載人火星探測飛行方案

周旭東 張振鵬

(北京航空航天大學 宇航學院,北京 100191)

載人火星探測飛行方案

周旭東 張振鵬

(北京航空航天大學 宇航學院,北京 100191)

對世界各國載人火星探測的研究情況進行了簡要綜述,研究了國內外有關載人火星探測飛行方案,提出了載人火星探測方案確定的原則和方案基本思想.給出了一種載人火星探測飛行方案的總體設計,包括飛行軌道方案和載人火星飛船方案等.尤其對軌道設計的重要的兩個參數——速度增量和飛行時間進行了詳細計算.最后給出了飛行軌道選擇、火星飛船從地球到火星和從火星返回地球等的軌道方案和火星飛船各組成部分方案的詳細設計結果.

載人航天;載人火星飛行;方案研究

火星是目前除地球之外研究程度最高的行星.人類對火星的探索在近幾十年一直在進行著,作為火星探測的第 1步——無人火星探測已經進行多年,并取得了一定的成就,今后一段時間仍將進行;作為火星探測的第 2步——載人火星探測,是人類在未來二三十年或更長時間要進行實踐的.

美國、俄羅斯、歐洲在載人火星探測方案方面,都進行過研究.早在 1952年,美國火箭專家馮·布勞恩就曾提出龐大的載人登火星方案構想[1],近些年來美國提出了若干個載人火星飛行的方案設想,如:“設計參考任務”系列方案、火星直航、火星專題等[2-4].俄羅斯(前蘇聯)早在 20世紀 60年代就制定了一系列載人飛向火星的計劃,設計了各種飛往火星的方案;近年來俄羅斯提出了載人火星探測的規劃和方案.歐洲航天局于2004年公布了自己的火星探測計劃,提出了一些載人火星飛行的方案[5].

本文通過對國內外有關情況的研究,提出了一種載人火星飛行初步設計方案.

1 飛行方案確定的原則和基本設想

通過對載人火星飛行任務的綜合分析研究(技術、經費、計劃、效應等),提出了有關載人火星飛行方案的原則和基本設想.

1.1 原 則

1)采用世界上已有的航天技術或未來幾十年內可以突破并實現應用的航天技術.

2)從地球到火星和落火星、火星表面起飛、返回地球均采用成熟的化學火箭推進技術.核熱推進、核電推進、太陽能電推進相對較短時間內難實施的,本文不考慮.

3)軌道組裝載人火星飛船組合體.

1.2 方案基本設想

1)利用運載火箭,進行數次發射,在低地球軌道進行載人火星飛行任務的大型飛船組合體(由登陸火星飛船、轉移居住艙、返回地球艙、推進艙組成,簡稱組合體)的組裝.

2)利用化學推進,完成載人地火軌道飛行,并進入火星軌道,將地火、火地軌道飛行的轉移居住艙和返回地球的返回艙及進行火地飛行推進艙(地火飛行的火箭已拋掉)留在火星近火軌道上.

3)宇航員從轉移居住艙轉移到登陸火星飛船(含在火星生存的表面居住艙,降落火星的下降艙和從火星起飛的上升艙),登陸飛船降落到火星表面.

4)宇航員在火星表面生存和進行火星探測和研究.載人火星探測任務執行完畢,宇航員乘坐從火星表面起飛的上升艙,進入火星近火軌道,與留在近火軌道上的轉移居住艙、返回艙及推進艙進行對接;宇航員進入轉移居住艙.

5)推進艙推動轉移居住艙和返回地球艙進行火地飛行;進入地球軌道前,宇航員進入返回地球艙,拋掉轉移居住艙;推進艙和返回地球艙進入繞地球軌道飛行.

6)返回地球艙和推進艙分離,再入地球并著陸,完成載人火星探測及返回地球任務.

2 總體設計方案

2.1 總任務要求的設計

根據初期載人火星探測的可實施性,初期的任務總要求可設計為:飛行宇航員人數 6人,采集火星樣本質量可在 100kg左右,飛向火星 7～8個月,火星軌道和表面停留共近 16個月,火星軌道返回地球 7～8個月.

