核熱推進(jìn)載人火星探測(cè)方案設(shè)計(jì)

楊 彬，唐生勇，李 爽，夏陳超

(1. 南京航空航天大學(xué)航天學(xué)院，南京 210016；2. 上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109)

0 引 言

自20世紀(jì)50年代以來(lái)，火星一直是深空探測(cè)的焦點(diǎn)。美俄等傳統(tǒng)航天大國(guó)已經(jīng)發(fā)射了多顆火星探測(cè)器，掌握了火星環(huán)繞、軟著陸和表面巡視等關(guān)鍵技術(shù)。前期無(wú)人探測(cè)的豐富經(jīng)驗(yàn)和豐碩成果極大地促進(jìn)了火星探測(cè)的發(fā)展[1-4]。進(jìn)入21世紀(jì)，隨著新型推進(jìn)系統(tǒng)等航天技術(shù)的飛速發(fā)展，載人深空探測(cè)逐漸成為了深空探測(cè)的焦點(diǎn)之一[5-6]。美國(guó)、歐空局先后提出了2030年載人登陸火星的總體目標(biāo)，并制定了詳細(xì)的任務(wù)規(guī)劃[7-8]。NASA制定的DRA系列載人火星探測(cè)任務(wù)架構(gòu)是目前最具代表性的方案，其結(jié)合美國(guó)現(xiàn)有航天技術(shù)儲(chǔ)備詳細(xì)論述了載人火星探測(cè)任務(wù)從發(fā)射至返回的所有技術(shù)細(xì)節(jié)[9]。

限制載人火星探測(cè)任務(wù)實(shí)施的主要原因是傳統(tǒng)化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)的能力無(wú)法滿(mǎn)足任務(wù)需求。以高性能的液氫/液氧推進(jìn)系統(tǒng)為例，初步估算的載人飛船規(guī)模將達(dá)到上千噸[9]。如此龐大且復(fù)雜的航天器無(wú)論是設(shè)計(jì)建造還是長(zhǎng)期維護(hù)和保障都存在諸多技術(shù)難題。核能是繼化學(xué)能、太陽(yáng)能之后人類(lèi)目前掌握的最強(qiáng)大的能源，在空間推進(jìn)領(lǐng)域的應(yīng)用潛力巨大[10]。目前較為成熟的空間核推進(jìn)方式主要包含核電推進(jìn)和核熱推進(jìn)兩類(lèi)。其中，核熱推進(jìn)是目前掌握的對(duì)核能利用最完全的核推進(jìn)方式。核熱推進(jìn)的工作原理是利用核裂變反應(yīng)釋放的能量將推進(jìn)劑加熱后高速排出產(chǎn)生推力，能夠在保證較高比沖的同時(shí)獲得強(qiáng)勁的推力[11]。核熱推進(jìn)的大推力、高比沖、長(zhǎng)工時(shí)等特點(diǎn)十分契合載人火星探測(cè)任務(wù)的需求，獲得了NASA等主要航天機(jī)構(gòu)的青睞，是未來(lái)載人火星探測(cè)任務(wù)的最佳選擇。

2004年以月球探測(cè)為目標(biāo)的“嫦娥工程”拉開(kāi)了我國(guó)深空探測(cè)的序幕。迄今為止，已經(jīng)發(fā)射了3顆月球探測(cè)衛(wèi)星，實(shí)現(xiàn)了月球軟著陸和巡視探測(cè)[12-15]?！版隙鸸こ獭钡捻樌麑?shí)施為后續(xù)深空探測(cè)任務(wù)積累了豐富的經(jīng)驗(yàn)。我國(guó)火星探測(cè)工程在2016年正式啟動(dòng)，首顆無(wú)人火星探測(cè)器將于2020年發(fā)射，未來(lái)的長(zhǎng)期目標(biāo)是實(shí)現(xiàn)載人火星登陸[16]。目前我國(guó)已經(jīng)熟練掌握了載人航天技術(shù)，并且供航天員長(zhǎng)期太空駐留的空間站也已在規(guī)劃之中[17]。此外，針對(duì)空間核推進(jìn)技術(shù)的研究也取得了突破性進(jìn)展，為未來(lái)的載人深空探測(cè)任務(wù)提供了動(dòng)力保障[18]。

本文結(jié)合我國(guó)航天技術(shù)基礎(chǔ)，提出了相應(yīng)的載人火星探測(cè)任務(wù)方案。針對(duì)轉(zhuǎn)移軌道、任務(wù)飛船和推進(jìn)系統(tǒng)等關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了研究。首先，基于轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)得到了長(zhǎng)期和短期火星駐留兩種載人火星探測(cè)任務(wù)方案。然后，針對(duì)不同類(lèi)型的任務(wù)，設(shè)計(jì)了相應(yīng)的飛船系統(tǒng)框架和飛船。最后，結(jié)合任務(wù)機(jī)動(dòng)能力需求和飛船設(shè)計(jì)約束，給出了適應(yīng)不同類(lèi)型任務(wù)的核熱推進(jìn)方案。

1 載人火星任務(wù)總體方案

1.1 軌道方案

載人火星探測(cè)任務(wù)是一項(xiàng)復(fù)雜的系統(tǒng)工程。根據(jù)NASA的前期研究，載人火星任務(wù)需要至少3艘飛船協(xié)同完成[7]。為了降低任務(wù)風(fēng)險(xiǎn)，人貨分運(yùn)、批次出發(fā)模式是目前已有載人火星探測(cè)任務(wù)的主要模式。首先，火星登陸及表面探測(cè)所需的設(shè)備和保障支援系統(tǒng)被提前送至火星，并完成必要的前期部署。然后，航天員搭乘載人轉(zhuǎn)移飛船前往火星執(zhí)行預(yù)定任務(wù)。這種模式有效降低了航天員面臨的風(fēng)險(xiǎn)，增加了任務(wù)的可靠性。因此，本文提出的載人火星探測(cè)方案也分為兩個(gè)階段執(zhí)行：先導(dǎo)任務(wù)階段和載人探測(cè)階段。

