王開強，李志海，張柏楠

（中國空間技術研究院載人航天總體部，北京100094）

載人小行星探測的飛行模式

王開強，李志海，張柏楠

（中國空間技術研究院載人航天總體部，北京100094）

基于載人小行星探測的任務背景，根據其基本的飛行階段及任務特點，對其探測任務的飛行模式進行分析，其中包括探測器逃逸地球的飛行方式、小行星表面探測方式、返回與再入的飛行方式，重點研究小行星表面探測方式。對運載能力、技術難度、探測器質量規(guī)模進行了分析與比較，得出基于著陸對接口概念的近地+對接著陸+直接再入的較優(yōu)的飛行模式，并將該模式進一步劃分為9個飛行節(jié)點及6個主要飛行階段，對其飛行過程進行了詳細的描述。

載人探測；小行星探測；飛行模式；對接著陸

1 引言

隨著各國載人深空探測工程項目的研究和推進，載人小行星探測開始進入人們的視野。小行星探測有助于探索宇宙的形成和演化過程，有助于保護地球免受潛在威脅小行星的撞擊。小行星探測發(fā)展到一定階段，就需要人的參與，以發(fā)揮人的主觀判斷力、創(chuàng)造性和靈活性，更好地進行小行星表面巡游、樣本采集與辨識等探測活動。同時，開展載人小行星探測活動，有助于擴大人類在太陽系的存在范圍，滿足人類探索宇宙的好奇心；有助于推動載人航天技術的突破和不斷發(fā)展，帶動相關科技產業(yè)的發(fā)展。另外，小行星還可以作為人類前往火星等其它星體的中轉站［1］。目前，已有眾多學者對載人小行星探測的目標星選擇、任務設想與規(guī)劃、軌道設計等進行了研究［1ˉ5］?；谶@樣的背景，本文對載人小行星探測的飛行模式進行分析和研究，結合其任務特點，提出一種可供借鑒和參考的飛行模式。

2 載人小行星飛行模式分析

目前，比較容易到達的小行星，其直徑大約在十米至百米量級，其引力可忽略［5］。因此載人小行星探測的飛行模式沒有載人月球探測和載人火星探測復雜，基本不存在以小行星為引力體的升降飛行階段，探測器與小行星交會之后，基本飛行在小行星的公轉軌道上，處于與小行星的伴飛狀態(tài)。

本文研究將載人小行星探測的飛行過程，按照飛行階段的中心引力體和飛行目的地進行劃分，可分為以下五個基本階段：

（1）逃逸地球飛行段（地球雙曲線軌道）；

（2）地球ˉ小行星日心過渡飛行段（日心橢圓軌道）；

（3）小行星伴飛飛行段（日心橢圓軌道）；

（4）小行星ˉ地球日心返回飛行段（日心橢圓軌道）；

（5）再入地球影響球飛行段（地球雙曲線軌道）。

其中，（1）（3）（5）三個階段需要解決3個基本問題：①探測器逃逸地球引力影響球的飛行方式；②小行星伴飛期間，航天員對小行星開展表面探測的方式；③探測器從小行星ˉ地球日心返回軌道進入地球影響球之后，再入地球大氣的飛行方式，下文稱為返回與再入的飛行方式。

上述3個問題是載人小行星探測飛行模式設計需要重點解決的問題。

2.1 逃逸地球的飛行方式

逃逸地球是指探測器飛出地球影響球的飛行過程，它有兩種方式：

1）直接逃逸方式：即采用人貨混運的方式，由運載火箭將探測器組合體一次發(fā)射至所需的逃逸速度，直接進入地球雙曲線逃逸軌道。該方式可以避免LEO軌道上的交會對接過程，簡化了飛行模式，但是對運載火箭的運載能力、可靠性、安全性要求很高，研制大運載能力和高可靠性、安全性的重型運載火箭是該方案實施的關鍵技術。這種方法類似于載人登月工程中，“阿波羅”飛船飛向月球的方式［6］。

