重型運(yùn)載火箭發(fā)射空間太陽能電站相關(guān)技術(shù)問題分析

高朝輝，王俊峰，童科偉，容 易，龍樂豪

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重型運(yùn)載火箭發(fā)射空間太陽能電站相關(guān)技術(shù)問題分析

高朝輝1, 2，王俊峰2，童科偉2，容 易2，龍樂豪2

（1. 北京航空航天大學(xué)宇航學(xué)院, 北京, 100191; 2. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心, 北京, 100076）

建設(shè)空間太陽能電站的工程可實(shí)現(xiàn)性很大程度上取決于將其發(fā)射入軌的能力。中國正在開展重型運(yùn)載火箭的可行性方案論證，基于重型運(yùn)載火箭及其未來發(fā)展型號來實(shí)現(xiàn)太陽能電站的發(fā)射是最具實(shí)現(xiàn)性的方案之一。結(jié)合構(gòu)想的空間太陽能電站方案，開展發(fā)射方案及任務(wù)規(guī)劃的分析，提出了重型運(yùn)載火箭和其拓展方案在空間太陽能電站建設(shè)任務(wù)中的可能應(yīng)用，以及重型運(yùn)載火箭在執(zhí)行空間太陽能電站任務(wù)中所需攻關(guān)的關(guān)鍵技術(shù)。

空間太陽能電站；重型運(yùn)載火箭；核動力技術(shù)

0 引 言

空間太陽能電站（Space solar-power station，SSPS，以下簡稱“空間電站”）的原理是在地球同步軌道（Geosynchronous Earth Orbit，GEO）布置大規(guī)模的太陽能帆板和電源轉(zhuǎn)換裝置，避免地面氣候條件的影響，長期有效地收集太陽能，并通過轉(zhuǎn)換以微波或者激光的形式傳回地面[1]。

空間電站主要由空間平臺、地面接收和傳輸裝置等組成，其中，在軌運(yùn)行的空間平臺是目前論證和建設(shè)的重點(diǎn)。

根據(jù)初步論證的結(jié)果，一個(gè)實(shí)用化的空間電站入軌質(zhì)量將達(dá)到5 000~10 000 t，同時(shí)需要在一個(gè)較短的周期內(nèi)實(shí)現(xiàn)發(fā)射入軌和在軌組裝。

運(yùn)載火箭是空間電站工程建設(shè)的重要組成系統(tǒng)，盡可能大的運(yùn)載能力、高密度的發(fā)射能力和較低的發(fā)射成本是實(shí)現(xiàn)太陽能電站建設(shè)的基本條件。

1 中國運(yùn)載火箭的發(fā)展現(xiàn)狀

目前中國運(yùn)載火箭依據(jù)其研制進(jìn)展?fàn)顟B(tài)，可以分為3種類型：

a）現(xiàn)役運(yùn)載火箭，包括CZ-2C系列、CZ-2D、CZ-2F、CZ-3A系列、CZ-4系列等型號，最大GTO運(yùn)載能力為5.5 t，近年來平均年發(fā)射次數(shù)在15~20次;

b）在研的新一代運(yùn)載火箭，包括CZ-5、CZ-6、CZ-7等，最大GTO運(yùn)載能力為14 t，年發(fā)射次數(shù)依未來實(shí)際需求而定;

c）處于可行性方案論證階段的重型運(yùn)載火箭，在論方案之一的最大GTO運(yùn)載能力約為40 t，具體方案還在進(jìn)一步細(xì)化和優(yōu)化過程中[2]。

