NASA近地小行星捕获方案的可行性研究.docx

NASA近地小行星捕获方案的可行性研究 刘付成 王燕 周杰 朱春艳在太阳系中，运行到地球附近的近地天体(NEO)存在着撞击地球的危险。实际上地球自诞生以来就常受到这些天体的撞击，从6500万年前恐龙灭绝到近代的通古斯大爆炸，以及2013年发生在俄罗斯的陨石撞击事件都是非常典型的例子。在这些近地天体中，包括一些在绕太阳公转的过程中运行到地球附近的小行星(近日点q1.3AU)，我们称之为近地小行星(NEA)。它们受行星的引力摄动而改变轨道，有撞击地球的潜在危险。据分析，直径1km级的小行星撞击地球的概率为1 00万年一次，直径lOOm级的小行星撞击地球的概率为1万年一次。据最近研究得到的模型估计，直径1 .5km的小行星撞击地球将会造成全球性灾难，全球十分之一的人口将会死亡，而1Okm的小行星撞击地球则会造成全人类的灭亡。2012年4月，美国喷气推进实验室(JPL)和加州理工学院的凯克空间研究所(KISS)提出了捕获与拖拽近地小行星的计划。该计划设想通过机械设备捕获一颗重约500t、直径药7Tn的近地小行星，并将其拖拽到绕月轨道进行载人探测。其最终目的是加深对深空的了解和研究，为人类登陆火星铺平道路。除此之外，还能为保护地球做出贡献：如果小行星撞击地球，人类有能力对其实施拦截并改变其轨道。该计划对主动防御有潜在威胁的近地小行星(PHA)任务具有参考价值。本文对该计划的安全性、探测器系统和执行过程进行了介绍。一、任务概述1基本过程捕获小行星任务的基本概念如图1所示。探测器将由宇宙神5-551运载火箭发射到低地球轨道。探测器干重为5.5t，能够携带多达13t的氙推进剂。探测器将采用一条螺旋轨道将远地点从低地轨道上升到月球轨道，然后利用月球引力助推(LGA)结合太阳能电推进系统(SEP)离开地月系统。探测器将用1.62.2年的时间脱离地球引力，再利用大约两年时间到达目标小行星。由于大小和密度的不确定，被捕捉的小行星质量在250130：0t之间。到达目标小行星后，整个操作过程持续90天时间，分成两个阶段：在第一阶段，将会详细分析小行星的尺寸、自转情况和表面地形；第二阶段将会捕获并消旋小行星。为了达到这个目的，探测器首先将和小行星的旋转速度保持匹配，然后利用捕获机械装置将其捕获，确保小行星稳固在探测器中，然后剩用推进系统将探测器和小行星的联合体整体消旋。之后，联合体利用电推进系统离开小行星轨道，回到月球附近并进入高月球轨道。到达月球轨道后，探测器将对小行星进行近距离操作，并开采小行星资源，为未来载人登陆小行星做准备。2目的地选择依据即便是很小的小行星也具有相对较大的质量，如一颗7m直径的小行星大约与国际空间站的质量相当，因此将小行星放置在地球附近何处是一个需要慎重考虑的问题。尽管C类小行星（碳质小行星）的强度非常低，整个小行星撞击地球表面的可能性非常小，但仍然需要非常谨慎地考虑放置小行星的位置。如果任务失败，需要确保小行星只会撞击月球而不是地球。绕月轨道或者地月拉格朗日点附近区域是首选的目的地。选择小行星放置地点第二个要考虑的因素是要与地球适当地近，以方便从地球到达小行星且时间在几天以内。第三个需要考虑的因素是从小行星上萃取水和用水制成推进剂用于未来的太空任务，这样低地轨道和月球附近的位置是最好的选择。结合以上3个因素，与月球相邻的区域是一个合理的选择。3安全性考虑将小行星拖拽至地月系统存在一定的安全风险，任务可行性分析第一个要考虑的问题是如何确保任务的安全性。任务设计师们从以下几方面进行了考虑：首先，捕获的小行星的大小和质量需要像其它流星一样在撞向地球时能够在大气层中被安全地烧毁。其次，选择一颗C类小行星。这种类型和尺寸的小行星在进入大气时很容易被烧毁，所以即使它撞击地球也会在大气层中烧毁分解。第三，运回小行星的轨道设计保证其是不会撞击地球的轨道。第四，目标轨道是一条高月球轨道，因此即使任务结束的时候小行星受到摄动影响也只会撞击月球而不是地球。基于以上安全考虑，能确保任务的安全性。这项任务可以为将来安全地执行月球以远的载入深空探测打下基础。二、探测器系统飞行系统的配置如图2所示。探测器主要由两块大太阳能帆板和捕获机械装置构成。每块太阳帆板面积为90m 2，能够产生至少40kW的能源用于电推进系统工作（在1AU距离处结束寿命）。1电推进分系统电推进分系统包括5个总功率为lOkW的霍尔推力器和能量处理器单元(PPU)，以及7个氙推进剂储箱和1个推进剂管理部件，每个霍尔推力器安装一个两自由度的万向节支架。