载人近地小行星探测器系统质量减小途径探讨

王开强 张柏楠 李志海

(中国空间技术研究院载人航天总体部，北京 100094)



载人近地小行星探测器系统质量减小途径探讨

王开强 张柏楠 李志海

(中国空间技术研究院载人航天总体部，北京 100094)

为减小载人近地小行星探测器的系统质量，提出采用先期运送部分推进舱至小行星、可伸缩式舱体、发展核推进技术的3种技术途径。介绍了国内已有的载人近地小行星探测器的系统组成及其质量估算方法。在此基础上，结合一个载人登陆探测近地小行星的算例，给出了采用上述3种减小质量途径的载人探测器系统质量估算结果。对3种技术途径的探测器总质量减小效果进行了对比，对各技术途径的特点和难点进行了讨论。结果表明：3种技术途径均可有效地减小载人探测器系统的总质量，有助于提高载人近地小行星探测任务的可行性。

近地小行星；载人探测器；技术途径；质量减小

1 引言

随着载人航天和深空探测技术的发展，载人小行星探测开始成为21世纪载人深空探测领域的研究热点。2010年美国启动的载人近地小行星探测计划，为载人小行星探测的研究注入了强劲动力。无人探测方面，国外已有11颗无人探测器对小行星进行了不同程度的探测[1]，积累了一定的深空探测技术基础和工程经验。其中，美国的“近地小行星交会”(NEAR)探测器[2]和日本的隼鸟号探测器[3]实现了在小行星表面的软着陆，而隼鸟号探测器则更进一步完成了小行星表面采样返回的任务[4]。载人探测方面，国外已有关于载人近地小行星探测的目标小行星选择与飞行任务规划[5]、探测器系统概念方案等方面[6-8]的研究；国内也出现了关于目标星选择[9]、飞行任务模式[10]、探测器系统方案概念设计[11-12]等研究。从文献[11]的研究结果可知，载人近地小行星探测器的总质量通常较大，一般为百吨级至千吨级。本文针对这一背景，对有助于减小探测器系统总质量的3种途径进行探讨。首先对国内已有的载人近地小行星探测器系统组成方案进行了介绍，对相关的质量估算方法进行了描述；然后，结合一个载人近地小行星探测算例，给出了3种减小质量途径的探测器系统质量估算结果，并进行了对比分析；最后对3种途径的应用思路进行了讨论。

2 探测器系统组成方案介绍

文献[11]提出了一种可借鉴的载人近地小行星探测器系统组成方案，其中采用了近地+对接着陆+直接再入的飞行任务模式[10](见图1)。该飞行模式由9个主要的飞行节点和6个飞行阶段组成。主要飞行过程为：探测器采用低地球轨道(LEO)停泊轨道组装之后逃逸的方式飞离地球；与小行星交会后，登陆舱与预先在小行星上设置的着陆对接口进行对接，航天员出舱进行表面探测；任务结束后，航天员返回登陆舱，登陆舱与着陆对接口分离，并与伴飞的乘员舱组合体交会对接；此后探测器组合体变轨进入日心返回轨道，进入地球引力范围后，采用直接再入地球大气的方式再入、减速与着陆(EDL)。

根据这样一种飞行模式，将载人近地小行星探测器系统划分为乘员舱、登陆舱、返回舱、推进舱4个部分[11]。其中，小行星表面着陆对接口通常是随无人探测器预先安放、固定在小行星表面，因此不将其纳入载人探测器的系统组成单元。

2.1 乘员舱

乘员舱为航天员提供长期生活和工作环境。具备交会对接功能，自身配置推进系统，在探测器进入日心返回轨道之后(P5、P6飞行阶段)为组合体提供中途修正的姿态和轨道控制，直至返回舱分离。考虑到航天员对空间的需求是随飞行时间增加的，因此对乘员舱进行了系列化设计，以满足对不同目标小行星进行不同任务时长载人探测的要求：

