载人小行星探测的飞行模式

王开强，李志海，张柏楠

（中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094）

载人小行星探测的飞行模式

王开强，李志海，张柏楠

（中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094）

基于载人小行星探测的任务背景，根据其基本的飞行阶段及任务特点，对其探测任务的飞行模式进行分析，其中包括探测器逃逸地球的飞行方式、小行星表面探测方式、返回与再入的飞行方式，重点研究小行星表面探测方式。对运载能力、技术难度、探测器质量规模进行了分析与比较，得出基于着陆对接口概念的近地+对接着陆+直接再入的较优的飞行模式，并将该模式进一步划分为9个飞行节点及6个主要飞行阶段，对其飞行过程进行了详细的描述。

载人探测；小行星探测；飞行模式；对接着陆

1 引言

随着各国载人深空探测工程项目的研究和推进，载人小行星探测开始进入人们的视野。小行星探测有助于探索宇宙的形成和演化过程，有助于保护地球免受潜在威胁小行星的撞击。小行星探测发展到一定阶段，就需要人的参与，以发挥人的主观判断力、创造性和灵活性，更好地进行小行星表面巡游、样本采集与辨识等探测活动。同时，开展载人小行星探测活动，有助于扩大人类在太阳系的存在范围，满足人类探索宇宙的好奇心；有助于推动载人航天技术的突破和不断发展，带动相关科技产业的发展。另外，小行星还可以作为人类前往火星等其它星体的中转站［1］。目前，已有众多学者对载人小行星探测的目标星选择、任务设想与规划、轨道设计等进行了研究［1¯5］。基于这样的背景，本文对载人小行星探测的飞行模式进行分析和研究，结合其任务特点，提出一种可供借鉴和参考的飞行模式。

2 载人小行星飞行模式分析

目前，比较容易到达的小行星，其直径大约在十米至百米量级，其引力可忽略［5］。因此载人小行星探测的飞行模式没有载人月球探测和载人火星探测复杂，基本不存在以小行星为引力体的升降飞行阶段，探测器与小行星交会之后，基本飞行在小行星的公转轨道上，处于与小行星的伴飞状态。

本文研究将载人小行星探测的飞行过程，按照飞行阶段的中心引力体和飞行目的地进行划分，可分为以下五个基本阶段：

（1）逃逸地球飞行段（地球双曲线轨道）；

（2）地球¯小行星日心过渡飞行段（日心椭圆轨道）；

（3）小行星伴飞飞行段（日心椭圆轨道）；

（4）小行星¯地球日心返回飞行段（日心椭圆轨道）；

（5）再入地球影响球飞行段（地球双曲线轨道）。

其中，（1）（3）（5）三个阶段需要解决3个基本问题：①探测器逃逸地球引力影响球的飞行方式；②小行星伴飞期间，航天员对小行星开展表面探测的方式；③探测器从小行星¯地球日心返回轨道进入地球影响球之后，再入地球大气的飞行方式，下文称为返回与再入的飞行方式。

上述3个问题是载人小行星探测飞行模式设计需要重点解决的问题。

2.1 逃逸地球的飞行方式

逃逸地球是指探测器飞出地球影响球的飞行过程，它有两种方式：

1）直接逃逸方式：即采用人货混运的方式，由运载火箭将探测器组合体一次发射至所需的逃逸速度，直接进入地球双曲线逃逸轨道。该方式可以避免LEO轨道上的交会对接过程，简化了飞行模式，但是对运载火箭的运载能力、可靠性、安全性要求很高，研制大运载能力和高可靠性、安全性的重型运载火箭是该方案实施的关键技术。这种方法类似于载人登月工程中，“阿波罗”飞船飞向月球的方式［6］。

2）LEO轨道组装逃逸方式：即采用人货分运的方式，由运载火箭将探测器组合体各部分分批次发射至200 km低地球停泊轨道（LEO），待各部分在轨组装完成后，由一级推进舱将探测器组合体射入地球双曲线逃逸轨道。该方式可以避免研制高可靠性、高安全性重型运载火箭，但是需要进行LEO在轨组装，增加了飞行模式的复杂性，探测器系统在LEO轨道进行在轨组装是该方案的关键技术。该方式类似于美国重返月球计划的奔月方式［7］。

