載人近地小行星探測器系統質量減小途徑探討

王開強 張柏楠 李志海

(中國空間技術研究院載人航天總體部，北京 100094)

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載人近地小行星探測器系統質量減小途徑探討

王開強 張柏楠 李志海

(中國空間技術研究院載人航天總體部，北京 100094)

為減小載人近地小行星探測器的系統質量，提出采用先期運送部分推進艙至小行星、可伸縮式艙體、發展核推進技術的3種技術途徑。介紹了國內已有的載人近地小行星探測器的系統組成及其質量估算方法。在此基礎上，結合一個載人登陸探測近地小行星的算例，給出了采用上述3種減小質量途徑的載人探測器系統質量估算結果。對3種技術途徑的探測器總質量減小效果進行了對比，對各技術途徑的特點和難點進行了討論。結果表明：3種技術途徑均可有效地減小載人探測器系統的總質量，有助于提高載人近地小行星探測任務的可行性。

近地小行星；載人探測器；技術途徑；質量減小

1 引言

隨著載人航天和深空探測技術的發展，載人小行星探測開始成為21世紀載人深空探測領域的研究熱點。2010年美國啟動的載人近地小行星探測計劃，為載人小行星探測的研究注入了強勁動力。無人探測方面，國外已有11顆無人探測器對小行星進行了不同程度的探測[1]，積累了一定的深空探測技術基礎和工程經驗。其中，美國的“近地小行星交會”(NEAR)探測器[2]和日本的隼鳥號探測器[3]實現了在小行星表面的軟著陸，而隼鳥號探測器則更進一步完成了小行星表面采樣返回的任務[4]。載人探測方面，國外已有關于載人近地小行星探測的目標小行星選擇與飛行任務規劃[5]、探測器系統概念方案等方面[6-8]的研究；國內也出現了關于目標星選擇[9]、飛行任務模式[10]、探測器系統方案概念設計[11-12]等研究。從文獻[11]的研究結果可知，載人近地小行星探測器的總質量通常較大，一般為百噸級至千噸級。本文針對這一背景，對有助于減小探測器系統總質量的3種途徑進行探討。首先對國內已有的載人近地小行星探測器系統組成方案進行了介紹，對相關的質量估算方法進行了描述；然后，結合一個載人近地小行星探測算例，給出了3種減小質量途徑的探測器系統質量估算結果，并進行了對比分析；最后對3種途徑的應用思路進行了討論。

2 探測器系統組成方案介紹

文獻[11]提出了一種可借鑒的載人近地小行星探測器系統組成方案，其中采用了近地+對接著陸+直接再入的飛行任務模式[10](見圖1)。該飛行模式由9個主要的飛行節點和6個飛行階段組成。主要飛行過程為：探測器采用低地球軌道(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，登陸艙與預先在小行星上設置的著陸對接口進行對接，航天員出艙進行表面探測；任務結束后，航天員返回登陸艙，登陸艙與著陸對接口分離，并與伴飛的乘員艙組合體交會對接；此后探測器組合體變軌進入日心返回軌道，進入地球引力范圍后，采用直接再入地球大氣的方式再入、減速與著陸(EDL)。

根據這樣一種飛行模式，將載人近地小行星探測器系統劃分為乘員艙、登陸艙、返回艙、推進艙4個部分[11]。其中，小行星表面著陸對接口通常是隨無人探測器預先安放、固定在小行星表面，因此不將其納入載人探測器的系統組成單元。

2.1 乘員艙

乘員艙為航天員提供長期生活和工作環境。具備交會對接功能，自身配置推進系統，在探測器進入日心返回軌道之后(P5、P6飛行階段)為組合體提供中途修正的姿態和軌道控制，直至返回艙分離。考慮到航天員對空間的需求是隨飛行時間增加的，因此對乘員艙進行了系列化設計，以滿足對不同目標小行星進行不同任務時長載人探測的要求：