2.2 軌道飛行任務分析和設計

2.2.1 軌道方案的選擇和設計

載人火星飛行軌道分為兩大類,長期停留軌道(合點航線)和短期停留軌道(沖點航線)[6].合點航線特點:任務總時間長、火星上可停留時間長、不同時機發射需能量變化不大,星際飛行時間較短.沖點航線特點:任務時間短,任務需要能量大(除需合點航線所需能量外,還需實施飛行中途變軌的能量,變軌也可向金星借力),不同時機發射需求的能量差別大,在任務周期內,雖整個任務時間較短、但能在火星停留時間所占比例也較小,宇航員的星際航行時間所占比例較大.

按星際飛行軌道任務分析[7],運用相關的計算方法,可以計算地球飛向火星及火星返回地球所需的速度增量和飛行時間.對于確定的火星飛行軌道設計,最重要的參數就是總的速度增量 ΔV和總的任務時間 T.根據飛行任務分析,按照從地球飛行到火星、再從火星回到地球的彈道軌跡設計,總任務時間與飛船組合體所需的 ΔV之間有直接的聯系.如任務時間短,則所需的 ΔV就高,如所需的 ΔV低,則任務時間就長.通過經典的分析計算方法[8],本文計算了在地火平均距離和任務要求相同情況下,最省能量的霍曼轉移、大橢圓轉移、拋物線轉移及金星借力飛行軌道任務,得出任務所需 ΔV、任務時間(飛行及火星可停留時間)、低地球軌道起飛重量的關系結果見表 1.

表 1 任務各軌道飛行方案的綜合比較

從表 1比較可以看出:雖然霍曼軌道所需任務時間最長(約 952 d),但其所需 ΔV最少、所需低地軌道起飛質量最少;其他軌道所需 ΔV和低地軌道起飛質量都大,所以載人火星飛行軌道設計方案可選擇霍曼軌道.

2.2.2 霍曼轉移軌道任務設計

1)飛向火星及繞火星、落火星軌道能量計算.組合體從地球停泊軌道 A點(按霍曼轉移軌道通過變軌控制進入地球到火星的日心軌道段飛行的起始點)在出發時飛向火星所需速度增量:

組合體按霍曼轉移軌道進入地球到火星的日心軌道段飛行的終點為 B點,從 B點進入繞火星軌道運行所需速度增量:

式中,μS,μE,μM分別為太陽 、地球 、火星的引力常數;RE,RM分別為地球、火星的運行軌道半徑;rE,rM分別為地球、火星的平均赤道半徑,hE,hM分別為組合體圍繞地球、火星飛行的軌道高度;RM=RE+LE-M,LE-M為地球與火星之間距離,火星沖日時,火星離地球最近,火星沖日約二年多一次.

這樣飛到火星所需速度增量為

采用霍曼轉移軌道設計的飛向火星所需時間為轉移橢圓軌道周期的一半:

組合體采用火星大氣再入,并用降落傘降落火星的方案,需要施加制動的速度增量:

式中,r1=rM+hM;r2=rM+lM;lM為火星大氣層厚度;θr為組合體再入火星大氣層再入角.

2)從距火星 hM停泊軌道組合體返回部分返回地球及繞地、落地速度增量計算:

式中,ΔV′1,ΔV′2分別為組合體返回部分從火星停泊軌道返回地球和進入繞地球運行軌道所需速度增量.ΔV′1,ΔV′2計算方法同ΔV1,ΔV2.

返回地球飛行時間T′t計算方法同Tt.

組合體返回地球艙采用地球大氣再入,并用降落傘降落地球的方案,需要施加制動的速度增量為 ΔVE,計算方法同式(7).

3)組合體飛行任務所需總速度增量和飛行時間.火星探測任務所需總速度增量:

式中,ΔV′M為從火星表面起飛需要的速度增量.

去火星和返回總的飛行時間為

2.2.3 霍曼轉移軌道任務設計計算結果

根據載人火星工程可能實施的年代,計算了2042—2054年火星任務:從距地球 350 km軌道出發去火星到圍繞距火星 500km軌道往返所需速度增量和飛行時間計算結果見表 2、表 3.

表 2 飛行任務所需速度增量 km/s

表 3 飛行任務時間 d

ΔV∑為往返需要的總速度增量,不包括降落火星和從火星上升及降落地球所需的速度增量.T∑為往返需要的總飛行時間,任務總時間還需加上落火星、火星停留考察、落地球的時間.

按式(7)和有關公式,飛船采用降落傘降落火星和地球的方案,所需速度增量見表 4.

