2018年 载人火星自由回归的可行性分析外文翻译资料

 2022-07-27 15:08:46

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2018年 载人火星自由回归的可行性分析

摘要 - 1998年，Patel等人探索了Earth-Mar轨线，由地球出发，向火星飞行，并返回地球。 他们发现快速轨线的机会发生每隔15年，持续1.4年，明显比大多数火星自由回归轨线持续时间（3.5年）短。 本文研究了这些轨线，并优化在2018年1月发射计划的生命支持系统硬件。

作者使用圆锥近似方法来优化原始轨线，整合数字并建立高保真力模型和JPL行星星历，计算出最佳出发日期为2018年1月初。在火星上空，航天器将通过几百公里火星表面。 作者调查了地球折返条件并制定了一些措施来规避船员的G负载，也权衡和开发热保护系统（TPS）。

为了规划环境控制和生命支持（ECLSS）我们将初始任务假设设定为两名船员，500天任务。 这次计划被视为高风险的任务。 因此，我们调查了最先进的技术（SOA）来满足船员代谢和舒适需求。

基准SOA体系结构，与高级进行比较建筑。 先进的架构使用最近开发的具有较高水回收效率的设备较轻的基质。 目前次结构还没有运作因此我们提出开发和测试的风险。

作者提出了基于最新ECLSS技术的计划。 ECLSS是一个紧密的集成子系统，所以实际计划高度依赖于车辆整合计划和时间表，并展示了基于SOA技术的ECLSS可行性，计划在2018年1月实现。

I导论

政府和私人组织正在规划有载人员任务到火星，包括那些轨道火星和那些登上火星表面。 为了降低风险，“自由回归”轨线设计被采用。 这些轨线从地球出发，执行火星的近距离飞行并在没有任何确定性的机动之后返回地球（TMI）。 作为载人火星计划的准备计划，火星自由回归返回任务是必要的。 一个自由回归任务本身体现出生命支持系统的续航能力，人类飞行操作，并且以一个更快的速度进入地球大气。 为此展开研发的技术火星自由回归任务对于火星轨道和登火星计划都是必需的

。 因此，载人火星自由回归任务是任何载人火星轨道的合理前兆或着陆任务。 工程，组织和人力因素学科将从这样的使命中学到很多，知识这些知识将适用于任何需要的随后的载人火星任务。

Patel，Longuski和Sims [1]编写软件自动搜索地球火星自由回归轨迹。 在他们的第一张数据表中，如图1所示，他们发现一些快速的轨线机会每隔15年发生大约两次。 左侧显示了飞行时间（TOF），底部显示发射日期。 图上的各个数据点使用数字作为描述轨迹特征的符号。 上

图的右下角有一组轨迹总飞行时间（TOF）约为1.4年，明显少于大多数火星自由回归轨迹（需要1.8年以上）。 （快速轨线机会用红色表示）根据他们的数字，有些机会为两年的飞行时间，但大多数轨线飞行时间按为2.5到3.5年。

这些快速自由回归的轨迹是有趣的，因为在当前和近期技术下，这些轨线是可以实现的。 事实上，Patel等人从他们的工作中得出结论“这些轨迹可能提供为第一次人类火星使命提供及时的机会。“

Patel等人使用了改版过的圆锥近似软件，这是一个仅包含一次天体的引力效应的力模型。 虽然这是一个很好的日心轨线估测，但它需要增加模型的保真度来确定候选任务设计的可行性。 这份报告使用充分多体力模型的数值整合来调查这1.4年的轨迹机会，并使用硬件分析1018年1月飞行任务的可行性。

图一 火星自由回归[1995-2000](红色标记为最快机会)

II轨线设计

为了证明1.4年轨线的可行性，我们用高度的数值积分建模了轨迹保真力模型并采用JPL高精度行星星历DE 421 [2]。 为了做到这一点，我们使用了分析图形公司生产的STK / Astrogator软件[3]Inc.使用Patel等人的日期作为第一个估计，Astrogator的数值微分校正器首先针对火星B平面，然后从B平面返回地球。 之后我们手动调整地球发射和火星飞越日期来创造一个可行的轨迹。 这个轨迹不是在地球逃离能量（“C3”）方面进行了优化。

要计算具有最佳C3的轨迹，我们使用Space Flight Solution制作的（MAnE）软件重新创建使用任务分析环境的轨迹[4] [5] [6]。 这个软件使用改版锥形近似方法，使操作员能够选择优化目的和约束。 使用MAnE计算Astrogator得到的第一个估计日期的最佳轨迹 。该最佳解决方案如表I所示和表II。

