“雙小行星重定向測試”任務分析與小行星防御任務總體設計

張海波 ，陳楊，郭聰，程實，朱基聰

（1.航天科工空間工程總體部，北京 100854；2.北京理工大學機電學院，北京 100081）

1 引言

目前，全球已發現近地小行星超過30000顆，其中直徑10m以上且100年內有撞擊地球風險的短期威脅小行星超過700顆，而根據模型預估實際數量是已知數量的數百倍。僅2022年第一季度，已有438顆小行星飛掠地球，14顆進入地球大氣層，近地小行星撞擊威脅不容忽視。近地小行星撞擊地球的危害與撞擊能量直接相關，常用等效直徑來初步表征撞擊危害。由表1中危害等級和發生概率可看出，小行星防御的重點目標應是10m至1km大小的近地小行星，特別是大量未發現編目的10m級小行星，會對地球造成持續的突發撞擊威脅，需要予以重點關注。

表1 小行星撞擊地球危害分類Table 1 Classification of hazards of asteroid impacting Earth

2022 年美國實施“雙小行星重定向測試”（DART）任務，成功撞擊Dydimos 雙小行星系統中的次星，首次驗證了小行星防御動能撞擊方式的可行性和關鍵技術，是向實用化防御能力邁出的重要一步。本文從任務背景、目標選擇、方案設計、制導控制、聯合觀測等方面對DART 任務進行分析，在此基礎上針對直徑100m 以下小行星，設計“撞擊+掠飛觀測”和“撞擊+伴飛觀測”任務軌道，并對光照條件、地面觀測條件、撞擊偏轉效果進行分析。

2 DART任務分析

2.1 任務背景

DART 任務由美國聯邦政府撥款3.13 億美元經費支持，約翰霍普金斯大學應用物理實驗室牽頭研制，美國國家航空航天局（NASA）下屬的噴氣推進實驗室、戈達德太空飛行中心和約翰遜太空中心等提供任務支持，多所高校及天文機構參與航天器研制和小行星觀測。DART 任務主要驗證小行星動能撞擊高精度制導控制、偏轉能力和效果評估等小行星防御關鍵技術，是向形成實用化的小行星動能撞擊防御能力邁出的重要一步。

DART任務撞擊目標小行星為Didymos雙小行星系統中的次星Dimorphos，該雙星系統中主星直徑（761±26）m、次星直徑（151±5）m[1]，主次星相距1.2km，次星繞主星以11.9h為周期飛行，撞擊使次星周期縮短（33±1）min[2]。DART飛行器質量為610kg，搭載208mm口徑可見光相機用于光學導航、目標導引和撞擊前對小行星清晰成像，圖像實時下傳地面。飛行器還攜帶了一顆由意大利航天局研制的6U立方星“LICIACube”，質量為14kg，搭載寬窄視場可見光相機，在撞擊前15天釋放后獨立飛行，在撞擊后3min于55km處掠飛目標小行星，對撞擊過程、飛濺物和小行星非撞擊面進行詳細觀測如圖1、圖2所示。

圖1 DART任務示意圖Fig. 1 DART Task diagram

圖2 DART飛行器及攜帶的LICIACube立方星Fig. 2 DART spacecraft and its carried LICIACube cubesat

