專利名稱：在星際任務中減輕船載燃料重量的方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種在星際任務中減輕船載燃料重量的方法。其特別 應用于例如執(zhí)行火星探測任務的回程飛行中的星際宇宙飛船的領域。
背景技術：
宇航員和/或物質樣本從遙遠的行星返回到地球特別需要將例如被
稱為軌道飛行器(orbiter)的宇宙飛船發(fā)射到將被探測的行星上并使該 宇宙飛船返回到地球。在旅行過程中，特別是由于宇宙飛船必須加速 以脫離地球，然后在其到達將被探測的行星之前制動，再次加速以離 開行星，以及最后在到達地球之前制動，這一任務引起幾種重要的操 作以及相關的燃料的重量消耗。
一方面，在速度劇烈變化期間，即在起飛和著陸的各個階段中， 燃料的消耗很高；另一方面，飛船的總重量越高越大，這些后續(xù)的速 度變化所產生的燃料需求指數型增大(稱為"雪球"效應)，因此將攜帶 的重量也指數型增大。通常，星際任務必需的燃料的重量大于被稱為 凈重(dry weight)的宇宙飛船的有用重量。
要攜帶的燃料的重量非常重要，由于在發(fā)射時需要例如更大的也 因此更昂貴的運載火箭，因此其顯著地影響星際任務的成本以及軌道 飛行器宇宙飛船的尺寸和重量。
為了降低星際任務將攜帶的燃料的重量，已知在返回地球時，使 用在返回階段(re-entryphase)將其能量直接耗散到地球大氣中的被動 式氣體熱力返回船(aero-thermo-dynamic passive re-entry capsule)。 該 返回艙可以避免在著陸于地球之前的最后制動階段，但其存在對于地 球環(huán)境來說非常嚴重的事故的風險，特別是當該任務包括取回物質樣 本時，例如從彗星收集塵埃樣本的美國Genesis任務，就在其地球著陸 階段失敗。

發(fā)明內容
本發(fā)明的目的是通過提出一種方法來彌補上述缺陷，該方法可以 節(jié)省星際任務所攜帶的燃料的重量，且不表現被動式返回艙對地球環(huán) 境的危險。
為此，本發(fā)明的主題是一種在星際任務中減輕船載燃料重量的方 法，其特征在于，該方法包括
將第一軌道飛行器宇宙飛船從地球發(fā)射到通向待探測的目標行星 的第一星際軌道上，
將第二軌道飛行器宇宙飛船從地球發(fā)射到通向交會點的第二星際 軌道上，該第二星際軌道不包括任何位于繞目標行星的軌道中的階段，
回收(recover)待運輸的負載并將其裝載到第一軌道飛行器宇宙 飛船上，
第一軌道飛行器宇宙飛船和負載從目標行星返回到交會點， 啟動兩個軌道飛行器宇宙飛船的對接，
至少第二軌道飛行器宇宙飛船和負載從交會點返回到地球軌道。
有利地，在第一軌道飛行器宇宙飛船從地球發(fā)射的過程中，第一 軌道飛行器宇宙飛船包括僅對應于用于完成任務的第一部分所需的重 量的燃料重量，該任務的第一部分在對接時在交會點處結束。
有利地，第二軌道飛行器宇宙飛船包括允許其在對接后接替第一 宇宙飛船并完成從交會點直到返回地球軌道的任務的燃料的重量。
有利地，該方法進一步包括利用至少一個位于第二星際軌道上的 行星或月球的重力輔助，以進一步降低完成任務所需的燃料的重量。
根據本發(fā)明的第一實施例，對接階段之后，兩個軌道飛行器宇宙 飛船一起回到地球軌道。
有利地，兩個軌道飛行器宇宙飛船從交會點返回地球軌道所需的 燃料重量放置在第二軌道飛行器宇宙飛船中。