先導(dǎo)任務(wù)主要是在航天員出發(fā)前將載人火星登陸任務(wù)所需的物資和設(shè)備運(yùn)送至火星。本階段不涉及航天員，飛船也不需要返回地球。所以，先導(dǎo)任務(wù)的軌道設(shè)計(jì)與之前的無(wú)人火星探測(cè)器類(lèi)似，只需要實(shí)現(xiàn)單程的地火轉(zhuǎn)移即可。但是，先導(dǎo)任務(wù)涉及飛船的質(zhì)量和規(guī)模要遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于目前的無(wú)人火星探測(cè)器。

載人探測(cè)階段在確認(rèn)先導(dǎo)任務(wù)成功后開(kāi)始實(shí)施。首先，由載人轉(zhuǎn)移飛船將航天員送至火星，交會(huì)先導(dǎo)任務(wù)的飛船。然后，航天員搭乘火星登陸艙登陸火星，開(kāi)展火星表面探測(cè)任務(wù)。最后，在完成火星表面任務(wù)后，乘坐表面上升器返回載人轉(zhuǎn)移飛船，并搭乘載人轉(zhuǎn)移飛船返回地球。由于這一階段涉及航天員，轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)時(shí)為了確保航天員能安全的返回地球，需要設(shè)計(jì)火星往返雙程轉(zhuǎn)移軌跡，而且，為了減少航天員受到的宇宙輻射，需要考慮更多的約束。

大推力直接轉(zhuǎn)移方式是大部分火星任務(wù)采用的轉(zhuǎn)移方式，是目前火星探測(cè)最為可靠的轉(zhuǎn)移方式，也是載人火星探測(cè)任務(wù)的首選轉(zhuǎn)移方式[19-20]。后續(xù)的轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)將基于大推力直接轉(zhuǎn)移方式進(jìn)行設(shè)計(jì)。

根據(jù)先導(dǎo)任務(wù)的描述，先導(dǎo)任務(wù)階段飛船的轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)與目前的無(wú)人火星探測(cè)轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)類(lèi)似。但是，載人探測(cè)階段的轉(zhuǎn)移軌跡設(shè)計(jì)則十分復(fù)雜。一方面需要設(shè)計(jì)火星往返雙程軌道，保證航天員能夠安全返回地球；另一方面需要考慮更多的約束以確保航天員在飛行過(guò)程中的生命安全。

根據(jù)不同地球出發(fā)時(shí)間和火星到達(dá)時(shí)間信息，借助星歷求解地球和火星的實(shí)時(shí)位置，然后求解Lambert問(wèn)題就能得到不同時(shí)間對(duì)下的速度增量。

(1)

因此，發(fā)射能量C3d可以表示為

(2)

式中:vD,vE分別為探測(cè)器地球出發(fā)速度矢量和出發(fā)時(shí)刻地球的速度。

根據(jù)式(2)求解每個(gè)時(shí)間對(duì)轉(zhuǎn)移所需的速度增量，最終得到2030～2040年地火之間轉(zhuǎn)移的發(fā)射窗口信息，如圖1所示。地火雙脈沖直接轉(zhuǎn)移的最佳轉(zhuǎn)移窗口每26個(gè)月開(kāi)啟一次。由于地球和火星的軌道傾角存在微小差異，每個(gè)發(fā)射窗口分為上下兩部分，存在兩個(gè)發(fā)射機(jī)會(huì)。上面的發(fā)射機(jī)會(huì)對(duì)應(yīng)的是一條優(yōu)弧轉(zhuǎn)移軌跡，轉(zhuǎn)移時(shí)間長(zhǎng)；下面的發(fā)射機(jī)會(huì)對(duì)應(yīng)的是一條劣弧轉(zhuǎn)移軌跡，轉(zhuǎn)移時(shí)間短。先導(dǎo)任務(wù)的飛船不攜帶航天員，對(duì)飛行時(shí)間的約束相對(duì)寬松，能夠接受飛行時(shí)間近2年的優(yōu)弧轉(zhuǎn)移軌跡。因?yàn)橄葘?dǎo)任務(wù)飛船要在載人探測(cè)任務(wù)啟動(dòng)之前完成。所以，先導(dǎo)任務(wù)的轉(zhuǎn)移軌跡設(shè)計(jì)原則是在載人任務(wù)啟動(dòng)的上一個(gè)地火轉(zhuǎn)移窗口選擇燃料最省的轉(zhuǎn)移軌跡。

