在星际任务中减轻船载燃料重量的方法

摘要

本发明涉及一种在星际任务中减轻船载燃料重量的方法，其特征在于，该方法包括：将第一轨道飞行器宇宙飞船(1)从地球发射(10a)到通向待探测的目标行星的第一星际轨道(31，33)上，将第二轨道飞行器宇宙飞船(2)从地球发射(10b)到通向交会点(38)的第二星际轨道(32，34)上，该第二星际轨道不包括任何位于绕所述目标行星的轨道中的阶段，回收待运输的负载并将其装载到所述第一轨道飞行器宇宙飞船(1)上，所述第一轨道飞行器宇宙飞船(1)和负载从所述目标行星返回到所述交会点(38)，启动所述两个轨道飞行器宇宙飞船(1，2)的对接(14)，至少所述第二轨道飞行器宇宙飞船(2)和负载从所述交会点(38)返回到地球轨道(41)。

说明书

技术领域

本发明涉及一种在星际任务中减轻船载燃料重量的方法。其特别应用于例如执行火星探测任务的回程飞行中的星际宇宙飞船的领域。

背景技术

宇航员和/或物质样本从遥远的行星返回到地球特别需要将例如被称为轨道飞行器(orbiter)的宇宙飞船发射到将被探测的行星上并使该宇宙飞船返回到地球。在旅行过程中，特别是由于宇宙飞船必须加速以脱离地球，然后在其到达将被探测的行星之前制动，再次加速以离开行星，以及最后在到达地球之前制动，这一任务引起几种重要的操作以及相关的燃料的重量消耗。

一方面，在速度剧烈变化期间，即在起飞和着陆的各个阶段中，燃料的消耗很高；另一方面，飞船的总重量越高越大，这些后续的速度变化所产生的燃料需求指数型增大(称为“雪球”效应)，因此将携带的重量也指数型增大。通常，星际任务必需的燃料的重量大于被称为净重(dry weight)的宇宙飞船的有用重量。

要携带的燃料的重量非常重要，由于在发射时需要例如更大的也因此更昂贵的运载火箭，因此其显著地影响星际任务的成本以及轨道飞行器宇宙飞船的尺寸和重量。

为了降低星际任务将携带的燃料的重量，已知在返回地球时，使用在返回阶段(re-entry phase)将其能量直接耗散到地球大气中的被动式气体热力返回舱(aero-thermo-dynamic passive re-entry capsule)。该返回舱可以避免在着陆于地球之前的最后制动阶段，但其存在对于地球环境来说非常严重的事故的风险，特别是当该任务包括取回物质样本时，例如从彗星收集尘埃样本的美国Genesis任务，就在其地球着陆阶段失败。

发明内容

本发明的目的是通过提出一种方法来弥补上述缺陷，该方法可以节省星际任务所携带的燃料的重量，且不表现被动式返回舱对地球环境的危险。

为此，本发明的主题是一种在星际任务中减轻船载燃料重量的方法，其特征在于，该方法包括：

将第一轨道飞行器宇宙飞船从地球发射到通向待探测的目标行星的第一星际轨道上，

将第二轨道飞行器宇宙飞船从地球发射到通向交会点的第二星际轨道上，该第二星际轨道不包括任何位于绕目标行星的轨道中的阶段，

回收(recover)待运输的负载并将其装载到第一轨道飞行器宇宙飞船上，

第一轨道飞行器宇宙飞船和负载从目标行星返回到交会点，

启动两个轨道飞行器宇宙飞船的对接，

至少第二轨道飞行器宇宙飞船和负载从交会点返回到地球轨道。

有利地，在第一轨道飞行器宇宙飞船从地球发射的过程中，第一轨道飞行器宇宙飞船包括仅对应于用于完成任务的第一部分所需的重量的燃料重量，该任务的第一部分在对接时在交会点处结束。

有利地，第二轨道飞行器宇宙飞船包括允许其在对接后接替第一宇宙飞船并完成从交会点直到返回地球轨道的任务的燃料的重量。

有利地，该方法进一步包括利用至少一个位于第二星际轨道上的行星或月球的重力辅助，以进一步降低完成任务所需的燃料的重量。

根据本发明的第一实施例，对接阶段之后，两个轨道飞行器宇宙飞船一起回到地球轨道。

有利地，两个轨道飞行器宇宙飞船从交会点返回地球轨道所需的燃料重量放置在第二轨道飞行器宇宙飞船中。

根据本发明的第二实施例，该方法进一步包括在对接阶段之后，将负载从第一轨道飞行器宇宙飞船卸载到第二轨道飞行器宇宙飞船中，然后废弃第一轨道飞行器宇宙飞船。

优选地，通过从目标行星向第一轨道飞行器宇宙飞船发射的第一火箭或第一航天飞机(space shuttle)来回收负载，且在负载的回收过程中，第一轨道飞行器宇宙飞船留在绕目标行星的轨道中。