(1)8 t乘员舱：配置再生式生命保障系统，具备长期载人飞行能力，航天员可活动空间为15 m3，配合其余舱段可支持3名航天员飞行60天；

(2)11 t乘员舱：配置再生式生命保障系统，具备长期载人飞行能力，航天员可活动空间为25 m3，配合其余舱段可支持3名航天员飞行140天；

(3)13 t乘员舱：配置再生式生命保障系统，具备长期载人飞行能力，航天员可活动空间为30 m3，配合其余舱段可支持3名航天员飞行200天。

2.2 登陆舱

登陆舱是航天员用来登陆与飞离小行星的舱段。在飞行过程中可兼作乘员舱使用，具备出舱、交会对接功能，自身配置推进系统和生命保障系统，为小行星表面的下降飞行(P41段)、着陆对接(P42段)和上升飞行(P43段)提供推力以及姿态、轨道控制，能独立提供短期生命保障支持。登陆舱的质量估计为3 t，配置非再生式生命保障系统，具备独立短期载人飞行能力，航天员可活动空间为10 m3。

2.3 返回舱

返回舱在探测器系统再入地球大气之前分离，承载航天员再入地球大气，直至在地球表面安全着陆，是探测器中唯一返回地球的舱段，在飞行过程中兼作乘员舱，为航天员提供一定生活、工作的空间。返回舱的质量估计为3 t，配置非再生式生命保障系统，航天员可活动空间为5 m3。

2.4 推进舱

为探测器的飞行提供变轨所需的推力和速度增量。由于载人小行星探测一般需要3次速度增量，因此推进舱至少需要3级：

(1)第一级提供LEO停泊轨道加速的速度增量(T1节点)；

(2)第二级提供与小行星交会变轨的速度增量(T3节点)，以及探测器系统从LEO停泊轨道变轨后至探测器飞离小行星期间(P2、P3、P40飞行阶段)的轨道控制、修正所需的速度增量；

(3)第三级提供飞离小行星变轨所需的速度增量(T6节点)。

推进舱的质量规模需根据3次速度增量的大小、探测器系统的有效舱段质量(定义为乘员舱、登陆舱、返回舱质量之和)和所选推进剂的比冲进行计算。

为了计算和评价推进舱的推进效率，探测器系统中除去推进舱之外的舱段，统称为有效舱段。此时有效舱段质量与包含各级推进舱的探测器系统总质量的比值，称为有效舱段质量比例。该比值越大，推进舱在探测器系统中所占的质量比例越小，探测器系统中的“干重”越大，推进效率越高。

3 探测器系统质量估算方法

探测器系统质量基于齐奥尔科夫斯基公式推导计算得到[11]，如式(1)～(4)。

(1)

(2)

(3)

(4)

式中：mi为第i级推进舱的总质量，msi为第i级推进舱的结构质量，ηi为第i级推进舱的结构质量占比(i=1，2，3)；Δv1、Δv2、Δv3分别为第一级、二级、三级推进舱需要提供的变轨速度增量；ve1、ve2、ve3分别为第一级、二级、三级推进剂的真空比冲；me为有效舱段质量与航天员消耗品总质量之和。其中，航天员每人日均需要的消耗品质量为2.56 kg，航天员人数设置为3人。

其中，一级推进舱采用液氢/液氧推进剂，真空比冲为4364 m/s；二级和三级推进舱采用液氧/甲烷推进剂，真空比冲为3481 m/s，推进舱的结构质量占比为15%[11]。

4 降低探测器系统质量途径

文献[11]基于前面的质量估算方法，以载人探测编号为89136的小行星为例，得到了探测器总质量为507 t。整个飞行任务时长为60天，总速度增量为10.314 km/s，再入地球大气的速度为11.232 km/s。各段飞行时间、速度增量见表1(本文中的发射日期或飞行日期均为假设日期，以下同)。本文以此为原方案，作为后面的质量对比参考。

表1 载人探测编号为89136小行星的60天飞行任务数据Table 1 60-day mission data of the human exploration to the asteroid 89136

为降低探测器系统质量，本文提出采用以下3种方法途径：①先期运送第三级推进舱；②采用可伸缩式舱体(充气舱)；③发展核推进技术。

4.1 途径1：先期运送第三级推进舱

此方法选择速度增量小的无人飞行窗口，将载人探测任务中飞离小行星变轨返回地球所需使用的第三级推进舱先期运送至小行星上空，并与小行星伴飞。其中，第三级推进舱运输飞行器(后面简称运输飞行器)在日心轨道中采用类似于霍曼变轨的方式。下面以针对编号89136小行星的无人飞行为例进行详细描述。由于该小行星公转轨道的近日点(近日距1.013AU)比远日点(远日距1.699AU)距离地球平均公转轨道更近，因此运输飞行器在该小行星公转轨道的近日点与其交会，可以减小变轨所需的速度增量。其运输飞行器的飞行变轨方式如图2所示，整个变轨过程要点如下。