對照空間電站的任務(wù)需求以及運(yùn)載火箭的能力分析可以看出，最接近任務(wù)執(zhí)行能力的是論證中的重型運(yùn)載火箭。

2 任務(wù)分析和火箭方案論證

2.1 任務(wù)分析

2.1.1 任務(wù)總體要求

在進(jìn)行發(fā)射任務(wù)分析和火箭方案論證之前，明確空間電站的總體任務(wù)要求輸入如下：

a）工作軌道為GEO，定點(diǎn)于東經(jīng)115°左右；

b）入軌總質(zhì)量為5 000~10 000 t；

c）建設(shè)（發(fā)射）周期為2年；

d）總功率規(guī)模為100×104~500×104MW，壽命周期約為30年。

2.1.2 方案構(gòu)想

發(fā)射方案優(yōu)化，即采用最少的發(fā)射次數(shù)實(shí)現(xiàn)任務(wù)目標(biāo)，此外，需要運(yùn)載火箭技術(shù)難度適中，不存在無法攻關(guān)的技術(shù)難點(diǎn)，同時(shí)還要保證發(fā)射的可靠性。

為適應(yīng)以上要求，重型運(yùn)載火箭可行性方案的論證起點(diǎn)高，包括高的運(yùn)載能力、高的技術(shù)水平，確保在未來30年乃至更長的時(shí)間內(nèi)，運(yùn)載火箭技術(shù)和能力均不落后，處于世界領(lǐng)先水平。

充分考慮重型運(yùn)載火箭未來的系列化拓展構(gòu)型，充分考慮核熱推進(jìn)等前沿技術(shù)在重型運(yùn)載火箭方案論證中的意義，積極開展方案創(chuàng)新和新技術(shù)應(yīng)用。

火箭方案論證和新技術(shù)的實(shí)施，充分考慮多種可實(shí)現(xiàn)低成本的措施和手段，有利于低成本的實(shí)現(xiàn)。

2.2 發(fā)射方案論證

根據(jù)任務(wù)總體提出的需求，將萬噸級的空間電站發(fā)射送入GEO，現(xiàn)有技術(shù)條件下必須采用多次發(fā)射在軌組裝的方式，即將空間電站平臺分為多個(gè)模塊，每個(gè)模塊的質(zhì)量控制在運(yùn)載火箭單次發(fā)射的運(yùn)載能力范圍內(nèi)，由運(yùn)載火箭發(fā)射入軌后，多個(gè)模塊在軌——近地軌道（Low Earth Orbit，LEO），或者GEO——進(jìn)行組裝，實(shí)現(xiàn)一體化。

在具體考慮運(yùn)載火箭方案時(shí)，首先對典型任務(wù)指標(biāo)和運(yùn)載火箭能力進(jìn)行設(shè)定。取空間電站總體規(guī)模為10000 t入軌GEO；重型運(yùn)載火箭LEO運(yùn)載能力分別按照100 t、130 t、150 t和超過200 t的水平計(jì)算（分別對應(yīng)基本型、拓展型、增強(qiáng)型和核熱型重型運(yùn)載火箭）。

目前依據(jù)在軌組裝的軌道不同，可以將任務(wù)分為兩種模式，即LEO在軌組裝發(fā)射模式和GEO在軌組裝發(fā)射模式。兩種模式各有特點(diǎn)。

假設(shè)重型運(yùn)載火箭將有效載荷首先送入200 km×200 km的近地圓軌道，由該軌道到同步軌道的變軌由上面級完成，采用如下變軌策略：

a）近地點(diǎn)變軌進(jìn)入地球同步轉(zhuǎn)移軌道（Geostationary Transfer Orbit，GTO）（200 km×35 786 km）需要的速度增量為：2 579 m/s。

b）遠(yuǎn)地點(diǎn)變軌進(jìn)入GEO（35 786 km×35 786 km）需要的速度增量為：1 714 m/s（18°傾角）。

按照以上變軌策略，從近地軌道到同步軌道需要的速度增量為4 293 m/s。

兩種模式都需要使用重型運(yùn)載火箭將電站模塊分次送入近地軌道，因此從地面到近地軌道的過程兩種模式完全相同。從近地軌道到同步軌道，兩種模式的區(qū)別僅在于運(yùn)送的有效載荷質(zhì)量不同，所需速度增量完全一樣。