2.2 目標選擇

DART任務源于歐空局（ESA）堂吉訶德任務設想，堂吉訶德任務提出了觀測器+撞擊器的雙航天器任務形式，其中觀測器提前發射，與小行星交會伴飛執行觀測和撞擊評估；撞擊器后發射，對目標小行星實施高速撞擊，但該任務因兩次發射的高昂成本而被終止。隨后，經過分析可以選擇撞擊具有日食效應的雙小行星系統中的次星，通過地面數周時間觀測雙小行星系統的光度曲線變化，得到次星繞主星運行周期的改變量，從而評估撞擊對小行星的軌道改變，大大降低了地面直接評估撞擊后產生的毫米級每秒速度改變量的難度，使得單航天器即可完成動能撞擊試驗驗證，降低任務成本和評估難度如圖3所示。從目標容易抵達、易于產生偏轉、物理特性數據多、軌道精度高、地面易于觀測評估等方面綜合考慮，Didymos從當時已知的60多個雙小行星系統中脫穎而出，成為DART任務的撞擊目標。同時根據光譜特性分析，Didymos具有和地球最常見的碳質球粒隕石高度相似的物質組成，在未來可能撞擊地球的小行星中具有一定代表性。選擇該雙小行星系統另一個優點是可“先瞄大、后撞小”，主星目標大亮度高，大大降低距離遠對撞擊目標探測識別難度，DART飛行器提前一個月以前探測并瞄準主星飛行，通過天地聯合觀測數據提高目標軌道預報精度，對飛行器提前進行軌道修正，在可區分次星后轉為瞄準次星飛行，以較少燃料消耗，實現對次星的精確撞擊。

圖3 Didymos雙星系統地面觀測光變曲線示意圖Fig. 3 Schematic diagram of ground observation light variation curve for Didymos binary system

2.3 任務方案

通過分析1996年到2069年底地球與Didymos之間的距離變化，撞擊時間可選在2022 年9 月底至10 月初，此時Didymos 距離地球最近且適合地面觀測。為滿足導引相機對次星識別跟蹤的需求，DART 任務將撞擊段飛行器觀測次星太陽相位角（飛行器-次星-太陽夾角）約束在60°以內。同時，為滿足飛行器數傳天線對地球的指向跟蹤需求，“次星-飛行器-地球夾角”約束在65°～115°之間。此外，為產生更顯著的偏轉效果，設計盡量以迎頭方式撞擊次星，且撞擊速度方向與次星繞主星運行的軌道面夾角（撞擊面外角）應盡可能小。在上述約束下，結合運載火箭能夠提供給飛行器的地球逃逸能量（C3）約束進行發射窗口尋優，設計2021 年11 月18 日至2022年2月15日共90次發射機會的發射窗口，最終于2021 年11 月24 日實施發射，于2022 年9 月27 日實施撞擊。DART 飛行器從次星軌道面斜下方以近似迎頭的方式撞擊次星。撞擊速度與次星軌道面夾角約為9.25°，撞擊速度在次星軌道面內的投影與次星環繞主星的運動速度夾角約為10°，如圖4、圖5所示。

圖4 DART任務設計軌道Fig. 4 DART mission design orbit

圖5 DART撞擊時的幾何關系Fig. 5 Geometric relationship during DART impact

DART任務從2021年11月24日發射到最后撞擊過程中實施了多次重要動作，根據獲取數據，不斷調整導引相機、自主制導控制算法參數，以保證飛行器以較好狀態撞擊目標小行星。

2021 年12 月7 日，在距地球320 萬千米處，導引相機開機拍下首幅圖像，該圖像包含12顆恒星，地面通過此圖像對相機參數進行確認，并對相機安裝誤差進行精確校正，保證相機指向精度。

2021年12月10日，調整飛行器姿態，使導引相機指向M38 星座，對相機光學畸變和亮度測量誤差進行校準。

2022年7月1日和8月2日，利用木衛二和木星模擬撞擊過程次星和主星相對位置關系，測試自主制導控制算法并優化參數如圖6所示。

圖6 導引相機拍攝木星及其衛星圖Fig. 6 Image of Jupiter and its satellites taken by the guiding camera

2022 年7 月7 日，協調多臺地基望遠鏡對目標小行星進行觀測，提高了目標軌道的預報精度，以確定最終的撞擊時刻和位置如圖7所示。

圖7 地基望遠鏡觀測目標圖像Fig. 7 Target image observed by ground-based telescope

2022年7月27日，距目標3200萬千米處導引相機探測到雙小行星系統，比預期提前了一個月，驗證了導引相機的探測能力及參數設置如圖8所示。

圖8 星上導引相機觀測目標圖Fig. 8 Target image observed by onboard guiding camera

從導引相機探測到雙小行星系統到撞擊前4h，根據星上和地面望遠鏡聯合觀測數據不斷修正目標軌道預報誤差，并對飛行器進行三次軌道修正，最終使目標軌道誤差小于2km，撞擊脫靶量誤差降為15km以內如圖9所示。