根据调研情况，研制高可靠性、高安全性的重型运载火箭具有很高的技术难度和研制风险。例如，对载人探测小行星89136进行载人探测，本文进行了分析计算，若采用直接逃逸的方式，其运载火箭的逃逸轨道运载能力须至少达到200 t（该指标土星5号约为50 t［6］，阿瑞斯5号为65 t［8］），其设计研制以及高可靠性、高安全性的保证将是非常困难的。而LEO轨道的交会对接组装技术相对成熟，目前国外空间站的建造已对其进行了反复试验和应用［9］。正是考虑到这些因素，目前国内外的载人登月、载人登火星的飞行模式都选择将载人航天器在LEO轨道进行组装，之后再送往月球、火星［7，10］。

综合考虑上述因素，本文研究认为，应采用LEO轨道组装之后逃逸地球的飞行方式。这需要在逃逸地球飞行段之前，增设地球停泊轨道飞行段（LEO飞行段），用于探测器组合体各部分的发射入轨及组装。

2.2 小行星表面探测方式

由于小行星的引力很小，可忽略，因此小行星表面探测具备一些独有的特点，主要有以下三方面。

1）飞向和着陆小行星的过程，实质上是两个日心轨道飞行物体的交会对接问题，而不是一个飞行器在一个引力体中飞行的二体问题。主要体现在以下两点：

（1）探测器在地球¯小行星日心过渡轨道的飞行，对应于交会对接中的远程导引段，探测器变轨并与小行星交会后，将在一定高度（10～100 km量级）与小行星处于伴飞状态；

（2）着陆小行星的过程，对应于交会对接问题的近程导引段、最终逼近段和对接过程。经分析，着陆和发射飞离小行星所需的速度增量大约几十米每秒（10 m／s量级），远少于载人登月和载人火星探测。

2）在登陆舱于小行星表面软着陆之后，需要着陆机构（如锚机构）将其固定在小行星表面，防止其逃离小行星。

3）可以考虑在不着陆的情况下，将航天员送至小行星进行表面探测的方案。

依据上面的第三条特点，小行星表面探测方式可分为探测器对小行星着陆和不着陆探测两种方式（下文简称着陆探测和不着陆探测方式）。

2.2.1 着陆探测

本研究提出以下两种着陆探测方案，并进行比较。

方案一：预先投放着陆对接口

着陆探测方式中，考虑到上面的特点1）和2），本文考虑在小行星表面预先投放着陆对接口（可由此前的无人探测器投放），即具备锚机构、可固定在小行星表面的对接口。当探测器组合体成功与小行星交会，并在一定高度（10 km量级）与其伴飞之后，组合体中的登陆舱分离，承载航天员飞向预先设定的着陆对接口，“着陆”在小行星上。此后航天员可开展表面探测活动。待探测任务结束后，登陆舱与着陆对接口分离，“发射”飞离小行星，飞向处于伴飞状态的探测器其余部分组合体，并重新与之交会对接。

若小行星表面有多个着陆探测区，可在每个区域投放适量着陆对接口，当航天员在一个区域完成表面探测任务、回到登陆舱后，可令登陆舱与原着陆对接口分离，移至新的着陆对接口处与之对接，从而满足航天员对新的区域进行表面探测的要求。

该方案具有以下特点：①通过预先将着陆对接口投放、固定在拟定的着陆探测区域，可满足小行星全星覆盖探测的要求；投放、固定的着陆对接口可重用；②航天员可便捷地往返于登陆舱与探测地点。由于登陆舱与小行星固连而不是悬停，所以不用考虑小行星自转的影响和悬停带来的控制问题；③航天员表面探测期间需要通过安全绳与登陆舱连接，为了避免安全绳过长，可将全部着陆区域划分为直径合理（考虑到目标星的直径在几十米至几百米［5］，本研究建议值为60 m）的多个着陆区域，在各区域中投放着陆对接口。

该方案的缺点是需要向着陆区域投放、固定着陆对接口。

该方案的关键技术为：着陆对接口的设计研制技术；日心轨道航天器交会对接技术。

方案二：

方案二基本着陆过程与方案一相同，只是不设置着陆对接口，而是在登陆舱上配置着陆架和锚机构。登陆舱接触小行星表面之后，锚机构工作，将登陆舱和小行星固连在一起。如需对新探测区域实施探测，则锚机构需要具备脱开和再次固连的功能。

该方案的关键技术为：可多次脱开和再次固连星体的锚机构技术。

两种方案比较与选择

方案二相对于方案一，省去了着陆对接口的设置，但是若要对小行星进行多区域着陆探测，其锚机构的需要有多次脱开和固连的功能，这会对锚机构的研制提出新的要求。尤其是要保证锚机构在多次脱开之后，仍能可靠的进行固连，这一点绝非易事，是一项全新的技术。

