交会对接全过程的自主导航制导控制问题。对这两个问题进行了研究：描述了这两个问题的由来，给出了解决问题的具体设计，地面测试验证了设计结果的有效性。结果表明：梦舟近地载人飞船和梦舟登月载人飞船交会对接统一采用基于TTE和1553B热备份通信和四模冗余GNC控制器任务处理的自主容错体系，实现了“一重故障连续容错工作，两重故障连续安全运行”的目标；通过多敏感器自主融合导航和多阶段自主协调制导控制，梦舟近地载人飞船实现了发射入轨后自主与中国空间站交会对接，梦舟登月载人飞船实现了进入月球轨道后自主与揽月着陆器交会对接。

制导、导航与控制（GNC）技术是实现月面软着陆最核心的技术，其系统设计的正确性高度依赖于充分的地面验证。与无人着陆任务相比，载人月面着陆对GNC系统的可靠性与自主性提出了更为严苛的要求。为了应对这些挑战，在制导方面提出了预测降轨策略、航程受控的动力显式制导律、最优定高避障等设计方法；在导航方面，基于信号一致性检验技术设计了融合惯性测量单元、微波雷达、图像导航敏感器等数据的组合导航方案；在姿态控制方面，开发了扰动快速估计、高精度力矩分配、多发动机故障检测等技术。为了验证所研制的GNC技术，在数学仿真中采用姿态与轨道控制系统（AOCS）通用平台模型，并通过试验获取新研单机模型参数；在半物理仿真方面，设计了一套具备环境模拟、人控模拟等功能的全新验证系统；在全系统综合验证试验中增加了应急上升、主发动机故障等工况。验证结果表明：数学仿真落点精度优于100m，半物理仿真1min的导航误差小于1m，全系统综合验证试验的应急处理流程正确，三种验证方式的制导与控制性能均符合预期。研究方法充分继承中国现有着陆GNC技术，针对载人任务的新需求开发了必要的新技术，并且通过了系统化的地面验证，为后续工作开展提供了可靠的依据。

为提升梦舟载人飞船气囊缓冲过程的着陆稳定性，从而提高任务的可靠性、安全性，开展相关机理及提升方法研究。基于LS-DYNA建立组合式缓冲气囊与返回舱的有限元模型，采用控制体积法仿真模拟气囊缓冲时内部气体压缩做功过程；对气囊缓冲过程开展动力学机理分析，进一步明确对于着陆稳定性产生主要影响的因素；提出基于差异化主动控制的过载压力联合控制新方法，以减小缓冲过程中产生的倾倒力矩；通过多工况仿真对比与全尺寸模型试验相结合的方式，对该方法的有效性进行了验证。通过有限元仿真结果明确了缓冲过程中返回舱着陆稳定性的主要影响因素，即前后气囊压力差和气囊对舱体的拉力，宏观表现为：在其他条件固定的前提下，“抬头”角度越大着陆稳定性越差；设计了3种新控制方案，并与传统过载控制方案开展多工况对比分析，据此选取最优方案，实现在 “抬头”着陆工况下舱体最大倾斜角度下降10.4%~18.2%。深入分析了气囊缓冲过程着陆稳定性主要影响因素及趋势，并基于气囊缓冲过程机理对传统过载控制方案进行了优化，显著提升不同条件下的着陆稳定性，可为后续大型载人飞船气囊缓冲系统着陆稳定性设计优化提供参考。

针对揽月着陆器地面着陆起飞试验的指令遥测传输可靠性要求高、未配置射频测控链路设备、地面总控系统状态无法更改等条件约束，为了在试验中实现综合验证器与地面之间高可靠、低延迟的数据通信，提出一种基于时间触发以太网（Time-Triggered Ethernet，TTE）和同步串口的有线通信系统设计方法。分别在器上、地面配置通用化的光电转换设备，对TTE、串口信号分类识别并转换成光信号，通过光缆实现综合验证器平台与地面总控系统的远距离有线互连互通，构建高速率、低延迟、多冗余的器地通信链路，为控制指令、遥测状态、各类图像提供高可靠的传输通道。经过地面多次点火飞行试验，器地通信速率最高支持100Mbit/s、数据延迟小于6ms，验证了方法的合理性、正确性，既节省了研制经费、又为揽月着陆器圆满完成地面着陆起飞试验提供了有力保证，相关内容也可为后续探月、探火航天器研制试验设计提供借鉴。