优选地，通过选自从地球朝第二轨道飞行器宇宙飞船发射的空间站、第二火箭或第二航天飞机的第三宇宙飞船来卸载负载，第二轨道飞行器宇宙飞船单独的或者与第一轨道飞行器宇宙飞船限定在一起留在绕地轨道中。

优选地，交会点位于目标行星和地球之间的交会轨道上。

有利地，负载包括乘客和/或从目标行星收集的物质样本。

附图说明

参考附图，通过后续的仅为示例性为非限制性的描述，本发明的其他特征和优点将显而易见，其中：

图1是根据现有技术的星际任务中燃料重量变化的实例的简要示意图；

图2是根据本发明的星际任务中燃料重量变化的简要示意图；

图3是根据本发明的第一轨道飞行器宇宙飞船的轨迹的第一实例；

图4是根据本发明的第二轨道飞行器宇宙飞船的轨迹的第一实例；

图5是根据本发明利用重力辅助操作来加速或制动轨道飞行器宇宙飞船的两个轨道飞行器宇宙飞船的轨迹的第二实例。

具体实施方式

参考图1，发射时轨道飞行器宇宙飞船上的燃料的总重量TM0在对应于第一速度变化等于Delta V1的相对于地球释放飞船及其方位的阶段10第一次剧烈减少，然后在对应于第二速度变化等于Delta V2的接近于目标行星并着陆于该目标行星的制动阶段11第二次剧烈减少。在宇宙飞船返回地球的途中，燃料的总重量在对应于第三速度变化等于Delta V3的从目标行星离开的阶段12第三次大量减少，然后在对应于第四速度变化等于Delta V4的制动和着陆于地球的阶段13第四次大量减少。

一旦到达地球，宇宙飞船上的剩余重量TMR对应于宇宙飞船的固有重量加上可能的乘客和/或从目标行星收集的物质样本的重量。燃料的重量通常在飞船在地球和目标行星之间的返回旅程中全部被消耗掉。

在飞船飞行的前三个阶段的每一阶段中，由于用于执行第四阶段中的制动和着陆操作的船载燃料的额外重量，燃料消耗已经增加。实际上，在前三个阶段的每一阶段中，第四阶段所需的燃料的重量增加了将被制动或加速的飞船的总重量，而飞船的总重量还必须要加上执行更大的重量的加速或制动所需的燃料的额外重量。这种现象被称为“雪球”效应。

除了燃料消耗最高的这四个主要阶段，还有包括在空间和在行星轨道中的操作的中间操作，这增大了“雪球”效应。

参考图2，根据本发明，具有总重量TM1的第一轨道飞行器宇宙飞船1被发射到朝向待探测的目标行星的第一星际轨道，具有总重量TM2的第二轨道飞行器宇宙飞船2被发射到第二星际轨道，该第二星际轨道通向可能但并非必然位于星际交会轨道(interplanetary encounterorbit)30上的预定交会点。星际交会轨道30优选地位于目标行星与地球之间，且可以例如但并非必须穿过目标行星的轨道和地球轨道。可变的，交会轨道也可以位于例如目标行星和地球中间或位于目标行星的轨道中。优选地，第二星际轨道不包括任何位于(placing)绕目标行星的轨道的阶段。第二轨道飞行器在其进入绕目标行星的轨道之前、之中、或之后都不与交会点相遇，因为这将需要后续的制动和加速操作，其是严重消耗燃料的阶段。第二轨道飞行器宇宙飞船2的发射10b可以在第一轨道飞行器宇宙飞船1的发射10a之前或之后进行，但是某些发射轨迹是优选的，因为其能更经济地到达预定的交会点。有利地，发射时第一轨道飞行器飞船1在船上只装载完成任务的第一部分(对应于飞行的前三个阶段10a，11，12)所需的燃料的重量。对应于制动和进入绕地轨道13的飞行的第四阶段所需的燃料的重量装载在第二轨道飞行器宇宙飞船上。发射后，第二轨道飞行器宇宙飞船2在其轨道上朝交会点运动，例如位于星际交会轨道30上的交会点，直到第一轨道飞行器宇宙飞船1与其相遇。当在交会点的交会启动时，第一轨道飞行器飞船已经用尽其发射过程中携带的燃料的重量。然后，第二轨道飞行器飞船取而代之(take over)以实现并完成任务的第四阶段13。