2.2.1 LEO在軌組裝發(fā)射模式

將電站模塊在近地軌道組裝成盡可能大的組合體，然后由上面級送入同步軌道。

a）發(fā)射流程。

依據(jù)火箭運(yùn)載能力的不同，將空間電站平臺劃分為不同質(zhì)量規(guī)模的模塊，依據(jù)在LEO組裝的發(fā)射窗口進(jìn)行發(fā)射。電站模塊在LEO組裝完成后，再由上面級將空間電站組合體送入GTO，到達(dá)遠(yuǎn)地點(diǎn)后再次點(diǎn)火送入GEO。

b）發(fā)射次數(shù)。

以10 000 t入軌GEO總質(zhì)量計(jì)算，發(fā)射10 000 t有效載荷從LEO進(jìn)入GEO，共需速度增量約4 293 m/s（18°傾角），需采用一個(gè)大型上面級來完成軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)，可以采用普通低溫推進(jìn)上面級或者核熱上面級。

以結(jié)構(gòu)系數(shù)0.2的低溫推進(jìn)劑上面級為例（比沖4 194 m/s），上面級總重約40 209.5 t，其中燃料約32 167.6 t。如發(fā)動機(jī)推質(zhì)比取0.6，則發(fā)動機(jī)推力需達(dá)2.4×105kN。

以結(jié)構(gòu)系數(shù)0.2的核熱上面級為例（比沖9 800 m/s），上面級總重約7 966 t，其中燃料約6 373 t。如發(fā)動機(jī)推質(zhì)比取0.6，則發(fā)動機(jī)推力需達(dá)到4.7×104kN。

在不考慮具體發(fā)射窗口約束、具體電站模塊和上面級規(guī)模劃分等細(xì)節(jié)問題的基礎(chǔ)上，基本型、拓展型、增強(qiáng)型和核熱型等4型重型運(yùn)載火箭（兩種上面級）發(fā)射次數(shù)分別見表1和表2。

近地軌道存在大氣阻力影響，以上分析未考慮近地軌道軌道高度維持等燃料消耗。若考慮近地軌道維持，所需發(fā)射次數(shù)還應(yīng)適當(dāng)增加。

表1 不同規(guī)模重型運(yùn)載火箭LEO對接模式的最少發(fā)射次數(shù)（低溫上面級）

注：假定發(fā)射頻率為每3天發(fā)射1次，下同。

表2 不同規(guī)模重型運(yùn)載火箭LEO對接模式的最少發(fā)射次數(shù)（核熱上面級）

2.2.2 GEO在軌組裝發(fā)射模式

使用三級型重型運(yùn)載火箭或者再加上面級的形式直接將電站模塊送入GEO，在GEO完成所有在軌組裝工作。

a）發(fā)射流程。

由具備入軌GEO能力的重型運(yùn)載火箭，將合適規(guī)模的空間電站模塊直接發(fā)射進(jìn)入GEO，而后入軌模塊在GEO進(jìn)行組裝，形成大型發(fā)射平臺。

b）發(fā)射次數(shù)。

考慮到末級需要執(zhí)行GEO交會對接等特殊能力，結(jié)構(gòu)系數(shù)取0.2，計(jì)算得到基本型、拓展型、增強(qiáng)型和核熱型等4型重型運(yùn)載火箭的GEO能力分別約為20 t、25 t、30 t、110 t。

以10 000 t的入GEO總質(zhì)量計(jì)算，上述4型重型運(yùn)載火箭的發(fā)射次數(shù)具體見表3。

表3 不同能力重型運(yùn)載火箭GEO對接模式的最少發(fā)射次數(shù)