根據本發(fā)明的第二實施例，該方法進一步包括在對接階段之后， 將負載從第一軌道飛行器宇宙飛船卸載到第二軌道飛行器宇宙飛船 中，然后廢棄第一軌道飛行器宇宙飛船。
優(yōu)選地，通過從目標行星向第一軌道飛行器宇宙飛船發(fā)射的第一 火箭或第一航天飛機(space shuttle)來回收負載，且在負載的回收過程中，第一軌道飛行器宇宙飛船留在繞目標行星的軌道中。
優(yōu)選地，通過選自從地球朝第二軌道飛行器宇宙飛船發(fā)射的空間
站、第二火箭或第二航天飛機的第三宇宙飛船來卸載負載，第二軌道
飛行器宇宙飛船單獨的或者與第一軌道飛行器宇宙飛船限定在一起留
在繞地軌道中。
優(yōu)選地，交會點位于目標行星和地球之間的交會軌道上。 有利地，負載包括乘客和/或從目標行星收集的物質樣本。


參考附圖，通過后續(xù)的僅為示例性為非限制性的描述，本發(fā)明的 其他特征和優(yōu)點將顯而易見，其中
圖1是根據現有技術的星際任務中燃料重量變化的實例的簡要示 意圖2是根據本發(fā)明的星際任務中燃料重量變化的簡要示意圖； 圖3是根據本發(fā)明的第一軌道飛行器宇宙飛船的軌跡的第一實例； 圖4是根據本發(fā)明的第二軌道飛行器宇宙飛船的軌跡的第一實例； 圖5是根據本發(fā)明利用重力輔助操作來加速或制動軌道飛行器宇 宙飛船的兩個軌道飛行器宇宙飛船的軌跡的第二實例。
具體實施例方式
參考圖1，發(fā)射時軌道飛行器宇宙飛船上的燃料的總重量TM0在 對應于第一速度變化等于Delta VI的相對于地球釋放飛船及其方位的 階段IO第一次劇烈減少，然后在對應于第二速度變化等于Delta V2的 接近于目標行星并著陸于該目標行星的制動階段11第二次劇烈減少。 在宇宙飛船返回地球的途中，燃料的總重量在對應于第三速度變化等 于Delta V3的從目標行星離開的階段12第三次大量減少，然后在對應 于第四速度變化等于Delta V4的制動和著陸于地球的階段13第四次大 量減少。
一旦到達地球，宇宙飛船上的剩余重量TMR對應于宇宙飛船的固 有重量加上可能的乘客和/或從目標行星收集的物質樣本的重量。燃料 的重量通常在飛船在地球和目標行星之間的返回旅程中全部被消耗掉。
在飛船飛行的前三個階段的每一階段中，由于用于執(zhí)行第四階段 中的制動和著陸操作的船載燃料的額外重量，燃料消耗已經增加。實 際上，在前三個階段的每一階段中，第四階段所需的燃料的重量增加 了將被制動或加速的飛船的總重量，而飛船的總重量還必須要加上執(zhí) 行更大的重量的加速或制動所需的燃料的額外重量。這種現象被稱為 "雪球"效應。
除了燃料消耗最高的這四個主要階段，還有包括在空間和在行星 軌道中的操作的中間操作，這增大了 "雪球"效應。
參考圖2，根據本發(fā)明，具有總重量TM1的第一軌道飛行器宇宙 飛船1被發(fā)射到朝向待探測的目標行星的第一星際軌道，具有總重量