表 4 再入火星/火星上升對接/再入地球所需速度增量及θr

2.2.4 載人火星飛行時機的選擇

飛行時機的選擇,以所需速度增量和任務時間優化分析確定.通過表 2～表 4對比分析,可以看出:2050年左右,ΔV相對較少,途中飛行時間相對較短,火星停留和火星探測時間都較長,有利于總任務.可選 2050年作為發射任務的時機.

2.3 飛行任務的主要階段

整個任務可分為:近地軌道組裝和宇航員訓練階段;近地軌道發射、進入從地球到火星飛行階段;進入繞火星軌道飛行階段;再入、降落、登陸火星及火星表面考察階段;火星表面起飛和準備返回地球準備階段;近火軌道發射、進入從火星到地球飛行階段;進入繞地球軌道飛行階段;再入、降落和著陸地球階段.

2.4 火星飛船組合體組成設計方案

根據任務分析,載人火星飛行任務的飛船組合體可設計為由以下幾部分組成:

1)轉移居住艙:為組合體進行地火、火地飛行宇航員生活的艙段.

2)推進艙:為組合體進行地火飛行和進入火星軌道,火地飛行和進入地球軌道提供所需的動力.

3)登陸火星飛船:包括火星表面起飛的上升艙,火星表面居住艙,降落艙以及著陸系統等.

4)返回地球艙:將宇航員從近地軌道(宇航員由轉移居住艙轉移到返回地球艙之后)送返至地球表面.

各部分完成任務的質量計算可按式(11):

式中,M0,Mf分別為組合體完成任務 ΔV前、后的質量;Isp為采用火箭發動機的比沖,下面各艙各部分的方案設計的質量數據均采用此公式.

2.5 組合體各艙段設計方案

2.5.1 轉移居住艙

該艙段是組合體的核心.它將為組合體在地火、火地飛行期間,為生命保障、通訊、數據處理等提供基本功能,并且是飛行任務時間內宇航員所居住和工作的艙段.轉移居住艙設計有節點艙,有多個對接接口用于與登陸火星飛船、返回地球艙、推進艙等連接的機械接口.轉移居住艙由環境控制和生命保障、電源、熱控、結構和機構、遙測遙控、控制制導導航、中央控制等分系統組成.具體主要設計指標見表 5.

表 5 轉移居住艙方案設計結果

2.5.2 推進艙

推進艙為組合體各主要任務階段軌道飛行、軌道機動提供推力.組成為:地火飛行推進分系統、進入繞火星飛行軌道推進分系統、火地飛行推進分系統和進入繞地球軌道飛行推進分系統.每個分系統各負責一個任務階段軌道機動任務.

1)地火飛行推進分系統.為飛往火星的入軌機動提供所需的動力.設計由 3級火箭組成,每級設計由 4個相同的主發動機系統(含發動機、貯箱及總裝結構等)和主結構組成.發動機系統采用高性能的低溫推進技術——液氧液氫發動機(比沖高).主發動機系統設計為泵壓式、高壓補燃火箭發動機系統,主要由單臺發動機、泵壓式供應系統、液氧和液氫貯箱等組成,推力按 1 350 kN設計.主結構用于支撐 4個主發動機系統.每級主要設計指標見表 6.

表 6 地火飛行推進分系統

2)進入繞火星軌道飛行推進分系統.為進入火星軌道提供所需動力.設計為兩級火箭,每級設計為兩個相同的主發動機系統(含發動機和貯箱及總裝結構等)和主結構組成.考慮長期飛行,需采用可軌道貯存的化學推進劑,綜合考慮兩級均采用成熟的 N2O4/UDMH雙組元、泵壓式、閉式循環火箭發動機系統,比沖為3300m/s,單臺主發動機推力約 640kN.每級主發動機系統主要由單臺發動機、泵壓式供應系統、氧化劑和燃料貯箱等組成,具體主要設計指標見表 7、表 8.

表 7 進入繞火星軌道飛行推進分系統(第 1級)

3)火地飛行推進分系統.火地飛行推進分系統為從火星飛向地球的入軌機動提供了所需的動力.它由 1級、2臺發動機系統構成,與繞火星軌道飛行推進分系統的 2級方案基本相同,采用軌道可貯存的 N2O4/UDMH雙組元、泵壓式、閉式循環火箭發動機系統,比沖為 3 300m/s,單臺發動機系統質量(濕質量)54 t、推力 640 kN、結構質量3 t.

