载人火星探测飞行方案

周旭东 张振鹏

(北京航空航天大学 宇航学院,北京 100191)

载人火星探测飞行方案

周旭东 张振鹏

(北京航空航天大学 宇航学院,北京 100191)

对世界各国载人火星探测的研究情况进行了简要综述,研究了国内外有关载人火星探测飞行方案,提出了载人火星探测方案确定的原则和方案基本思想.给出了一种载人火星探测飞行方案的总体设计,包括飞行轨道方案和载人火星飞船方案等.尤其对轨道设计的重要的两个参数——速度增量和飞行时间进行了详细计算.最后给出了飞行轨道选择、火星飞船从地球到火星和从火星返回地球等的轨道方案和火星飞船各组成部分方案的详细设计结果.

载人航天;载人火星飞行;方案研究

火星是目前除地球之外研究程度最高的行星.人类对火星的探索在近几十年一直在进行着,作为火星探测的第 1步——无人火星探测已经进行多年,并取得了一定的成就,今后一段时间仍将进行;作为火星探测的第 2步——载人火星探测,是人类在未来二三十年或更长时间要进行实践的.

美国、俄罗斯、欧洲在载人火星探测方案方面,都进行过研究.早在 1952年,美国火箭专家冯·布劳恩就曾提出庞大的载人登火星方案构想[1],近些年来美国提出了若干个载人火星飞行的方案设想,如:“设计参考任务”系列方案、火星直航、火星专题等[2-4].俄罗斯(前苏联)早在 20世纪 60年代就制定了一系列载人飞向火星的计划,设计了各种飞往火星的方案;近年来俄罗斯提出了载人火星探测的规划和方案.欧洲航天局于2004年公布了自己的火星探测计划,提出了一些载人火星飞行的方案[5].

本文通过对国内外有关情况的研究,提出了一种载人火星飞行初步设计方案.

1 飞行方案确定的原则和基本设想

通过对载人火星飞行任务的综合分析研究(技术、经费、计划、效应等),提出了有关载人火星飞行方案的原则和基本设想.

1.1 原 则

1)采用世界上已有的航天技术或未来几十年内可以突破并实现应用的航天技术.

2)从地球到火星和落火星、火星表面起飞、返回地球均采用成熟的化学火箭推进技术.核热推进、核电推进、太阳能电推进相对较短时间内难实施的,本文不考虑.

3)轨道组装载人火星飞船组合体.

1.2 方案基本设想

1)利用运载火箭,进行数次发射,在低地球轨道进行载人火星飞行任务的大型飞船组合体(由登陆火星飞船、转移居住舱、返回地球舱、推进舱组成,简称组合体)的组装.

2)利用化学推进,完成载人地火轨道飞行,并进入火星轨道,将地火、火地轨道飞行的转移居住舱和返回地球的返回舱及进行火地飞行推进舱(地火飞行的火箭已抛掉)留在火星近火轨道上.

3)宇航员从转移居住舱转移到登陆火星飞船(含在火星生存的表面居住舱,降落火星的下降舱和从火星起飞的上升舱),登陆飞船降落到火星表面.

4)宇航员在火星表面生存和进行火星探测和研究.载人火星探测任务执行完毕,宇航员乘坐从火星表面起飞的上升舱,进入火星近火轨道,与留在近火轨道上的转移居住舱、返回舱及推进舱进行对接;宇航员进入转移居住舱.

5)推进舱推动转移居住舱和返回地球舱进行火地飞行;进入地球轨道前,宇航员进入返回地球舱,抛掉转移居住舱;推进舱和返回地球舱进入绕地球轨道飞行.

6)返回地球舱和推进舱分离,再入地球并着陆,完成载人火星探测及返回地球任务.

2 总体设计方案

2.1 总任务要求的设计

根据初期载人火星探测的可实施性,初期的任务总要求可设计为:飞行宇航员人数 6人,采集火星样本质量可在 100kg左右,飞向火星 7～8个月,火星轨道和表面停留共近 16个月,火星轨道返回地球 7～8个月.

2.2 轨道飞行任务分析和设计

2.2.1 轨道方案的选择和设计

载人火星飞行轨道分为两大类,长期停留轨道(合点航线)和短期停留轨道(冲点航线)[6].合点航线特点:任务总时间长、火星上可停留时间长、不同时机发射需能量变化不大,星际飞行时间较短.冲点航线特点:任务时间短,任务需要能量大(除需合点航线所需能量外,还需实施飞行中途变轨的能量,变轨也可向金星借力),不同时机发射需求的能量差别大,在任务周期内,虽整个任务时间较短、但能在火星停留时间所占比例也较小,宇航员的星际航行时间所占比例较大.