TM2的第二軌道飛行器宇宙飛船2被發(fā)射到第二星際軌道，該第二星 際軌道通向可能但并非必然4立于星際交會軌道(interplanetary encounter orbit) 30上的預定交會點。星際交會軌道30優(yōu)選地位于目標行星與地 球之間，且可以例如但并非必須穿過目標行星的軌道和地球軌道?？?變的，交會軌道也可以位于例如目標行星和地球中間或位于目標行星 的軌道中。優(yōu)選地，第二星際軌道不包括任何位于(placing)繞目標 行星的軌道的階段。第二軌道飛行器在其進入繞目標行星的軌道之前、 之中、或之后都不與交會點相遇，因為這將需要后續(xù)的制動和加速操 作，其是嚴重消耗燃料的階段。第二軌道飛行器宇宙飛船2的發(fā)射10b 可以在第一軌道飛行器宇宙飛船1的發(fā)射10a之前或之后進行，但是 某些發(fā)射軌跡是優(yōu)選的，因為其能更經濟地到達預定的交會點。有利 地，發(fā)射時第一軌道飛行器飛船1在船上只裝載完成任務的第一部分 (對應于飛行的前三個階段10a， 11， 12)所需的燃料的重量。對應于 制動和進入繞地軌道13的飛行的第四階段所需的燃料的重量裝載在第 二軌道飛行器宇宙飛船上。發(fā)射后，第二軌道飛行器宇宙飛船2在其 軌道上朝交會點運動，例如位于星際交會軌道30上的交會點，直到第 一軌道飛行器宇宙飛船1與其相遇。當在交會點的交會啟動時，第一 軌道飛行器飛船已經用盡其發(fā)射過程中攜帶的燃料的重量。然后，第 二軌道飛行器飛船取而代之(takeover)以實現并完成任務的第四階段 13。根據本發(fā)明的第一實施例，在第一軌道飛行器宇宙飛船1返回到 地球的途中，當第一軌道飛行器宇宙飛船1與第二軌道飛行器宇宙飛
船2在交會點相遇時，兩個軌道飛行器飛船1和2被限定(tethered) 14在一起，然后兩個宇宙飛船一起朝地球返回，第二軌道飛行器宇宙 飛船2提供返回、制動和兩個被限定的飛船被置于繞地軌道13所需的 燃料。在兩個軌道飛行器宇宙飛船1和2被限定時，第一宇宙飛船1 的重量等于其固有重量加上可能的負載的重量，例如可能的乘客和/或
從目標行星采集的物質樣本。
根據本發(fā)明的第二實施例，在第一宇宙飛船返回地球的途中，當 第一軌道飛行器宇宙飛船1與第二軌道飛行器宇宙飛船2在交會點相 遇時，兩個軌道飛行器飛船1和2被限定14在一起，第二軌道飛行器 宇宙飛船2回收負載(recover the load),例如可能的乘客和/或由第一 軌道飛行器飛船1從目標行星采集的物質樣本，然后兩個軌道飛行器 飛船l， 2被解開且第二軌道飛行器飛船2單獨返回地球，第一軌道飛 行器飛船1被廢棄在太空中。本發(fā)明的第二實施例可以進一步減少探 測任務所需的燃料的重量，但是需要轉移乘客和/或收集樣本的操作。 有利地，為了節(jié)省額外的燃料，在轉移和/或裝載操作中，第一軌道飛 行器宇宙飛船1留在繞目標行星的軌道中，且不降落在該行星上。類 似地，優(yōu)選地，在返回地球軌道時，第二軌道飛行器宇宙飛船2或其 子部件不降落在地球上而是留在繞地軌道中。通過例如一方面在目標 行星和繞目標行星的軌道中的第一軌道飛行器飛船之間，另一方面在 地球和第二軌道飛行器飛船，或者如果適當，在地球和繞地軌道中的 兩個限定在一起的軌道飛行器飛船之間，通過兩個火箭或兩個航天飛 機實現返程來執(zhí)行樣本和/或乘客的回收。
因此，發(fā)射到具有交會點以轉移負載或將所述軌道飛行器宇宙飛 船連接到一起的兩個不同的優(yōu)化軌道上的兩個獨立的軌道飛行器宇宙 飛船的使用可以將燃料的重量分配到兩個宇宙飛船中，從而避免了由 任務的第四階段導致的"雪球"效應。從而，這樣有可能節(jié)約對應于 "雪球"效應的額外的燃料重量，以及相對于單獨的軌道飛行器飛船 削減任務成本。