載人探測(cè)任務(wù)階段，由于涉及航天員，需要盡量縮短飛行時(shí)間，減少航天員在太空受到的宇宙輻射。所以，一般采用下半部分對(duì)應(yīng)飛行時(shí)間較短的發(fā)射窗口。此外，要保證航天員能夠安全返回地球，需要考慮往返雙程軌道。理想的情況是火星返程窗口滯后地球出發(fā)窗口250天以上，從而保證航天員在火星短暫停留后直接返回地球。但是，實(shí)際情況如圖1所示，從地球出發(fā)后要等待約700天才會(huì)有速度增量需求較小的返程窗口。因此，載人火星探測(cè)任務(wù)根據(jù)火星駐留時(shí)間的長(zhǎng)短分為長(zhǎng)期駐留任務(wù)和短期駐留任務(wù)。長(zhǎng)期駐留任務(wù)需要航天員在火星駐留約20個(gè)月，等待返回地球的最佳轉(zhuǎn)移窗口，減少返程所需的速度增量。長(zhǎng)期駐留方案能夠有效減少推進(jìn)劑消耗，不過(guò)為了實(shí)現(xiàn)航天員長(zhǎng)期駐留需要攜帶大量生活物資和復(fù)雜的生命保障系統(tǒng)，增加了任務(wù)的復(fù)雜性；短期駐留則在短期火星停留后，通過(guò)消耗大量推進(jìn)劑進(jìn)行次優(yōu)軌道轉(zhuǎn)移，將航天員送回地球。因?yàn)楹教靻T在火星停留時(shí)間短，需要的生活物資較少，對(duì)應(yīng)的火星長(zhǎng)期生命保障系統(tǒng)也不再需要。然而，由于返程時(shí)火星和地球不在最佳轉(zhuǎn)移相位，轉(zhuǎn)移所需的速度增量大幅增加，需要消耗更多的推進(jìn)劑。

圖1 2030-2040地火轉(zhuǎn)移速度增量等高線圖Fig.1 The Pork-Chop plot for an Earth-Mars transfer from 2030 to 2040

由圖1的等高線信息可知，地球至火星轉(zhuǎn)移的最佳窗口是2033年4月和2035年6月。這兩個(gè)窗口所需的速度增量約2.44 km/s，是所選區(qū)間的最小值，而且飛行時(shí)間在200天左右，是近期最理想的火星任務(wù)發(fā)射窗口。后續(xù)軌道設(shè)計(jì)均以此窗口為基礎(chǔ)展開(kāi)。

載人火星探測(cè)任務(wù)需要綜合考慮火星往返雙程軌跡，圖2給出了火星往返總飛行時(shí)間和總速度增量隨出發(fā)時(shí)間的變化情況。考慮航天員所能承受的宇宙輻射劑量，設(shè)定單程飛行時(shí)間小于250天。如圖2所示，長(zhǎng)期和短期火星駐留任務(wù)都存在4個(gè)發(fā)射機(jī)會(huì)。

圖2 2030-2040載人火星轉(zhuǎn)移速度增量和轉(zhuǎn)移時(shí)間隨發(fā)射窗口變化情況Fig.2 The dv and time of flight for different launch time

短期火星駐留任務(wù)的最優(yōu)發(fā)射時(shí)間是2033年4月3日，整個(gè)任務(wù)持續(xù)442天，其中根據(jù)實(shí)際任務(wù)需求在火星駐留30天。長(zhǎng)期火星駐留任務(wù)綜合速度增量和轉(zhuǎn)移時(shí)間最優(yōu)的發(fā)射時(shí)間是2033年4月17日，整個(gè)任務(wù)持續(xù)950天，其中航天員在火星停留554天。詳細(xì)的載人火星探測(cè)任務(wù)轉(zhuǎn)移軌道信息如表1所示。

短期任務(wù)所需的總速度增量為17.7952 km/s,而長(zhǎng)期駐留任務(wù)僅僅需要9.299 km/s。兩者前往火星所需的速度增量相差不大，但是從火星返程時(shí)，短期駐留任務(wù)不僅需要消耗大量推進(jìn)劑逃逸火星，而且達(dá)到地球后還需要消耗推進(jìn)劑制動(dòng)減速以確保返程飛船以一個(gè)相對(duì)安全的速度進(jìn)行地球再入返回。長(zhǎng)期任務(wù)則只需要消耗少量推進(jìn)劑使得飛船進(jìn)入返程軌道。兩種任務(wù)方案的轉(zhuǎn)移軌跡如圖3所示，長(zhǎng)期任務(wù)的往返軌跡形狀相似，都是燃料最優(yōu)的轉(zhuǎn)移軌跡。短期駐留任務(wù)的往返軌跡則差異巨大。返程軌跡的弧度大于180°，而且部分軌跡與太陽(yáng)的距離小于日地距離。

表1 載人火星登陸任務(wù)轉(zhuǎn)移軌道詳細(xì)信息Table 1 The detail information of the transfer orbits for manned Mars exploration

圖3 短期和長(zhǎng)期載人火星登陸轉(zhuǎn)移軌跡示意圖Fig.3 The transfer trajectories of manned spacecraft for long-trem and short-term manned Mars exploration missions

貨運(yùn)飛船只需要設(shè)計(jì)單程地火轉(zhuǎn)移軌道，而且對(duì)飛行時(shí)間沒(méi)有特殊要求。因此，一般選擇燃料最省的轉(zhuǎn)移軌道?？紤]到先導(dǎo)任務(wù)需要在航天員出發(fā)之前完成，選擇載人任務(wù)發(fā)射的前一個(gè)轉(zhuǎn)移窗口發(fā)射。結(jié)合表1中給出的載人任務(wù)出發(fā)窗口信息和圖1中地火轉(zhuǎn)移Pork-Chop圖信息，確定貨運(yùn)飛船最優(yōu)的出發(fā)窗口為2031年1月18日，經(jīng)過(guò)284天的飛行抵達(dá)火星，所需要的速度增量為6.7490 km/s。貨運(yùn)飛船轉(zhuǎn)移軌跡如圖4所示。

圖4 貨運(yùn)飛船載人火星登陸轉(zhuǎn)移軌跡示意圖Fig.4 The transfer trajectory of cargo for manned Mars exploration