方案一通过设置多个着陆对接口以满足覆盖全星的表面探测要求，仅需研制一次性固连、无需脱开的锚机构，这降低了锚机构的研制成本和风险，保证了锚机构固连定位的可靠性。与此同时，自身结构组成得到了简化登陆舱不需要配置着陆机构，只需配置对接口即可“着陆”小行星。对于着陆对接口与交会对接技术，可充分继承现有的技术、结构与机构，进行改进性设计研制。而着陆对接口的可重复使用性，也提高了其使用率。

因此，方案一的总体可实现性相对较好，应优先选择方案一作为着陆探测方案。

2.2.2 不着陆探测

不着陆探测方式中，当探测器组合体成功与小行星交会，并在一定高度（10 km量级）与其伴飞之后，组合体中的登陆舱分离，承载航天员逼近小行星表面并最终悬停在一定高度，通过刚性机械臂或柔性传输装置（如传输绳、软质通道）等将航天员运送至小行星表面，然后开展表面探测工作。任务完成后，航天员通过相同装置返回登陆舱。

若小行星表面有多个着陆探测区，当航天员在一个区域完成表面探测任务，回到登陆舱后，可令登陆舱飞行转移至新探测区域的上空，再将航天员运送至小行星表面，从而满足航天员对新的区域进行表面探测的要求。

该方案可满足小行星全星覆盖探测的要求，且不需要配置锚机构、着陆对接口等装置。但是其缺点是：①航天员往返于登陆舱和小行星表面的便捷性相对较差；②考虑到安全绳不能太长，以及机械臂或柔性传输装置的长度受限，登陆舱与小行星表面的高度不能太高，这将给登陆舱的悬停控制带来很大的困难；③考虑到小行星的自转，航天员在小行星表面工作时间较长时，登陆舱需要根据小行星的自转进行悬停位置的调整；④机械臂和柔性传输装置运送航天员的可靠性有待进一步研究。

该方案的关键技术为：航天员往返于舱体与小行星表面的传输技术；航天器对星体保持悬停的控制技术。

2.2.3 表面探测方式的比较与选择

上述两种小行星表面探测方式的比较如表1所示。

考虑到着陆探测方式（方案一）中，航天员往返于登陆舱和小行星的便捷性较好，不用考虑小行星自转及悬停带来的控制问题。虽然需要投放和固定着陆对接口，但其技术难度不会很大，且着陆对接口可以为后续的探测器或其他国家的探测器所重用，因此宜采用着陆探测方式对小行星进行表面探测。

2.3 返回与再入的飞行方式

返回与再入飞行是指探测器返回地球时进入地球影响球（以地球为中心引力体）之后至再入地球大气的飞行方式。与逃逸地球的飞行方式类似，返回与再入地球飞行方式也分为两种：

1）直接再入大气方式：返回舱返回再入地球影响球之后，不进行变轨，直接再入地球大气。该方式充分利用地球大气进行减速制动，无需额外的变轨速度增量，简化了飞行过程，降低了探测器的质量规模；但是返回舱再入地球大气时的速度较大（大于第二宇宙速度），其防热要求较高。另外，有研究认为载人探测器再入地球大气时的速度不宜超过12 km／s［2，4］，这将对载人小行星探测的飞行轨道设计提出约束。

2）LEO轨道停泊再入方式：返回舱返回再入地球影响球之后，进行变轨，进入一定高度（如200 km）的LEO停泊轨道，此后择机进行第二次变轨，返回舱再入地球大气。该方式再入地球大气时的速度很小（第一宇宙速度左右），返回舱防热要求低［11］，可继承现有的神舟飞船的防热等相关技术；但是该方式会增大整个探测任务所需的速度增量（增量大于3 km／s），大大增加探测器组合体的质量规模。例如，经计算，对小行星89136的60 d载人探测任务中，速度增量每增加1 km／s，探测器组合体总质量将增加50～60 t，这样的增加幅度是非常大的。

目前国内外载人深空探测领域都倾向于采用返回舱直接再入大气的方式［6，10］。这主要是考虑方式2）会大大增加任务的速度增量和探测器质量规模，从而提高整个探测器系统的研制成本、风险；整个探测任务需要增加进入LEO轨道和返回再入地球的两次变轨，飞行复杂度增加。

