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    不同逃逸模式對運載火箭的影響研究

    2018-06-28 11:43:20鄭立偉常武權(quán)
    載人航天 2018年3期
    關(guān)鍵詞:整流罩載人飛行器

    容 易,鄭立偉,常武權(quán),王 楠,張 智

    (1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京100076;2.中國運載火箭技術(shù)研究院,北京100076)

    1 引言

    隨著航天技術(shù)的發(fā)展,世界航天大國均提出了未來的天地往返運輸系統(tǒng)的發(fā)展規(guī)劃。如美國NASA 在2005年制定了“星座計劃”[1],雖然后續(xù)被中止,但該計劃中的新一代載人飛船“獵戶座”研發(fā)持續(xù)推進,還在2011年制定了航天發(fā)射系統(tǒng)(SLS)開發(fā)方案[2]。 2011年俄羅斯航天局決定放棄早期提出的“羅斯M”載人運載火箭計劃,并先后擱置了“快船”號飛船以及與歐洲聯(lián)合進行的先進載人運輸系統(tǒng)(ACTS)研究,重新確定了新一代載人飛船“聯(lián)邦”號的計劃[1]。

    為滿足載人登月、載人深空探測等任務(wù)的需求,必將研制規(guī)模更大的新型載人飛船,需要針對新型載人飛船研究對應(yīng)的逃逸系統(tǒng)方案,并對不同逃逸方案開展對比研究。

    2 國內(nèi)外逃逸模式概述

    2.1 中國

    長征二號F運載火箭是我國目前唯一的一型載人運載火箭,采用了圖1所示的傳統(tǒng)逃逸塔方案,即在火箭故障時由設(shè)置在火箭頂部的逃逸塔將飛船軌道艙和返回艙拉離故障火箭[3]。逃逸系統(tǒng)采用了以整流罩為逃逸飛行器的主要外形和傳力結(jié)構(gòu),在整流罩內(nèi)部設(shè)置支撐機構(gòu),完成逃逸時飛船軌道艙和返回艙與整流罩的連接。逃逸系統(tǒng)的動力裝置由逃逸主發(fā)動機、分離發(fā)動機、偏航俯仰發(fā)動機、高空逃逸發(fā)動機和高空分離發(fā)動機組成,其中逃逸主發(fā)動機、分離發(fā)動機、偏航俯仰發(fā)動機組成頭部動力裝置[4]。

    圖1 長征二號F逃逸系統(tǒng)組成示意圖[5]Fig.1 The sketch of the escape system in CZ?2F[5]

    2.2 美國

    美國曾經(jīng)研制過的用于載人任務(wù)的運載火箭有紅石、大力神2LV?4、土星 5,除了大力神 2LV?4低空段采用彈射座椅救生外,其它火箭均采用傳統(tǒng)的逃逸塔模式[5]。近幾年論證和研制戰(zhàn)神運載火箭、SLS運載火箭均為重型運載火箭,均采用傳統(tǒng)的逃逸塔模式[1?2],形式基本與圖1類似。 波音公司的CST?100飛船和龍飛船則采用新型的飛船自逃逸模式[6?7]。

    如圖 2所示,CST?100飛船發(fā)射中止系統(tǒng)(LAS)安裝在服務(wù)艙內(nèi),采用4臺RS?88發(fā)動機,推進劑為四氧化二氮和一甲基肼,約2.6 t。LAS除在發(fā)射異常的情況下將乘員艙和服務(wù)艙一起逃逸外,還為在軌期間姿態(tài)控制提供動力,并為再入提供制動減速動力[6]。

    圖2 CST?100 示意圖[6]Fig.2 The sketch of CST?100 spacecraft[6]

    按照目前太空探索公司(SpaceX)的技術(shù)方案,如圖3所示,龍飛船發(fā)射中止系統(tǒng)(LAS)安裝在飛船乘員艙上,推進劑采用四氧化二氮和一甲基肼,采用8臺SuperDraco發(fā)動機,總工作時間5 s,總推力536 kN。異常情況下僅推動乘員艙進行逃逸,并將LAS系統(tǒng)的推進劑用于著陸時的制動減速。由于制動減速時所需的推力遠小于逃逸時所需推力,因此對發(fā)動機提出了具備推力調(diào)節(jié)的要求[7]。2015年5月6日,SpaceX公司成功發(fā)射龍飛船并對發(fā)射中止系統(tǒng)進行了演示驗證,標(biāo)志著發(fā)射中止系統(tǒng)取得階段性成果[7]。