1.2 任務(wù)規(guī)劃

火星探測(cè)任務(wù)的有效載荷包括載人火星轉(zhuǎn)移艙，載人火星登陸艙。此外，對(duì)于長(zhǎng)期火星駐留任務(wù)，火星表面長(zhǎng)期生活居住艙也是必不可少的。參考NASA、ESA關(guān)于載人火星探測(cè)的研究成果，載人火星轉(zhuǎn)移艙的質(zhì)量約70 t，載人火星登陸艙和火星表面長(zhǎng)期生活居住艙的質(zhì)量約為100 t。

結(jié)合第1.1節(jié)轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)，利用齊奧爾科夫斯基公式進(jìn)行估算，對(duì)于長(zhǎng)期任務(wù)而言，將上述3個(gè)有效載荷分3艘飛船運(yùn)送，則每艘飛船的質(zhì)量約300 t；對(duì)于短期任務(wù)，有效載荷只有載人轉(zhuǎn)移艙和載人火星登陸艙。但是由于載人轉(zhuǎn)移飛船全程需要提供17.7952 km/s的速度增量，估算出的飛船初始質(zhì)量接近650 t。如此規(guī)模的航天器無(wú)論是制造還是操控都存在諸多難題。所以，短期火星探測(cè)任務(wù)中除了載人轉(zhuǎn)移飛船和運(yùn)送登陸艙的貨運(yùn)飛船，額外添加了一艘返程推進(jìn)飛船。其主要作用是在航天員完成火星探測(cè)任務(wù)后對(duì)接載人轉(zhuǎn)移艙，將航天員帶回地球。即短期火星任務(wù)也包含3艘飛船：載人轉(zhuǎn)移飛船，登陸艙貨運(yùn)飛船和返程推進(jìn)飛船。目前的運(yùn)載火箭無(wú)法直接將300 t規(guī)模的航天器送入近地軌道。因此，唯一可行的方案是模塊化建造，多次發(fā)射，在軌組裝。

綜上所述，載人火星探測(cè)任務(wù)主要包含在軌組裝，地火轉(zhuǎn)移，火星登陸及探測(cè)，返回地球四個(gè)階段。結(jié)合第1.1節(jié)的軌道設(shè)計(jì)結(jié)果，圖5給出了長(zhǎng)期和短期載人火星探測(cè)任務(wù)的時(shí)間規(guī)劃圖。

短期任務(wù)中，火星登陸艙貨運(yùn)飛船和返程推進(jìn)飛船經(jīng)過(guò)60天的在軌組裝，完成準(zhǔn)備工作，然后轉(zhuǎn)移至火星環(huán)繞軌道，等待航天員的到來(lái)，這一過(guò)程持續(xù)997天。載人轉(zhuǎn)移飛船需要90天完成在軌組裝和航天員進(jìn)駐，然后，經(jīng)過(guò)171天的地火轉(zhuǎn)移到達(dá)火星環(huán)繞軌道。隨后，航天員搭乘登陸艙登陸火星，進(jìn)行為期30天的火星表面探測(cè)。與此同時(shí)，載人轉(zhuǎn)移艙脫離原飛船與返程推進(jìn)飛船完成對(duì)接。在完成火星表任務(wù)之后，航天員乘坐火星上升器，返回載人轉(zhuǎn)移艙，由返程推進(jìn)飛船送回地球。

圖5 載人火星登陸任務(wù)時(shí)間行程圖Fig.5 The time chart of manned Mars mission

長(zhǎng)期任務(wù)同樣是火星表面居住艙貨運(yùn)飛船和火星登陸艙貨運(yùn)飛船在出發(fā)前60天內(nèi)分多次發(fā)射，在近地軌道(Low Earth orbit,LEO)完成在軌組裝，隨后前往火星。到達(dá)火星后，火星表面居住艙將直接著陸火星表面，并完成航天員進(jìn)駐之前的一系列準(zhǔn)備工作?；鹦堑顷懪搫t停留在火星環(huán)繞軌道等待航天員的到來(lái)。載人轉(zhuǎn)移飛船滯后貨運(yùn)飛船一個(gè)會(huì)合周期發(fā)射，在發(fā)射前耗費(fèi)了90天完成載人轉(zhuǎn)移飛船的在軌組裝。經(jīng)過(guò)198天的地火轉(zhuǎn)移，航天員抵達(dá)火星后，搭乘火星登陸艙登陸火星，進(jìn)駐提前布置好的火星表面居住艙。航天員將在火星表面停留554天，期間所有的生活保障由火星表面居住艙提供。完成火星表面任務(wù)后，航天員將搭乘載人轉(zhuǎn)移飛船返回地球。

1.3 飛行器系統(tǒng)模塊化方案

根據(jù)任務(wù)需求和速度增量等信息的估算結(jié)果表明，短期和長(zhǎng)期火星駐留任務(wù)均需要3艘初始質(zhì)量約300 t的飛船?？紤]到火箭運(yùn)載能力的限制，這些飛船只能采用多次發(fā)射、在軌組裝的方式建造。為了節(jié)省任務(wù)成本，各艙段均按最大程度的通用化模塊設(shè)計(jì)，借助不同艙段的模塊化組裝，建造適用于不同類(lèi)型任務(wù)的飛船。

