載人小行星探測的飛行模式

王開強(qiáng)，李志海，張柏楠

（中國空間技術(shù)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(qiáng)，李志海，張柏楠

（中國空間技術(shù)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(wù)背景，根據(jù)其基本的飛行階段及任務(wù)特點(diǎn)，對其探測任務(wù)的飛行模式進(jìn)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(diǎn)研究小行星表面探測方式。對運(yùn)載能力、技術(shù)難度、探測器質(zhì)量規(guī)模進(jìn)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(jìn)一步劃分為9個(gè)飛行節(jié)點(diǎn)及6個(gè)主要飛行階段，對其飛行過程進(jìn)行了詳細(xì)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(xiàng)目的研究和推進(jìn)，載人小行星探測開始進(jìn)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(hù)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(jìn)行小行星表面巡游、樣本采集與辨識等探測活動(dòng)。同時(shí)，開展載人小行星探測活動(dòng)，有助于擴(kuò)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(dòng)載人航天技術(shù)的突破和不斷發(fā)展，帶動(dòng)相關(guān)科技產(chǎn)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(zhuǎn)站［1］。目前，已有眾多學(xué)者對載人小行星探測的目標(biāo)星選擇、任務(wù)設(shè)想與規(guī)劃、軌道設(shè)計(jì)等進(jìn)行了研究［1ˉ5］。基于這樣的背景，本文對載人小行星探測的飛行模式進(jìn)行分析和研究，結(jié)合其任務(wù)特點(diǎn)，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(dá)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?jīng)]有載人月球探測和載人火星探測復(fù)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(huì)之后，基本飛行在小行星的公轉(zhuǎn)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(jìn)行劃分，可分為以下五個(gè)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(gè)階段需要解決3個(gè)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(jìn)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(gè)問題是載人小行星探測飛行模式設(shè)計(jì)需要重點(diǎn)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(yùn)的方式，由運(yùn)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(jìn)入地球雙曲線逃逸軌道。該方式可以避免LEO軌道上的交會(huì)對接過程，簡化了飛行模式，但是對運(yùn)載火箭的運(yùn)載能力、可靠性、安全性要求很高，研制大運(yùn)載能力和高可靠性、安全性的重型運(yùn)載火箭是該方案實(shí)施的關(guān)鍵技術(shù)。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(yùn)的方式，由運(yùn)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(jìn)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(yùn)載火箭，但是需要進(jìn)行LEO在軌組裝，增加了飛行模式的復(fù)雜性，探測器系統(tǒng)在LEO軌道進(jìn)行在軌組裝是該方案的關(guān)鍵技術(shù)。該方式類似于美國重返月球計(jì)劃的奔月方式［7］。

根據(jù)調(diào)研情況，研制高可靠性、高安全性的重型運(yùn)載火箭具有很高的技術(shù)難度和研制風(fēng)險(xiǎn)。例如，對載人探測小行星89136進(jìn)行載人探測，本文進(jìn)行了分析計(jì)算，若采用直接逃逸的方式，其運(yùn)載火箭的逃逸軌道運(yùn)載能力須至少達(dá)到200 t（該指標(biāo)土星5號約為50 t［6］，阿瑞斯5號為65 t［8］），其設(shè)計(jì)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(huì)對接組裝技術(shù)相對成熟，目前國外空間站的建造已對其進(jìn)行了反復(fù)試驗(yàn)和應(yīng)用［9］。正是考慮到這些因素，目前國內(nèi)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(jìn)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(rèn)為，應(yīng)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(shè)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(dú)有的特點(diǎn)，主要有以下三方面。

1）飛向和著陸小行星的過程，實(shí)質(zhì)上是兩個(gè)日心軌道飛行物體的交會(huì)對接問題，而不是一個(gè)飛行器在一個(gè)引力體中飛行的二體問題。主要體現(xiàn)在以下兩點(diǎn)：

（1）探測器在地球ˉ小行星日心過渡軌道的飛行，對應(yīng)于交會(huì)對接中的遠(yuǎn)程導(dǎo)引段，探測器變軌并與小行星交會(huì)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(yīng)于交會(huì)對接問題的近程導(dǎo)引段、最終逼近段和對接過程。經(jīng)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(yuǎn)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(jī)構(gòu)（如錨機(jī)構(gòu)）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(jìn)行表面探測的方案。

依據(jù)上面的第三條特點(diǎn)，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(jìn)行比較。

方案一：預(yù)先投放著陸對接口

著陸探測方式中，考慮到上面的特點(diǎn)1）和2），本文考慮在小行星表面預(yù)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(jī)構(gòu)、可固定在小行星表面的對接口。當(dāng)探測器組合體成功與小行星交會(huì)，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(yù)先設(shè)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(dòng)。待探測任務(wù)結(jié)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(huì)對接。