按星际飞行轨道任务分析[7],运用相关的计算方法,可以计算地球飞向火星及火星返回地球所需的速度增量和飞行时间.对于确定的火星飞行轨道设计,最重要的参数就是总的速度增量 ΔV和总的任务时间 T.根据飞行任务分析,按照从地球飞行到火星、再从火星回到地球的弹道轨迹设计,总任务时间与飞船组合体所需的 ΔV之间有直接的联系.如任务时间短,则所需的 ΔV就高,如所需的 ΔV低,则任务时间就长.通过经典的分析计算方法[8],本文计算了在地火平均距离和任务要求相同情况下,最省能量的霍曼转移、大椭圆转移、抛物线转移及金星借力飞行轨道任务,得出任务所需 ΔV、任务时间(飞行及火星可停留时间)、低地球轨道起飞重量的关系结果见表 1.

表 1 任务各轨道飞行方案的综合比较

从表 1比较可以看出:虽然霍曼轨道所需任务时间最长(约 952 d),但其所需 ΔV最少、所需低地轨道起飞质量最少;其他轨道所需 ΔV和低地轨道起飞质量都大,所以载人火星飞行轨道设计方案可选择霍曼轨道.

2.2.2 霍曼转移轨道任务设计

1)飞向火星及绕火星、落火星轨道能量计算.组合体从地球停泊轨道 A点(按霍曼转移轨道通过变轨控制进入地球到火星的日心轨道段飞行的起始点)在出发时飞向火星所需速度增量:

组合体按霍曼转移轨道进入地球到火星的日心轨道段飞行的终点为 B点,从 B点进入绕火星轨道运行所需速度增量:

式中,μS,μE,μM分别为太阳 、地球 、火星的引力常数;RE,RM分别为地球、火星的运行轨道半径;rE,rM分别为地球、火星的平均赤道半径,hE,hM分别为组合体围绕地球、火星飞行的轨道高度;RM=RE+LE-M,LE-M为地球与火星之间距离,火星冲日时,火星离地球最近,火星冲日约二年多一次.

这样飞到火星所需速度增量为

采用霍曼转移轨道设计的飞向火星所需时间为转移椭圆轨道周期的一半:

组合体采用火星大气再入,并用降落伞降落火星的方案,需要施加制动的速度增量:

式中,r1=rM+hM;r2=rM+lM;lM为火星大气层厚度;θr为组合体再入火星大气层再入角.

2)从距火星 hM停泊轨道组合体返回部分返回地球及绕地、落地速度增量计算:

式中,ΔV′1,ΔV′2分别为组合体返回部分从火星停泊轨道返回地球和进入绕地球运行轨道所需速度增量.ΔV′1,ΔV′2计算方法同ΔV1,ΔV2.

返回地球飞行时间T′t计算方法同Tt.

组合体返回地球舱采用地球大气再入,并用降落伞降落地球的方案,需要施加制动的速度增量为 ΔVE,计算方法同式(7).

3)组合体飞行任务所需总速度增量和飞行时间.火星探测任务所需总速度增量:

式中,ΔV′M为从火星表面起飞需要的速度增量.

去火星和返回总的飞行时间为

2.2.3 霍曼转移轨道任务设计计算结果

根据载人火星工程可能实施的年代,计算了2042—2054年火星任务:从距地球 350 km轨道出发去火星到围绕距火星 500km轨道往返所需速度增量和飞行时间计算结果见表 2、表 3.

表 2 飞行任务所需速度增量 km/s

表 3 飞行任务时间 d

ΔV∑为往返需要的总速度增量,不包括降落火星和从火星上升及降落地球所需的速度增量.T∑为往返需要的总飞行时间,任务总时间还需加上落火星、火星停留考察、落地球的时间.

按式(7)和有关公式,飞船采用降落伞降落火星和地球的方案,所需速度增量见表 4.

表 4 再入火星/火星上升对接/再入地球所需速度增量及θr

2.2.4 载人火星飞行时机的选择

飞行时机的选择,以所需速度增量和任务时间优化分析确定.通过表 2～表 4对比分析,可以看出:2050年左右,ΔV相对较少,途中飞行时间相对较短,火星停留和火星探测时间都较长,有利于总任务.可选 2050年作为发射任务的时机.