(1)8 t乘員艙：配置再生式生命保障系統，具備長期載人飛行能力，航天員可活動空間為15 m3，配合其余艙段可支持3名航天員飛行60天；

(2)11 t乘員艙：配置再生式生命保障系統，具備長期載人飛行能力，航天員可活動空間為25 m3，配合其余艙段可支持3名航天員飛行140天；

(3)13 t乘員艙：配置再生式生命保障系統，具備長期載人飛行能力，航天員可活動空間為30 m3，配合其余艙段可支持3名航天員飛行200天。

2.2 登陸艙

登陸艙是航天員用來登陸與飛離小行星的艙段。在飛行過程中可兼作乘員艙使用，具備出艙、交會對接功能，自身配置推進系統和生命保障系統，為小行星表面的下降飛行(P41段)、著陸對接(P42段)和上升飛行(P43段)提供推力以及姿態、軌道控制，能獨立提供短期生命保障支持。登陸艙的質量估計為3 t，配置非再生式生命保障系統，具備獨立短期載人飛行能力，航天員可活動空間為10 m3。

2.3 返回艙

返回艙在探測器系統再入地球大氣之前分離，承載航天員再入地球大氣，直至在地球表面安全著陸，是探測器中唯一返回地球的艙段，在飛行過程中兼作乘員艙，為航天員提供一定生活、工作的空間。返回艙的質量估計為3 t，配置非再生式生命保障系統，航天員可活動空間為5 m3。

2.4 推進艙

為探測器的飛行提供變軌所需的推力和速度增量。由于載人小行星探測一般需要3次速度增量，因此推進艙至少需要3級：

(1)第一級提供LEO停泊軌道加速的速度增量(T1節點)；

(2)第二級提供與小行星交會變軌的速度增量(T3節點)，以及探測器系統從LEO停泊軌道變軌后至探測器飛離小行星期間(P2、P3、P40飛行階段)的軌道控制、修正所需的速度增量；

(3)第三級提供飛離小行星變軌所需的速度增量(T6節點)。

推進艙的質量規模需根據3次速度增量的大小、探測器系統的有效艙段質量(定義為乘員艙、登陸艙、返回艙質量之和)和所選推進劑的比沖進行計算。

為了計算和評價推進艙的推進效率，探測器系統中除去推進艙之外的艙段，統稱為有效艙段。此時有效艙段質量與包含各級推進艙的探測器系統總質量的比值，稱為有效艙段質量比例。該比值越大，推進艙在探測器系統中所占的質量比例越小，探測器系統中的“干重”越大，推進效率越高。

3 探測器系統質量估算方法

探測器系統質量基于齊奧爾科夫斯基公式推導計算得到[11]，如式(1)～(4)。

(1)

(2)

(3)

(4)

式中：mi為第i級推進艙的總質量，msi為第i級推進艙的結構質量，ηi為第i級推進艙的結構質量占比(i=1，2，3)；Δv1、Δv2、Δv3分別為第一級、二級、三級推進艙需要提供的變軌速度增量；ve1、ve2、ve3分別為第一級、二級、三級推進劑的真空比沖；me為有效艙段質量與航天員消耗品總質量之和。其中，航天員每人日均需要的消耗品質量為2.56 kg，航天員人數設置為3人。

其中，一級推進艙采用液氫/液氧推進劑，真空比沖為4364 m/s；二級和三級推進艙采用液氧/甲烷推進劑，真空比沖為3481 m/s，推進艙的結構質量占比為15%[11]。

4 降低探測器系統質量途徑

文獻[11]基于前面的質量估算方法，以載人探測編號為89136的小行星為例，得到了探測器總質量為507 t。整個飛行任務時長為60天，總速度增量為10.314 km/s，再入地球大氣的速度為11.232 km/s。各段飛行時間、速度增量見表1(本文中的發射日期或飛行日期均為假設日期，以下同)。本文以此為原方案，作為后面的質量對比參考。

表1 載人探測編號為89136小行星的60天飛行任務數據Table 1 60-day mission data of the human exploration to the asteroid 89136

為降低探測器系統質量，本文提出采用以下3種方法途徑：①先期運送第三級推進艙；②采用可伸縮式艙體(充氣艙)；③發展核推進技術。

4.1 途徑1：先期運送第三級推進艙

此方法選擇速度增量小的無人飛行窗口，將載人探測任務中飛離小行星變軌返回地球所需使用的第三級推進艙先期運送至小行星上空，并與小行星伴飛。其中，第三級推進艙運輸飛行器(后面簡稱運輸飛行器)在日心軌道中采用類似于霍曼變軌的方式。下面以針對編號89136小行星的無人飛行為例進行詳細描述。由于該小行星公轉軌道的近日點(近日距1.013AU)比遠日點(遠日距1.699AU)距離地球平均公轉軌道更近，因此運輸飛行器在該小行星公轉軌道的近日點與其交會，可以減小變軌所需的速度增量。其運輸飛行器的飛行變軌方式如圖2所示，整個變軌過程要點如下。

