載人小行星探測飛行模式研究

李志杰 王平 黃震 張小琳

(1 中國空間技術研究院載人航天總體部，北京 100094) (2 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

小行星是太陽系中具有特殊意義的天體，載人小行星探測有助于人類深入探索宇宙，并開展地球免受小行星撞擊威脅的相關研究，還可以為更遠的深空探測提供技術驗證[1-3]。人類對小行星的探測至今已有約20年的歷史，迄今為止發射了多個以小行星為主要探測對象的無人深空探測器：2012年12月13日，中國嫦娥二號衛星完成了對“圖塔蒂斯”小行星的飛越探測；2015年3月6日，美國黎明號探測器完成了對“谷神星”小行星的環繞探測，實現了人類對小行星帶區域的首次探測[4-5]。在美國政府2010年公布的“太空探索藍圖”中，提出在2025年實現載人小行星探測，2035年將人類送入環火星軌道，最終實現載人登陸火星[6]。相比無人探測，載人小行星探測能夠發揮人的主觀判斷力，具備更好的創造性和靈活性，同時能夠為未來更遠的載人深空探測做技術儲備和驗證，因此，載人小行星探測目前已成為目前各國研究的熱點，各研究機構和組織紛紛開展了總體方案及關鍵技術研究。

載人小行星探測任務的核心是飛行模式研究與選擇，本文通過對載人小行星探測任務特點分析，提出了3種典型的載人小行星探測飛行模式，并對不同飛行模式下速度增量、任務時間、飛行器系統規模以及推進劑選擇進行了分析，并結合任務窗口、交會對接難度、任務支撐能力和安全性等方面給出最優的載人小行星探測飛行模式選擇和建議。

1 載人小行星探測任務特點

載人小行星探測可分為訪問式探測和捕獲式探測兩類[4,8]：①訪問式探測任務時間及航程相對較長，但可選擇目標星范圍較廣，如初期可選擇較大規模小行星，利于發現與觀測，獲得小行星特性并為后續長周期載人深空探測提供支撐；②捕獲式探測任務時間和航程較短，但發現、探測與捕獲難度大，可選擇捕獲小行星范圍有限，只能選擇較小規模小行星[8-9]，因此相對于訪問式探測實現難度更大，本文重點對訪問式小行星探測飛行模式開展研究。編號為“2007SQ6”的小行星作為本文載人小行星探測飛行模式分析的假想目標星，任務時間段在2020年～2030年期間。

由于載人小行星探測任務距離遠、速度增量大、任務周期長，采用單級飛行器很難直接完成探測任務，因此飛行器需要采用多級艙段直接組合發射或空間交會對接的方式實現探測任務[10-11]。與無人探測不同，載人小行星探測為適應長期的宇宙航行任務，需要為航天員提供能夠居住、工作和生活空間，即生活艙；為完成載人探測任務，需要利用探索飛行器攜帶航天員靠近或著陸小行星，對小行星進行實地探測；為完成返回地球任務，需要具備返回再入大氣層功能的載人飛船攜帶航天員和采集樣本；同時為了提供有效和足夠的逃逸速度增量，需要提供推進飛行器(以下簡稱推進艙)。因此，考慮載人小行星探測飛行器系統分為4個基本功能模塊，即生活艙、探索飛行器、載人飛船和推進艙。

由于星際往返航行段和小行星探測段的飛行方案較固定，對系統速度增量變化影響較小[12]，因此本文重點討論在地球影響球內軌道段的飛行模式，不同的交會對接和逃逸方式將影響飛行模式的選擇。目前考慮的飛行模式包括近地組裝發射飛行模式、日地L2點停泊飛行模式、地月L1/L2點停泊飛行模式。對于飛行器速度增量的提供方式，采用小推力模式將導致飛行器的飛行任務周期大幅增加，但可以節省推進劑的質量，因此上述3種飛行模式載人飛行過程以化學推進模式為主，無人飛行過程中引入能夠提供小推力的電推進模塊[13]。