2.3 飞行任务的主要阶段

整个任务可分为:近地轨道组装和宇航员训练阶段;近地轨道发射、进入从地球到火星飞行阶段;进入绕火星轨道飞行阶段;再入、降落、登陆火星及火星表面考察阶段;火星表面起飞和准备返回地球准备阶段;近火轨道发射、进入从火星到地球飞行阶段;进入绕地球轨道飞行阶段;再入、降落和着陆地球阶段.

2.4 火星飞船组合体组成设计方案

根据任务分析,载人火星飞行任务的飞船组合体可设计为由以下几部分组成:

1)转移居住舱:为组合体进行地火、火地飞行宇航员生活的舱段.

2)推进舱:为组合体进行地火飞行和进入火星轨道,火地飞行和进入地球轨道提供所需的动力.

3)登陆火星飞船:包括火星表面起飞的上升舱,火星表面居住舱,降落舱以及着陆系统等.

4)返回地球舱:将宇航员从近地轨道(宇航员由转移居住舱转移到返回地球舱之后)送返至地球表面.

各部分完成任务的质量计算可按式(11):

式中,M0,Mf分别为组合体完成任务 ΔV前、后的质量;Isp为采用火箭发动机的比冲,下面各舱各部分的方案设计的质量数据均采用此公式.

2.5 组合体各舱段设计方案

2.5.1 转移居住舱

该舱段是组合体的核心.它将为组合体在地火、火地飞行期间,为生命保障、通讯、数据处理等提供基本功能,并且是飞行任务时间内宇航员所居住和工作的舱段.转移居住舱设计有节点舱,有多个对接接口用于与登陆火星飞船、返回地球舱、推进舱等连接的机械接口.转移居住舱由环境控制和生命保障、电源、热控、结构和机构、遥测遥控、控制制导导航、中央控制等分系统组成.具体主要设计指标见表 5.

表 5 转移居住舱方案设计结果

2.5.2 推进舱

推进舱为组合体各主要任务阶段轨道飞行、轨道机动提供推力.组成为:地火飞行推进分系统、进入绕火星飞行轨道推进分系统、火地飞行推进分系统和进入绕地球轨道飞行推进分系统.每个分系统各负责一个任务阶段轨道机动任务.

1)地火飞行推进分系统.为飞往火星的入轨机动提供所需的动力.设计由 3级火箭组成,每级设计由 4个相同的主发动机系统(含发动机、贮箱及总装结构等)和主结构组成.发动机系统采用高性能的低温推进技术——液氧液氢发动机(比冲高).主发动机系统设计为泵压式、高压补燃火箭发动机系统,主要由单台发动机、泵压式供应系统、液氧和液氢贮箱等组成,推力按 1 350 kN设计.主结构用于支撑 4个主发动机系统.每级主要设计指标见表 6.

表 6 地火飞行推进分系统

2)进入绕火星轨道飞行推进分系统.为进入火星轨道提供所需动力.设计为两级火箭,每级设计为两个相同的主发动机系统(含发动机和贮箱及总装结构等)和主结构组成.考虑长期飞行,需采用可轨道贮存的化学推进剂,综合考虑两级均采用成熟的 N2O4/UDMH双组元、泵压式、闭式循环火箭发动机系统,比冲为3300m/s,单台主发动机推力约 640kN.每级主发动机系统主要由单台发动机、泵压式供应系统、氧化剂和燃料贮箱等组成,具体主要设计指标见表 7、表 8.

表 7 进入绕火星轨道飞行推进分系统(第 1级)

3)火地飞行推进分系统.火地飞行推进分系统为从火星飞向地球的入轨机动提供了所需的动力.它由 1级、2台发动机系统构成,与绕火星轨道飞行推进分系统的 2级方案基本相同,采用轨道可贮存的 N2O4/UDMH双组元、泵压式、闭式循环火箭发动机系统,比冲为 3 300m/s,单台发动机系统质量(湿质量)54 t、推力 640 kN、结构质量3 t.

表 8 进入绕火星轨道飞行推进分系统(第 2级)

4)进入绕地球飞行推进分系统.为进入地球轨道提供所需动力.由 1级单台发动机系统构成,采用轨道可贮存的 N2O4/UDMH双组元、泵压式、闭式循环火箭发动机系统,比冲为 3 300m/s,单台发动机系统质量 33t、推力640kN、结构质量2 t.

4个推进分系统均在任务完成后与组合体分离、抛掉.