載人轉(zhuǎn)移飛船根據(jù)是否攜帶附加推進(jìn)劑儲(chǔ)箱分為I型和II型載人轉(zhuǎn)移飛船。I型飛船為兩艙段結(jié)構(gòu)，由核熱推進(jìn)艙、載人轉(zhuǎn)移艙組成，用于短期火星駐留任務(wù)。II型飛船由核熱推進(jìn)艙、鞍型桁架(攜帶附加推進(jìn)劑儲(chǔ)箱)和載人轉(zhuǎn)移艙三艙段組成，用于長(zhǎng)期火星駐留任務(wù)。I型飛船只需將載人轉(zhuǎn)移艙送至火星，推進(jìn)艙攜帶的推進(jìn)劑足夠完成地火單程轉(zhuǎn)移。II型飛船除了將航天員送至火星外，還要將航天員和火星樣本帶回地球，僅僅靠推進(jìn)艙的推進(jìn)劑無(wú)法提供足夠的速度增量。所以，飛船攜帶了可拋式附加推進(jìn)劑儲(chǔ)箱。I、II型載人轉(zhuǎn)移飛船的結(jié)構(gòu)尺寸如圖6所示。

載人轉(zhuǎn)移艙是航天員在宇宙航行過(guò)程中的生活工作艙段，包括居住艙、多用途載人飛船、T型對(duì)接結(jié)構(gòu)、備用貨運(yùn)艙。居住艙繼承我國(guó)空間站核心艙的技術(shù)建造，主要功能是為航天員提供居住環(huán)境，其自身結(jié)構(gòu)質(zhì)量約為20.5 t。多用途載人飛船對(duì)接在居住艙前方，由載人返回艙和推進(jìn)艙組成，重約14 t[21]。多用途載人飛船一方面是用于航天員在載人轉(zhuǎn)移艙和火星登陸艙之間的空間近距離轉(zhuǎn)移；另一方面，其主要是在載人轉(zhuǎn)移飛船返回地球后，攜帶航天員和樣本進(jìn)行地球再入。居住艙后端為T(mén)型對(duì)接機(jī)構(gòu)和備用物資存儲(chǔ)艙，整個(gè)結(jié)構(gòu)重約13.9 t(包含備份物資7.5 t)。T型對(duì)接機(jī)構(gòu)用于航天員和物資向居住艙轉(zhuǎn)移。備份物資用于補(bǔ)給任務(wù)過(guò)程中的各種損耗及緊急情況下的物資供應(yīng)。

圖6 火星登陸任務(wù)載人轉(zhuǎn)移飛船結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6 The diagram of manned spacecraft for Mars exploration

II型載人轉(zhuǎn)移飛船的載人轉(zhuǎn)移艙和推進(jìn)艙用鞍形桁架連接。鞍型桁架為半圓柱形結(jié)構(gòu)，重約8.9 t。桁架內(nèi)部懸掛著一個(gè)可拋卸式推進(jìn)劑儲(chǔ)箱，在飛船完成地球逃逸加速后拋棄?？蓲佇妒酵七M(jìn)劑儲(chǔ)箱設(shè)計(jì)能夠有效減少飛船的整體質(zhì)量。

推進(jìn)艙的主要功能是為飛船星際轉(zhuǎn)移提供動(dòng)力，核心部件是多臺(tái)100 kN級(jí)別的核熱發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖為900 s。因?yàn)楹藷嵬七M(jìn)系統(tǒng)的核輻射對(duì)宇航員是致命的，所以在發(fā)動(dòng)機(jī)前端添加了防輻射屏蔽結(jié)構(gòu)。推進(jìn)艙前部為推進(jìn)劑儲(chǔ)箱，能夠存儲(chǔ)約100 t推進(jìn)劑。推進(jìn)艙核熱發(fā)動(dòng)機(jī)的具體搭配方案與實(shí)際任務(wù)有關(guān)，將在第3節(jié)進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明。

載人轉(zhuǎn)移飛船質(zhì)量分布詳細(xì)信息如表2所示，I型載人轉(zhuǎn)移飛船不需要攜帶返程推進(jìn)劑，初始質(zhì)量約208 t，其中114 t為推進(jìn)劑。II型載人轉(zhuǎn)移飛船增加了可拋式推進(jìn)劑儲(chǔ)箱攜帶火星往返的推進(jìn)劑，整個(gè)航天器初始質(zhì)量達(dá)到了309 t。其中包含195.49 t推進(jìn)劑。

表2 火星登陸任務(wù)載人轉(zhuǎn)移飛船信息表Table 2 The information of manned spacecraft for Mars exploration

貨運(yùn)飛船為兩艙段結(jié)構(gòu)，由推進(jìn)艙和功能艙(火星登陸艙，火星表面居住艙等)組成。推進(jìn)艙結(jié)構(gòu)與載人轉(zhuǎn)移飛船的推進(jìn)艙相似，為了減少飛船的質(zhì)量，去除了用于保護(hù)航天員的防輻射屏蔽層。根據(jù)不同類(lèi)型任務(wù)的需求選擇不同的功能艙與推進(jìn)艙組裝成不同類(lèi)型的貨運(yùn)飛船。登陸艙及登陸艙貨運(yùn)飛船結(jié)構(gòu)如圖7所示，主要包含火星表面上升器(Mars ascent vehicle,MVA)、火星EDL系統(tǒng)、小型火星漫游車(chē)、同位素動(dòng)力系統(tǒng)和生活物資等其他有效載荷。整個(gè)載人火星登陸艙重103 t，其中有效載荷40 t。

圖7 火星登陸艙及登陸艙貨運(yùn)飛船結(jié)構(gòu)示意圖Fig.7 The diagram of lander and cargo for Mars exploration