每个推力器质量为19kg，比冲能够达到3000s，PPU的输入功率在lOkW的数量级。7个氙推进剂贮箱储存任务所需的12000kg氙推进剂。每个贮箱的直径是650mm，长度约为3500mm。探测器在SEP推力器点火期间的姿态控制将通过霍尔推力器的万向节来提供俯仰和偏航控制，由滚转控制推力器来提供滚转控制。姿态控制主要利用电推进系统，少数情况下使用单组元推进剂胼反作用控制系统。2：反作用控制分系统(RCS)RCS为4组架构，每组含4个推力器，如图3所示。每个推力器推力200N，比冲287s。RCS能够储存最多900kg的推进剂。3通信分系统因为目标小行星的轨道与地球类似，所以最大的通信距离大约为2AU。捕获小行星的整个过程探测器都可以通过Ka波段和X波段与深空测控网(DSN)的34m天线进行通信。小行星的自转速率上限是每分钟1圈，即每秒6度，从而使通信变得困难。此外，探测器天线必须以两个轴向连续旋转，这就要求选择相控阵天线。捕获小行星的过程大约需要2个小时，与地面之间无交互式反馈通信回路。使小行星消旋约需要45分钟。在安全模式通信设计中，采用基于200W全向天线的X波段系统，器地之间的最低传输速率为20bps。4捕获分系统捕获装置包括可伸展的机械臀、一个高强度的储存小行星的容器袋以及捆绑缆线。容器袋伸展开以后呈圆柱形，直径15m，长度1Om。捕获装置的设计会根据目标小行星的大小和尺寸做适当修改。容器袋的表面抛光材料能够以被动方式保持小行星的表面温度不高于捕获前的温度。5探测识别分系统该分系统主要用于捕获小行星过程中的导航，主要设备如表1所示。三、设计方案任务设计的关键参数是所需的速度增量V、飞行时间上限以及目标小行星的质量和尺寸。飞行时间和目标小行星的质量共同决定了SEP系统的功率和所需的推进剂质量。它们最大程度地决定了探测器和运载火箭的尺寸。小行星的尺寸、自旋速率、组成成分以及相关不确定性同样会影响捕获装置的设计和消旋所需推进剂的质量。上文描述的飞行系统能够使用单个一次性使用的运载火箭发射，能够捕获的小行星最大质量为1OOOt，总飞行时间为610年。如图4所示的整个任务设计，使用了一个40kW的太阳能电推进系统。一枚宇宙神5-511火箭将探测器发射至低地轨道。随后探测器使用SEP系统通过螺旋形轨道进入高的地球轨道，并利用月球引力助推(LGA)将探测器送入地球逃逸轨道。在行星际巡航段采用SEP系统。到达小行星后，将会用90天的时间对小行星进行观测，以确定它的自转速率，建立精确的形状模型，然后捕获小行星并对其消旋。随后SEP系统拖拽小行星返回到地月系统附近，并通过另一次月球引力助推被地月系统引力捕获。引力助推约4个半月后，探测器和小行星将会进入稳定的高月球轨道。1地球逃逸与小行星交会候选的目标小行星从已知的NEA数据库中选择。首先选择的是离地球最近距离小于0.2AU、相对速度小于3km/s的小行星。最接近地球的日期可以作为探测器取回小行星到地月系统的初始值。地球逃逸和小行星相遇的初始值是粗略估算的：以初始返回质量小于lOOt、飞行时间300天的兰伯特问题可以收敛；取回更大质量的小行星时，可以通过延长离开地球和到达小行星的飞行时间得到上述初始值。以小行星2008HU4为例，估算的V为：从低地轨道到月球引力助推段约为6. 6krn/s；日心巡航段约为2.8kms；NEA返回到月球引力助推段约为170ms。由于不知道小行星2008HU4的类型，所以它的质量仍然不确定。表2给出了2008HU4轨道设计的参数。表3概括了小行星质量从2501300t的行星际轨道参数设计情况。表3显示飞行时间越长，可以取回的小行星质量就越大。但是返回的日期是固定的，因为NEA最接近地球的日期是固定的，所以增加飞行时间需要将发射日期提前。同时，取回大质量小行星需要更多的推进剂，这样就需要增加探测器的重量并使用更大的运载火箭。更大功率的SEP系统能够减少飞行时间。2捕获前操作在交会前3个月，使用光学成像和差分单向测距(DDOR)数据获得NEA的位置并获得初步信息。探测器的交会点可选在距离NEA约2030krn处，残余速度小于12ms。在远距离接近段，探测器将会接近目标小行星，并由地面提供SEP推力配置数据。该段的距离在几公里左右。使用星上GNC敏感器对相对目标位置进行估计。一旦相对状态已知，星上位置保持算法将会使用这些数据控制探测器执行所需的相对目标机动。