(1)LEO停泊轨道逃逸地球变轨：运输飞行器在LEO轨道变轨逃逸地球后，进入日心过渡轨道1，该轨道的近日点位于地球附近，近日距约为地球公转轨道的平均轨道半径。

(2)日心过渡轨道1远日点变轨：运输飞行器在日心过渡轨道1的远日点处向飞行的前方施加速度增量，将日心过渡轨道1的近日距抬高至编号89136小行星公转轨道的近日距，并进入日心过渡轨道2。

(3)日心过渡轨道2近日点变轨：运输飞行器运行至日心过渡轨道2的近日点时与小行星相遇，此时向飞行的前方施加速度增量，变轨后运输飞行器和编号89136小行星的速度矢量基本相同，实现与小行星的交会和伴飞。

对应于以上3部分变轨，运输飞行器同样需要包含3级推进舱，其第一、二、三级推进舱依次完成LEO停泊轨道变轨、日心过渡轨道1远日点变轨、日心过渡轨道2近日点变轨后抛离。运输飞行器的质量估算方法同第3节所述。考虑到运输飞行器的有效载荷为载人探测器系统的第三级推进舱，该质量已纳入载人探测器系统质量，为避免质量的重复累加，这里运输飞行器的质量定义为运输飞行器的3级推进舱的质量之和。

对于编号89136小行星，其在2042年5月28日具有合适的无人发射窗口，此时采取上述变轨方式飞行的总速度增量为4.346 km/s，日心转移轨道总飞行时间为524天，推进舱于2043年11月3日抵达小行星。具体3次速度增量及各段飞行时间见表2。

表2 飞往编号89136小行星的第三级推进舱 运输飞行器飞行任务数据Table 2 Mission data of the spacecraft for sending 3rd propulsion module to the asteroid 89136

此时整个探测任务分为2042年和2045年两个阶段实施，包含无人的运输飞行器和载人探测器两部分。采用前面所述的质量估算方法，计算得到整个探测任务中飞行器系统的总质量随飞行时间的变化如图3所示。

飞行器系统总质量在60天和140天出现突变，这是因为在60天和140天时乘员舱分别由8 t方案切换为11 t方案、由11 t方案切换到14 t方案所导致的整个飞行器系统的质量突变。其中整个探测任务的总质量最小值仍出现在60天的飞行任务，此时采用8 t乘员舱方案。其中，无人运输飞行器的总质量为78 t，载人探测器系统质量为194 t，任务总质量规模为272 t，降低为原方案(507 t)的53.7%。同时，有效舱段质量比例从2.76%提高到5.15%，推进效率得到了提升。

途径1通过减小第三级推进舱飞向小行星形成伴飞状态所需的速度增量，来实现飞行器系统总质量的降低。根据表1和表2可知，该速度增量由7.231 km/s减小至4.346 km/s，飞行器系统总质量相对该速度增量的平均下降率约为81 t/(km/s)。

4.2 途径2：采用可伸缩式舱体

可伸缩式舱体，也称充气舱，具有发射体积小、在轨展开容积大、质量小、研制和生产成本低等优点。其舱体内部分成一个个独立的隔间，沿着纵向排列，若某个隔间发生故障，整个系统仍可正常工作。中央芯柱+可伸缩部分为充气舱的一种结构形式，中央芯柱在每个隔间处均开有舱门，一旦发生紧急情况，就可关闭舱门，提高了安全性。NASA已研究将这种可伸缩的居住舱用于“国际空间站”(见图4)以及低成本空间站上[13-15]，其居住舱质量可由刚性舱段的16.1 t减小至充气舱的4.5 t，有效空间可达到200 m3左右。

载人小行星探测任务中，可研究使用可伸缩式充气舱替代乘员舱，其质量规模估计为4 t，充气之后可提供的航天员自由活动空间大于60 m3，可以覆盖执行200天以内的飞行任务。由于载人小行星探测中的登陆舱实际并没有着陆支架等配置，类似于一个气闸舱，因此可以考虑将充气乘员舱的中央芯柱兼作气闸舱，从而使充气乘员舱兼作登陆舱的功用，进一步减小探测器系统的舱段配置和总质量。在与小行星表面预先安放的着陆对接口对接着陆期间，乘员舱可根据实际情况进行收缩调整。