若小行星表面有多個(gè)著陸探測區(qū)，可在每個(gè)區(qū)域投放適量著陸對接口，當(dāng)航天員在一個(gè)區(qū)域完成表面探測任務(wù)、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(jìn)行表面探測的要求。

該方案具有以下特點(diǎn)：①通過預(yù)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(diǎn)。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(zhuǎn)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(biāo)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(gè)著陸區(qū)域，在各區(qū)域中投放著陸對接口。

該方案的缺點(diǎn)是需要向著陸區(qū)域投放、固定著陸對接口。

該方案的關(guān)鍵技術(shù)為：著陸對接口的設(shè)計(jì)研制技術(shù)；日心軌道航天器交會(huì)對接技術(shù)。

方案二：

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

該方案的關(guān)鍵技術(shù)為：可多次脫開和再次固連星體的錨機(jī)構(gòu)技術(shù)。

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(shè)置，但是若要對小行星進(jìn)行多區(qū)域著陸探測，其錨機(jī)構(gòu)的需要有多次脫開和固連的功能，這會(huì)對錨機(jī)構(gòu)的研制提出新的要求。尤其是要保證錨機(jī)構(gòu)在多次脫開之后，仍能可靠的進(jìn)行固連，這一點(diǎn)絕非易事，是一項(xiàng)全新的技術(shù)。

方案一通過設(shè)置多個(gè)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(jī)構(gòu)，這降低了錨機(jī)構(gòu)的研制成本和風(fēng)險(xiǎn)，保證了錨機(jī)構(gòu)固連定位的可靠性。與此同時(shí)，自身結(jié)構(gòu)組成得到了簡化登陸艙不需要配置著陸機(jī)構(gòu)，只需配置對接口即可“著陸”小行星。對于著陸對接口與交會(huì)對接技術(shù)，可充分繼承現(xiàn)有的技術(shù)、結(jié)構(gòu)與機(jī)構(gòu)，進(jìn)行改進(jìn)性設(shè)計(jì)研制。而著陸對接口的可重復(fù)使用性，也提高了其使用率。

因此，方案一的總體可實(shí)現(xiàn)性相對較好，應(yīng)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(dāng)探測器組合體成功與小行星交會(huì)，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(jī)械臂或柔性傳輸裝置（如傳輸繩、軟質(zhì)通道）等將航天員運(yùn)送至小行星表面，然后開展表面探測工作。任務(wù)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(gè)著陸探測區(qū)，當(dāng)航天員在一個(gè)區(qū)域完成表面探測任務(wù)，回到登陸艙后，可令登陸艙飛行轉(zhuǎn)移至新探測區(qū)域的上空，再將航天員運(yùn)送至小行星表面，從而滿足航天員對新的區(qū)域進(jìn)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(jī)構(gòu)、著陸對接口等裝置。但是其缺點(diǎn)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(jī)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，這將給登陸艙的懸停控制帶來很大的困難；③考慮到小行星的自轉(zhuǎn)，航天員在小行星表面工作時(shí)間較長時(shí)，登陸艙需要根據(jù)小行星的自轉(zhuǎn)進(jìn)行懸停位置的調(diào)整；④機(jī)械臂和柔性傳輸裝置運(yùn)送航天員的可靠性有待進(jìn)一步研究。

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

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(zhuǎn)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(shù)難度不會(huì)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(jìn)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(shí)進(jìn)入地球影響球（以地球?yàn)橹行囊w）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(jìn)行變軌，直接再入地球大氣。該方式充分利用地球大氣進(jìn)行減速制動(dòng)，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(zhì)量規(guī)模；但是返回艙再入地球大氣時(shí)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(rèn)為載人探測器再入地球大氣時(shí)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(shè)計(jì)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(jìn)行變軌，進(jìn)入一定高度（如200 km）的LEO停泊軌道，此后擇機(jī)進(jìn)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(shí)的速度很小（第一宇宙速度左右），返回艙防熱要求低［11］，可繼承現(xiàn)有的神舟飛船的防熱等相關(guān)技術(shù)；但是該方式會(huì)增大整個(gè)探測任務(wù)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(zhì)量規(guī)模。例如，經(jīng)計(jì)算，對小行星89136的60 d載人探測任務(wù)中，速度增量每增加1 km／s，探測器組合體總質(zhì)量將增加50～60 t，這樣的增加幅度是非常大的。

目前國內(nèi)外載人深空探測領(lǐng)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(huì)大大增加任務(wù)的速度增量和探測器質(zhì)量規(guī)模，從而提高整個(gè)探測器系統(tǒng)的研制成本、風(fēng)險(xiǎn)；整個(gè)探測任務(wù)需要增加進(jìn)入LEO軌道和返回再入地球的兩次變軌，飛行復(fù)雜度增加。