2.2.3 模式優(yōu)缺點(diǎn)分析及優(yōu)化

由以上分析可見，兩種發(fā)射模式的總發(fā)射次數(shù)相當(dāng)，發(fā)射任務(wù)周期相當(dāng)。

LEO軌道對接有成熟經(jīng)驗(yàn)，每天均存在發(fā)射窗口，但由于LEO存在大氣阻力影響，需要定期進(jìn)行軌道高度維持，此外在LEO總體對接后質(zhì)量規(guī)模巨大，需要研制數(shù)千噸級推力的變軌發(fā)動機(jī)用于從LEO機(jī)動變軌到GEO，工程實(shí)現(xiàn)難度極大。

GEO對接技術(shù)還需探索和實(shí)踐，但是發(fā)射窗口限制較少，可以24 h進(jìn)行測控。不過單次發(fā)射入軌的空間電站平臺模塊較小，每一個(gè)電站均需要單獨(dú)配置一個(gè)變軌上面級，進(jìn)入GEO工作軌道的上面級數(shù)量多，效率不高，而且工作后的上面級會在GEO軌道成為在軌垃圾。

綜合兩種模式的特點(diǎn)，考慮工程技術(shù)可實(shí)現(xiàn)性，可以選擇綜合的發(fā)射模式，即采用5~10次LEO對接后進(jìn)行高軌轉(zhuǎn)移，而后再在GEO實(shí)施在軌對接?？紤]到在GEO要進(jìn)行交會對接，從LEO變軌道GEO的上面級結(jié)構(gòu)系數(shù)取為0.2，此時(shí)綜合發(fā)射模式總的發(fā)射次數(shù)同表3，但是這種模式避免了前兩種模式的缺點(diǎn)，不需要研制數(shù)千噸級推力的火箭發(fā)動機(jī)，同時(shí)避免在近地軌道頻繁進(jìn)行軌道維持，工程可實(shí)現(xiàn)性更優(yōu)。

2.3 重型運(yùn)載火箭方案初步論證

結(jié)合空間電站的任務(wù)需求，論證的重型運(yùn)載火箭方案主要有基本型、拓展型、增強(qiáng)型和核熱型4種，它們的運(yùn)載能力、技術(shù)難度等均有一定的跨越，可以適應(yīng)不同規(guī)模的空間電站模塊的發(fā)射任務(wù)。

2.3.1 基本型方案

基本型重型運(yùn)載火箭的LEO運(yùn)載能力為百噸級，它是基于捆綁3.35m直徑助推器的三級火箭，采用大推力液氧煤油發(fā)動機(jī)和液氫液氧發(fā)動機(jī)?；诖朔桨笇?shí)施電站的發(fā)射，可以發(fā)揮前期較為深入論證的成果，但是該方案運(yùn)載能力有限，對空間電站建設(shè)已經(jīng)不適宜。

2.3.2 拓展型方案

拓展型，即在基本型芯級基本不變的情況下將4枚助推器的直徑拓展為5 m，總起飛質(zhì)量由3 000噸級拓展到4 000 噸級[3]，運(yùn)載能力由LEO的百噸級拓展到130噸級，增加能力30%。該方案工程實(shí)現(xiàn)技術(shù)難度不大，具有良好的基礎(chǔ)。

2.3.3 增強(qiáng)性方案

增強(qiáng)型，即突破發(fā)動機(jī)推力的限制，以及火箭助推器、芯級最大直徑的限制，論證更大直徑、更大推力的捆綁固體助推器+全氫氧芯級的增強(qiáng)型重型運(yùn)載火箭，瞄準(zhǔn)LEO運(yùn)載能力150~180 t，該方案可以較大幅度降低發(fā)射次數(shù)。

初步論證，火箭的運(yùn)載能力如果需要達(dá)到LEO 150 t以上，則火箭總的起飛規(guī)模也將達(dá)到4 500 t以上，火箭總的起飛推力達(dá)到55 000~60 000 kN級。