表 8 進入繞火星軌道飛行推進分系統(第 2級)

4)進入繞地球飛行推進分系統.為進入地球軌道提供所需動力.由 1級單臺發動機系統構成,采用軌道可貯存的 N2O4/UDMH雙組元、泵壓式、閉式循環火箭發動機系統,比沖為 3 300m/s,單臺發動機系統質量 33t、推力640kN、結構質量2 t.

4個推進分系統均在任務完成后與組合體分離、拋掉.

推進艙總質量計算如下:

2.5.3 登陸火星飛船

實現在火星表面著陸,并在完成火星考察任務后起飛,與在近火軌道上的轉移居住艙等進行交會和對接.它主要由以下部分構成(總質量約68 t):

1)火星表面起飛的上升艙.它主要由座艙和推進系統組成,質量(含推進劑)32 t,采用軌道可貯存的 N2O4/MMH泵壓式、閉式循環火箭發動機,比沖可達 3350m/s.采用兩級推進系統,第 1級為上升推進系統,推力 4×30kN;第 2級為交會對接推進系統,推力 4×5 kN.

2)表面居住艙.它是宇航員在火星表面停留期間的居住場所,配備了生命保障系統和艙外活動設備,質量約 30 t.

3)著陸系統.由減速小固體火箭和著陸支架等組成,質量約 3 t.

4)降落艙.主要由降落的隔熱層、結構和進入火星大氣層降落的降落傘等構成,質量約 3 t.

5)登陸火星飛船再入火星大氣需用推進系統完成制動,其濕質量約 4 t,這樣登陸火星飛船的總質量約 72t.

2.5.4 返回地球艙

宇航員在回到地球軌道、再入地球大氣層和著陸期間使用此艙段,它的外形基本上是一種放大的類似我國神舟載人飛船的返回艙,鐘型、尺寸更大,設計為直徑 4m,高 3m,質量約 15 t.

2.6 運送在近地軌道裝配的火星飛船組合體產品所需的運載工具的選擇

可選擇俄羅斯的“能源號”運載火箭和我國自行研發的大型運載火箭,作為運送火星飛船組合體各部分到近地軌道進行裝配任務的主要運載火箭.能源號可將質量 100 t的載荷運送到近地軌道,組合體的轉移居住艙、推進艙各推進分系統、登陸火星飛船等可用它來運送到近地軌道裝配;使用我國的新一代運載火箭長征五號 E型火箭可將 25 t的載荷運送到近地軌道,像組合體的返回地球艙等可用其來運送;使用我國的神舟載人運輸飛船分批運送宇航員到近地軌道的火星飛船組合體.共需進行約 20多次發射、在近地軌道裝配數年,可完成載人火星飛船組合體在近地軌道的裝配.

2.7 載人火星飛行方案主要設計結果

根據所提出的載人火星飛行方案,本文主要設計結果見表 9.

表 9 載人火星飛行方案主要設計結果

3 結束語

本文通過對國內外已提出的“載人火星探測飛行方案”進行了系統的調查,特別是對歐美提出的方案進行了較為深入地研究.在調查研究的基礎上,提出了一種載人火星探測飛行的初步方案,可供我國研究者進行參考.作者認為需要更深入地研究載人火星飛行的彈道計算、飛船組合體各分系統及結構方案、某些重要的關鍵技術等.

References)

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[2]Donahue B,Cupples M L.Comparative analysisof current NASA human Marsmission architectures[J].Journal of Spacecraft and Rockets,2001,38(5):745-751

[3]朱毅麟.載人火星航行離我們有多遠[J].國際太空,2001(3):10-14 Zhu Yilin.When will begin human exploration to Mars[J].Space International,2001(3):10-14(in Chinese)

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[7]譚維熾,胡金剛.航天器系統工程[M].北京:中國科學技術出版社,2009 Tan Weizhi,Hu Jingang.Spacecraft systems engineering[M].Beijing:China Science and Technology Press,2009(in Chinese)

[8]劉暾,趙鈞.空間飛行器動力學[M].哈爾濱:哈爾濱工業大學出版社,2003 Liu Dun,Zhao Jun.Orbitalmechanics of spacecraft[M].Harbin:Harbin Institute of Technology Press,2003(in Chinese)

(編 輯 :張 嶸)

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

周旭東(1964-),男,遼寧本溪人,博士生,xdzhou@sina.com.