圖9 導引相機觀測目標圖Fig. 9 Target images observed by guiding camera

2022年9月11日，DART飛行器釋放LICIACube立方星，立方星通過軌道機動以55km最近距離掠飛目標小行星，對撞擊過程進行觀測，以確認撞擊結果，觀測目標材質、結構、撞擊后產生的飛濺物等，為撞擊建模分析提供重要數據。

撞擊前4h，DART 飛行器進入全自主控制模式，由星上自主實現瞄準點選取及飛行器軌道修正，直至撞擊前2min飛行器停控，持續拍攝抵近過程中小行星高清晰度圖像并以3bit/s的速率實時下傳地面，直至撞擊前2s下傳最后一幀距小行星約13km處拍攝的小行星表面細節圖像，為撞擊建模和撞擊精度評估提供重要數據。

2.4 制導控制方式

DART 任務全程制導控制分為初制導、中制導、預末制導和末制導四個階段，其中初制導由運載火箭實現，中制導、預末制導采用預測制導控制策略，末制導采用基于美軍海基攔截彈制導控制策略如圖10所示。分別在2021年12月13日、2022年1月6日、撞擊前40天和撞擊前30天進行了四次中制導修正，使目標脫靶量誤差降到15km以內。在星上探測到目標后，通過天基和地基聯合觀測數據改進目標軌道預報精度，飛行器分別在撞擊前20天、12天和7天進行了三次預末制導修正。由于撞擊過程飛行器引力場復雜、撞擊相對速度高、目標尺寸小、精度要求高、目標小行星特性存在不確定性等因素，末制導采用基于美軍海基攔截彈制導技術，末制導前段進行兩次粗修正，末制導后段進行持續精修正，以實現對非合作小行星目標高速高精度撞擊如圖11、圖12所示。

圖10 DART任務全程制導精度鏈Fig. 10 DART mission full range guidance accuracy chain

圖11 DART任務末制導脫靶量曲線Fig. 11 DART mission terminal guidance miss distance curve

圖12 DART任務撞擊精度仿真結果Fig. 12 Simulation results of DART mission impact accuracy

在撞擊前約25min，目標識別算法將瞄準點從主星轉移到次星的圖像中心。制導濾波器基于之前的估計和主、次星之間的相對觀測重新初始化。最后采用比例導引進行連續軌道修正，在撞擊前2min停控，對目標小行星實施精確撞擊。在考慮敏感器測量精度、執行機構執行誤差和目標特性等因素，通過蒙特卡羅仿真預計的撞擊精度為15m，最終實現的撞擊精度為25m。

2.5 聯合觀測

DART 任務調用多臺當今世界上較先進的地基、天基望遠鏡對撞擊過程進行觀測，用于評估撞擊效果如圖13所示。撞擊使目標亮度增加約10倍，通過地基、天基望遠鏡可明顯觀測到撞擊產生的羽流、亮度變化等，為撞擊效果評估提供了豐富數據如圖14 所示。同時DART自身導引相機在撞擊前2s下傳最后一幀圖像，獲取了距13km處3cm分辨率的小行星清晰圖像，為小行星地形地貌建模、撞擊點位置和撞擊精度評估提供重要數據支撐。LICIACube以最近55km距離掠飛目標小行星，通過搭載的視場角為10°和4.12°的兩款寬窄視場可見光相機，最近距離掠飛時成像分辨率可達4.31m和1.38m，獲取撞擊過程、飛濺物、羽流演化等圖像，為撞擊結果確認、小行星物質組成分析、撞擊動量增強效應建模分析提供數據支撐。

圖13 DART任務觀測望遠鏡分布圖Fig. 13 Distribution of DART mission observation telescopes

圖14 地基望遠鏡觀測撞擊產生的飛濺物Fig. 14 Impact-generated splashes observed by ground-based telescopes

