20世紀90年代大運載總體方案論證的一些回顧

余夢倫

(北京宇航系統工程研究所，北京100076)

0 引言

1986年中央提出高技術研究發展計劃，即863綱要，對航天技術發展提出明確的要求：研究發展性能先進的大型運載火箭，提高我國航天發射商業服務能力，為21世紀初建成長期性空間站奠定技術基礎，并提出在90年代研制出性能先進的低軌道運載能力為20t的大型運載火箭。

1993—1997年，863航天領域成立第二屆液體火箭發動機和大型運載火箭專題組，開展大型運載火箭和液體火箭發動機的方案論證工作，專題組由中國運載火箭技術研究院朱森元和余夢倫、航天推進技術研究院朱寧昌、上海航天技術研究院袁潔、北京航空航天大學張振鵬、國防科學技術大學周進等6位專家組成。經過5年的研究論證，在有關方面大力支持下，完成了大型運載火箭論證報告，提出大型運載火箭總體方案構型和火箭發動機參數要求。

根據發射20t級空間站的運載能力要求，在不同發射場條件下，對大型運載火箭的級數、直徑、推進劑選擇和發動機推力等進行分析計算，得到大型運載火箭基本總體參數，分析提出滿足發射20t空間站的大型運載火箭方案傾向性意見，為專題組大型運載火箭的方案論證提供了參考。本文對當時的主要工作內容和過程進行了總結回顧(本文中有關技術要求均是當時給定)。

1 大型運載火箭的總體方案

1.1 20t空間站軌道要求

1)入軌質量：20t；

2)空間站尺寸：直徑4.2m，長度17.9m；

3)軌道參數：近地點高度 220km，遠地點高度 430km，軌道傾角 60°。

1.2 大型運載火箭方案的選擇

1.2.1 發動機的選擇

大型運載火箭的方案選擇涉及下列問題：

1)發動機選擇；

2)火箭的級數和直徑選擇；

3)發射場選擇；

4)其他。

其中，發動機性能參數的選擇是發展大型運載火箭的關鍵，需要遵照的主要原則包括：

1)高可靠性；

2)推進劑無毒；

3)高性能(高比沖，高密度)；

4)推力可調；

5)低成本；

6)滿足未來天地往返運輸系統、單級入軌等發展；

7)維護使用方便。

符合上述要求可供大型運載火箭選擇的發動機主要是兩種：氫氧發動機和液氧煤油發動機。

氫氧發動機具有無毒、高比沖的特點，是液體火箭發動機中性能最好的，為世界各國的大運載火箭所普遍采用。我國研制氫氧發動機有較好的基礎，當時已研制成功YF-73和YF-75兩種氫氧發動機，為研制大型氫氧發動機創造了有利的條件。

液氧煤油推進劑具有無毒、密度高的優點，雖然液氧煤油發動機在我國起步較晚，但我國在20世紀60年代已成功研制過液氧酒精發動機，90年代又引進了俄羅斯RD-120液氧煤油發動機，這將推動我國液氧煤油發動機的研制工作。

除上述兩種發動機外，四氧化二氮/偏二甲肼發動機是我國運載火箭使用最廣泛的火箭發動機，這種發動機比沖一般，推進劑毒性較大。但它的技術成熟、性能可靠、可貯存，在大型運載火箭方案中可作為短期替代之用。

由于固體發動機價格相對比較昂貴，暫未納入大型運載火箭總體方案論證的選擇范圍。

根據推進劑種類和級數，大型運載火箭方案可能的組合如表1和表2所示。

表1 一級半方案Tab.1 One-and-a-half-stage schemes

表2 二級半方案Tab.2 Two-and-a-half-stage schemes

注：方案代號表示推進劑的組成和級數，字母表示推進劑的種類，數字表示級數。

字母R-液氧、煤油；U—四氧化二氮、偏二甲肼；H—液氫、液氧。

數字1—一級半；2—二級半。

例如：RRH2 第一個字母R表示助推器的推進劑為液氧、煤油，第二個字母R表示芯一級的推進劑為液氧、煤油，第三個字母H表示芯二級的推進劑為液氫、液氧，最后一個數字2表示二級半火箭。

