載人登月運載火箭總體方案研究

蔡益飛

（上海航天技術(shù)研究院，上海 201109）

0 引言

21世紀(jì)上半葉，近地載人航天活動正向月球以及深空邁進(jìn)，月球已成為人類走向深空第一站。我國已啟動載人航天、月球探測兩大工程，載人登月將融合兩大工程的成果，成為我國深空探索的里程碑之一。本文以發(fā)動機為核心梳理國外運載發(fā)展脈絡(luò)，提出我國運載發(fā)動機選型建議；以載人登月工程運載能力需求為背景，探討重型運載火箭發(fā)展思路，從中優(yōu)選一型運載火箭開展細(xì)化論證。

1 國外重型運載火箭發(fā)展

國外航天運輸系統(tǒng)發(fā)展可總結(jié)為：一個起源、兩個體系、三個時期、五個轉(zhuǎn)折點。其中三個時期為20世紀(jì)60年代美蘇載人登月、80年代航天飛機和2004年以后重返月球、火星及深空探索，見表1。

表1 國外載人登月及重型運載發(fā)展的三個時期Table 1 Three periods of the moon landing and heavy launch vehicle in abroad

1.1 重型運載火箭總體方案特點

a）國外重型運載火箭的主要目標(biāo)軌道是近地軌道／亞軌道，一級半／兩級／兩級半構(gòu)型為首選［1－3］。

60年代載人登月競爭時期美國與前蘇聯(lián)發(fā)展了三級、五級構(gòu)型的重型運載火箭，目標(biāo)軌道是月球轉(zhuǎn)移軌道（土星V運載火箭）和低月球軌道（N1運載火箭）；80年代重復(fù)使用航天器發(fā)展了兩型一級半構(gòu)型重型運載，目標(biāo)軌道是110km的亞軌道；當(dāng)今美俄等國家規(guī)劃中的重型運載為一級半／兩級半構(gòu)型，目標(biāo)軌道是亞軌道／近地軌道。一級半構(gòu)型主要基于氫氧芯級＋助推；兩級半構(gòu)型主要基于液氧煤油芯一級＋氫氧芯二級。

國外重型運載火箭分類如圖1所示。典型重型運載火箭性能參數(shù)見表2。

圖1 重型運載火箭分類Fig.1 Classification of heavy launch vehcile

表2 國外典型重型運載火箭性能Tab.2 Performances of typical heavy vehicle in abroad

b）合理定位運載系數(shù)，優(yōu)選總體構(gòu)型與箭體直徑，利于重型運載工程實施。

運載火箭運載能力、起飛質(zhì)量、芯級直徑三者密切相關(guān)，其中運載系數(shù)為運載能力與起飛質(zhì)量之比，芯級箭體直徑與起飛質(zhì)量、長細(xì)比相關(guān)。20世紀(jì)60年代美國土星V運載火箭運載系數(shù)可達(dá)4.3%；80年代航天飛機運載系數(shù)可達(dá)5%；21世紀(jì)戰(zhàn)神V運載火箭運載系數(shù)可達(dá)4.97%；獵鷹重型運載火箭（全液氧煤油）運載系數(shù)可達(dá)3.79%。目前氫氧芯級直徑為7.75m→8.38m→10.41m，液氧煤油芯級直徑為3.66m→5.4m→8.4m→10.06m→17m，其中10.06，17m為20世紀(jì)60年代單芯級運載火箭選取直徑。

1.2 液氧煤油發(fā)動機

俄羅斯為載人登月及重型運載火箭發(fā)展了NK－33，RD－170，RD－0120三型一級發(fā)動機，如圖2所示。其中RD－170發(fā)動機的衍生型運載火箭獲得了廣泛使用，如RD－170／171發(fā)動機先后用于天頂號和能源號運載火箭。在能源號發(fā)射兩次后，天頂號運載火箭獨自成為RD－170發(fā)動機工程應(yīng)用；RD－180發(fā)動機為RD－170發(fā)動機的衍生型，1993年由美國和俄羅斯聯(lián)合研制；在美國，宇宙神Ⅲ、宇宙神Ⅴ等主力運載火箭獲得廣泛應(yīng)用。RD－191發(fā)動機同樣為RD－170發(fā)動機的衍生型，分別用于安加拉號、羅老號（韓國）運載火箭，印度也在積極引進(jìn)，目前只有羅老號運載火箭進(jìn)行過此型發(fā)動機飛行試驗。

俄羅斯重型運載火箭發(fā)動機噸位發(fā)展由150t（NK－33）→740t（RD－170）→390t（RD－180）和194t（RD－191），即由百噸級跨越發(fā)展到七百噸級，而后又回到400，200t級。

圖2 前蘇聯(lián)／俄羅斯液氧煤油發(fā)動機發(fā)展Fig.2 Development of liquid oxygen kerosene engine in former Soviet Union／Russia