2.6 撞擊濺射流

Li 及其同事[5]使用哈勃望遠鏡和三維數值模型進行了為期18天的觀測并得到數據，對撞擊產生的噴射流進行了研究如圖15所示。在哈勃望遠鏡18天觀測周期內，引力和太陽光壓對濺射物產生了類聚效應，因此研究者可以對毫米級到厘米級的塵埃顆粒群進行辨認。研究結果表明，實際撞擊產生的羽流錐張角寬于地面模擬試驗結果[7]，但在形狀上與自然撞擊效果一致；研究還發現，在撞擊數日后出現了另一個偏離初始羽流錐軸向約4°的第二個羽流錐，如圖16 所示，該羽流錐的產生機制還有待進一步研究。

圖15 哈勃、韋伯望遠鏡觀測撞擊后羽流Fig. 15 Post impact plumes observed by Hubble and Webb telescopes

圖16 主錐與副錐Fig. 16 Main cone and secondary cone

Graykowski 及其同事[6]對羽流錐的物質量進行了研究，據估算，快速噴射的羽流總質量約6000～7000kg，其能量約占撞擊動能的3%～30%，粒徑以1μm塵埃為主。緩慢運動的羽流錐則帶走約1.3×107kg 的物質，物質以約2mm 的塵埃為主如圖17所示。

圖17 T + 0.4 h到T + 8.2 h Dimorphos濺射羽流演變Fig. 17 Evolution of Dimorphos sputtering plumes (T + 0.4 h ～T + 8.2 h)

2.7 撞擊偏轉效果

撞擊將瞬間改變小行星的運行速度。其中，一部分由飛行器自身動量傳遞給小行星所產生，另一部分來自于撞擊產生的反向濺射物，進一步增強動量傳遞效果。動量傳遞效果一般用動量傳遞因子β表示。僅考慮飛行器自身動量傳遞、不產生飛濺物時β為1，實際中β會因飛濺物的產生而大于1，并隨著飛濺物的規模增加而增大。飛濺物的規模主要取決于小行星材質的內聚強度、內摩擦系數、孔隙率等力學特性，這些參數無法通過地基觀測準確獲得，撞擊前僅能進行估計，并在撞擊后通過撞擊效果進行修正。為準確評估β，一方面DART利用此次雙小行星系統接近地球的機會，通過地基光學和雷達設備、天基光學設備監測次星繞行周期的變化情況進行評估；另一方面將通過DART任務攜帶的LICIACube立方星的觀測數據進行評估如圖18、圖19所示。

圖18 DART導引相機觀測圖Fig. 18 DART guiding camera observation map

圖19 LICIACube立方星觀測撞擊前后圖像Fig. 19 Pre- and post-impact images observed by LICIACube

Thomas[2]對次星撞擊前后的光學和雷達圖像（如圖20—圖22所示）進行分析計算，在研究中分別采用一種基于光學圖像數據的數值計算方法和一種基于雷達成像數據的數值計算方法進行互為驗證，并獲得了相互一致的結果。研究結果表明，撞擊使次星的繞行周期縮短（33.0±1.0）（3σ）min，而非原先預測的縮短7min，原因在于撞擊產生的動量增強效應高于仿真預期[2,3]，最新研究結果表明，本次撞擊的動量傳遞因子達到了約3.61，如圖23所示[4]。

圖20 雙星系統雷達成像數據Fig. 20 The radar imaging data of the binary system

圖21 撞擊后光度曲線圖Fig. 21 Photometric curve after impact

圖22 撞擊前后星等變化Fig. 22 Changes in magnitude before and after impact

圖23 β與次星密度對應關系Fig. 23 Corresponding relationship between β and the secondary asteroid density