    圖3 “龍”飛船示意圖[7]Fig.3 Dragon spacecraft at a glance[7]

    2.3 俄羅斯

    蘇聯(lián)先后研制過東方號和聯(lián)盟號載人運載火箭。東方號火箭采用彈射座椅方案[5]。聯(lián)盟號火箭采用逃逸塔方案,形式基本與圖1類似,包括3種固體發(fā)動機:主發(fā)動機、控制發(fā)動機和分離發(fā)動機。主發(fā)動機裝在整流罩的上方,推力為785 kN,工作時間 5 s[5]。

    快船計劃是俄羅斯能源公司研制的新型飛船,如圖4所示,其應(yīng)急救生系統(tǒng)使用8臺固體發(fā)動機,安裝在過渡艙中。該系統(tǒng)除了在發(fā)射異常時完成對乘員的緊急救生以外,還可在火箭末級工作完之后,將該系統(tǒng)的4臺發(fā)動機以動力脈沖的形式保障飛船進入預(yù)定軌道[8]。雖然該計劃已終止,但其采用的逃逸級方案可以作為參考。

    圖4 “快船”號示意圖[8]Fig.4 The sketch of Kliper spacecraft[8]

    2.4 國內(nèi)外逃逸模式特點分析

    回顧曾用和在用的逃逸救生系統(tǒng)(含故障檢測和中止飛行系統(tǒng))可發(fā)現(xiàn):除東方號采用彈射座椅的方案外,其他均采用了專門的逃逸系統(tǒng)。若按照用途進行劃分,國內(nèi)外逃逸方案可以分為兩大類,見圖5:僅故障逃逸時使用的單一用途逃逸方案、兼顧故障逃逸和正常飛行時使用的多用途逃逸方案。單一用途逃逸方案基本為逃逸塔的形式;在多用途逃逸方案中根據(jù)正常飛行使用階段的不同,又可細分為故障逃逸和正常入軌使用、故障逃逸和在軌返回使用。為描述問題的方便,將兼顧故障逃逸和正常入軌使用的稱為“逃逸級”方式,將兼顧故障逃逸在軌返回使用的稱為“自逃逸”方式。

    圖5 逃逸方案分類示意圖Fig.5 The sketch map of various escape schemes

    1)逃逸塔方案

    應(yīng)用此類逃逸方案的包括水星、土星5、Ares I、SLS運載火箭,聯(lián)盟號運載火箭以及長征二號F運載火箭。

    該逃逸方案一般都是根據(jù)火箭飛行過程的任務(wù)特點,在整流罩分離前利用逃逸系統(tǒng)實現(xiàn)飛船逃逸、在整流罩分離后利用應(yīng)急船箭分離模式實現(xiàn)飛船與故障火箭的分離,即利用逃逸塔逃逸和應(yīng)急船箭分離結(jié)合實現(xiàn)整個火箭發(fā)射全過程逃逸的覆蓋,有效確保航天員安全性[9]。方案的可靠性和成熟度經(jīng)過了多次飛行試驗考核。

    2)逃逸級方案

    僅快船號飛船論證過程中曾選用此種逃逸方案,逃逸可覆蓋整個火箭發(fā)射全過程。

    3)自逃逸方案

    應(yīng)用此類逃逸方案的包括CST?100和龍飛船。該逃逸方案為美國商業(yè)航天公司提出的方案,逃逸可覆蓋整個火箭發(fā)射全過程。

    3 不同逃逸模式的對比研究

    為便于比較逃逸塔、逃逸級、自逃逸三種模式的區(qū)別,本文需假定某一飛船的重量和對應(yīng)的運載能力需求。

    對應(yīng)傳統(tǒng)的逃逸塔方案(類似CZ?2F火箭和聯(lián)盟號火箭的形式,飛船為三艙構(gòu)型,以整流罩為逃逸飛行器的主要外形和傳力結(jié)構(gòu)),假定飛船重量為18 t,對應(yīng)的某兩級運載火箭的運載能力為18 t,以此為基線,對逃逸塔、逃逸級、自逃逸三種模式進行分析。

    3.1 逃逸飛行器動力學(xué)模型

    對于航天員生命安全而言,最惡劣的故障情況是火箭在發(fā)射臺發(fā)生爆炸。針對該狀態(tài),為分析逃逸飛行器自發(fā)射臺開始逃逸的飛行過程,確定滿足最大逃逸過載以及返回艙與逃逸飛行器分離時高度、速度、動壓等約束條件的主逃逸發(fā)動機需具備的最小推力等參數(shù),根據(jù)牛頓第二定律,建立逃逸飛行器在慣性坐標(biāo)系上的矢量形式質(zhì)心動力學(xué)方程為式(1):