火星登陸艙將攜帶航天員實(shí)現(xiàn)火星軟著陸，并為短期駐留的航天員提供生活物資保障。在火星表面任務(wù)完成后，航天員將攜帶火星樣本搭乘MAV返回載人轉(zhuǎn)移飛船。

對(duì)于長(zhǎng)期火星駐留任務(wù)，航天員將居住在火星表面居住艙，其發(fā)射外形結(jié)構(gòu)與載人火星登陸艙相似，總重約為133 t。主要包含充氣式火星表面居住艙、火星原位資源利用設(shè)備、同位素核動(dòng)力系統(tǒng)、保障航天員長(zhǎng)期生活的物資等。發(fā)射時(shí)登陸艙和居住艙均由隔熱整流罩包裹，如圖7所示，隔熱整流罩在火星再入過(guò)程中起到了氣動(dòng)減速和隔熱作用。

短期火星往返即使采用高比沖的核熱推進(jìn)系統(tǒng)也需要消耗大量推進(jìn)劑。以100 t有效載荷為例，短期火星往返的載人轉(zhuǎn)移飛船規(guī)模將達(dá)到650 t，這種規(guī)模的航天器十分復(fù)雜，建造難度大，可靠性差。所以，為了實(shí)現(xiàn)短期火星往返任務(wù)，需要額外的返程推進(jìn)飛船將航天員帶回地球。返程推進(jìn)飛船結(jié)構(gòu)如圖8所示，由推進(jìn)艙、推進(jìn)劑儲(chǔ)箱、鞍型桁架和附加推進(jìn)劑儲(chǔ)箱四部分組成。結(jié)構(gòu)與II型載人轉(zhuǎn)移飛船相似，添加了一個(gè)大的推進(jìn)劑儲(chǔ)箱用于攜帶返程推進(jìn)劑。返程推進(jìn)飛船在航天員抵達(dá)火星之后將與載人轉(zhuǎn)移飛船的載人轉(zhuǎn)移艙交會(huì)對(duì)接，如圖8所示，并在完成火星表面探測(cè)任務(wù)后運(yùn)送航天員返回地球。整個(gè)返程推進(jìn)飛船重約357.8 t，其中301.5 t為推進(jìn)劑。

圖8 短期駐留返程推進(jìn)飛船往返結(jié)構(gòu)示意圖Fig.8 The diagram of return spacecraft for short-term Marsexploration

2 核熱推進(jìn)系統(tǒng)分析與設(shè)計(jì)

由軌道設(shè)計(jì)分析可知，載人火星登陸任務(wù)需要的總速度增量為9.3 km/s，短期駐留任務(wù)需要的速度增量則高達(dá)17.8 km/s。常規(guī)化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)顯然無(wú)法為重達(dá)幾百?lài)嵉娘w船提供足夠的動(dòng)力，核熱推進(jìn)系統(tǒng)比沖高、推力大、工作壽命長(zhǎng)，是目前載人火星任務(wù)的最佳選擇。載人火星登陸任務(wù)速度增量需求大，整個(gè)任務(wù)過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間長(zhǎng)，需要多次重啟動(dòng)，這也是推進(jìn)方案選擇時(shí)需要考慮的因素。本節(jié)將從技術(shù)實(shí)現(xiàn)難度、可靠性、工作時(shí)間、飛船初始質(zhì)量等方面對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行分析與設(shè)計(jì)。

Aerojet Rocketdyne (AJRD)針對(duì)核熱推進(jìn)系統(tǒng)做了長(zhǎng)期系統(tǒng)的研究。AJRD的研究結(jié)果顯示，推力小于66.72 kN的核熱發(fā)動(dòng)機(jī)存在極高的風(fēng)險(xiǎn)，不適合載人火星登陸任務(wù)[22]。圖9給出了核熱推進(jìn)系統(tǒng)的推重比隨推力的變化關(guān)系。由圖9可知，為了隔離核輻射而添加的防護(hù)層增加了發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量，而且發(fā)動(dòng)機(jī)推力越大，防護(hù)層帶來(lái)的影響越明顯。

圖9 核熱推進(jìn)系統(tǒng)推重比隨推力變化情況[22]Fig.9 Thrust-to-weight of nuclear thermal propulsion system at different thrusts

由飛船設(shè)計(jì)結(jié)果可知，載人轉(zhuǎn)移飛船有效載荷及自身結(jié)構(gòu)質(zhì)量約76.6 t，遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于無(wú)人火星探測(cè)器的質(zhì)量，需要推力強(qiáng)勁的推進(jìn)系統(tǒng)。當(dāng)前的核熱推進(jìn)技術(shù)可以建造0.1 kN至1000 kN級(jí)別的核熱發(fā)動(dòng)機(jī)。因此，適用于載人火星任務(wù)的推進(jìn)系統(tǒng)有兩種設(shè)計(jì)思路：?jiǎn)闻_(tái)大推力發(fā)動(dòng)機(jī)方案和多臺(tái)較小推力發(fā)動(dòng)機(jī)捆綁推進(jìn)方案。

2.1 短期任務(wù)推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

短期載人火星駐留任務(wù)中，航天員搭乘I型載人轉(zhuǎn)移飛船前往火星；然后，借助登陸艙登陸火星完成火星表面任務(wù)；最后，換乘返程推進(jìn)飛船返回地球。返程推進(jìn)飛船需要攜帶足夠的返程燃料前往火星，然后對(duì)接載人轉(zhuǎn)移艙，攜帶航天員返回地球。因此，在短期火星駐留任務(wù)的推進(jìn)系統(tǒng)分析和設(shè)計(jì)以返程推進(jìn)飛船為參考。