撞擊除改變次星的繞行周期外，從長遠角度看，還將改變雙小行星系統的日心軌道，這是行星防御最根源的追求如圖24 所示。DART研究團隊對撞擊后雙小行星系統的日心運動進行了預測，重點關注未來雙小行星系統與地球近距離交會相對距離的改變量。在2062 年撞后首次近距離交匯時，β為1 的情況下雙小行星系統與地球的交會距離改變量約56km，極端情況下β為10 時，交會距離改變量為數百千米。相較于地球和雙小行星系統數百萬千米的交會距離來看，無論撞擊結果如何，均不會產生對地球安全性的影響。

圖24 撞擊偏轉對小行星B平面橢球的影響分析Fig. 24 Analysis of the influence of impact deflection on the ellipsoid of asteroid B plane

撞擊將改變雙小行星系統的形態。由于雙小行星系統的引力影響球作用，導致部分飛濺物未能逃脫雙小行星系統的引力控制，將很有可能形成圍繞主星運行的碎片環，如圖25 所示。DART研究團隊對碎片環的產生和演化進行了預測，估計碎片環可能會持續數年之久。將于2025年發射并對DART 撞擊效果進行近距離詳查的Hera 任務很有可能觀測到這一現象。

圖25 撞擊產生的碎片環分析Fig. 25 Analysis of fragment ring caused by impact

通過此次撞擊任務實施，能夠加深對小行星超高速碰撞物理效應的理解，深化對小行星材質力學特性的認知并指導精確動力學模型的構建，提高未來對動能撞擊效果預測的準確性。

3 DART任務啟示

DART 任務是人類第一次小行星防御的驗證任務，驗證了動能撞擊防御的一系列關鍵技術，具有重要意義，對我國小行星防御系統建設具有參考價值。

3.1 強大的監測網是任務成功的基礎

DART 任務過程調用全球多臺天、地基先進光學望遠鏡、雷達等設備，為目標發現定軌、目標特性等提供重要數據，進一步降低工程實施的不確定性，多角度監測撞擊過程，在撞擊后能夠精準評估撞擊效果，充分展示了美國在小行星監測預警、在軌處置、撞擊效果評估等方面強大的綜合能力。我國小行星防御系統建設在驗證在軌處置能力的同時，應注重監測預警、地面應用系統等能力建設，形成整體全面的小行星防御系統能力。

3.2 真實防御場景仍需持續技術攻關

DART 任務選擇雙星系統中的次星作為撞擊目標，主星尺寸為780m，次星尺寸為160m，撞擊前提前瞄準主星飛行，后調整為對次星實施撞擊，撞擊后偏轉效果通過次星繞主星周期變化間接評估。選擇雙星系統可降低目標探測識別和撞后軌道偏轉評估難度，目標選擇具有一定巧妙性。從真實防御場景看，雙星系統在已發現小行星中占比并不高，威脅小行星未必都是雙星系統，雙星系統不具普遍性。針對單小行星的防御場景目標小（尺寸多為30～140m），相比雙小行星系統，在高速接近過程可探測時間大大縮短，使目標探測識別難度增大，撞擊段制導控制時間縮短，飛行器過載需求增大。同時，單小行星在撞擊后速度變化量為厘米每秒量級，其在日心系下軌道變化不明顯，高精度小行星定軌是實現撞后偏轉效果準確評估的前提，評估難度較雙星系統明顯增大。綜上，針對未來真實小行星防御場景，暗弱小行星目標探測識別、特性不確知小行星目標高速高精度撞擊制導控制、撞擊偏轉效果精準評估等一系列技術仍需開展持續攻關。

4 小行星防御任務總體設計

4.1 小行星處置方式

小行星處置方式主要分瞬時作用和長期作用兩大類。瞬時作用方式包括動能撞擊、核爆等，瞬時使小行星速度改變，使其軌道偏轉，或通過強大的瞬時作用能量直接摧毀小行星，解除撞擊威脅。長期作用方式有引力牽引、激光燒蝕、質量驅動、拖曳、太陽光壓等，通過持續對小行星施加作用力，使其軌道偏轉。每種處置方式都有適用場景和優缺點，目前動能撞擊方式是技術成熟度較高的處置方式，短期內可工程實施，其他處置方式多處于理論研究階段。