    式中,r∈R R3與V∈R R3分別為逃逸飛行器的位置和速度矢量,F(xiàn)T為逃逸飛行器受到的推力矢量,F(xiàn)A為氣動力矢量,m為逃逸飛行器質(zhì)量,g為地球引力加速度。

    對于發(fā)射臺逃逸情況,逃逸飛行器需利用自身靜穩(wěn)定氣動特性或者通過控制發(fā)動機適當(dāng)工作保持飛行姿態(tài)穩(wěn)定。在此條件下,逃逸飛行器繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動過程對于質(zhì)心運動過程影響有限,亦即對于分析主逃逸發(fā)動機推力規(guī)模影響有限,故本文仿真計算采用的動力學(xué)模型忽略了繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動力學(xué)方程。

    3.2 逃逸塔方案

    飛船外部是否設(shè)置火箭整流罩,可供選擇的逃逸塔方案也不相同。一種為傳統(tǒng)的逃逸塔方案,飛船外部設(shè)整流罩,以整流罩為逃逸飛行器的主要外形和傳力結(jié)構(gòu)(簡稱為方案一),另一種為在傳統(tǒng)的逃逸塔方案基礎(chǔ)上取消整流罩,以降低逃逸系統(tǒng)的復(fù)雜程度(簡稱為方案二)。

    方案一涉及逃逸塔、上部整流罩(含上下支撐機構(gòu))、飛船返回艙和飛船軌道艙,如圖6。逃逸系統(tǒng)仍需配套五種類型發(fā)動機,包括逃逸主發(fā)動機、分離發(fā)動機、偏航俯仰控制發(fā)動機、高空逃逸發(fā)動機和高空分離發(fā)動機。其中逃逸主發(fā)動機、分離發(fā)動機、偏航俯仰控制發(fā)動機位于逃逸塔上,而高空逃逸發(fā)動機和高空分離發(fā)動機安裝在上部整流罩上。

    圖6 逃逸塔方案一示意圖Fig.6 The sketch map of escape tower scheme 1

    經(jīng)仿真計算,方案一有塔逃逸時逃逸飛行器總重約21 t,對主發(fā)動機最大推力需求約1800 kN。

    方案二涉及逃逸塔和飛船返回艙,逃逸系統(tǒng)需配套三種類型發(fā)動機,包括逃逸主發(fā)動機、分離發(fā)動機和偏航俯仰控制發(fā)動機,如圖7所示。

    圖7 逃逸塔方案二示意圖Fig.7 The sketch map of escape tower scheme 2

    方案二無整流罩,逃逸飛行器重量約12 t,重量估算如表1,對逃逸主發(fā)動機的推力需求為800 kN,相對方案一可降低50%以上。由于取消了整流罩,火箭儀器艙需要采取防護措施,同時將逃逸塔分離時間設(shè)置為與方案一中的整流罩分離時間相同,以保證逃逸時間的覆蓋性。經(jīng)仿真計算,方案二可以滿足19 t的運載能力需求。

    表1 逃逸塔方案重量估算結(jié)果Table 1 The weight estimate of escape tower scheme 1 and 2

    3.3 逃逸級方案分析

    根據(jù)逃逸動力的不同,逃逸級可能有固體動力或液體動力兩種方案,分別簡稱為方案三和方案四。這兩種方案采用飛船位于逃逸級上方的布局,因此均屬于飛船整船逃逸。

    采用固體逃逸級的逃逸飛行器總體方案如圖8所示,逃逸級由載荷支架、過渡段和固體發(fā)動機組成。逃逸級配置三種發(fā)動機,包括逃逸主發(fā)動機、姿態(tài)控制發(fā)動機和分離發(fā)動機。

    圖8 逃逸飛行器及固體逃逸級示意圖Fig.8 The sketch maps of escape aircraft and the es?cape stages with solid propellants

    仿真計算得,逃逸主發(fā)動機軸向總推力需求約2000 kN,按均布安裝8臺固體發(fā)動機估算則每臺發(fā)動機的推力需求約250 kN。逃逸主發(fā)動機推進劑采用低鋁粉含量的高燃速推進劑;點火裝置采用簍式點火器;噴管為柔性擺動噴管。逃逸飛行器總重量約為26 t,重量估算結(jié)果見表2。