1.2.2 火箭的級數

火箭級數選擇時重點考慮了可靠性、航區安全和箭體彈性等因素：

1) 從可靠性考慮，減少火箭級數是提高可靠性的一種途徑，是世界大型運載火箭的一種發展趨勢。20世紀80年代以前，世界各國用于載人航天的運載火箭大多為多級火箭。20世紀80年代以后，隨著液氫液氧高能推進劑的大量使用，低軌道運載開始向一級半形式發展。

多級火箭從級的角度看是串聯系統，總的故障率F等于各級故障率Fi之和。

可以認為級數愈多，故障率愈高，可靠性愈低。這方面的實例較多，1993年10月印度發射的四級半火箭未成功，是第三級火箭出了故障。如果該火箭是兩級半方案則可能會發射成功。

另外，一級半火箭所有發動機都在地面點火，沒有空中點火的問題；還有一級半火箭沒有空中串聯式的級間分離。這些都對提高運載火箭可靠性有利。

因此，一級半方案比二級半方案可靠性高，符合國際上大型運載火箭的發展趨勢。

2) 從航區安全考慮，二級半方案比一級半方案多一個級，相應多一個箭體落區，對航區安全也不利。

3) 從箭體彈性考慮，在相同直徑下，總長度一級半方案要比兩級半短。這對改善箭體彈性和進一步發展增加上面級有利。

因此，大型運載火箭應優先考慮采用一級半方案。

1.2.3 火箭的直徑

火箭直徑與有效載荷尺寸、火箭結構、箭體彈性、火箭運輸、上面級、發展余地等方面有關。

1) 隨著火箭起飛質量增加，火箭的直徑也應加大，以保證箭體彈性和氣動外形的合理性。

國外代表性大型運載火箭芯級直徑與起飛質量的比例關系如表3所示。

表3 國外代表性大型運載火箭芯級直徑與起飛質量的比例關系Tab.3 The proportional relation between core diameter andthe take off weight of representative foreign powerfullaunch vehicles

2) 火箭直徑要與有效載荷的直徑相匹配，我國空間站直徑定為4.2m，考慮到太陽帆板以及動包絡，整流罩的直徑需要5.0m左右。

3) 火箭直徑大對今后發展有利。如增加上面級，增加捆綁助推器的數量等。

由表3可看出，由于法國阿里安4芯級直徑偏小，而不得不發展阿里安5；蘇聯由于聯盟號(東方號)直徑偏小，同樣不得不發展質子號，來滿足運載需求的增長。

4) 火箭直徑大對運載能力發展有利。目前CZ-3A、CZ-3B受到直徑限制而制約運載能力進一步增加，芯級直徑和運載能力覆蓋范圍如表4所示。

表4 火箭芯級直徑和運載能力覆蓋范圍關系表Tab.4 The relationship between core diameter andthe carrying capacity of the launch vehicle

5) 大直徑箭體的運輸問題是可以解決的。

根據以上情況，我國的大型運載火箭直徑采用5m較為合適。

1.2.4 發射場

發射場的選擇與大型火箭方案的選擇緊密相關，當時我國的航天運載發射場有酒泉發射場、西昌發射場和太原發射場。

921載人航天工程的發射工位選定在酒泉發射場，在此基礎上擴建可供大型運載火箭發射使用。其他兩個發射場如要發射大型運載人箭則需新建發射工位，但酒泉發射場存在3個方面的缺點。

1)酒泉發射場地處內陸，傾角60°的飛行航區在過蘭州后途經中南和東南地區各省，人口稠密。因此在酒泉發射時，箭體落點應不超過寶雞一線，即要求箭體落點射程要小于850km(見圖1)。