美國在載人登月時期發(fā)展了H－1，F(xiàn)－1兩型液氧煤油發(fā)動機，后續(xù)基于H－1發(fā)動機發(fā)展了MA，MB，RS－27系列液氧煤油發(fā)動機，如圖3所示。因美國重點發(fā)展了液氫液氧和大固體發(fā)動機，其液氧煤油發(fā)動機總體性能弱于俄羅斯，目前主要使用與俄羅斯聯(lián)合研制的RD－180發(fā)動機、引進(jìn)的NK－33發(fā)動機，以及基于登月艙下降級改進(jìn)的Merlin系列發(fā)動機。

圖3 美國液氧煤油發(fā)動機發(fā)展Fig.3 Development of liquid oxygen kerosene engine in USA

經(jīng)過三個時期發(fā)展，液氧煤油發(fā)動機工程使用頻率最高的推力噸位是400，200t，200t推力噸位可整合小型、中型、大型、超大型運載火箭，400t推力噸位可整合中型、大型、超大型、重型、超重型運載火箭，700t級噸位可支持大型、超大型、重型、超重型、巨型運載火箭研發(fā)。

1.3 液氫液氧發(fā)動機

美國研制了F－1，J－2發(fā)動機用于土星V運載火箭，前者僅在土星V運載火箭使用，后者的改進(jìn)型J－2X發(fā)動機用于戰(zhàn)神I／V運載火箭二級；四段式固體發(fā)動機、RS－25D發(fā)動機用于航天飛機；五段式半固體發(fā)動機、RS－68發(fā)動機用于戰(zhàn)神I／V運載火箭的一級動力，同時RS－68發(fā)動機是德爾它4運載火箭芯級發(fā)動機。在星座計劃實施中基于J－2發(fā)動機研制了J－2X發(fā)動機，使發(fā)動機總體性能有了質(zhì)的提高。俄羅斯為重型運載火箭專門研制了RD－0120發(fā)動機，四機并聯(lián)作為能源號運載火箭芯一級發(fā)動機，但此種發(fā)動機未能獲得廣泛使用；歐洲為阿里安V運載火箭研制了百噸級推力火神氫氧發(fā)動機，日本為H－2A／B運載火箭研制了百噸級推力的LE－7系列發(fā)動機。各國液氫液氧發(fā)動機發(fā)展如圖4所示。

圖4 各國／地區(qū)液氫液氧發(fā)動機發(fā)展Fig.4 Development of liquid hydrogen liquid oxygen engine in the world

2 我國新一代運載火箭發(fā)動機研制建議

我國新一代運載火箭研制了120t推力的液氧煤油發(fā)動機和真空70t推力氫氧發(fā)動機，統(tǒng)籌考慮重型與我國下一代運載火箭發(fā)展，提出建議如下。

a）兩級半構(gòu)型是我國重型運載首選

運載火箭形成了兩種體系：一是以液氧煤油、常規(guī)推進(jìn)劑發(fā)動機為基礎(chǔ)的蘇式體系。二是以固體發(fā)動機、氫氧發(fā)動機為基礎(chǔ)的美式體系。我國運載繼承了蘇聯(lián)體系，未來重型運載以液體發(fā)動機為動力的繼承性較好。重型若選擇一級半構(gòu)型（類能源號），則需發(fā)展大推力液氧煤油和大推力氫氧發(fā)動機；若選擇兩級半構(gòu)型，則需發(fā)展大推力液氧煤油發(fā)動機。

b）120，400t推力噸位可滿足我國未來運載火箭一級動力需求

我國已有120t推力液氧煤油發(fā)動機，后續(xù)僅需研制推力400t發(fā)動機即可滿足各種運載能力火箭一級動力需求。

c）100t級真空推力氫氧發(fā)動機是我國重型運載較佳選擇

作為二級動力，70t推力氫氧發(fā)動機的推力偏小，至少需用4機并聯(lián)，而真空推力150～300t氫氧發(fā)動機則偏大，且研制難度高，真空推力100t氫氧發(fā)動機作為二子級動力或軌道轉(zhuǎn)移級動力較佳，同時發(fā)動機研制與70t真空推力氫氧發(fā)動機的繼承性好。

d）箭體直徑最大7～8m為宜

未來近地軌道運載能力百噸級運載火箭芯級若使用氫氧推進(jìn)劑，直徑選取8～10m為宜；芯級若使用液氧煤油推進(jìn)劑，直徑選取7～8m較佳。

3 我國載人登月運載火箭

3.1 任務(wù)定位

未來我國的月球任務(wù)以無人月球探測和月球采樣返回、載人環(huán)月飛行、有限規(guī)模載人登月、大規(guī)模月球開發(fā)為主線。根據(jù)發(fā)射次數(shù)，載人登月可分為四次發(fā)射、三次發(fā)射和兩次發(fā)射，超大型／重型運載貨運運載火箭運載能力需求見表3［4］。

表3 不同載人登月發(fā)射模式運載火箭能力需求Tab.3 Requirement for launch vehicle capacity of various manned moon－landing models

3.2 發(fā)展途徑

超大型／重型運載火箭型譜可初步歸為四種構(gòu)型，載人登月運載火箭論證中選取了三類構(gòu)型（固體助推＋液氧煤油芯級僅開展初步論證）?？紤]時間節(jié)點和技術(shù)難度，設(shè)想我國載人登月運載火箭發(fā)展途徑如圖5所示，具體如下。