然后我们使用这个方法得到的结果作为Astrogator的初始条件，并使用全力模型模拟。 结果如图2所示，数值见表III和表IV。得到的V-Infinity与来自MAnE的圆锥形结果匹配较好发射后，轨迹（实线粗线）通过地球轨道，然后飞过火星轨线。 虽然金星本身并不接近，这个飞行是一种引力的重力辅助返回轨线（虚线）使近日点接近金星的轨道 。在近日点后，轨迹继续回到地球执行折返。

火星飞行如图3所示。 周围点发生在大约100公里的火星的黑暗面上

高度。虽然在这个高度上有一定的灵活性。 该图中显示了终结者，以及向太阳的方向。速度约为7.27公里/秒。 在这个双曲通道，航天器将在距离火星不超过10万公里飞行大约十个小时。

总之，这个轨迹需要离开地球的C3为38.835 km2/sec2 近地点速度为14.18公里/秒。 下一个问题是如果发射车辆可以向C3发出足够的质量， 胶囊是否可以搭配隔热罩来承受重入地球速度14.18公里/秒。

表I 表 II 使用 MAnE 计算 Astrogator 得到的第一个估计日期的最佳轨迹 数值

图2 使用 MAnE 计算 Astrogator 得到的第一个估计日期的最佳轨迹图示

III发射飞行器及载重值

为了确定运载火箭能以C3=38.835投掷太空舱逃离地球。我们需要一个值用于有效负载质量。 在这项研究中，我们使用了10,000公斤的价值，这是基于估计一个干重的SpaceX Dragon 火箭，其质量为4200公斤，货物质量为6000公斤[7]。

对于代表性的运载火箭，我们选择使用猎鹰。 根据SpaceX [8]的新闻稿2011年4月，第一次猎鹰重型发射应在2013年或2014年。根据SpaceX小册子的第7版，Falcon Heavy将能够运载（从卡纳维拉尔角）29,610公斤到28.5度倾向185公里圆形低地球轨道（LEO），和15,010公斤到185 x 35,788公里地球静止轨道（GTO）[7]。 版本12文件[9]指出，猎鹰重型将能够交付53,000公斤到一个28.5度的倾斜轨道（没有提到高度 ）和19,000公斤到28.5度倾斜的GTO轨道

（没有给出特定的轨道尺寸）另一个参考，然而，在SpaceX网站，说猎鹰重型将能够提供53,000公斤到28.5度倾斜LEO，12,000公斤倾斜27度，GTO [10]。

此外，据报道，猎鹰重型在跨月发射（TLI）和通过Trans-Mars发射 （TMI）可以承载14,000公斤。 这些是我们在这个分析中使用的假设。 它们与美国航空航天局和SpaceX的Red Dragon研究相一致[12]其中提到说Falcon Heavy能投掷超过10吨质量到火星（C 310km2/s2）。

IV.计算投掷质量

使用如上所述的投掷质量数，我们产生C3的曲线作为投掷质量的函数。 我们首先从每个200公里的停车轨道估计超出的Delta;V，然后我们将曲线拟合到这个数据中，如图4所示。

对于38.8km2/s2的C3，Delta;V是4.86公里/秒。从这些曲线，我们对于Falcon Heavy的C3曲线进一步分析有效负载质量，如图5所示。 这曲线通过将图4中速度加到STK / Astrogator的250公里，然后计算

每个点的结果C3得到。 从这条曲线可以看出所估计的质量是9800公斤。为了本研究的目的，我们将其加为10,000 kg。

表5 LEO Delta;V vs载重量曲线拟合数据

图4 LEO Delta;V vs载重量曲线拟合曲线

图5猎鹰重型载荷vs C3

V有限燃料建模

我们基于猎鹰数据表估计Falcon 9第二阶段的参数[13]（Falcon Heavy 使用了相同的阶段）这个阶段，V1.1第二阶段将会使用

Merlin 1D发动机，估计真空推力为400,000 N，真空ISP为340秒，干重4.7吨。 估计第二阶段的燃料使用量高于200公里的LEO基线，我们估计了适当的Delta;V需要多少燃料。我们基于STK / Astrogator的数值整合，得到表VI中的数据。 对于有限的机动，我们计算燃烧持续时间为420秒。

我们估计有15吨的有效载荷（包括约4.7吨）吨，用于阶段2干质量），并得出a的燃料负荷有限的TMI机动需要大约50吨的燃料超越LEO。 这与a的参考数据[13]相比较总体燃料负荷为73.4吨。