4.2 小行星防御系統組成

小行星防御系統由監測預警系統和處置系統兩大系統組成，其中監測預警系統包括地基、天基光學望遠鏡和行星雷達等組成；處置系統由飛行器系統、運載火箭系統、測控系統、地面應用系統和發射場系統組成。監測預警系統實現對小行星編目監測、威脅預警、目標測定軌、處置過程監視和處置效果評估等。在軌處置系統完成飛行器發射，飛行器系統包括撞擊器和觀測器：撞擊器實現對小行星高速精確撞擊，使小行星速度改變，從而使其軌道產生偏轉；觀測器在撞擊前后對小行星進行詳查，聯合監測預警系統對小行星軌道偏轉進行評估，運載火箭、測控、發射場和地面應用系統為整個任務實施提供支持，如圖26所示。

圖26 小行星防御系統組成Fig. 26 Composition of asteroid defense system

4.3 任務形式對比

對于撞擊形式處置任務，飛行器包含撞擊器和觀測器，為降低發射成本，采用“一箭雙星”發射撞擊器和觀測器，根據觀測器對小行星觀測方式不同總體任務形式大致可分為“撞擊+掠飛觀測”和“撞擊+伴飛觀測”兩種形式。

“撞擊+掠飛觀測”形式，撞擊器和觀測器與小行星高速交會，觀測器掠飛觀測撞擊過程，撞擊器和觀測器飛行軌道較接近，通過運載可直接形成任務軌道，中途無需較大軌道調整，此種任務形式軌道設計簡單，飛行器推進劑消耗小，飛行器規模小，總體成本低，對不同軌道小行星適用性較強，但由于掠飛速度快，對小行星可觀測時間較短，獲取數據量少。“深度撞擊”和DART任務撞擊過程觀測均采用掠飛形式，飛行器總規模均在1t以下，如圖27所示。

圖27 “撞擊+掠飛”觀測形式Fig. 27 Observation form of “impact + fly-by”

“撞擊+伴飛觀測”形式，觀測器在撞擊前對小行星進行伴飛，可在撞擊前后對小行星抵近詳查，并在撞擊后持續伴飛測量，輔助地面進行偏轉效果評估。觀測器需共速抵近小行星，撞擊器與小行星高速交會，兩器軌道差別較大，“一箭雙星”發射后兩器均需進行較大的深空機動調整軌道，飛行器推進劑消耗占比大，導致飛行器規模和任務成本相應提高，為降低觀測器伴飛代價，此種方式適合傾角較小的小行星。較長時間抵近伴飛，可對小行星材質、尺寸、地貌等進行詳細探測，并可在撞擊后對小行星持續測量，有利于對撞擊后小行星軌道偏轉進行準確評估如圖28所示。由ESA和NASA共同設計的AIDA任務由DART和Hera兩個子任務組成，用于演示和評估小行星動能撞擊技術。DART任務由NASA負責，對雙星系統中的次星實施高速撞擊，Hera任務由ESA負責，將對DART任務撞擊結果進行近距離詳查。

圖28 “撞擊+伴飛”觀測形式Fig. 28 Observation form of “impact + accompanying flight”

4.4 任務設計

針對以上兩種任務形式，本文以2017BM123和2019VL5 小行星為撞擊目標，設計總體任務。考慮撞擊器和地面觀測條件，撞擊器觀測太陽角（撞擊器-小行星-太陽夾角）小于60°，小行星地球觀測亮度優于24等星；考慮飛行器對地數傳能力，撞擊點位置距地球距離小于1500萬千米。

4.4.1 2017BM123小行星“撞擊+兩次掠飛觀測”任務設計

2017BM123小行星，直徑60.5m，軌道半長軸1.3AU，傾角7.9°，每三年接近地球一次。以CZ-8為運載火箭，C3不超過3km2/s2時地球逃逸運載能力大于1.3t，觀測器一次掠飛后，經深空機動可在3年后再次掠飛對撞擊后小行星形貌進行觀測，總體任務參數設計如表2所示，軌道設計如圖29所示。