根据本发明的第一实施例，在第一轨道飞行器宇宙飞船1返回到地球的途中，当第一轨道飞行器宇宙飞船1与第二轨道飞行器宇宙飞船2在交会点相遇时，两个轨道飞行器飞船1和2被限定(tethered)14在一起，然后两个宇宙飞船一起朝地球返回，第二轨道飞行器宇宙飞船2提供返回、制动和两个被限定的飞船被置于绕地轨道13所需的燃料。在两个轨道飞行器宇宙飞船1和2被限定时，第一宇宙飞船1的重量等于其固有重量加上可能的负载的重量，例如可能的乘客和/或从目标行星采集的物质样本。

根据本发明的第二实施例，在第一宇宙飞船返回地球的途中，当第一轨道飞行器宇宙飞船1与第二轨道飞行器宇宙飞船2在交会点相遇时，两个轨道飞行器飞船1和2被限定14在一起，第二轨道飞行器宇宙飞船2回收负载(recover the load)，例如可能的乘客和/或由第一轨道飞行器飞船1从目标行星采集的物质样本，然后两个轨道飞行器飞船1，2被解开且第二轨道飞行器飞船2单独返回地球，第一轨道飞行器飞船1被废弃在太空中。本发明的第二实施例可以进一步减少探测任务所需的燃料的重量，但是需要转移乘客和/或收集样本的操作。有利地，为了节省额外的燃料，在转移和/或装载操作中，第一轨道飞行器宇宙飞船1留在绕目标行星的轨道中，且不降落在该行星上。类似地，优选地，在返回地球轨道时，第二轨道飞行器宇宙飞船2或其子部件不降落在地球上而是留在绕地轨道中。通过例如一方面在目标行星和绕目标行星的轨道中的第一轨道飞行器飞船之间，另一方面在地球和第二轨道飞行器飞船，或者如果适当，在地球和绕地轨道中的两个限定在一起的轨道飞行器飞船之间，通过两个火箭或两个航天飞机实现返程来执行样本和/或乘客的回收。

因此，发射到具有交会点以转移负载或将所述轨道飞行器宇宙飞船连接到一起的两个不同的优化轨道上的两个独立的轨道飞行器宇宙飞船的使用可以将燃料的重量分配到两个宇宙飞船中，从而避免了由任务的第四阶段导致的“雪球”效应。从而，这样有可能节约对应于“雪球”效应的额外的燃料重量，以及相对于单独的轨道飞行器飞船削减任务成本。

因此，第一轨道飞行器宇宙飞船1和第二轨道飞行器宇宙飞船2上的总重量TM1+TM2小于如果单独的轨道飞行器宇宙飞船被发送到目标行星上飞船将装载的总重量TM0。此外，每个轨道飞行器飞船的重量TM1和TM2远低于现有技术的轨道飞行器飞船的总重量TM0，因此其表现出允许使用由更小也因此更便宜的火箭发射的两个更小的轨道飞行器飞船的优点。

可选地，如果适当，在另一类包括例如返回样本和/或大量乘客的任务中这还可以保证返回该额外的重量，而相对于现有技术不增大用于发射轨道飞行器飞船的火箭的尺寸和从而带来的成本。

在轨道飞行器飞船沿其各自的轨道运动的过程中，可以通过脉冲作用来致动各种制动和加速操作，即通过使用化学推进装置在短时间内强力推进，或者通过使用等离子体或电气推进装置在长时间内较弱的作用来致动。也可以通过结合两种推进装置来执行操作。当在第一或第二轨道飞行器飞船上使用两种推进装置的结合的情况下，可以在使用后(例如电气推进阶段)通过在执行下一操作之前分离一个已用尽的推进装置来分割该轨道飞行器飞船，从而在执行下一操作之前抛弃无用的重量。

类似地，对于为两个轨道飞行器飞船中的每一个设计的轨道，可以利用地球、目标行星和/或任何所述轨道上可用的中间行星或月球进一步增加重力辅助操作，包括通过修改所述轨道来有意穿过用于该辅助功能的行星。