注意到虽然SpaceX的引用声称猎鹰重型到低地轨道可以提升53吨，这是指53吨有效载荷物质到200公里循环LEO。 在我们的情况下靶向火星逃逸的38.8km2/s22，我们只假设有效载荷量为10吨。 这会留下多余的LEO第二阶段的推进剂。 表VI显示a估计我们认为的LEO中超过50吨的质量用于TMI机动的超量推进剂。 （我们假设零推进剂在LEO轨道超量53吨）。

表6 2018火星自由回归二阶段冲力Delta;V和有限Delta;V

VI．再热速度和热量

我们设计了几个气穴轨迹，如图6所示，将近地点的高度瞄准在56.5公里至61.5公里的范围内。 图中的数字是指造成该轨迹的近地点高度。 62公里或以上的近地点逃跑，56公里或更短时间进行直接折返。 我们使用1976年美国标准大气模型（由NOAA，美国航空航天局和美国空军联合开发）和5吨质量的挡风玻璃面积约10.2米。 我们模拟了无电梯的简单大气阻力，数值积分器中的恒定系数（Cd）为1.3。 （该值类似于阿波罗）。图7显示了折返期间的速度（右侧的虚线）以约14.2公里/秒的速度达到峰值。 这可能会通过改变发射轨迹或火星飞行条件来减少，我们将在未来的研究中对此进行研究。

图6不同近地点高度的气穴轨线

图7 折返期间高度速度关系

图8显示了在56.5公里到62公里的近地点高度范围内由于大气阻力而产生的g力。 最低的近地点具有最高的g力，峰值载荷范围从刚刚低于6g到仅超过9g。 当然，如果远地点到达月球轨道，飞行距离会增加飞行任务的时间长达10天左右。 因为胶囊的服务模块将在气动制动之前被释放，所以胶囊的动力系统可能依赖于电池。 必须根据这些考虑因素以及折返条件来优化后制动轨道轨道。

图8 由于大气阻力而产生的g力

在再折返前必须释放的放弃结构之后，估计该航天器为5000公斤。 从空气动力学，空气动力学和热保护系统（TPS）的角度来看，一个5000公斤，3.6米直径的宇宙飞船重新进入地球大气层是一个挑战。 这个任务要求在地球上进行一次充气机动和一次折返。 迄今为止，还没有在地球或其他行星目的地尝试这种类型的空中侦察机动。 大气入口速度估计为14.2公里/秒，这将使得目前任何载人车辆的最快折返速度。 打破迄今为止，人造，但无人驾驶的最快记录，成功地重新进入了美国宇航局星尘任务的样品回收胶囊，12.6公里/秒，估计总停滞热通量为1200瓦/平方厘米[14]15,16]。

假设用于再入的基准车辆架构是Dragon capsule，需要更多研究的几个TPS相关问题。首先，我们需要更高的保真度预测折返轨迹和空气热负荷。折返的细节将对热负荷产生重大影响。地球折返期间的总热负荷将决定TPS材料需要保护底层结构的厚度。峰值热通量将驱动实际TPS材料的选择。Dragon capsule遮光罩使用酚醛浸渍碳消除器（PICA）的变体，已在1200W / cm2的实际飞行环境中得到证明[17]。一些非常初步的空气热预测的火星返回空气捕捉机动显示超过3,500 W / cm2的峰值停滞加热，以冲击层辐射加热为主。迄今为止，PICA在这些加热热通量水平方面尚未进行任何地面试验。然而，没有数据表明，使用现有的分析模型，PICA在这些条件下不会如预期的那样执行。需要进行地面测试，如电弧喷射测试，以验证PICA的性能。

第二，目前的作战载人航天器的设计目的是在低于特派团的条件下运作，这些飞行任务的名义上可达六个月至一年。 这些任务的微流星体和轨道碎片（MMOD）和热环境得到了很好的表征，并且制定了减轻或控制其影响的系统。 需要对500天火星任务期间的空间环境进行一些调查，以便预测这些环境对TPS的影响并确定任何必要的设计变更。

第三，折返期间的TPS性能受两个主要因素的影响：峰值热通量和总热负荷以及其他因素。 需要进行贸易研究，以确定使用空气捕捉机动是否为分散热负荷的一种最佳方法。 它与吸气相关的较长的浸泡时间可能导致比直接折返更加严格的TPS要求。 使用直接跳跃进入轨迹与银行操纵来排除能量，可能工作以及采气/再入合并。 这项研究将包括轨迹优化，空气温度环境预测和TPS大小计算。

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