仍以2045年载人探测小行星89136为例，探测器系统的有效舱段由4 t充气乘员舱(兼作登陆舱)和3 t返回舱组成，有效舱段质量为7 t，液体化学推进系统、推进舱结构质量比例以及航天员物品消耗等沿用前面的指标，根据第3节探测器系统质量估算方法，计算得探测器总质量随飞行时间的变化如图5所示。

此时，探测器总质量规模最小值出现在149天的飞行任务，探测器系统有效舱段质量为7 t，总质量为213 t。其149天飞行任务的总速度增量为9.880 km/s，再入地球大气的速度为11.191 km/s。其各段飞行时间、速度增量见表3。

表3 载人探测编号89136小行星的149天飞行任务数据Table 3 149-day mission data of the human exploration to the asteroid 89136

考虑到与原方案的可比性，本文对基于充气舱的60天任务也进行了分析计算，此时探测器系统总质量降为256 t，是原方案(507 t)的50.5%。若将飞行时间延长至149天，探测器系统总质量可进一步降低为213 t，仅为原来的42.0%。但是，60天任务和149天任务方案中的有效舱段质量比例与原方案相比基本不变，分别为2.73%和3.29%，推进效率没有得到有效提升。

途径2通过采用可伸缩式舱体，减小了有效舱段的质量，从而实现探测器系统总质量的降低。本例中，有效舱段质量每减小1 t，系统总质量平均降低幅度约为42 t(149天任务)或36 t(60天任务)。

4.3 途径3：发展核推进技术

核推进作为一种新型推进技术，具有推力大、比冲大等优势，因此本文考虑采用核推进技术作为降低探测器系统质量的途径之一。俄罗斯已成功研制推力约为35 kN、比冲为8918 m/s的试验性核推进器[16]。假定采用这种核推进器对编号89136的小行星进行载人探测，其它条件不变，其探测器系统总质量随时间的变化曲线如图6所示。

分析图6可知，探测器系统总质量最小值仍出现在60天的飞行任务中，此时系统总质量降为56 t，是原方案(507 t)的11.0%，其下降幅度非常大。与此同时，有效舱段质量比例提高至25%，比原方案及前两种改进途径均高出一个数量级，推进效率提升的幅度非常明显。

途径3降低探测器系统质量的本质，是采用了高比冲的新型推进技术。本例中，3个推进舱的平均比冲由化学推进的3775 m/s提高到核推进的8918 m/s，探测器系统总质量则由507 t减小至56 t。平均比冲每提高1000 m/s，系统的总质量平均降低约88 t。

4.4 3种途径的比较和讨论

采用上述3种途径对编号89136小行星进行载人探测的探测器质量与原方案的比较如表4所示。

表4 采用3种途径对编号89136小行星进行载人 探测的探测器质量比较Table 4 Comparison among the three approaches on the mass of spacecraft in the human exploration to the asteroid 89136

总之，3种技术途径均可以有效地减小探测器系统的总质量，其各自的具体特点如下。

1)途径1：先期运送第三级推进舱

此方法选择速度增量小的无人飞行窗口，将第三级推进舱先期运送到小行星，通过减小该推进舱飞向小行星形成伴飞状态所需的速度增量，来减小整个探测任务的飞行器系统总质量。此时，该飞行器系统包括无人运输飞行器和载人探测器两部分。但是，有效舱段的组成和质量并没有发生变化，因此该方法在减小飞行器系统总质量的同时，可以相应地提高有效舱段质量比例，提高推进舱的推进效率。

该方法的局限性在于，先期运送至小行星的载人探测器系统中的第三级推进舱，其抵达小行星后要与其伴飞很长时间，例如针对编号89136小行星的算例中，其伴飞时间近一年半(574天)。这对载人探测器第三级推进舱的推进剂长期安全贮存、长期的轨道与姿态控制、推进舱在轨运行的可靠性、飞行寿命等都提出了很高的要求，对该推进舱的设计和研制带来了更多的困难。