返程推進(jìn)飛船LEO初始質(zhì)量和發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間隨發(fā)動(dòng)機(jī)推力和數(shù)量的變化關(guān)系如圖10所示，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)推力的增加，所有推進(jìn)方案的LEO初始質(zhì)量均呈現(xiàn)先減少后增加的趨勢(shì)。初始質(zhì)量的變化由發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量和因發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)時(shí)間工作帶來(lái)的重力損失效果共同作用。在推力較小時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)需要長(zhǎng)時(shí)間工作，其重力損失效果更明顯。隨著推力的增加，工作時(shí)間逐漸縮短，重力損失效果逐漸減弱，浪費(fèi)的燃料也逐漸降低，從而使得飛船的初始質(zhì)量減小。當(dāng)推力達(dá)到一定水平后，推進(jìn)系統(tǒng)工作時(shí)間穩(wěn)定在一個(gè)很小的值，如圖10所示。隨著推力的繼續(xù)增加，發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加帶來(lái)的影響變得明顯，使得飛船的初始質(zhì)量降低到最低點(diǎn)后逐漸變大。

圖10 返程飛船LEO初始質(zhì)量、推進(jìn)系統(tǒng)工作時(shí)間與發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)數(shù)、推力變化關(guān)系Fig.10 The LEO initial mass and operating time of return spacecraft for different number and thrust of nuclear thermal engine

從初始質(zhì)量考慮，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)數(shù)的增加，飛船的最小初始質(zhì)量逐漸增加，初始質(zhì)量最小時(shí)對(duì)應(yīng)的單機(jī)推力逐漸減小。發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性與其工作時(shí)間密切相關(guān)。為了提高推進(jìn)系統(tǒng)的可靠性，在選擇推進(jìn)系統(tǒng)時(shí)需要預(yù)留足夠的冗余量，即發(fā)動(dòng)機(jī)的單次工作時(shí)間和總工作時(shí)間小于額定值。在工作時(shí)間冗余量充足的情況下，選擇飛船初始質(zhì)量最小的推力，最終得到的不同發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)數(shù)下的最優(yōu)推進(jìn)系統(tǒng)搭配方案如表3所示。

單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)方案的最優(yōu)發(fā)動(dòng)機(jī)推力為420 kN，飛船的初始質(zhì)量為338.9 t，是所有推進(jìn)方案中質(zhì)量最少的。但是，比沖900 s、推力420 kN級(jí)別的核熱發(fā)動(dòng)機(jī)需要核反應(yīng)堆的功率達(dá)到1795 MW，整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)將長(zhǎng)達(dá)9 m。如此巨大的發(fā)動(dòng)機(jī)不論是建造還是測(cè)試都存在較多的技術(shù)難題。此外，采用單臺(tái)420 kN發(fā)動(dòng)機(jī)在整個(gè)轉(zhuǎn)移過(guò)程中總工作時(shí)間僅僅冗余166 s，單次工作時(shí)間也十分接近發(fā)動(dòng)機(jī)的額定值，使得任務(wù)的風(fēng)險(xiǎn)增加。

表3 不同發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目的最優(yōu)推進(jìn)方案詳細(xì)信息表Table 3 The detail information of the optimal propulsion program for different numbers of engines

隨著發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)數(shù)的增加，單機(jī)最優(yōu)推力持續(xù)降低，飛船初始質(zhì)量逐漸增加。4臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，最佳推力為110 kN，對(duì)應(yīng)飛船初始質(zhì)量為358.5 t。同420 kN單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)方案相比，飛船的初始質(zhì)量略有增加，約5%。但是，這些質(zhì)量代價(jià)是值得的。首先，100 kN級(jí)別的核熱發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)核反應(yīng)堆的功率要求降低(約495 MW)，工程實(shí)現(xiàn)難度大幅降低；其次，四臺(tái)110 kN發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)方案對(duì)應(yīng)的總工作時(shí)間有長(zhǎng)達(dá)1000 s的冗余，而且四臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)可以互為備份，保證在緊急情況下有足夠推力將成員送回地球，提高任務(wù)的可靠性。2臺(tái)和3臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)組合推進(jìn)方案質(zhì)量相對(duì)于單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)有所增加，但是，其工作時(shí)間縮減效果并不十分明顯。而且其單機(jī)推力較大，對(duì)于我國(guó)目前的技術(shù)儲(chǔ)備，建造難度較大。

綜上所述，綜合考慮飛船質(zhì)量、發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間、研制技術(shù)難度等因素，短期載人火星登陸任務(wù)最終選定4臺(tái)110 kN核熱發(fā)動(dòng)機(jī)組合推進(jìn)方案,詳細(xì)信息如表4所示。

表4 短期載人火星登陸任務(wù)飛船推進(jìn)系統(tǒng)信息Table 4 The information of propulsion system and spacecraft for short-term Mars mission

發(fā)動(dòng)機(jī)布局如圖11所示。

圖11 短期載人火星登陸任務(wù)推進(jìn)艙及發(fā)動(dòng)機(jī)布局Fig.11 The propelling module and engine layout of short-term mission spacecraft

為了減少成本，飛船采用模塊化設(shè)計(jì)，所有飛船共用同一類(lèi)型的推進(jìn)艙，其中貨運(yùn)飛船的發(fā)動(dòng)機(jī)去除了防輻射屏蔽層。推進(jìn)系統(tǒng)在任務(wù)開(kāi)展過(guò)程中的工作情況如表5所示。所有飛船無(wú)論是單次工作時(shí)間還是總工作時(shí)間都遠(yuǎn)低于額定值，確保了任務(wù)的順利實(shí)施。

