电推进航天器小行星取样返回使命初步方案
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电推进航天器小行星取样返回使命初步方案
高扬†
中国科学院空间科学与应用总体部/中国科学院空间应用工程与技术中心(筹)
摘要:本文提出了电推进航天器小行星取样返回使命初步方案:采用质量不大于
1000kg的小卫星平台技术、2kW太阳能电池阵、3台90mN(3000s比冲)离子推
进器、中型运载火箭以及海南发射场实现小行星探测以及取样返回。探测器将于
2021年发射,经过地球引力辅助,到达小行星Eros 433,驻留取样后直接返回地球,在6.5年之内完成使命。本文提出的方案可以对具有较大轨道倾角的近地小行星以
及部分主带小行星实施取样返回。
1 引言
小行星探测是人类探索太阳系起源的重要手段[1]。早在1991年10月,美国Galileo探测器在飞往木星的途中飞越了小行星Gaspra并首次获得小行星近距离图像;不到一年后,Galileo 探测器又飞越了小行星Ida,并发现其还有一颗卫星。直到1996年2月,美国发射了NEAR探测器,前往近地小行星Eros 433,途中顺访了小行星Mathilde,并于2001年2月在Eros表面实现软着陆。1998年10月,美国发射深空1号探测器,依次飞越了小行星Braille和彗星Borrelly,并成功验证了高比冲小推力离子推进技术[2]。
进入21世纪,国际航天界对小行星的探测方兴未艾。2003年5月,日本发射了世界上首颗小行星取样返回探测器Hayabusa(曾用名为MUSES-C)[3],Hayabusa于2005年9月着陆于近地小行星Itokawa,取样后离开小行星并于2010年6月成功返回地球。2004年3月,欧洲航天局ESA发射了Rosetta探测器,计划于2014年与彗星67P/Churyumov-Gerasimenko实现交会,在其10年的飞行途中,Rosetta还将飞越两颗小行星:2867 Steins和21 Lutetia。2007年9月,美国发射了Dawn探测器[4],将奔赴火星和木星之间的小行星带,与Vesta和Ceres依次交会。计划中的小行星探测任务还包括:美国的OSIRIS-Rex使命,计划于2016年向小行星1999 RQ36发射探测器进行取样并返回;日本的Hayabusa-2探测器计划2014年发射,前往1999 JU3取样并返回。到目前为止,小行星探测成果还相当有限,这项探测事业还将继续深入开展下去。
值得注意的是,深空1号是世界上首颗离子推进(也称为电推进)深空探测器,配置1台NSTAR离子推进器。由于其重要目标是验证离子推进器,深空1号仅飞越了两颗小行星。Hayabusa和Dawn也采用了离子推进技术,Hayabusa(初始质量约510kg)安装了4台8mN微波离子发动机,到达近地小行星并返回地球。Dawn探测器安装了3台NSTAR离子推进器,由于Vesta和Ceres距离较远(约3AU,AU为天文单位),Dawn探测器在1 AU处的功率需求约10kW,其太阳能电池阵长达19.7米(两侧电池阵总长度)。
小行星探测的方案有多种多样,包括飞越、交会、撞击、取样返回等,而且还考虑一次飞行探测多个目标。其中,取样返回探测的技术要求相对来说更复杂,也是小行星探测的终极目标之一。本文以Eros 433(后称Eros)作为目标,提出针对小行星的取样返回探测使命,发射日期在2020年之后,持续6年左右。本文从技术实现可行性的角度出发,对Eros取样返
†通信地址:北京市海淀区邓庄南路9号PITC楼219,100094,Email: gaoy@.
回的探测器方案进行了初步设计,主要的特点包括:采用以静电离子推进器为代表的电推进技术、采用小卫星平台技术(发射质量不大于1000kg ),采用中等运载能力的运载火箭以及技术可达的太阳能电池阵。方案针设计对探测器各单元的质量分配进行了初步优化配置,以载荷质量最大化作为设计指标。飞行轨道直接逃逸地球,通过地球引力辅助到达小行星,驻留采样后直接返回地球的飞行方式。本文提出的方案可以对具有较大轨道倾角的近地小行星以及部分主带小行星进行取样返回探测。
1 系统模型
1.1 运载逃逸轨道
探测器选择从海南文昌发射场发射(发射场纬度19.19度),采用长征三号运载火箭(逃逸运载质量约1000kg ),星箭分离高度为185公里,逃逸轨道面倾角为19.19度(地心惯性坐标系)。运载火箭逃逸能量C 3和逃逸质量0m (探测器初始质量)成反比,如图1。探测器由运载火箭直接送入地球逃逸轨道。
图1 发射质量和发射能量的关系
将逃逸质量可以表示为逃逸能量的任意阶多项式:
∑==m n n n
C q m 030 23∞=v C (1)
逃逸能量3C 和逃逸速度∞v 方向需要进行优化设计。逃逸能量3C 决定了探测器质量。
1.2 离子推进器推力模型
离子推进器推力模型及工质消耗可以表示如下:
sp gI P T /2η= ,sp gI T m
/−=& (2) 式(2)中,P 为电推进输入功率,η为推进效率,sp I 为推进比冲,m 为探测器质量。这里,拟采用静电式离子发动机(类似于Deep Space 1飞船的推进器),最大推力约为90mN 。对于实际的电推进发动机,P 、η和sp I 并非恒定不变,一个比较通用的模型是将比冲以及效率表为可用功率的函数,例如将sp I 和η均表示为P 的多项式:
∑==m n n n
sp P c I 0,∑==m n n n P e 0η (3)
式(3)中,n c 、n e 为相应系数。推进比冲和推进效率与输入功率的关系如图2。
图2 离子发动机的推进比冲和推进效率(依赖于输入功率)
离子推进器的输入功率在0.47 kW 到2.39 kW 之间,当输入功率小于0.47 kW 时,没有推力产生;输入功率大于2.39 kW 时,多余的功率会被浪费。最大推力幅值约为90mN 。
探测器拟使用3台离子推进器,每1台推进器最多消耗120 kg 工质(对应约14000小时),因此最多可以消耗360kg 工质。3台推进器顺序工作,每台推进器的输入功率为P ,当一台推进器消耗满120 kg 工质时,下一台推进器启动。顺序推进模式对太阳能电池阵的需求较低,但推进器需要与PPU (电源处理单元)之间进行切换。
1.3太阳能电池阵的配置
探测器携带太阳能电池阵为离子推进器提供电能,电池阵提供的输入功率与探测器-太阳的距离成反比并有上下限(依据图2):
20/r P P =, kW 39.2kW 47.0≤≤P (4)
式(4)中,0P 为太阳能电池阵在一个天文单位处所能提供的功率(需要进行优化设计),P 为离子推进器输入功率,决定了推力器的比冲、效率和推力幅值。
1.4 探测器质量初步分配
探测器质量初步分配的计算公式如下:
sep fuel L P m m P m m γβα+++=0/0 (5)
式(5)中,0m 是发射质量,即探测器初始质量;fuel m 是推进工质质量,fuel m β为工质存储系统(包括工质)的质量;sep m = 257 kg 是平台固定质量;太阳能电池阵(0P α)的质量取决于初始功率0P ,而0P 是待优化变量之一;L P m /为有效载荷质量。式(5)中,系数取值暂定为 α= 6.4939 kW/kg, β= 1.1582, and γ = 1.1299(这些取值还需进一步论证)。有效载荷
质量L P m /是轨道优化的目标函数,也就是说在推进工质质量有限的情况下使L P m /最大化。