2)途径2：采用可伸缩式舱体

与途径1相比，途径2在减小载人探测器系统质量的同时，无须额外增加无人飞行任务和相应的无人飞行器，因此整个探测的飞行任务规划和飞行器系统组成相对简单。但是，该方法的本质是通过减小有效舱段的质量来减小探测器的总质量，因此其难以实现有效舱段质量比例的增加，对推进舱推进效率的提高十分有限。另外，该方法中，可伸缩式舱体所涉及的结构设计、结构材料选择以及伸缩方案等都是需要攻克的技术难题。

3)途径3：发展核推进技术

在3种技术途径中，核推进技术在减小探测器系统质量方面的优势很大。与此同时，核推进作为一种高性能的推进方式，还可以大幅提高推进舱在飞行任务中的推进效率，其对有效舱段质量比例的提高幅度非常明显，几乎增加到原方案的10倍。因此，核推进技术的应用将有助于大幅改善载人小行星探测任务的效率。当然，核推进技术的应用推广也存在着许多困难，主要包括核燃料在长时间星际飞行过程中的安全贮存、航天员避免遭受核燃料辐射的防护问题、核燃料的废弃处理等技术难题。

4.5 3种途径的应用探讨

从技术成熟度的角度分析，上述3种技术途径中的途径2，即可伸缩式舱体技术，与其余两种技术途径比较而言最为成熟。2016年5月28日，由美国私营航天企业比格洛航天公司与NASA合作研制的“国际空间站”充气式太空舱“BEAM”成功展开(见图7)[17]。该舱段质量1.3 t，充气展开后的体积可达16 m3。因此，在未来的载人近地小行星探测中，可以首先考虑采用可伸缩式舱体技术。

其余两种技术途径都有许多各自需要解决的新技术难点。其中，相对于全新的核推进技术，途径1采用了成熟度较高的高性能化学推进技术。但是，考虑到途径3的核推进技术在系统质量降低和推进效率提高两方面均存在着明显的优势，而途径1增加了无人运输飞行器系统，同时增加了飞行任务的次数和复杂程度，因此建议优先发展应用核推进技术。

核推进技术的应用需要攻克核燃料的安全贮存、核辐射防护、核废料处理等技术难点，因此其技术发展可能需要经历一个较长的过程。若核推进技术的发展无法跟上载人近地小行星探测任务的执行时间要求，则可适时地发展并采用途径1。

5 结束语

在载人近地小行星探测任务中，探测器的质量通常较大，如果能减小探测器的总质量，则可以提高载人探测任务的可行性。本文基于这一研究背景，结合已有的关于载人探测器系统组成及质量估算的研究成果，对有助于减小载人探测器系统总质量的3种技术途径进行了分析，得到以下结论：

(1)3种技术途径均可有效的减小载人近地小行星探测器系统总质量，其中途径1和途径3还可降低有效舱段质量比例，提高推进效率；

(2)途径2所采用的可伸缩式舱体技术的成熟度相对较高，未来的载人近地小行星探测可优先考虑应用该技术；

(3)核推进在系统质量减小和推进效率提高两方面的优势十分明显，建议积极发展空间核推进技术并应用于载人深空探测任务中。

本文的研究成果可为我国载人近地小行星探测的可行性研究提供参考。

References)

[1] 东方星. 悄然兴起的小行星探测热潮[J]. 太空探索，2013(5)：28-31

Dongfang Xing. Quiet rising of asteroid exploration upsurge[J]. Space Exploration，2013(5)：28-31(in Chinese)

[2]Prockter L，Murchie S，Cheng a，et al. The NEAR shoemaker mission to asteroid 433 eros[J]. Acta Astronautica，2002，51：1-9

[3]Kubota T，Hashimoto T，Sawai S，et al. An autonomous navigation and guidance system for MUSES-C asteroid landing[J]. Acta Astronautica，2003，52：125-131

[4]Abell P A. The Hayabusa spacecraft sample return mission，NASA-20100033487[R]. Washington D.C.：NASA，2010

[5]Dan Z，Sam W，Bong W. The first human asteroid mission：Target selection and conceptual mission design，AIAA 2010-8370[R]. Washington D.C.：AIAA，2010

[6]Landis R R，Abell P A，Korsmeyer D J，et al. Piloted operations at a near-Earth object (NEO)[J]. Acta Astronautica，2009，65：1689-1697