    采用液體逃逸級的逃逸飛行器總體方案如圖9所示,逃逸級由載荷支架和推進系統(tǒng)組成,推進系統(tǒng)位于逃逸級下部,起到連接有效載荷支架與火箭末級的作用,并為安裝發(fā)動機、貯箱、增壓氣瓶等提供支撐。

    表2 逃逸級方案重量估算結(jié)果Table 2 The weight estimate of escape stage scheme 3 and 4

    圖9 逃逸飛行器及液體逃逸級示意圖Fig.9 The sketch maps of escape aircraft and the es?cape stages with liquid propellants

    經(jīng)仿真計算,逃逸主發(fā)動機軸向總推力需求不小于1800 kN,按照均布安裝8臺發(fā)動機估算,每臺發(fā)動機的推力需求為220 kN。逃逸主發(fā)動機采用擠壓式供應(yīng)系統(tǒng),根據(jù)發(fā)動機性能要求低,工作時間短,單次起動的特點,逃逸主發(fā)動機身部選用燒蝕冷卻身部,推進劑從頭部直接進入,提高逃逸主發(fā)動機響應(yīng)時間。逃逸飛行器總重量約為22 t,重量估算結(jié)果見表2。

    對于液體逃逸級方案,可以考慮兩類拓展功能,一類是軌道部署,一類是提高基礎(chǔ)級火箭的運載能力。假定運載火箭已將逃逸級和飛船進入近地橢圓軌道,經(jīng)分析利用逃逸級的動力可將飛船送入圓軌道。即可將液體逃逸級作為軌道部署平臺,將飛船直接送入任務(wù)軌道。另外,若火箭末級工作后僅將飛船和逃逸級送入亞軌道,充分利用液體逃逸級的動力能力實現(xiàn)飛船入軌,則可進一步提高火箭的運載能力。

    3.4 自逃逸方案分析

    采用飛船自逃逸模式,需要為飛船配置大推力發(fā)動機,并加注更多的推進劑,以保證在故障情況下能夠?qū)崿F(xiàn)逃逸,該方案簡稱為方案五。估算可得,自逃逸模式下飛船需要增重約4 t,總重量將達到22 t左右,具體結(jié)果見表3。飛船采用的逃逸動力與液體逃逸級方案類似,初步估算需要的總推力約1000 kN,需4臺單臺推力250 kN的液體發(fā)動機。

    表3 自逃逸方案重量估算結(jié)果Table 3 The weight estimate results of the self?escapescheme

    相比逃逸塔逃逸模式,自逃逸模式簡化了運載火箭配置,取消了逃逸塔和整流罩,相比方案一對應(yīng)的運載火箭運載能力可提高約4 t,達22 t,基本能夠滿足自逃逸模式對火箭運載能力的要求。

    4 結(jié)論

    采用運載能力需求、技術(shù)基礎(chǔ)、靶場測試復(fù)雜度、可靠性、功能拓展性、任務(wù)適應(yīng)性等維度作為評估指標(biāo),運載能力滿足是指運載能力不低于對應(yīng)逃逸方案的飛船重量,功能拓展性指除了逃逸以外的其它功能,深空任務(wù)適應(yīng)性指對應(yīng)逃逸方案對運載能力的代價,技術(shù)基礎(chǔ)、復(fù)雜度、可靠性均是幾種方案的相對評價,對不同逃逸方案進行綜合評估,見表4。

    表4 逃逸方案綜合評估表Table 4 The comprehensive estimate for various escape schemes

    通過評估對比可以得到如下結(jié)論:

    1)逃逸塔模式具有較好的技術(shù)基礎(chǔ)以及較高的任務(wù)可靠性,且靶場測試簡單,取消了整流罩的模式相對傳統(tǒng)逃逸塔模式更為簡潔,且運載能力余度較大,建議在逃逸塔模式中可優(yōu)先考慮無罩狀態(tài)的逃逸塔方案;

    2)針對逃逸級模式,相對于傳統(tǒng)逃逸模式都屬于新型逃逸方案,固體逃逸級方案對載人火箭運載能力需求過大且難以拓展應(yīng)用,相比較而言液體逃逸級規(guī)模較小且可有多種拓展應(yīng)用,建議在逃逸級模式中不再考慮固體逃逸動力,液體逃逸動力可作為一種備選方案;

    3)針對自逃逸模式,該種模式相對于傳統(tǒng)的逃逸塔模式變化最大,增加了飛船的復(fù)雜性,雖然功能拓展性較好,但由于飛船重量增加較多,對深空探測等更長遠的任務(wù)而言運載能力代價過大。

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