2）LEO軌道組裝逃逸方式：即采用人貨分運的方式，由運載火箭將探測器組合體各部分分批次發(fā)射至200 km低地球停泊軌道（LEO），待各部分在軌組裝完成后，由一級推進艙將探測器組合體射入地球雙曲線逃逸軌道。該方式可以避免研制高可靠性、高安全性重型運載火箭，但是需要進行LEO在軌組裝，增加了飛行模式的復雜性，探測器系統(tǒng)在LEO軌道進行在軌組裝是該方案的關鍵技術。該方式類似于美國重返月球計劃的奔月方式［7］。

根據調研情況，研制高可靠性、高安全性的重型運載火箭具有很高的技術難度和研制風險。例如，對載人探測小行星89136進行載人探測，本文進行了分析計算，若采用直接逃逸的方式，其運載火箭的逃逸軌道運載能力須至少達到200 t（該指標土星5號約為50 t［6］，阿瑞斯5號為65 t［8］），其設計研制以及高可靠性、高安全性的保證將是非常困難的。而LEO軌道的交會對接組裝技術相對成熟，目前國外空間站的建造已對其進行了反復試驗和應用［9］。正是考慮到這些因素，目前國內外的載人登月、載人登火星的飛行模式都選擇將載人航天器在LEO軌道進行組裝，之后再送往月球、火星［7，10］。

綜合考慮上述因素，本文研究認為，應采用LEO軌道組裝之后逃逸地球的飛行方式。這需要在逃逸地球飛行段之前，增設地球停泊軌道飛行段（LEO飛行段），用于探測器組合體各部分的發(fā)射入軌及組裝。

2.2 小行星表面探測方式

由于小行星的引力很小，可忽略，因此小行星表面探測具備一些獨有的特點，主要有以下三方面。

1）飛向和著陸小行星的過程，實質上是兩個日心軌道飛行物體的交會對接問題，而不是一個飛行器在一個引力體中飛行的二體問題。主要體現在以下兩點：

（1）探測器在地球ˉ小行星日心過渡軌道的飛行，對應于交會對接中的遠程導引段，探測器變軌并與小行星交會后，將在一定高度（10～100 km量級）與小行星處于伴飛狀態(tài)；

（2）著陸小行星的過程，對應于交會對接問題的近程導引段、最終逼近段和對接過程。經分析，著陸和發(fā)射飛離小行星所需的速度增量大約幾十米每秒（10 m／s量級），遠少于載人登月和載人火星探測。

2）在登陸艙于小行星表面軟著陸之后，需要著陸機構（如錨機構）將其固定在小行星表面，防止其逃離小行星。

3）可以考慮在不著陸的情況下，將航天員送至小行星進行表面探測的方案。

依據上面的第三條特點，小行星表面探測方式可分為探測器對小行星著陸和不著陸探測兩種方式（下文簡稱著陸探測和不著陸探測方式）。

2.2.1 著陸探測

本研究提出以下兩種著陸探測方案，并進行比較。

方案一：預先投放著陸對接口

著陸探測方式中，考慮到上面的特點1）和2），本文考慮在小行星表面預先投放著陸對接口（可由此前的無人探測器投放），即具備錨機構、可固定在小行星表面的對接口。當探測器組合體成功與小行星交會，并在一定高度（10 km量級）與其伴飛之后，組合體中的登陸艙分離，承載航天員飛向預先設定的著陸對接口，“著陸”在小行星上。此后航天員可開展表面探測活動。待探測任務結束后，登陸艙與著陸對接口分離，“發(fā)射”飛離小行星，飛向處于伴飛狀態(tài)的探測器其余部分組合體，并重新與之交會對接。

若小行星表面有多個著陸探測區(qū)，可在每個區(qū)域投放適量著陸對接口，當航天員在一個區(qū)域完成表面探測任務、回到登陸艙后，可令登陸艙與原著陸對接口分離，移至新的著陸對接口處與之對接，從而滿足航天員對新的區(qū)域進行表面探測的要求。