圖29 雙航天器軌道示意圖Fig. 29 Schematic diagram of dual spacecraft orbits

表2 2017BM123小行星“撞擊+兩次掠飛觀測”總體任務參數Table 2 Overall mission parameters for the 2017MB123 asteroid “impact + two fly-by observations”

2026年2月24日撞擊時刻，小行星距地球為1011 萬千米，地球觀測太陽角44.6°，小行星視星等19.8Mv，通過地基望遠鏡可觀測撞擊過程。2023 年、2029 年地球觀測視星等分別為18.3Mv、21.3Mv，地基望遠鏡可觀測，在撞擊前提高定軌精度，撞擊后評估軌道偏轉，如圖30所示。

圖30 地面觀測條件Fig. 30 Ground observation conditions

綜合考慮目標小行星尺寸46～100m、密度2000～3000kg/m3、動量增強系數1.5～3的不確定度范圍，經上千次仿真計算，撞擊后對小行星產生大于1cm/s速度增量概率為93%，如圖31所示。在小行星尺寸60m、密度2500km/m3、動量增強系數1.5 標稱值情況下，撞擊后軌道偏轉呈振蕩增大趨勢，撞擊后3 個月、1 年分別可實現300km、2000km軌道偏轉，如圖32所示。

圖31 撞擊后速度增量預估Fig. 30 Estimation of velocity increment after impact

圖32 撞擊偏轉效果預估Fig. 32 Prediction of impact deflection effect

4.4.2 2019VL5小行星“撞擊+伴飛觀測”任務設計

2019VL5 小行星，直徑24m，軌道半長軸1AU，傾角1.66°，每年接近地球一次。以CZ-3B為運載火箭，C3 不超過14km2/s2時地球逃逸運載能力大于2.5t，觀測器提前撞擊器9個月到達對小行星進行伴飛觀測，任務參數見表3，主要時間節點如圖33所示。

圖33 2019VL5小行星“撞擊+伴飛觀測”任務主要時間節點Fig. 33 Main time nodes of 2019VL5 “impact + accompanying observation ” mission

表3 2019VL5小行星“撞擊+伴飛觀測”任務參數Table 3 Overall mission parameters for the 2019VL5 asteroid “impact + accompanying observations”

2026年11月10日撞擊時刻，小行星距地球為940 萬千米，地球觀測太陽角87°，小行星視星等22.7Mv，地基望遠鏡可觀測撞擊過程。2024年、2025 年、2027 年地球觀測視星等分別為20.5Mv、21.6Mv、23.6Mv，地基望遠鏡可觀測，在撞擊前提高定軌精度，撞擊后評估軌道偏轉如圖34所示。

圖34 地面觀測條件Fig. 34 Ground observation conditions

綜合考慮目標小行星尺寸18～41m、密度2000～3000kg/m3、動量增強系數1.5～3的不確定度范圍，經1000次仿真計算，撞擊后對小行星產生大于1cm/s速度增量概率為100%，大于8cm/s速度增量概率為95.2%如圖35所示。在小行星尺寸24m、密度2500km/m3、動量增強系數1.5 標稱值情況下，撞擊后軌道偏轉呈振蕩增大趨勢，撞擊后3個月、1年分別可實現2000km、4000km軌道偏轉，偏轉效果較明顯，如圖36所示。

圖35 撞擊后速度增量預估Fig. 35 Estimation of velocity increment after impact

圖36 撞擊偏轉效果預估Fig. 36 Prediction of impact deflection effect

5 總結

本文對美國DRAT任務目標選擇、任務設計、制導控制、偏轉評估等方面進行分析，在此基礎上提出了小行星防御“撞擊+掠飛觀測”、“撞擊+伴飛觀測”兩種任務形式，以2017BM123 和2019VL5 小行星為撞擊目標，設計了兩種形式任務軌道，并對地面可觀測性、偏轉效果等進行分析，可為我國小行星防御任務設計提供參考。