推进舱总质量计算如下:

2.5.3 登陆火星飞船

实现在火星表面着陆,并在完成火星考察任务后起飞,与在近火轨道上的转移居住舱等进行交会和对接.它主要由以下部分构成(总质量约68 t):

1)火星表面起飞的上升舱.它主要由座舱和推进系统组成,质量(含推进剂)32 t,采用轨道可贮存的 N2O4/MMH泵压式、闭式循环火箭发动机,比冲可达 3350m/s.采用两级推进系统,第 1级为上升推进系统,推力 4×30kN;第 2级为交会对接推进系统,推力 4×5 kN.

2)表面居住舱.它是宇航员在火星表面停留期间的居住场所,配备了生命保障系统和舱外活动设备,质量约 30 t.

3)着陆系统.由减速小固体火箭和着陆支架等组成,质量约 3 t.

4)降落舱.主要由降落的隔热层、结构和进入火星大气层降落的降落伞等构成,质量约 3 t.

5)登陆火星飞船再入火星大气需用推进系统完成制动,其湿质量约 4 t,这样登陆火星飞船的总质量约 72t.

2.5.4 返回地球舱

宇航员在回到地球轨道、再入地球大气层和着陆期间使用此舱段,它的外形基本上是一种放大的类似我国神舟载人飞船的返回舱,钟型、尺寸更大,设计为直径 4m,高 3m,质量约 15 t.

2.6 运送在近地轨道装配的火星飞船组合体产品所需的运载工具的选择

可选择俄罗斯的“能源号”运载火箭和我国自行研发的大型运载火箭,作为运送火星飞船组合体各部分到近地轨道进行装配任务的主要运载火箭.能源号可将质量 100 t的载荷运送到近地轨道,组合体的转移居住舱、推进舱各推进分系统、登陆火星飞船等可用它来运送到近地轨道装配;使用我国的新一代运载火箭长征五号 E型火箭可将 25 t的载荷运送到近地轨道,像组合体的返回地球舱等可用其来运送;使用我国的神舟载人运输飞船分批运送宇航员到近地轨道的火星飞船组合体.共需进行约 20多次发射、在近地轨道装配数年,可完成载人火星飞船组合体在近地轨道的装配.

2.7 载人火星飞行方案主要设计结果

根据所提出的载人火星飞行方案,本文主要设计结果见表 9.

表 9 载人火星飞行方案主要设计结果

3 结束语

本文通过对国内外已提出的“载人火星探测飞行方案”进行了系统的调查,特别是对欧美提出的方案进行了较为深入地研究.在调查研究的基础上,提出了一种载人火星探测飞行的初步方案,可供我国研究者进行参考.作者认为需要更深入地研究载人火星飞行的弹道计算、飞船组合体各分系统及结构方案、某些重要的关键技术等.

References)

[1]Von Braun.The Mars project[M].Champaign:University of Illinois Press,1953,38-64

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[7]谭维炽,胡金刚.航天器系统工程[M].北京:中国科学技术出版社,2009 Tan Weizhi,Hu Jingang.Spacecraft systems engineering[M].Beijing:China Science and Technology Press,2009(in Chinese)

[8]刘暾,赵钧.空间飞行器动力学[M].哈尔滨:哈尔滨工业大学出版社,2003 Liu Dun,Zhao Jun.Orbitalmechanics of spacecraft[M].Harbin:Harbin Institute of Technology Press,2003(in Chinese)

(编 辑 :张 嵘)

Program and scenario of manned spaceflight to Mars

Zhou Xudong Zhang Zhenpeng

(School of Astronautics,Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beijing 100191,China)

A brief overview of research progress about manned spaceflight to Mars program in several countries was given.Investigation of some domestic and international programs and scenario of manned spaceflight to Mars was putup.Some fundamental and basic ideas about determination of future manned spaceflight to Mars were put forward.One of programs and scenario of general design,including trajectory and spaceship of manned spaceflight to Mars was discussed and put out.Especially,more important parameters of the total mission energy required and the total mission duration of the trajectory in several mission windows were calculated.The detail results of trajectory design,including transfer Mars injection,Marsorbit insertion,Mars surface descent,Mars surface ascent,transfer Earth injection,Earth orbit insertion and reentry Earth,and Mars spaceship design,including propulsion module,transfer habitation module,Mars landing module and Earth reentry capsule were obtained.

manned spaceflight;manned spaceflight to Mars;scenario design

V 476.4;V 529.1

A

1001-5965(2010)05-0550-05

2009-01-15

周旭东(1964-),男,辽宁本溪人,博士生,xdzhou@sina.com.