該方案具有以下特點：①通過預先將著陸對接口投放、固定在擬定的著陸探測區(qū)域，可滿足小行星全星覆蓋探測的要求；投放、固定的著陸對接口可重用；②航天員可便捷地往返于登陸艙與探測地點。由于登陸艙與小行星固連而不是懸停，所以不用考慮小行星自轉的影響和懸停帶來的控制問題；③航天員表面探測期間需要通過安全繩與登陸艙連接，為了避免安全繩過長，可將全部著陸區(qū)域劃分為直徑合理（考慮到目標星的直徑在幾十米至幾百米［5］，本研究建議值為60 m）的多個著陸區(qū)域，在各區(qū)域中投放著陸對接口。

該方案的缺點是需要向著陸區(qū)域投放、固定著陸對接口。

該方案的關鍵技術為：著陸對接口的設計研制技術；日心軌道航天器交會對接技術。

方案二：

方案二基本著陸過程與方案一相同，只是不設置著陸對接口，而是在登陸艙上配置著陸架和錨機構。登陸艙接觸小行星表面之后，錨機構工作，將登陸艙和小行星固連在一起。如需對新探測區(qū)域實施探測，則錨機構需要具備脫開和再次固連的功能。

該方案的關鍵技術為：可多次脫開和再次固連星體的錨機構技術。

兩種方案比較與選擇

方案二相對于方案一，省去了著陸對接口的設置，但是若要對小行星進行多區(qū)域著陸探測，其錨機構的需要有多次脫開和固連的功能，這會對錨機構的研制提出新的要求。尤其是要保證錨機構在多次脫開之后，仍能可靠的進行固連，這一點絕非易事，是一項全新的技術。

方案一通過設置多個著陸對接口以滿足覆蓋全星的表面探測要求，僅需研制一次性固連、無需脫開的錨機構，這降低了錨機構的研制成本和風險，保證了錨機構固連定位的可靠性。與此同時，自身結構組成得到了簡化登陸艙不需要配置著陸機構，只需配置對接口即可“著陸”小行星。對于著陸對接口與交會對接技術，可充分繼承現有的技術、結構與機構，進行改進性設計研制。而著陸對接口的可重復使用性，也提高了其使用率。

因此，方案一的總體可實現性相對較好，應優(yōu)先選擇方案一作為著陸探測方案。

2.2.2 不著陸探測

不著陸探測方式中，當探測器組合體成功與小行星交會，并在一定高度（10 km量級）與其伴飛之后，組合體中的登陸艙分離，承載航天員逼近小行星表面并最終懸停在一定高度，通過剛性機械臂或柔性傳輸裝置（如傳輸繩、軟質通道）等將航天員運送至小行星表面，然后開展表面探測工作。任務完成后，航天員通過相同裝置返回登陸艙。

若小行星表面有多個著陸探測區(qū)，當航天員在一個區(qū)域完成表面探測任務，回到登陸艙后，可令登陸艙飛行轉移至新探測區(qū)域的上空，再將航天員運送至小行星表面，從而滿足航天員對新的區(qū)域進行表面探測的要求。

該方案可滿足小行星全星覆蓋探測的要求，且不需要配置錨機構、著陸對接口等裝置。但是其缺點是：①航天員往返于登陸艙和小行星表面的便捷性相對較差；②考慮到安全繩不能太長，以及機械臂或柔性傳輸裝置的長度受限，登陸艙與小行星表面的高度不能太高，這將給登陸艙的懸?？刂茙砗艽蟮睦щy；③考慮到小行星的自轉，航天員在小行星表面工作時間較長時，登陸艙需要根據小行星的自轉進行懸停位置的調整；④機械臂和柔性傳輸裝置運送航天員的可靠性有待進一步研究。