(1)LEO停泊軌道逃逸地球變軌：運輸飛行器在LEO軌道變軌逃逸地球后，進入日心過渡軌道1，該軌道的近日點位于地球附近，近日距約為地球公轉軌道的平均軌道半徑。

(2)日心過渡軌道1遠日點變軌：運輸飛行器在日心過渡軌道1的遠日點處向飛行的前方施加速度增量，將日心過渡軌道1的近日距抬高至編號89136小行星公轉軌道的近日距，并進入日心過渡軌道2。

(3)日心過渡軌道2近日點變軌：運輸飛行器運行至日心過渡軌道2的近日點時與小行星相遇，此時向飛行的前方施加速度增量，變軌后運輸飛行器和編號89136小行星的速度矢量基本相同，實現與小行星的交會和伴飛。

對應于以上3部分變軌，運輸飛行器同樣需要包含3級推進艙，其第一、二、三級推進艙依次完成LEO停泊軌道變軌、日心過渡軌道1遠日點變軌、日心過渡軌道2近日點變軌后拋離。運輸飛行器的質量估算方法同第3節所述。考慮到運輸飛行器的有效載荷為載人探測器系統的第三級推進艙，該質量已納入載人探測器系統質量，為避免質量的重復累加，這里運輸飛行器的質量定義為運輸飛行器的3級推進艙的質量之和。

對于編號89136小行星，其在2042年5月28日具有合適的無人發射窗口，此時采取上述變軌方式飛行的總速度增量為4.346 km/s，日心轉移軌道總飛行時間為524天，推進艙于2043年11月3日抵達小行星。具體3次速度增量及各段飛行時間見表2。

表2 飛往編號89136小行星的第三級推進艙 運輸飛行器飛行任務數據Table 2 Mission data of the spacecraft for sending 3rd propulsion module to the asteroid 89136

此時整個探測任務分為2042年和2045年兩個階段實施，包含無人的運輸飛行器和載人探測器兩部分。采用前面所述的質量估算方法，計算得到整個探測任務中飛行器系統的總質量隨飛行時間的變化如圖3所示。

飛行器系統總質量在60天和140天出現突變，這是因為在60天和140天時乘員艙分別由8 t方案切換為11 t方案、由11 t方案切換到14 t方案所導致的整個飛行器系統的質量突變。其中整個探測任務的總質量最小值仍出現在60天的飛行任務，此時采用8 t乘員艙方案。其中，無人運輸飛行器的總質量為78 t，載人探測器系統質量為194 t，任務總質量規模為272 t，降低為原方案(507 t)的53.7%。同時，有效艙段質量比例從2.76%提高到5.15%，推進效率得到了提升。

途徑1通過減小第三級推進艙飛向小行星形成伴飛狀態所需的速度增量，來實現飛行器系統總質量的降低。根據表1和表2可知，該速度增量由7.231 km/s減小至4.346 km/s，飛行器系統總質量相對該速度增量的平均下降率約為81 t/(km/s)。

4.2 途徑2：采用可伸縮式艙體

可伸縮式艙體，也稱充氣艙，具有發射體積小、在軌展開容積大、質量小、研制和生產成本低等優點。其艙體內部分成一個個獨立的隔間，沿著縱向排列，若某個隔間發生故障，整個系統仍可正常工作。中央芯柱+可伸縮部分為充氣艙的一種結構形式，中央芯柱在每個隔間處均開有艙門，一旦發生緊急情況，就可關閉艙門，提高了安全性。NASA已研究將這種可伸縮的居住艙用于“國際空間站”(見圖4)以及低成本空間站上[13-15]，其居住艙質量可由剛性艙段的16.1 t減小至充氣艙的4.5 t，有效空間可達到200 m3左右。

載人小行星探測任務中，可研究使用可伸縮式充氣艙替代乘員艙，其質量規模估計為4 t，充氣之后可提供的航天員自由活動空間大于60 m3，可以覆蓋執行200天以內的飛行任務。由于載人小行星探測中的登陸艙實際并沒有著陸支架等配置，類似于一個氣閘艙，因此可以考慮將充氣乘員艙的中央芯柱兼作氣閘艙，從而使充氣乘員艙兼作登陸艙的功用，進一步減小探測器系統的艙段配置和總質量。在與小行星表面預先安放的著陸對接口對接著陸期間，乘員艙可根據實際情況進行收縮調整。