2 載人小行星探測飛行模式研究

2.1 近地組裝飛行模式

基于近地組裝的載人小行星探測飛行模式是指利用2枚或2枚以上運載火箭將飛行器分開發射進入近地軌道，通過一次或多次對接形成組合體后實現逃逸，完成探測任務。采用該模式，可以將航天員和飛行器所需載荷和燃料分別送入近地軌道，從而降低任務對單枚運載火箭運載能力的過高需求，如可利用一枚運載能力較小的載人運載火箭將載人飛船發射至近地軌道，從而避免使用重型載人運載火箭，大大降低運載火箭的技術風險、研制成本與研制難度。

如圖1和表1、表2所示，基于近地組裝的載人小行星探測飛行模式具體如下：①推進艙(含第一級、第二級和第三級)、生活艙和探索飛行器組成的無人飛行器組合體由重型貨運運載火箭發射進入近地停泊軌道；②載人飛船(含返回艙和推進模塊)由一枚載人運載火箭發射進入近地停泊軌道；③載人飛船作為主動飛行器與無人飛行器組合體完成近地軌道交會對接，形成載人飛行器組合體；④到達預定的轉移窗口，推進艙第一級、第二級先后點火，載人飛行器組合體進行地球逃逸，達到逃逸速度后，進行推進艙第一級和第二級分離；⑤星際航行階段利用推進艙第三級進行軌道中途修正；⑥到達小行星附近，利用推進艙第三級進行制動，將載人飛行器組合體送入環小行星軌道后，拋掉推進艙第三級；⑦探索飛行器與飛行器組合體分離，著陸或附著在小行星表面，開展載人小行星探測；⑧探索飛行器與飛行器組合體對接，完成人員與貨物轉移后，進行探索飛行器分離，利用載人飛船推進模塊加速使載人飛行器組合體從小行星附近逃逸，進入地球返回軌道；⑨進行載人飛船分離，載人飛船返回艙再入地球大氣層，在著陸場安全著陸。

圖1 基于近地組裝的載人小行星探測飛行模式Fig.1 Flight mode of manned asteroid exploration based on earth orbit rendezvous

表1 基于近地組裝的飛行模式各階段速度增量和任務時間

表2 基于近地組裝的飛行模式飛行器系統規模及推進劑比沖選擇

可以看出，根據任務時間和探測距離的不同，基于多次發射、多次近地軌道交會對接的載人小行星探測飛行模式具備可行性。但隨著交會次數的增加，對發射窗口要求增高，以及短期連續發射任務增加了對發射場任務保障能力的要求。

2.2 日地L2點停泊飛行模式

日地L2點是日地系統的5個平衡點之一，具有良好的動力學特性，位于日地L2點的物體保持與地球和太陽的相對位置不變。基于日地L2點停泊的載人小行星探測飛行模式是指將無人飛行器組合體長期停泊于日地L2點，需要執行任務時利用流形返回至地球附近，與從地球發射的載人飛船完成交會對接形成載人飛行器組合體后進行地球逃逸，開展載人小行星探測任務。在組合體返回地球時載人飛船進行分離并再入地球；其余艙段通過少量速度修正借助流形返回L2點停泊軌道，等待下一次探測任務，后續可利用無人補給飛行器對組合體補充燃料和生活物資。