該方案的關鍵技術為：航天員往返于艙體與小行星表面的傳輸技術；航天器對星體保持懸停的控制技術。

2.2.3 表面探測方式的比較與選擇

上述兩種小行星表面探測方式的比較如表1所示。

考慮到著陸探測方式（方案一）中，航天員往返于登陸艙和小行星的便捷性較好，不用考慮小行星自轉及懸停帶來的控制問題。雖然需要投放和固定著陸對接口，但其技術難度不會很大，且著陸對接口可以為后續(xù)的探測器或其他國家的探測器所重用，因此宜采用著陸探測方式對小行星進行表面探測。

2.3 返回與再入的飛行方式

返回與再入飛行是指探測器返回地球時進入地球影響球（以地球為中心引力體）之后至再入地球大氣的飛行方式。與逃逸地球的飛行方式類似，返回與再入地球飛行方式也分為兩種：

1）直接再入大氣方式：返回艙返回再入地球影響球之后，不進行變軌，直接再入地球大氣。該方式充分利用地球大氣進行減速制動，無需額外的變軌速度增量，簡化了飛行過程，降低了探測器的質量規(guī)模；但是返回艙再入地球大氣時的速度較大（大于第二宇宙速度），其防熱要求較高。另外，有研究認為載人探測器再入地球大氣時的速度不宜超過12 km／s［2，4］，這將對載人小行星探測的飛行軌道設計提出約束。

2）LEO軌道停泊再入方式：返回艙返回再入地球影響球之后，進行變軌，進入一定高度（如200 km）的LEO停泊軌道，此后擇機進行第二次變軌，返回艙再入地球大氣。該方式再入地球大氣時的速度很?。ǖ谝挥钪嫠俣茸笥遥?，返回艙防熱要求低［11］，可繼承現有的神舟飛船的防熱等相關技術；但是該方式會增大整個探測任務所需的速度增量（增量大于3 km／s），大大增加探測器組合體的質量規(guī)模。例如，經計算，對小行星89136的60 d載人探測任務中，速度增量每增加1 km／s，探測器組合體總質量將增加50～60 t，這樣的增加幅度是非常大的。

目前國內外載人深空探測領域都傾向于采用返回艙直接再入大氣的方式［6，10］。這主要是考慮方式2）會大大增加任務的速度增量和探測器質量規(guī)模，從而提高整個探測器系統(tǒng)的研制成本、風險；整個探測任務需要增加進入LEO軌道和返回再入地球的兩次變軌，飛行復雜度增加。

而在方式1）中，通過合理的軌道設計，是可以將再入速度限制在12 km／s以內（如，對小行星89136的60 d載人探測任務中，再入大氣速度僅為11.232 km／s），相對于載人登月任務（再入速度約11 km／s［12］）的增加量小于1 km／s。在載人登月返回艙的基礎上進行適應性改進，不會面臨很高的研制成本和風險。

綜上所述，相對于LEO軌道停泊再入方式，直接再入方式的可實現性和經濟性等方面均優(yōu)于前者。

表1 兩種小行星表面探測方式的比較Table 1 Comparison of two methods of the asteroid surface exploration

3 載人小行星探測飛行模式

結合前面的分析結果，載人小行星探測宜采用近地+對接著陸+直接再入的飛行任務模式：即探測器采用LEO停泊軌道組裝之后逃逸的方式飛離地球；與小行星交會后，登陸艙對小行星進行著陸探測，與預先在小行星上設置的著陸對接口進行對接；探測器從日心軌道返回進入地球影響球后，采用直接再入地球大氣的方式。九個主要飛行節(jié)點及階段如圖1所示。

圖1 載人小行星探測飛行節(jié)點及階段示意圖Fig.1 Mission nodes and phases of the human asteroid exploration

T0：地球停泊軌道節(jié)點，探測器各組成部分進入地球停泊軌道的節(jié)點；

T1：LEO加速節(jié)點，該節(jié)點處第一級推進艙在停泊軌道上為探測器組合體提供第一次速度增量，使其進入逃逸地球的雙曲線軌道，此后一級推進艙分離；

T2：飛出地球影響球節(jié)點，探測器組合體飛出地球引力影響球的節(jié)點，進入地球ˉ小行星日心過渡軌道；

T3：小行星交會節(jié)點，該節(jié)點處第二級推進艙提供第二次速度增量，與小行星實施交會（距小行星幾十至幾百公里），進入與小行星伴飛的日心軌道，此后提供第二次速度增量的推進艙分離，登陸艙與探測器組合體分離；