而在方式1）中，通过合理的轨道设计，是可以将再入速度限制在12 km／s以内（如，对小行星89136的60 d载人探测任务中，再入大气速度仅为11.232 km／s），相对于载人登月任务（再入速度约11 km／s［12］）的增加量小于1 km／s。在载人登月返回舱的基础上进行适应性改进，不会面临很高的研制成本和风险。

综上所述，相对于LEO轨道停泊再入方式，直接再入方式的可实现性和经济性等方面均优于前者。

表1 两种小行星表面探测方式的比较Table 1 Comparison of two methods of the asteroid surface exploration

3 载人小行星探测飞行模式

结合前面的分析结果，载人小行星探测宜采用近地+对接着陆+直接再入的飞行任务模式：即探测器采用LEO停泊轨道组装之后逃逸的方式飞离地球；与小行星交会后，登陆舱对小行星进行着陆探测，与预先在小行星上设置的着陆对接口进行对接；探测器从日心轨道返回进入地球影响球后，采用直接再入地球大气的方式。九个主要飞行节点及阶段如图1所示。

图1 载人小行星探测飞行节点及阶段示意图Fig.1 Mission nodes and phases of the human asteroid exploration

T0：地球停泊轨道节点，探测器各组成部分进入地球停泊轨道的节点；

T1：LEO加速节点，该节点处第一级推进舱在停泊轨道上为探测器组合体提供第一次速度增量，使其进入逃逸地球的双曲线轨道，此后一级推进舱分离；

T2：飞出地球影响球节点，探测器组合体飞出地球引力影响球的节点，进入地球¯小行星日心过渡轨道；

T3：小行星交会节点，该节点处第二级推进舱提供第二次速度增量，与小行星实施交会（距小行星几十至几百公里），进入与小行星伴飞的日心轨道，此后提供第二次速度增量的推进舱分离，登陆舱与探测器组合体分离；

T4：着陆节点，登陆舱与小行星表面的着陆对接口对接，“软着陆”在小行星上；

T5：分离节点，登陆舱与着陆对接口分离，离开小行星表面，若所有探测区域的表面探测任务已完成，则返回探测器主体与之重新对接；

T6：飞离小行星节点，探测任务结束后，第三级推进舱提供第三次速度增量，探测器组合体进入小行星⁃地球日心返回轨道，第三级推进舱分离；

T7：进入地球影响球节点，该节点处探测器的主引力体由太阳变换为地球，进入双曲线地球轨道；

T8：再入地球大气节点，探测器进入大气，返回舱与其它舱段分离，再入并安全着陆在地面，其余部分烧毁。

其中，若对多个区域进行着陆探测，则重复T4、T5两个节点。

六部分主要飞行阶段如下：

P1：地球停泊轨道飞行段，该阶段探测器在停泊轨道上进行组装，轨道高度为200 km；

P2：逃逸地球飞行段（地球双曲线轨道）；

P3：地球¯小行星日心过渡飞行段（日心椭圆轨道）；

P40：小行星伴飞飞行段（日心椭圆轨道）；

P41：下降飞行段；

P42：表面探测阶段；

P43：上升飞行段；

P5：小行星¯地球日心返回飞行段（日心椭圆轨道）；

P6：再入地球影响球飞行段（地球双曲线轨道）。

其中在第四个飞行阶段，登陆舱与探测器主体分离，因此出现了不同的飞行状态。其中P41、P42、P43针对登陆舱；P40针对探测器主体，此段探测器主体在距小行星表面的一定高度附近（10～100 km量级）与其伴飞，共同环绕太阳飞行。P40段的飞行时间是P41、P42、P43之和。载人小行星探测的飞行过程如图2所示。

图2 载人小行星探测飞行过程示意图Fig.2 Mission process of the human asteroid exploration

4 结语

根据载人小行星探测任务的主要飞行阶段及任务特点，探测器逃逸地球的飞行方式、小行星表面探测方式、返回与再入地球的飞行方式是载人小行星探测飞行模式设计中需要考虑的3个基本问题，其各自都有多种解决思路与方式。本文经过分析与比较，提出了着陆对接口的概念，并基于此得出了一种较优的飞行模式：近地+对接着陆+直接再入。其可为载人小行星探测，以及其它载人深空探测领域的飞行模式研究和设计，提供一种思路和参考。

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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

中国空间技术研究院CAST创新基金项目（CAST20100910）

王开强（1988⁃），男，博士研究生，研究方向为航天器总体设计、动力学与控制，E⁃mail：wangkaiqiang1988＠163.com