2.3.4 核熱型方案

核熱型方案是在以上構(gòu)型的基礎(chǔ)上，考慮將運(yùn)載火箭末級更換為核熱發(fā)動機(jī)的方案，由于核熱發(fā)動機(jī)的比沖相較低溫發(fā)動機(jī)大幅度提升，火箭運(yùn)載能力也隨之大幅提升。核熱發(fā)動機(jī)采用小型化的安全可控核熱反應(yīng)堆為核心部件，采用氫氣作為加熱和膨脹做功的工質(zhì)[4]，真空比沖可達(dá)7 840~8 820 m/s，在目前火箭基礎(chǔ)級不變的情況下，末級采用等質(zhì)量規(guī)模更換的方案，火箭LEO運(yùn)載能力基本可以直接實(shí)現(xiàn)翻番的目標(biāo)。

目前，核熱型運(yùn)載火箭設(shè)計(jì)和應(yīng)用主要有兩個(gè)方面的問題：

a）反應(yīng)堆設(shè)計(jì)單位需要重點(diǎn)考慮的，即反應(yīng)堆的安全性和可控性問題，主要是反應(yīng)堆小型化后，工作溫度達(dá)到3 000 K以上，又處于火箭子級尾段狹小的工作空間，核輻射、熱控等安全性問題需要重點(diǎn)考慮和解決[5]。此外，像傳統(tǒng)液體火箭發(fā)動機(jī)一樣實(shí)現(xiàn)快速可靠多次關(guān)機(jī)、點(diǎn)火的能力對于核熱發(fā)動機(jī)也是一項(xiàng)重大的技術(shù)挑戰(zhàn)。

b）運(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)單位需要重點(diǎn)考慮的，即火箭長度增加帶來的總體方案優(yōu)化問題，主要體現(xiàn)在末級將原有的氫氧推進(jìn)劑同等質(zhì)量地更換為單一液氫推進(jìn)劑（工質(zhì)）后，由于液氫密度遠(yuǎn)低于液氧，會導(dǎo)致末級貯箱過長，全箭長細(xì)比的增加帶來控制難度增加的問題。如何提高液氫的密度是一個(gè)重要的技術(shù)問題。還有大規(guī)模低溫推進(jìn)劑的在軌熱控問題，采用膠體氫，或者部分的固態(tài)氫也許是解決此問題的一個(gè)有效方法，但是會帶來技術(shù)難度的增加。

3 關(guān)鍵技術(shù)分析

此外，重型運(yùn)載火箭為了完成空間電站的發(fā)射任務(wù)，還需要攻關(guān)和突破以下關(guān)鍵技術(shù)：

a）體系化的太陽能電站發(fā)射技術(shù)。

前文對空間電站的發(fā)射任務(wù)模式進(jìn)行了簡化條件下的初步探討，在一項(xiàng)空間電站任務(wù)的具體需求明確后，如何采用最優(yōu)的發(fā)射任務(wù)規(guī)劃和模式，降低總的發(fā)射次數(shù)，或者降低地面發(fā)射支持等技術(shù)難度和工作強(qiáng)度，需要開展體系化的發(fā)射方案、規(guī)劃技術(shù)等研究。

b）多發(fā)射場適應(yīng)和快速發(fā)射技術(shù)。

目前，重型運(yùn)載火箭的發(fā)射能力、周期等估算都是以海南發(fā)射場為基礎(chǔ)，以3天具備一次發(fā)射任務(wù)能力來計(jì)算的。目前看，這一指標(biāo)在工程具體實(shí)施時(shí)的難度很大，因?yàn)檫€需充分考慮發(fā)射場會受到天氣、其它任務(wù)、地面保障等多方面因素的影響。因此，在火箭設(shè)計(jì)之初就需要考慮多發(fā)射場的任務(wù)適應(yīng)，以及火箭快速可靠連續(xù)發(fā)射的技術(shù)。