表5 短期載人火星任務(wù)的核熱推進(jìn)系統(tǒng)工作情況Table 5 The information of propulsion system operating time for short-term Mars mission

2.2 長(zhǎng)期任務(wù)推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

長(zhǎng)期火星駐留任務(wù)同樣需要3艘飛船，其中兩艘貨運(yùn)飛船只需要完成單程地火轉(zhuǎn)移。航天員搭乘II型載人轉(zhuǎn)移飛船實(shí)現(xiàn)火星往返。所以，長(zhǎng)期火星駐留任務(wù)的推進(jìn)系統(tǒng)分析與設(shè)計(jì)以II型載人轉(zhuǎn)移飛船為參考。II型載人轉(zhuǎn)移飛船LEO初始質(zhì)量和發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間隨發(fā)動(dòng)機(jī)推力和數(shù)量的變化關(guān)系如圖12所示。

圖12 II型載人轉(zhuǎn)移飛船LEO初始質(zhì)量、推進(jìn)系統(tǒng)工作時(shí)間與發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)數(shù)、推力變化關(guān)系Fig.12 The LEO initial mass and operating time of manned spacecraft II for different number and thrust of nuclear thermal engine

由圖12可知，LEO初始質(zhì)量隨著單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加而增加。這是因?yàn)殚L(zhǎng)期火星駐留任務(wù)中載人轉(zhuǎn)移飛船往返均是在最佳相位完成，任務(wù)所需的速度增量與短期任務(wù)相比大大降低。發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間較短，重力損失效應(yīng)并不明顯。初始質(zhì)量主要受到發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量的影響。隨著推力的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加，最終導(dǎo)致飛船的LEO初始質(zhì)量逐漸增加。

因此，對(duì)于長(zhǎng)期火星駐留任務(wù)，只需要考慮發(fā)動(dòng)機(jī)單次工作時(shí)間和總工作壽命的約束。不同發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目的最優(yōu)方案詳細(xì)信息如表6所示。由于長(zhǎng)期駐留任務(wù)所需要的速度增量較小，所以相較于短期任務(wù)的推進(jìn)系統(tǒng)，表6中給出的長(zhǎng)期任務(wù)推進(jìn)方案的單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力、發(fā)動(dòng)機(jī)總工作時(shí)間等都較小。

表6 不同發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)目的最優(yōu)推進(jìn)方案詳細(xì)信息表Table 6 The detail information of the optimal propulsion program for different numbers of engines

3臺(tái)120 kN級(jí)別核熱發(fā)動(dòng)機(jī)組合推進(jìn)的方案相較于單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)方案在LEO初始質(zhì)量上略有增加，但是其在單次工作時(shí)間和總工作壽命上擁有足夠的冗余量，確保在出現(xiàn)故障時(shí)也能將航天員安全帶回地球，有效降低了任務(wù)的風(fēng)險(xiǎn)。因此，綜合技術(shù)基礎(chǔ)、初始質(zhì)量、任務(wù)風(fēng)險(xiǎn)等因素分析，3臺(tái)120 kN級(jí)別的組合推進(jìn)方案是長(zhǎng)期載人火星登陸任務(wù)最佳推進(jìn)方案，推進(jìn)系統(tǒng)詳細(xì)信息如表7所示。

表7 長(zhǎng)期載人火星登陸任務(wù)飛船推進(jìn)系統(tǒng)信息Table 7 The information of propulsion system and spacecraft for long-term Mars mission

推進(jìn)艙發(fā)動(dòng)機(jī)布局如圖13所示。

圖13 長(zhǎng)期載人火星登陸任務(wù)推進(jìn)艙及發(fā)動(dòng)機(jī)布局
Fig.13 The propelling module and engine layout of long-term mission spacecraft

為了減少成本，飛船采用模塊化設(shè)計(jì)，所有飛船共用同一種類(lèi)型的推進(jìn)艙，其中貨運(yùn)飛船的發(fā)動(dòng)機(jī)去除了防輻射屏蔽層。由表7可知，所有類(lèi)型飛船在當(dāng)前推進(jìn)系統(tǒng)下(3臺(tái)120 kN核熱發(fā)動(dòng)機(jī))總質(zhì)量控制在310 t。相應(yīng)推進(jìn)系統(tǒng)在任務(wù)過(guò)程中的工作情況如表8所示。

表8 長(zhǎng)期載人火星任務(wù)的核熱推進(jìn)系統(tǒng)工作情況Table 8 The information of propulsion system operating time for long-term Mars mission

3 結(jié) 論

核熱推進(jìn)是短期內(nèi)實(shí)現(xiàn)載人火星登陸任務(wù)的最佳選擇。本文結(jié)合我國(guó)實(shí)際情況設(shè)計(jì)了我國(guó)的載人火星探測(cè)方案。針對(duì)轉(zhuǎn)移軌跡、飛船設(shè)計(jì)和推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)進(jìn)行了詳細(xì)分析。結(jié)果表明，載人火星登陸任務(wù)的最優(yōu)發(fā)射窗口分布在2033年；根據(jù)火星駐留時(shí)間的長(zhǎng)短，載人火星登陸任務(wù)存在長(zhǎng)期駐留和短期駐留兩種方案。從飛船初始質(zhì)量和發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性考慮，短期任務(wù)對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的要求更高，建議采用4臺(tái)110 kN級(jí)別的核熱發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合推進(jìn)；長(zhǎng)期任務(wù)由于往返均是最佳相位，只需要采用3臺(tái)120 kN級(jí)別的核熱發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合推進(jìn)。