如圖2和表3、表4所示，基于日地L2點停泊的載人小行星探測飛行模式具體如下：①推進艙(含化學推進模塊和電推進模塊)、生活艙和探索飛行器形成無人飛行器組合體長期停泊于日地L2點附近軌道，執行探測任務時接近地球，進入近地軌道；②載人飛船(含返回艙和推進模塊)由一枚重型載人運載火箭發射，進入近地軌道；③載人飛船作為主動飛行器，與無人飛行器組合體完成交會對接，形成載人飛行器組合體；④由推進艙對載人飛行器組合體施加逃逸脈沖，實現地球逃逸；⑤星際航行階段利用載人飛船推進模塊進行中途修正；⑥到達小行星附近，利用載人飛船推進模塊進行制動，將載人飛行器組合體送入環小行星軌道；⑦探索飛行器與載人飛行器組合體分離，著陸或附著在小行星表面，開展載人小行星探測；⑧探索飛行器與飛行器組合體對接，完成人員與貨物轉移后，進行探索飛行器分離，利用載人飛船推進模塊加速使載人飛行器組合體從小行星附近逃逸，進入地球返回軌道；⑨進行載人飛船分離，載人飛船返回艙再入地球大氣層，在著陸場安全著陸；⑩推進艙、生活艙和探索飛行器組成的無人飛行器組合體施加速度修正，返回日地L2點附近，等待下一次任務。

圖2 基于日地L2點停泊的載人小行星探測飛行模式Fig.2 Flight mode of manned asteroid exploration based on berth in L2 of sun-earth system

表3 基于日地L2點停泊的飛行模式各階段速度增量和任務時間

表4 基于日地L2點停泊的飛行模式飛行器系統規模及推進劑比沖選擇

續 表

基于日地L2點停泊的載人小行星探測飛行模式充分利用了日地L2點的物理特性，可以節省飛行器交會對接后所需的逃逸速度增量，同時僅需重型貨運運載火箭對推進艙、生活艙和探索飛行器進行一次發射，即可滿足多次的任務需求，實現重復利用。在開展多次探測任務的背景下，節約成本的同時降低了發射場連續發射的壓力，但載人飛船與無人飛行器組合體進行交會對接時絕對速度較大，載人飛船在交會前需提前加速、對接準備時間短，給地面測定軌帶來較高要求，對接失敗后也無法提供更多機會重新進行交會，因此交會對接具有很大的難度和危險性。另一方面，無人飛行器組合體雖然從日地L2點附近周期軌道借助流形可以實現低能量轉移，但轉移時間較長，初次入軌的能量消耗較大。

2.3 地月L1/L2點停泊飛行模式

地月L1/L2點停泊點飛行模式與日地L2點停泊點飛行模式相似：選擇地月L1/L2點作為停泊點，無人飛行器組合體在地月L1或地月L2點附近保持與地球和月球的相對位置不變，需要執行任務時利用流形返回至地球附近，與從地球發射的載人飛船完成交會對接形成載人飛行器組合體后實現地球逃逸，開展載人小行星探測任務。在組合體返回地球時載人飛船進行分離并再入地球；其余艙段通過少量速度修正借助流形返回地月L1/L2點停泊軌道，等待下一次探測任務，后續可利用無人補給飛行器對組合體補充燃料和生活物資。

如圖3和表5、表6所示，基于地月L1/L2點停泊的載人小行星探測飛行模式具體如下：①推進艙(含低溫推進模塊和電推進模塊)、生活艙和探索飛行器形成無人飛行器組合體長期停泊于地月L1/L2點附近軌道，執行探測任務時接近地球，進入近地軌道；②載人飛船(含返回艙和推進模塊)由一枚重型載人運載火箭發射，進入近地軌道；③載人飛船作為主動飛行器，與無人飛行器組合體完成交會對接，形成載人飛行器組合體；④由推進艙對載人飛行器組合體施加逃逸脈沖，實現地球逃逸；⑤星際航行階段利用載人飛船推進模塊進行中途修正；⑥到達小行星附近，利用載人飛船推進模塊進行制動，將載人飛行器組合體送入環小行星軌道；⑦探索飛行器與載人飛行器組合體分離，著陸或附著在小行星表面，開展載人小行星探測；⑧探索飛行器與飛行器組合體對接，完成人員與貨物轉移后，進行探索飛行器分離，利用載人飛船推進模塊加速使載人飛行器組合體從小行星附近逃逸，進入地球返回軌道；⑨進行載人飛船分離，載人飛船返回艙再入地球大氣層，在著陸場安全著陸；⑩推進艙、生活艙和探索飛行器組成的無人飛行器組合體施加速度修正，返回地月L1/L2點附近，等待下一次任務。