[7]Sam W，Dan Z，Bong W. Preliminary design of a crewed mission to asteroid apophis in 2029-2036，AIAA 2010-8374[R]. Washington D.C.：AIAA，2010

[8]Hopkins J B，Dissel A F. Plymouth rock：Early human missions to near earth asteroids using Orion spacecraft，AIAA-2010-8608[R]. Washington D.C.：AIAA，2010

[9]王悦，刘欢，王开强，等. 载人探测小行星的目标星选择[J]. 航天器工程，2012，21(6)：30-36

Wang Yue，Liu Huan，Wang Kaiqiang，et al. Target selection for human exploration of asteroid[J]. Spacecraft Engineering，2012，21(6)：30-36(in Chinese)

[10] 王开强，李志海，张柏楠. 载人小行星探测的飞行模式[J]. 载人航天，2014，20(1)：89-94

Wang Kaiqiang，Li Zhihai，Zhang Bainan. Mission mode of the human asteroid exploration[J]. Manned Spaceflight，2014，20(1)：89-94(in Chinese)

[11]王开强，张柏楠，李志海. 载人小行星探测器系统方案概念研究[J]. 载人航天，2015，21(4)：329-334

Wang Kaiqiang，Zhang Bainan，Li Zhihai. Conceptual study of system schemes of manned asteroid exploration spacecraft[J]. Manned Spaceflight，2015，21(4)：329-334(in Chinese)

[12]武江凯，白明生，苟仲秋，等. 载人小行星着陆探测模式设想[J]. 航天器工程，2016，25(3)：109-114

Wu Jiangkai，Bai Mingsheng，Gou Zhongqiu，et al. Tentative modes for human asteroid landing exploration[J]. Spacecraft Engineering，2016，25(3)：109-114(in Chinese)

[13]Adams C M.Item description：ISS TransHab restraint sample and photo documentation，NASA-20000088652[R]. Washington D.C.：NASA，2000

[14]Kennedy K J. Inflatable habitats technology development，NASA-20050182969[R]. Washington D.C.：NASA，2005

[15]张玉珠，李建国. 可伸缩式转移居住舱结构方案的探讨[J]. 飞机设计，2002(4)：63-66

Zhang Yuzhu，Li Jianguo. Architecture discussion of transhab[J]. Aircraft Design，2002(4)：63-66(in Chinese)

[16]李志海，张柏楠，杨宏，等. 载人小行星探测推进技术初步方案设想[J]. 国际太空，2013(7)：32-37

Li Zhihai，Zhang Bainan，Yang Hong，et al. Preliminary scheme of propulsion technology for manned asteroid mission exploration[J]. Space International，2013(7)：32-37(in Chinese)

[17]王燕. 全球首个充气式活动太空舱成功展开及其影响分析[J]. 中国航天，2016(7)：16-22

Wang Yan.The successful deployment of the first inflatable activity module in the world and its impact analysis [J]. Aerospace China，2016(7)：16-22(in Chinese)

(编辑：李多)

Approaches to Mass Reduction of Spacecraft System in Manned Exploration to Near Earth Asteroid

WANG Kaiqiang ZHANG Bainan LI Zhihai

(Institute of Manned Space System Engineering,China Academy of Space Technology,Beijing 100094,China)

To reduce the mass of spacecraft system in manned exploration to near earth asteroid (NEA),three technical approaches are proposed.They are sending a part of the propulsion module to the target asteroid in advance,applying the inflatable module and developing nuclear propulsion,respectively. One manned asteroid exploration spacecraft system as well as its mass calculation method proposed before are introduced. On the basis of them,the mass calculated of the spacecraft system in a manned exploration case to NEA are obtained with the use of the three approaches. Comparison among the three approaches on the mass reduction of the spacecraft system is made,and the characters of each approach based as well as difficulty in the application are discussed. It’s shown that all of the approaches can effectively reduce the mass of the manned spacecraft system,which is conducive to enhancing the feasibility of the manned exploration mission to NEA.

near earth asteroid；manned spacecraft；technical approach；mass reduction

2016-11-23；

2016-12-19

国家重大航天工程

王开强，男，博士研究生，主要从事航天器总体设计与优化方向研究。Email：wangkaiqiang1988@163.com。

V476；V529

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.01.005