仍以2045年載人探測小行星89136為例，探測器系統的有效艙段由4 t充氣乘員艙(兼作登陸艙)和3 t返回艙組成，有效艙段質量為7 t，液體化學推進系統、推進艙結構質量比例以及航天員物品消耗等沿用前面的指標，根據第3節探測器系統質量估算方法，計算得探測器總質量隨飛行時間的變化如圖5所示。

此時，探測器總質量規模最小值出現在149天的飛行任務，探測器系統有效艙段質量為7 t，總質量為213 t。其149天飛行任務的總速度增量為9.880 km/s，再入地球大氣的速度為11.191 km/s。其各段飛行時間、速度增量見表3。

表3 載人探測編號89136小行星的149天飛行任務數據Table 3 149-day mission data of the human exploration to the asteroid 89136

考慮到與原方案的可比性，本文對基于充氣艙的60天任務也進行了分析計算，此時探測器系統總質量降為256 t，是原方案(507 t)的50.5%。若將飛行時間延長至149天，探測器系統總質量可進一步降低為213 t，僅為原來的42.0%。但是，60天任務和149天任務方案中的有效艙段質量比例與原方案相比基本不變，分別為2.73%和3.29%，推進效率沒有得到有效提升。

途徑2通過采用可伸縮式艙體，減小了有效艙段的質量，從而實現探測器系統總質量的降低。本例中，有效艙段質量每減小1 t，系統總質量平均降低幅度約為42 t(149天任務)或36 t(60天任務)。

4.3 途徑3：發展核推進技術

核推進作為一種新型推進技術，具有推力大、比沖大等優勢，因此本文考慮采用核推進技術作為降低探測器系統質量的途徑之一。俄羅斯已成功研制推力約為35 kN、比沖為8918 m/s的試驗性核推進器[16]。假定采用這種核推進器對編號89136的小行星進行載人探測，其它條件不變，其探測器系統總質量隨時間的變化曲線如圖6所示。

分析圖6可知，探測器系統總質量最小值仍出現在60天的飛行任務中，此時系統總質量降為56 t，是原方案(507 t)的11.0%，其下降幅度非常大。與此同時，有效艙段質量比例提高至25%，比原方案及前兩種改進途徑均高出一個數量級，推進效率提升的幅度非常明顯。

途徑3降低探測器系統質量的本質，是采用了高比沖的新型推進技術。本例中，3個推進艙的平均比沖由化學推進的3775 m/s提高到核推進的8918 m/s，探測器系統總質量則由507 t減小至56 t。平均比沖每提高1000 m/s，系統的總質量平均降低約88 t。

4.4 3種途徑的比較和討論

采用上述3種途徑對編號89136小行星進行載人探測的探測器質量與原方案的比較如表4所示。

表4 采用3種途徑對編號89136小行星進行載人 探測的探測器質量比較Table 4 Comparison among the three approaches on the mass of spacecraft in the human exploration to the asteroid 89136

總之，3種技術途徑均可以有效地減小探測器系統的總質量，其各自的具體特點如下。

1)途徑1：先期運送第三級推進艙

此方法選擇速度增量小的無人飛行窗口，將第三級推進艙先期運送到小行星，通過減小該推進艙飛向小行星形成伴飛狀態所需的速度增量，來減小整個探測任務的飛行器系統總質量。此時，該飛行器系統包括無人運輸飛行器和載人探測器兩部分。但是，有效艙段的組成和質量并沒有發生變化，因此該方法在減小飛行器系統總質量的同時，可以相應地提高有效艙段質量比例，提高推進艙的推進效率。

該方法的局限性在于，先期運送至小行星的載人探測器系統中的第三級推進艙，其抵達小行星后要與其伴飛很長時間，例如針對編號89136小行星的算例中，其伴飛時間近一年半(574天)。這對載人探測器第三級推進艙的推進劑長期安全貯存、長期的軌道與姿態控制、推進艙在軌運行的可靠性、飛行壽命等都提出了很高的要求，對該推進艙的設計和研制帶來了更多的困難。