因此，第一軌道飛行器宇宙飛船1和第二軌道飛行器宇宙飛船2上的總重量TM1+TM2小于如果單獨的軌道飛行器宇宙飛船被發(fā)送到 目標行星上飛船將裝載的總重量TMO。此外，每個軌道飛行器飛船的 重量TM1和TM2遠低于現有技術的軌道飛行器飛船的總重量TM0， 因此其表現出允許使用由更小也因此更便宜的火箭發(fā)射的兩個更小的 軌道飛行器飛船的優(yōu)點。
可選地，如果適當，在另一類包括例如返回樣本和/或大量乘客的 任務中這還可以保證返回該額外的重量，而相對于現有技術不增大用 于發(fā)射軌道飛行器飛船的火箭的尺寸和從而帶來的成本。
在軌道飛行器飛船沿其各自的軌道運動的過程中，可以通過脈沖 作用來致動各種制動和加速操作，即通過使用化學推進裝置在短時間 內強力推進，或者通過使用等離子體或電氣推進裝置在長時間內較弱 的作用來致動。也可以通過結合兩種推進裝置來執(zhí)行操作。當在第一 或第二軌道飛行器飛船上使用兩種推進裝置的結合的情況下，可以在 使用后(例如電氣推進階段)通過在執(zhí)行下一操作之前分離一個已用 盡的推進裝置來分割該軌道飛行器飛船，從而在執(zhí)行下一操作之前拋 棄無用的重量。
類似地，對于為兩個軌道飛行器飛船中的每一個設計的軌道，可 以利用地球、目標行星和/或任何所述軌道上可用的中間行星或月球進 一步增加重力輔助操作，包括通過修改所述軌道來有意穿過用于該輔 助功能的行星。
圖3和4顯示了位于黃道平面XY中的第一和第二軌道飛行器飛 船的各自軌跡的第一實例，刻度為天文單位(astronomical unit)。地球 的軌道35和火星的軌道40由粗線表示。例如在同一天，例如2015年 9月15日，兩個軌道飛行器飛船1和2從地球上的相同地點A被獨立 發(fā)射到兩個不同的星際軌道31和32上，并朝火星前進。第一軌道飛 行器飛船1例如在2017年11月15日在點B進入繞火星軌道，而第二 軌道飛行器飛船2在位于兩個行星，即地球和火星之間的第二星際軌 道32中朝預定的交會點運動。在圖4所示的例子中，交會點位于通過 靠近兩行星的軌道的星際交會軌道30上，但這并不是必須的。在對應 于第二軌道飛行器飛船通過靠近第一軌道飛行器飛船的位置的預定日 期，例如在2018年3月15日，第一宇宙飛船1在點C離開火星軌道并例如也在同一天在位于空間交會軌道30中的交會點與第二軌道飛行 器飛船相遇。然后兩個軌道飛行器飛船被限定在一起，且兩個被限定
在一起的飛船在例如2018年8月27日當其到達位置D時返回地球。 可選地，在兩個飛船被限定之后，所采集的樣本和/或乘客從第一軌道 飛行器飛船轉移到第二軌道飛行器飛船中，然后兩個軌道飛行器飛船 被解開且只有第二軌道飛行器飛船及其負載回到地球軌道。
圖3和4只是軌道的非限制性實例。離開地球或目標行星的方案 可以不同。特別地，例如，軌道飛行器飛船可以直接位于其朝向目標 行星的軌道中，或者先前被置于一個或多個中間軌道中。
圖5顯示了兩個軌道飛行器宇宙飛船的軌道的第二實例，其利用 重力輔助操作以加速或制動宇宙飛船，從而可以^4一步減小完成兩個 軌道飛行器飛船的任務所需的燃料的重量。重力輔助操作是行星與宇 宙飛船之間的動量交換。