圖3 基于地月L1/L2點停泊的載人小行星探測飛行模式Fig.3 Flight mode of manned asteroid explorationbased on berth in L1/L2 of earth-moon system

表5 基于地月L1/L2點停泊的飛行模式各階段速度增量和任務時間

續 表

表6 基于地月L1/L2點停泊的飛行模式飛行器系統規模及推進劑比沖選擇

基于地月L1/L2點停泊的載人小行星探測飛行模式的系統組成和功能以及主要階段與日地L2點停泊的飛行模式相同。相比日地L2點，地月L1/L2點距離地球較近，停泊在地月L1/L2點除可完成小行星探測任務外，對載人月球探測也可提供中轉和系統支持。但由于地月L1/L2點相對于地月旋轉系靜止，而在日地系下運動，因此由推進艙、生活艙和探索飛行器組成的無人飛行器組合體再入地球和返回地月L1/L2點時受星歷約束較大，可能無法找到低能量的轉移軌道，需要增加中間脈沖才能接近近地軌道，相比日地L2點飛行模式需要增加推進劑的消耗量。

3 飛行模式分析與選擇

如表7所示，載人小行星探測可分為直接奔向小行星的飛行模式(近地軌道組裝)和基于高勢能點(日地L2點停泊、地月L1/L2點停泊)的飛行模式，前者在近期可實現程度高，需要突破長期深空居住、低溫推進、先進能源、小行星附著與著陸等載人小行星探測通用關鍵技術之外，沒有其它亟需突破的關鍵技術；而基于高勢能點的飛行模式可通過含小推力電推進模塊的推進艙將無人飛行器部分送入高勢能點，從而大大降低飛行器系統總規模，是未來載人小行星探測的發展方向，但需在突破載人小行星探測通用關鍵技術的基礎上，亟需解決高速交會對接和電推進的難題。

表7 不同載人小行星探測飛行模式比較分析

不同飛行模式的對比分析具體如下：

①基于近地軌道組裝的載人小行星探測飛行模式實現難度較低、技術繼承性、安全性較好，如載人飛船和載人運載火箭可直接采用現有成熟飛行器，近地軌道載人交會對接也經歷了“921”二期工程的多次成功驗證，此外，如果重型貨運火箭研制難度大，可采用多次近地軌道交會對接的方式完成任務，因此該模式是基于現有技術水平在近期內實現載人小行星探測任務的合理選擇；②日地L2點停泊飛行模式中，系統規模小，任務窗口靈活，并且主要飛行器可實現重復使用，對于多次小行星探測任務，運行成本相對較低，且可支持載人火星探測等后續載人深空探測任務，是載人小行星探測發展路線的合理選擇；③基于地月L1/L2點停泊的飛行模式雖然支持多種載人深空探測飛行任務，但其任務窗口靈活性差，對行星際探測約束較大，此外相對于日地L2點停泊飛行模式其速度增量相對較大，系統規模以及后續運營成本都將大幅增加。

4 結束語

開展載人小行星探測任務的首要技術是飛行模式的選擇，合理的飛行模式對載人小行星探測飛行器系統規模和任務復雜性有著至關重要的影響。基于載人小行星探測的任務特點，通過對近地組裝、日地L2點停泊、地月L1/L2點停泊的載人小行星探測飛行模式的對比分析可知：

(1)基于現有航天技術水平，可采用近地軌道組裝的飛行模式作為先導開展載人小行星探測任務；

(2)隨著載人小行星探測范圍不斷拓展，逐步以日地L2點作為未來載人小行星探測的中轉站，選擇日地L2點停泊的飛行模式開展載人小行星探測任務，以及后續更為廣泛的載人深空探測任務。