而在方式1）中，通過合理的軌道設(shè)計(jì)，是可以將再入速度限制在12 km／s以內(nèi)（如，對小行星89136的60 d載人探測任務(wù)中，再入大氣速度僅為11.232 km／s），相對于載人登月任務(wù)（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(chǔ)上進(jìn)行適應(yīng)性改進(jìn)，不會(huì)面臨很高的研制成本和風(fēng)險(xiǎn)。

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(shí)現(xiàn)性和經(jīng)濟(jì)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(jié)合前面的分析結(jié)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(wù)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(huì)后，登陸艙對小行星進(jìn)行著陸探測，與預(yù)先在小行星上設(shè)置的著陸對接口進(jìn)行對接；探測器從日心軌道返回進(jìn)入地球影響球后，采用直接再入地球大氣的方式。九個(gè)主要飛行節(jié)點(diǎn)及階段如圖1所示。

圖1 載人小行星探測飛行節(jié)點(diǎn)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(diǎn)，探測器各組成部分進(jìn)入地球停泊軌道的節(jié)點(diǎn)；

T1：LEO加速節(jié)點(diǎn)，該節(jié)點(diǎn)處第一級推進(jìn)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(jìn)入逃逸地球的雙曲線軌道，此后一級推進(jìn)艙分離；

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

T3：小行星交會(huì)節(jié)點(diǎn)，該節(jié)點(diǎn)處第二級推進(jìn)艙提供第二次速度增量，與小行星實(shí)施交會(huì)（距小行星幾十至幾百公里），進(jìn)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(jìn)艙分離，登陸艙與探測器組合體分離；

T4：著陸節(jié)點(diǎn)，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(diǎn)，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(wù)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(diǎn)，探測任務(wù)結(jié)束后，第三級推進(jìn)艙提供第三次速度增量，探測器組合體進(jìn)入小行星?地球日心返回軌道，第三級推進(jìn)艙分離；

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

T8：再入地球大氣節(jié)點(diǎn)，探測器進(jìn)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(gè)區(qū)域進(jìn)行著陸探測，則重復(fù)T4、T5兩個(gè)節(jié)點(diǎn)。

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(jìn)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(gè)飛行階段，登陸艙與探測器主體分離，因此出現(xiàn)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(shí)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(jié)語

根據(jù)載人小行星探測任務(wù)的主要飛行階段及任務(wù)特點(diǎn)，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(shè)計(jì)中需要考慮的3個(gè)基本問題，其各自都有多種解決思路與方式。本文經(jīng)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(lǐng)域的飛行模式研究和設(shè)計(jì)，提供一種思路和參考。

［1］ 武江凱，王開強(qiáng)，張柏楠，等.載人小行星探測軌道設(shè)計(jì)［J］.中國空間科學(xué)技術(shù)，2013，33（1）：1?6.

［2］ Dan Z，Sam W，Bong W.The first human asteroid mission：Target selection and conceptual mission design［R］.AIAA?2010?8370，Washington：AIAA，2010.

［3］ Sam W，Dan Z，Bong W.Preliminary design of a crewed mission to asteroid apophis in 2029?2036［R］.AIAA?2010?8374，Washington：AIAA，2010.

［4］ Hopkins JB，Dissel A F.Plymouth rock：Early human missions to near earth asteroids using Orion spacecraft［R］. AIAA?2010?8608，Washington：AIAA，2010.

［5］ 王悅，劉歡，王開強(qiáng)，等.載人探測小行星的目標(biāo)星選擇［J］.航天器工程，2012，21（6）：30?36.

［6］ 龍樂豪，容易.現(xiàn)代“嫦娥奔月”的技術(shù)途徑設(shè)想［J］.導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)，2008（1）：1?7.

［7］ NASA.NASA's Exploration System Architecture Study［R］. NASA?TM?2005?214062，Washington：NASA，2005.

［8］ 佟艷春.美國重返月球計(jì)劃的新型運(yùn)載火箭［J］.導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)，2007（2）：14?17.

［9］ 周建平.載人航天交會(huì)對接技術(shù)［J］.載人航天，2011（2）：1?8.

［10］ A·C·卡拉杰耶夫，趙春潮，王蘋，魏勇譯.載人火星探測［M］.北京：中國宇航出版社，2010.

［11］ 賈世錦.載人登月返回再入有關(guān)問題初步研究［J］.航天返回與遙感，2011，32（2）：18?25.

［12］ 盛英華，張曉東，梁建國，等.載人登月飛行模式研究［J］.宇航學(xué)報(bào)，2009，30（1）：1?7.

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(shù)研究院CAST創(chuàng)新基金項(xiàng)目（CAST20100910）

王開強(qiáng)（1988?），男，博士研究生，研究方向?yàn)楹教炱骺傮w設(shè)計(jì)、動(dòng)力學(xué)與控制，E?mail：wangkaiqiang1988＠163.com