3.2.1 基于現(xiàn)有箭體直徑、在研發(fā)動機

箭體直徑3.35m／5m，發(fā)動機兩級半構(gòu)型（B2方案）。

3.2.2 基于6m箭體直徑、在研發(fā)動機

箭體直徑3.35m／6m，發(fā)動機兩級半構(gòu)型（C1方案）。

3.2.3 基于現(xiàn)有箭體直徑、新研發(fā)動機

箭體直徑5m，發(fā)動機為400t級推力液氧煤油等，一級半構(gòu)型（D3方案）。

3.2.4 基于7～9m大箭體直徑、新研發(fā)動機

箭體直徑7m，發(fā)動機為400t級推力液氧煤油等（F2方案）和箭體直徑9m，發(fā)動機推力為200t液氫液氧、固體發(fā)動機（H2方案）。

3.3 方案優(yōu)選

3.3.1 任務(wù)約束

a）登月模式：以三次發(fā)射載人登月為首選。

b）運載能力：軌道高度270km，軌道傾角20°，運載能力80～100t。

c）發(fā)動機：芯一級和助推400t級推力液氧煤油發(fā)動機，雙噴管＋雙燃燒室，泵后搖擺；芯二級氫氧發(fā)動機70t／100t推力。

d）全箭長徑比：11～13。

e）三匹配：載荷與整流罩有效空間匹配，助推與芯級匹配結(jié)構(gòu)匹配，助推／芯級工作時間與發(fā)動機總體性能匹配。

3.3.2 構(gòu)型論證

以兩級／兩級半構(gòu)型為首選，以400t發(fā)動機為一級動力，以3.4%的運載系數(shù)初步預(yù)估起飛推力和起飛質(zhì)量，四種構(gòu)型見表4。其中：構(gòu)型6＋2芯級燃燒300s超出液氧煤油發(fā)動機工程合理范圍，構(gòu)型6＋3不便于系列化，可優(yōu)選構(gòu)型4＋4、6＋4。

圖5 載人登月運載火箭發(fā)展途徑Fig.5 Development way of manned moon－landing launch vehicle

表4 重型運載火箭構(gòu)型Tab.4 Configuration of large launch vehicle

3.3.3 方案細(xì)化

兩級構(gòu)型，6個3.35m助推器與7.0m芯級組成一子級，助推與芯級同時分離，通過發(fā)動機節(jié)流控制關(guān)機過載。起飛質(zhì)量3 102.6t，起飛推力4 067t，270×270km、20°軌道運載能力90t；捆綁3.35m助推器6個，每個助推器400t級雙噴管1臺、泵后搖擺液氧煤油發(fā)動機；芯一級7.0m，400t級液氧煤油發(fā)動機4臺；芯二級7.0m，氫氧發(fā)動機70t3臺／100t2臺。優(yōu)選方案外形如圖6所示。

圖6 優(yōu)選方案外形Fig.6 Shape of optimal scheme

該方案的總體外形簡單，運載火箭長細(xì)比（12.48）合理，滿足設(shè)計要求，助推傳力點與芯級長度、傳力點匹配。法向力與氣動壓心變化規(guī)律不同于傳統(tǒng)運載火箭，選定方案3.35m助推無尾翼，跨聲速氣動壓心0.45～0.50運載火箭飛行速度v與過載Nx如圖7所示。其中：運載火箭飛行最大過載Nxmax＝4.88（飛行時間163.36s時）；最大動壓Qmax＝31 709Pa（飛行時間＝74s時）。

圖7 運載火箭飛行速度與過載Fig.7 Shape of optimal scheme

運載火箭可在海南發(fā)射場發(fā)射，進(jìn)入270km、傾角20°近地圓軌道，助推和芯一級組合體殘骸落區(qū)在西太平洋，距離菲律賓最小距離370km，落區(qū)安全可控。10臺發(fā)動機切向搖擺6°可實現(xiàn)運載火箭一級飛行穩(wěn)定控制，如圖8所示。其中：8臺參與俯仰控制，10臺參與偏航控制；搖擺空間足夠，不發(fā)生干涉。

圖8 運載火箭發(fā)動機搖擺控制Fig.8 Swing control of launch vehicle engine

4 結(jié)束語

為加速我國航天運輸系統(tǒng)深化發(fā)展，促進(jìn)載人航天與探月的成果融合，建議確定合理可行的工程目標(biāo)、優(yōu)選運載火箭方案、牽引動力發(fā)展。工程核心目標(biāo)是將中國航天員安全送到月球并返回地球，在實現(xiàn)核心工程目標(biāo)后，其直接經(jīng)濟利益牽引不足，需要適度控制工程規(guī)模，確保有限資源支持航天運輸領(lǐng)域可持續(xù)發(fā)展。工程實施的核心是運載火箭，直接關(guān)系大系統(tǒng)的研制進(jìn)度，需依據(jù)國情統(tǒng)籌考慮。工程對航天運輸系統(tǒng)最大的牽引是發(fā)動機，選擇合適推力、構(gòu)型發(fā)動機將決定未來航天運輸系統(tǒng)發(fā)展布局。

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