针对载人月球探测飞行器高性能高可靠推进系统方案设计、轻质高承载大容积贮箱以及连续变推力发动机为代表的各项关键技术问题，提出了一系列解决上述技术问题的关注点和系统控制措施。设计上通过系统大流量下氧燃减压阀差异化调试和小流量下落压补气确保贮箱压力及压差，通过系统上流阻配平和单机热标确保四台变推力发动机推力一致性。将上述方法通过单机试验和系统级试验进行技术验证。结果表明，提出的解决措施能够降低或消除各项关键技术所面临的风险，现阶段已解决大小流量下共底贮箱压差稳定性控制和四台变推力发动机推力一致性控制的技术难题。贮箱共底压差能够小幅度控制在0~0.3MPa范围内，四台变推力发动机推力偏差控制在100N范围内。研究意味着中国载人月球探测已突破了推进系统各关键技术难题，能够可靠为载人月球飞行器提供动力，并为后续飞行器的设计提供了新的思路。

载人登月任务与传统月球探测任务的重要区别之一是要全程保障航天员的人身安全。如果在绕月飞行期间发生意外，需要具备能够满足再入与落点约束的应急返回能力，这构成一个复杂的月地转移轨道设计问题。利用一种结合参数化方法与Quasi-Lambert问题求解的轨道设计方法，对考虑再入和落点约束的月地返回轨道的返回族特性与再入区域进行了系统研究。该方法能够在绕月飞行过程的任意时刻，参数化生成针对地球指定目标落点的月地转移脉冲逃逸轨道。在此基础上，针对不同转移时间，对轨道族的速度增量需求与地球可达落点区域进行了系统计算与分析，并结合不同月相条件下的赤纬变化规律，评估了轨道的可行性与落点分布特征。结果表明，对于2d、3d和5d转移时间的轨道族，所需速度增量分布与地球自转及月相演化存在显著的短周期与长周期耦合震荡特性。进一步地，在不同月相赤纬条件下，地球可行落点的分布存在明显差异，为确保任意时刻均具备应急返回能力，目标落点纬度应控制在北纬20°以下；若需实现更高纬度落点，则必须要求应急时刻的月相赤纬处于特定范围内。

在地月转移任务中，航天器入轨误差在强非线性动力学环境中迅速传播，影响终端精度。传统中途修正方法通常依赖“小偏差”假设与地面测控支持，难以满足未来任务对星上自主、实时执行的需求,且不适用于大偏差的情况。为此，提出一种适用于星上有限计算资源的轻量化神经网络方法，用于实现中途修正脉冲的快速估计。该方法首先通过高精度打靶仿真与理论分析，揭示了中途修正时刻速度偏差与所需修正脉冲之间存在近似线性关系；在此基础上，构建了一种轻量化全连接神经网络，建立了从标称轨道参数与修正时刻到脉冲比例系数的端到端智能映射。验证结果表明，该模型对脉冲比例系数的预测相对误差普遍低于3%。所提出的方法降低了对传统假设和地面支持的依赖，为在星上有限资源条件下实现自主中途修正提供了可行的技术途径。

针对月面探测器在复杂环境下的智能化需求，提升智能体训练决策能力具有关键意义。当前面向真实月面任务，仍缺乏高保真仿真环境以精确复现复杂地形与光照条件，同时也亟需构建覆盖长距离探测极端工况的多样化训练数据。实现了“月面场景-装备模型-场景感知”的联合仿真，建立了高保真月面移动智能体训练支持系统：基于数字月球技术，构建厘米级精度的月面地形地貌环境模型，为智能体训练提供逼近真实的仿真场景；搭建耦合月面环境与探测器装备模型的综合仿真场景，实现对月面活动任务的全过程模拟；建立探测器感知、导航、规划和控制算法与仿真系统之间的实时双向数据交互链路，使智能体能够在闭环仿真中持续学习与优化。为月球车等移动探测器智能体的算法训练与验证提供关键技术平台及数据支撑，对中国载人月球探测任务的实施具有重要的工程应用价值。

为解决月面探测与原位资源利用中太阳能收集效率低、聚光系统像差大及能量传输不稳定的问题，开展了三反射式太阳能聚光系统的优化与像差补偿研究。设计了由主镜、双面次镜和快速反射镜（FSM）构成的三反射式聚光光路，提出基于共轭修正的次镜像差补偿方法。引入有效光焦度（EOF）指标，以平衡球差补偿与遮挡损失。利用光线追迹仿真分析焦斑能量分布与像差演化规律，并基于拉格朗日方程建立FSM光路耦合动力学模型，实现角度补偿控制。研究表明，该系统在主镜球差完全补偿后实现了204×聚光比与准平行光输出。经EOF优化后，有效光能利用率较传统双反射系统提升约15%。FSM补偿控制使追踪角度误差降低至1μrad以内，显著提高了系统的远程能量传输稳定性。三反射式聚光结构与FSM复合控制实现了近距高聚光比与远距平行光输出的协同优化，有效减弱次镜遮挡对焦斑质量的影响。该研究结果对月面长期探测、空间太阳能电站及高温太阳热化学应用具有意义。