T4：著陸節(jié)點，登陸艙與小行星表面的著陸對接口對接，“軟著陸”在小行星上；

T5：分離節(jié)點，登陸艙與著陸對接口分離，離開小行星表面，若所有探測區(qū)域的表面探測任務已完成，則返回探測器主體與之重新對接；

T6：飛離小行星節(jié)點，探測任務結束后，第三級推進艙提供第三次速度增量，探測器組合體進入小行星?地球日心返回軌道，第三級推進艙分離；

T7：進入地球影響球節(jié)點，該節(jié)點處探測器的主引力體由太陽變換為地球，進入雙曲線地球軌道；

T8：再入地球大氣節(jié)點，探測器進入大氣，返回艙與其它艙段分離，再入并安全著陸在地面，其余部分燒毀。

其中，若對多個區(qū)域進行著陸探測，則重復T4、T5兩個節(jié)點。

六部分主要飛行階段如下：

P1：地球停泊軌道飛行段，該階段探測器在停泊軌道上進行組裝，軌道高度為200 km；

P2：逃逸地球飛行段（地球雙曲線軌道）；

P3：地球ˉ小行星日心過渡飛行段（日心橢圓軌道）；

P40：小行星伴飛飛行段（日心橢圓軌道）；

P41：下降飛行段；

P42：表面探測階段；

P43：上升飛行段；

P5：小行星ˉ地球日心返回飛行段（日心橢圓軌道）；

P6：再入地球影響球飛行段（地球雙曲線軌道）。

其中在第四個飛行階段，登陸艙與探測器主體分離，因此出現了不同的飛行狀態(tài)。其中P41、P42、P43針對登陸艙；P40針對探測器主體，此段探測器主體在距小行星表面的一定高度附近（10～100 km量級）與其伴飛，共同環(huán)繞太陽飛行。P40段的飛行時間是P41、P42、P43之和。載人小行星探測的飛行過程如圖2所示。

圖2 載人小行星探測飛行過程示意圖Fig.2 Mission process of the human asteroid exploration

4 結語

根據載人小行星探測任務的主要飛行階段及任務特點，探測器逃逸地球的飛行方式、小行星表面探測方式、返回與再入地球的飛行方式是載人小行星探測飛行模式設計中需要考慮的3個基本問題，其各自都有多種解決思路與方式。本文經過分析與比較，提出了著陸對接口的概念，并基于此得出了一種較優(yōu)的飛行模式：近地+對接著陸+直接再入。其可為載人小行星探測，以及其它載人深空探測領域的飛行模式研究和設計，提供一種思路和參考。

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Mission Mode of the Human Asteroid Exploration

WANG Kaiqiang，LI Zhihai，ZHANG Bainan
（Institute of Manned Space System Engineering，China Academy of Space Techonology，Beijing 100094，China）

Based on the background of the human asteroid exploration mission，the mission mode of Human Asteroid exploration was analyzed according to the basic phases and characteristics，including the methods of earth departure，surface exploration，as well as return and reentry，with the emphasis on the methods of surface exploration.Then，based on the docking mechanism，the nodes of LEO，as well as the docking landing and direct reentry，the optimal mission mode was obtained through analysis and comparison according to launch capability，technical difficulty and the total weight of the crewed spacecraft.Moreover，the mode was further divided into six phases with nine nodes，and the detailed process of the mode was also described.

human exploration；asteroid exploration；mission mode；docking landing

V476；V529

A

1674?5825（2014）01?0089?06

2013?07?27；

2013?11?10

中國空間技術研究院CAST創(chuàng)新基金項目（CAST20100910）

王開強（1988?），男，博士研究生，研究方向為航天器總體設計、動力學與控制，E?mail：wangkaiqiang1988＠163.com