一颗7m的小行星具有非常小的引力（小于le-6m/s），在1km左右的距离进行盘旋是比较适合拍照的。完整的观测需要在1km到1OOm的距离。环绕这颗NEA在理论上是可行的，但是很有可能会超出探测器控制V的能力（需要的V太小）。如果执行双曲轨道飞越将需要飞越前34天的时间用于计划轨道机动以及处理跟踪数据。对于快速旋转的天体，需要一个12Hz帧频的相机才可以分辨旋转速率。对于由于无法观测表面特征而无法导航的情况，成像系统必须具有可见光成像和红外成像的能力。在中间接近阶段，将会利用相对位置估计进入目标相对轨道，探测器进入到距离目标小行星几百米的距离。在这个阶段可以利用雷达高度计。3捕获和捕获后操作概念任务设计分配了至多90天时间令探测器观测小行星、捕获以及消旋。这个过程必须捕获非合作目标NEA。捕获过程必须是高度自主的。制导系统将会使用雷达高度计辅助估算相对位置。最终的位置距离目标小行星大约几十米。探测器在这个位置上保持与小行星的自转速率一致，探测器要足够灵敏以便能够转动太阳能帆板，即使偏离太阳指向85。，它还能产生至少3.8kW的功率。对非合作目标交会的GNC算法与地球卫星类似。国防高级研究项目局(DAPRA)已经对用于交会和捕获的算法开展了研究，并通过地球轨道上的非合作目标进行了验证。在捕获期间，小行星将会进入捕获袋内部，而且小行星和捕获机构的相对残留速度是非常小的。捕获小行星时对其位置和姿态有要求，以控制小行星的质心。太阳帆板桅杆上安装了相机用于确定捕获装置是否正确展开。由于两者之间存在残余的相对速度，因此在捕获时可能会存在撞击现象。由于小行星的质量比探测器大得多，因此也可以认为是小行星捕获探测器。不管怎样，一旦探测器和小行星结合在一起，探测器将会令整个结合体消旋。4到达月球轨道飞行器系统结合体沿着双曲轨道到达地月系统，具有正的C3，经过月球引力作用后，具有负的C3，此时即被地月系统捕获。飞越月球后小行星进入高月球轨道，但是这样的轨道是不稳定的，飞行器要被月球捕获必须利用SEP系统产生的额外V。在小行星进入稳定月球轨道后便不需额外的轨道维持。四、小行星捕获关键技术小行星捕获和返回任务是一项相当复杂的系统工程，亟需攻克以下几项关键技术：1.太阳能电推进技术高性能的推进技术对于深空探测任务是至关重要的，它能够有效减少推进剂的质量，从而产生足够的速度增量。以美国“深空”1号为代表的第一代电推进技术实现了比冲3100s、功率2.5kW的推进能力。“黎明号”探测器采用的电推进技术达到了比冲3100s、功率10.3kW的推进能力，是目前深空任务中电推进的最高技术指标。然而，未来的小行星捕获任务则要求提供比冲达3000s、功率40kW以上的电推进能力。目前501OOkW、比冲在20003000cs的霍尔推力器的技术成熟度只达到6级。因此，开展小行星捕获和返回任务能够推动电推进技术的发展。2柔性太阳电池翼技术相对于刚性太阳电池翼技术，柔性太阳电池翼其有质量轻、可折叠等优点。目前，柔性太阳电池翼技术主要应用于国际空间站，效率为12%，为长方形构造，太阳能电池的功率比约为40W/kg。在深空任务中，柔性太阳电池翼技术曾应用于火星凤凰号任务，采用圆形UltraFlex构造，效率为29%，功率比约为11OW/kg。对于未来小行星捕获任务，可使用UltraFlex构造的柔性太阳能电池翼，电池的效率为33%，每翼功率为29kW。3深空探测自主导航技术捕获小行星的过程需要用到可见光探测、红外探测、激光测距与激光三维成像、雷达探测等。多种探测技术来获得导航信息，并对深空目标进行识别与探测。迄今只有美国的“深空”1号探测器成功验证了完全的深空探测自主导航系统，在接近和飞越小天体时利用了基于目标天体图像的自主导航。目前的深空探测自主导航技术缺乏系统性，距离满足高精度和实时性要求的完全自主导航有一定的差距。4深空非合作目标捕获与消旋技术对于深空非合作目标的捕获，柔性捕获机构和口袋式捕获机构技术是首先需要突破的关键技术。采用半刚性、柔性联接的空间目标消旋技术，要求测量系统与姿态控制系统紧密配合，并要求推进系统能够保证航天器快速旋转，使航天器与深空非合作目标的旋转同步。五、结语虽然人类很早就有了开发小行星资源的想法，但是直到现在才基本具备了实现这种想法的能力。将一颗小行星放置在月球轨道能够潜在鼓舞一个国家的士气，这将是人类第一次尝试改造天体以适合人类在太空殖民，因此小行星捕获和返回任务具有相当深远的意义。 -全文完-