圖5顯示了環(huán)繞太陽50的地球的軌道35，環(huán)繞太陽50的目標行 星的軌道40，以及每個軌道飛行器宇宙飛船1和2的軌道的示例性變 化。第一軌道飛行器飛船1從點Al從地球發(fā)射到繞太陽50的第一軌 道33上，第一軌道通往目標行星，例如火星。 一旦到達火星，第一軌 道飛行器飛船1位于繞火星的軌道37中。通過大氣或推進制動，然后 第一軌道飛行器飛船下降到更低的軌道36以通過火箭或當地的航天飛 機收回負載。第二軌道飛行器飛船2獨立于第一軌道飛行器飛船1從 點A2從地球發(fā)射到與第一軌道33不同的繞太陽50的第二軌道34上。 第二軌道34從地球軌道35延伸到交會點38所在的靠近火星軌道的軌 道42。當接近火星時，例如通過使用第一火星重力輔助操作來加速第 二軌道飛行器飛船2并以適當的方式修改其軌道，第二軌道飛行器飛 船2進入繞太陽的軌道42。當第一軌道飛行器飛船1的加載結束時， 第一軌道飛行器飛船1可以到達交會點，且其燃料水平僅夠離開火星 軌道。當第一軌道飛行器飛船1在交會點38與第二軌道飛行器飛船2 相遇時，執(zhí)行負載從第一軌道飛行器飛船1向第二軌道飛行器飛船2 的交換或者兩個軌道飛行器飛船1和2的連接。然后，軌道飛行器2 可以執(zhí)行低強度因此消耗較少燃料的第二順序的變軌操作，從而采取 火星的第二重力輔助以被置入(injected)到從火星到地球的轉換軌道39中。當接近地球軌道時，第三順序的地球重力輔助可以減小轉換軌
道39的能量且可以減小為使第二軌道飛行器飛船2變換到繞地軌道41
中而進行的軌道操作所需的燃料的量。為了使所需的重量最小，優(yōu)選
地，第二軌道飛行器飛船2被置入嚴格的橢圓軌道41中，然后，當第 二軌道飛行器飛船位于只有幾百公里的高度時，例如400km左右的高 度，通過使用大氣制動(atmospheric braking)的現有技術，該軌道可 以逐漸地呈現為近似圓形。通過在較高的地球大氣層中降低近地點， 大氣制動技術可以消耗宇宙飛船的軌道能量并減低遠地點同時消耗很 少量的燃料。最后，負載可以被轉移到位于例如地球軌道中的第三飛 船上，例如空間站(例如國際空間站ISS)、火箭、航天飛機、或能夠 執(zhí)行地球返回任務的其他類型的載人飛行器，或者轉移到將返回并降 落到地球上的自云力大氣返回艙(automatic atmospheric re-entry capsule) 中。如果負載包括受到行星保護限制的樣本，通過載人飛行器返回是 優(yōu)選的。
雖然已經參考特定實施例描述了本發(fā)明，但顯然，本發(fā)明不以任 何方式被限制為所述實施例，本發(fā)明包括所述方法的所有等效技術方 案及其可能落入本發(fā)明的保護范圍內的結合。
權利要求
1、一種在星際任務中減輕船載燃料重量的方法，其特征在于，該方法包括將第一軌道飛行器宇宙飛船(1)從地球發(fā)射(10a)到通向待探測的目標行星的第一星際軌道(31，33)上，將第二軌道飛行器宇宙飛船(2)從地球發(fā)射(10b)到通向交會點(38)的第二星際軌道(32，34)上，該第二星際軌道不包括任何位于繞所述目標行星的軌道中的階段，回收待運輸的負載并將其裝載到所述第一軌道飛行器宇宙飛船(1)上，所述第一軌道飛行器宇宙飛船(1)和負載從所述目標行星返回到所述交會點(38)，啟動所述兩個軌道飛行器宇宙飛船(1，2)的對接(14)，至少所述第二軌道飛行器宇宙飛船(2)和負載從所述交會點(38)返回到地球軌道(41)。
2、 根據權利要求1所述的方法，其特征在于，在所述第一軌道飛 行器宇宙飛船(1)從地球發(fā)射的過程中，所述第一軌道飛行器宇宙飛 船(1)包括僅對應于用于完成任務的第一部分所需的重量的燃料重量， 該任務的第一部分是在所述對接(14)時在所述交會點(38)處結束。