图3和4显示了位于黄道平面XY中的第一和第二轨道飞行器飞船的各自轨迹的第一实例，刻度为天文单位(astronomical unit)。地球的轨道35和火星的轨道40由粗线表示。例如在同一天，例如2015年9月15日，两个轨道飞行器飞船1和2从地球上的相同地点A被独立发射到两个不同的星际轨道31和32上，并朝火星前进。第一轨道飞行器飞船1例如在2017年11月15日在点B进入绕火星轨道，而第二轨道飞行器飞船2在位于两个行星，即地球和火星之间的第二星际轨道32中朝预定的交会点运动。在图4所示的例子中，交会点位于通过靠近两行星的轨道的星际交会轨道30上，但这并不是必须的。在对应于第二轨道飞行器飞船通过靠近第一轨道飞行器飞船的位置的预定日期，例如在2018年3月15日，第一宇宙飞船1在点C离开火星轨道并例如也在同一天在位于空间交会轨道30中的交会点与第二轨道飞行器飞船相遇。然后两个轨道飞行器飞船被限定在一起，且两个被限定在一起的飞船在例如2018年8月27日当其到达位置D时返回地球。可选地，在两个飞船被限定之后，所采集的样本和/或乘客从第一轨道飞行器飞船转移到第二轨道飞行器飞船中，然后两个轨道飞行器飞船被解开且只有第二轨道飞行器飞船及其负载回到地球轨道。

图3和4只是轨道的非限制性实例。离开地球或目标行星的方案可以不同。特别地，例如，轨道飞行器飞船可以直接位于其朝向目标行星的轨道中，或者先前被置于一个或多个中间轨道中。

图5显示了两个轨道飞行器宇宙飞船的轨道的第二实例，其利用重力辅助操作以加速或制动宇宙飞船，从而可以进一步减小完成两个轨道飞行器飞船的任务所需的燃料的重量。重力辅助操作是行星与宇宙飞船之间的动量交换。

图5显示了环绕太阳50的地球的轨道35，环绕太阳50的目标行星的轨道40，以及每个轨道飞行器宇宙飞船1和2的轨道的示例性变化。第一轨道飞行器飞船1从点A1从地球发射到绕太阳50的第一轨道33上，第一轨道通往目标行星，例如火星。一旦到达火星，第一轨道飞行器飞船1位于绕火星的轨道37中。通过大气或推进制动，然后第一轨道飞行器飞船下降到更低的轨道36以通过火箭或当地的航天飞机收回负载。第二轨道飞行器飞船2独立于第一轨道飞行器飞船1从点A2从地球发射到与第一轨道33不同的绕太阳50的第二轨道34上。第二轨道34从地球轨道35延伸到交会点38所在的靠近火星轨道的轨道42。当接近火星时，例如通过使用第一火星重力辅助操作来加速第二轨道飞行器飞船2并以适当的方式修改其轨道，第二轨道飞行器飞船2进入绕太阳的轨道42。当第一轨道飞行器飞船1的加载结束时，第一轨道飞行器飞船1可以到达交会点，且其燃料水平仅够离开火星轨道。当第一轨道飞行器飞船1在交会点38与第二轨道飞行器飞船2相遇时，执行负载从第一轨道飞行器飞船1向第二轨道飞行器飞船2的交换或者两个轨道飞行器飞船1和2的连接。然后，轨道飞行器2可以执行低强度因此消耗较少燃料的第二顺序的变轨操作，从而采取火星的第二重力辅助以被置入(injected)到从火星到地球的转换轨道39中。当接近地球轨道时，第三顺序的地球重力辅助可以减小转换轨道39的能量且可以减小为使第二轨道飞行器飞船2变换到绕地轨道41中而进行的轨道操作所需的燃料的量。为了使所需的重量最小，优选地，第二轨道飞行器飞船2被置入严格的椭圆轨道41中，然后，当第二轨道飞行器飞船位于只有几百公里的高度时，例如400km左右的高度，通过使用大气制动(atmospheric braking)的现有技术，该轨道可以逐渐地呈现为近似圆形。通过在较高的地球大气层中降低近地点，大气制动技术可以消耗宇宙飞船的轨道能量并减低远地点同时消耗很少量的燃料。最后，负载可以被转移到位于例如地球轨道中的第三飞船上，例如空间站(例如国际空间站ISS)、火箭、航天飞机、或能够执行地球返回任务的其他类型的载人飞行器，或者转移到将返回并降落到地球上的自动大气返回舱(automatic atmospheric re-entry capsule)中。如果负载包括受到行星保护限制的样本，通过载人飞行器返回是优选的。

虽然已经参考特定实施例描述了本发明，但显然，本发明不以任何方式被限制为所述实施例，本发明包括所述方法的所有等效技术方案及其可能落入本发明的保护范围内的结合。