c）重型運(yùn)載火箭子級回收和重復(fù)使用技術(shù)。

無論采用何種能力的重型運(yùn)載火箭，總的發(fā)射任務(wù)次數(shù)都是數(shù)以百計(jì)，如果火箭的一子級、助推器等部段可以實(shí)現(xiàn)回收和重復(fù)使用，既能在相當(dāng)大的程度上降低發(fā)射成本，還能有效解決落區(qū)的安全性問題。

d）重型運(yùn)載火箭低溫末級技術(shù)。

液氫液氧低溫推進(jìn)劑在目前化學(xué)推進(jìn)劑中具有最好的性能，采用低溫火箭末級（上面級），可以增強(qiáng)運(yùn)載火箭的運(yùn)載能力。低溫末級的熱控、推進(jìn)劑管理、發(fā)動機(jī)多次起動等關(guān)鍵技術(shù)都是需要重點(diǎn)開展研究和攻關(guān)的基礎(chǔ)技術(shù)。

e）在軌鈍化和離軌處理技術(shù)。

無論采用LEO在軌組裝還是GEO在軌組裝，都會涉及到多個(gè)火箭末級或者上面級同時(shí)進(jìn)入軌道的問題，這些完成任務(wù)的火箭部段，如果不加鈍化和離軌處理，會成為空間電站在軌組裝、長期運(yùn)營的潛在威脅。對于這些廢棄物要進(jìn)行碎片減緩的措施處理，鈍化和離軌是工程的必然需求[6]。

f）核熱末級總體技術(shù)。

此項(xiàng)技術(shù)的問題和重點(diǎn)參見2.3.4節(jié)。

4 結(jié)束語

空間電站發(fā)射任務(wù)，首先是巨大的運(yùn)載能力需求，在論的重型運(yùn)載火箭應(yīng)該具備盡可能大的運(yùn)載能力，以利于空間電站的模塊劃分，以及盡量減少發(fā)射次數(shù)。此外，為滿足多次在軌對接需求，火箭的快速發(fā)射、低成本發(fā)射、低溫高性能末級和長期在軌能力也成為重要的制約因素。在具體的工程任務(wù)實(shí)施時(shí)，還有工程實(shí)施的具體任務(wù)規(guī)劃需要重點(diǎn)進(jìn)行考慮和分析。

[1] 莊逢甘, 李明, 王立, 朱耀平, 侯欣賓, 董娜. 未來航天與新能源的戰(zhàn)略結(jié)合-空間太陽能電站[J]. 中國航天, 2009(7): 36-37.

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[4] 廖宏圖. 核熱推進(jìn)技術(shù)綜述[J]. 火箭推進(jìn), 2011(4): 4-7.

[5] 陳立新, 胡攀, 王立鵬, 江新標(biāo). 核熱推進(jìn)反應(yīng)堆關(guān)鍵技術(shù)及其發(fā)展[J].現(xiàn)代應(yīng)用物理, 2011(2): 105-106.

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Technology Analysis of the Questions on Space Solar-power Station Launching by the Heavy Launch Vehicles

Gao Zhao-hui1, 2, Wang Jun-feng2, Tong Ke-wei2, Rong Yi2, Long Le-hao2

(1. School of Astronautics, Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing, 100191;2. R&D center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)

The realization of a SSPS depends mostly on the capacity of launch vehicle which can send it into the orbit. Concept demonstration of the heavy launch vehicle is studied in China. Using the heavy launch vehicle and the enhanced heavy launch vehicle to launch SSS is the most practical method. Based on the SSS concept, the launch scheme and the mission program are analyzed. Application of the heavy launch vehicle and the enhanced types in the mission of the construction of SSS is proposed and the key technologies on the heavy launch vehicle are submitted in this paper.

Space solar-power station（SSPS）; Heavy launch vehicle; Nuclear power technology

1004-7182(2016)02-0051-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20160211

V42

A

2015-03-09

高朝輝（1976-），男，研究員，博士研究生，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭總體技術(shù)