3、 根據權利要求2所述的方法，其特征在于，所述第二軌道飛行 器宇宙飛船(2)包括允許其在所述對接(14)后接替所述第一軌道飛 行器宇宙飛船(1)并完成從所述交會點(38)直到返回地球軌道(41) 的任務的燃料的重量。
4、 根據權利要求1至3中任一項所述的方法，其特征在于，該方 法進一步包括利用至少一個位于第二星際軌道(32， 34)上的行星或 月球的重力輔助，以進一步降低完成任務所需的燃料的重量。
5、 根據權利要求1至4中任一項所述的方法，其特征在于該方法 包括，所述對接階段(14)之后，被限定在一起的所述兩個軌道飛行器宇宙飛船返回地球軌道(41)。
6、 根據權利要求5所述的方法，其特征在于該方法包括，所述兩 個軌道飛行器宇宙飛船(1， 2)從所述交會點(38)返回所述地球軌 道(41)所需的燃料重量放置在所述第二軌道飛行器宇宙飛船(2)中。
7、 根據權利要求1至4中任一項所述的方法，其特征在于，該方 法進一步包括在所述對接階段(14)之后，將負載從所述第一軌道飛 行器宇宙飛船(1)卸載到所述第二軌道飛行器宇宙飛船(2)中，然 后廢棄所述第一軌道飛行器宇宙飛船(1)。
8、 根據權利要求1至7中任一項所述的方法，其特征在于，該方 法包括通過從所述目標行星向所述第一軌道飛行器宇宙飛船(1)發(fā)射 的第一火箭或第一航天飛機來回收負載，且在負載的回收過程中，所 述第一軌道飛行器宇宙飛船(1)留在繞所述目標行星的軌道中。
9、 根據權利要求1至8中任一項所述的方法，其特征在于，該方 法進一歩包括通過選自從地球朝所述第二宇宙飛船(2)發(fā)射的空間站、 第二火箭或第二航天飛機的第三宇宙飛船來卸載負載，所述第二宇宙 飛船(2)或者兩個被限定的軌道飛行器宇宙飛船(1， 2)留在繞地軌 道(41)中。
10、 根據權利要求1至9中任一項所述的方法，其特征在于，所 述交會點(38)位于所述目標行星和地球之間的交會軌道(30， 37) 上。
11、 根據權利要求1至10中任一項所述的方法，其特征在于，所 述負載包括乘客和/或從所述目標行星收集的物質樣本。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種在星際任務中減輕船載燃料重量的方法，其特征在于，該方法包括將第一軌道飛行器宇宙飛船(1)從地球發(fā)射(10a)到通向待探測的目標行星的第一星際軌道(31，33)上，將第二軌道飛行器宇宙飛船(2)從地球發(fā)射(10b)到通向交會點(38)的第二星際軌道(32，34)上，該第二星際軌道不包括任何位于繞所述目標行星的軌道中的階段，回收待運輸的負載并將其裝載到所述第一軌道飛行器宇宙飛船(1)上，所述第一軌道飛行器宇宙飛船(1)和負載從所述目標行星返回到所述交會點(38)，啟動所述兩個軌道飛行器宇宙飛船(1，2)的對接(14)，至少所述第二軌道飛行器宇宙飛船(2)和負載從所述交會點(38)返回到地球軌道(41)。
文檔編號B64G1/24GK101624096SQ200910151250
公開日2010年1月13日 申請日期2009年6月29日 優(yōu)先權日2008年7月8日
發(fā)明者H·R·塞恩科特, V·馬蒂諾, X·羅塞 申請人:泰勒斯公司