2)途徑2：采用可伸縮式艙體

與途徑1相比，途徑2在減小載人探測器系統質量的同時，無須額外增加無人飛行任務和相應的無人飛行器，因此整個探測的飛行任務規劃和飛行器系統組成相對簡單。但是，該方法的本質是通過減小有效艙段的質量來減小探測器的總質量，因此其難以實現有效艙段質量比例的增加，對推進艙推進效率的提高十分有限。另外，該方法中，可伸縮式艙體所涉及的結構設計、結構材料選擇以及伸縮方案等都是需要攻克的技術難題。

3)途徑3：發展核推進技術

在3種技術途徑中，核推進技術在減小探測器系統質量方面的優勢很大。與此同時，核推進作為一種高性能的推進方式，還可以大幅提高推進艙在飛行任務中的推進效率，其對有效艙段質量比例的提高幅度非常明顯，幾乎增加到原方案的10倍。因此，核推進技術的應用將有助于大幅改善載人小行星探測任務的效率。當然，核推進技術的應用推廣也存在著許多困難，主要包括核燃料在長時間星際飛行過程中的安全貯存、航天員避免遭受核燃料輻射的防護問題、核燃料的廢棄處理等技術難題。

4.5 3種途徑的應用探討

從技術成熟度的角度分析，上述3種技術途徑中的途徑2，即可伸縮式艙體技術，與其余兩種技術途徑比較而言最為成熟。2016年5月28日，由美國私營航天企業比格洛航天公司與NASA合作研制的“國際空間站”充氣式太空艙“BEAM”成功展開(見圖7)[17]。該艙段質量1.3 t，充氣展開后的體積可達16 m3。因此，在未來的載人近地小行星探測中，可以首先考慮采用可伸縮式艙體技術。

其余兩種技術途徑都有許多各自需要解決的新技術難點。其中，相對于全新的核推進技術，途徑1采用了成熟度較高的高性能化學推進技術。但是，考慮到途徑3的核推進技術在系統質量降低和推進效率提高兩方面均存在著明顯的優勢，而途徑1增加了無人運輸飛行器系統，同時增加了飛行任務的次數和復雜程度，因此建議優先發展應用核推進技術。

核推進技術的應用需要攻克核燃料的安全貯存、核輻射防護、核廢料處理等技術難點，因此其技術發展可能需要經歷一個較長的過程。若核推進技術的發展無法跟上載人近地小行星探測任務的執行時間要求，則可適時地發展并采用途徑1。

5 結束語

在載人近地小行星探測任務中，探測器的質量通常較大，如果能減小探測器的總質量，則可以提高載人探測任務的可行性。本文基于這一研究背景，結合已有的關于載人探測器系統組成及質量估算的研究成果，對有助于減小載人探測器系統總質量的3種技術途徑進行了分析，得到以下結論：

(1)3種技術途徑均可有效的減小載人近地小行星探測器系統總質量，其中途徑1和途徑3還可降低有效艙段質量比例，提高推進效率；

(2)途徑2所采用的可伸縮式艙體技術的成熟度相對較高，未來的載人近地小行星探測可優先考慮應用該技術；

(3)核推進在系統質量減小和推進效率提高兩方面的優勢十分明顯，建議積極發展空間核推進技術并應用于載人深空探測任務中。

本文的研究成果可為我國載人近地小行星探測的可行性研究提供參考。

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(編輯：李多)

Approaches to Mass Reduction of Spacecraft System in Manned Exploration to Near Earth Asteroid

WANG Kaiqiang ZHANG Bainan LI Zhihai

(Institute of Manned Space System Engineering,China Academy of Space Technology,Beijing 100094,China)

To reduce the mass of spacecraft system in manned exploration to near earth asteroid (NEA),three technical approaches are proposed.They are sending a part of the propulsion module to the target asteroid in advance,applying the inflatable module and developing nuclear propulsion,respectively. One manned asteroid exploration spacecraft system as well as its mass calculation method proposed before are introduced. On the basis of them,the mass calculated of the spacecraft system in a manned exploration case to NEA are obtained with the use of the three approaches. Comparison among the three approaches on the mass reduction of the spacecraft system is made,and the characters of each approach based as well as difficulty in the application are discussed. It’s shown that all of the approaches can effectively reduce the mass of the manned spacecraft system,which is conducive to enhancing the feasibility of the manned exploration mission to NEA.

near earth asteroid；manned spacecraft；technical approach；mass reduction

2016-11-23；

2016-12-19

國家重大航天工程

王開強，男，博士研究生，主要從事航天器總體設計與優化方向研究。Email：wangkaiqiang1988@163.com。

V476；V529

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.01.005