從航區安全考慮，世界各國的運載發射場絕大多數選擇在沿海地區，對于這個問題我們應作進一步考慮。

2)酒泉發射場緯度較高(北緯41°)，對發射地球同步軌道的航天器不利。與北緯23°(相當于廣東沿海地區)的發射場比較，地球同步軌道的有效載荷質量要損失18%。

3)由于酒泉發射場的緯度高，不能直接發射小于40°軌道傾角的航天器，若通過施加偏航程序完成此類任務，則會造成運載能力極大的損失。

在我國沿海地區建立發射場的可能方案有：廣東沿海地區(以廣東陽江為主)、海南地區、浙江舟山群島、臺灣臺東南部沿海地區。選擇沿海發射場要考慮的因素包括：多種軌道傾角的射向適應性，如射向內無重要居民點，有可供設置測量站的島嶼等；低緯度；交通方便；氣候條件良好；城市依托條件有利。

2 大型運載火箭總體參數計算

2.1 總體參數計算的原始條件

總體參數計算的原始條件主要包括：

1)根據空間站的尺寸要求，大型運載火箭的整流罩質量約為6000kg，直徑為5m，全長20m；

2)發射場考慮酒泉和沿海兩種情況；

3)發射場為酒泉時，箭體落點射程要小于850km；沿海發射場，箭體落點射程無約束；

4)發動機的性能參數按有關方協商確定；

5)火箭直徑為5m，助推器直徑為3.35m；

6)火箭子級死重系數設定為： 液氧煤油子級，基礎級為0.09，上面級為0.10；氫氧子級，基礎級為0.12，上面級為0.13(四氧化二氮/偏二甲肼基礎級與液氧煤油相同為0.09)。(這里基礎級是指：對一級半火箭是助推器，對二級半火箭是助推器和芯一級；上面級是指：對一級半火箭是芯一級，對二級半火箭是芯二級。)

大型運載火箭總體參數計算是按20t空間站要求，經過1000多種不同搭配組合的方案計算，再從中選優確定的。

計算結果表明，若火箭全部采用四氧化二氮+偏二甲肼，該方案的起飛質量達2300t級，同時起飛推力需要3000t，所以火箭全部采用四氧化二氮+偏二甲肼的方案不可取。

2.2 一級半方案總體參數

對于一級半構型，根據基礎級和上面級可能采用的不同推進劑類型，共有4種組合。

1)方案1(RH1)：助推器推進劑采用液氧+煤油、芯一級推進劑采用液氧+液氫；

2)方案2(UH1)：助推器推進劑采用四氧化二氮+偏二甲肼、芯一級推進劑采用液氧+液氫；

3)方案3(HH1)：助推器推進劑采用液氧+液氫、芯一級推進劑采用液氧+液氫；

4)方案4(RR1)：助推器推進劑采用液氧+煤油、芯一級推進劑采用液氧+煤油。

根據選擇發射場的不同，總體參數的選擇也存在差異，4種組合的總體參數如表5～表8所示。

表5 一級半方案1選用不同發射場的總體參數

表6 一級半方案2選用不同發射場的總體參數Tab.6 The system parameters of one-and-a-half-stage scheme 2 at different launch sites

表7 一級半方案3選用不同發射場的總體參數Tab.7 The system parameters of one-and-a-half-stage scheme 3 at different launch sites

表8 一級半方案4選用不同發射場的總體參數Tab.8 The system parameters of one-and-a-half-stage scheme 4 at different launch sites

2.3 二級半方案總體參數

對于二級半構型，根據基礎級和上面級可能采用的不同推進劑類型，也存在4種組合。

1)方案1(RRH2)：助推器和芯一級推進劑采用液氧+煤油、芯二級推進劑采用液氧+液氫；

2)方案2(UUH2)：助推器和芯一級推進劑采用四氧化二氮+偏二甲肼、芯二級推進劑采用液氧+液氫；

3)方案3(HHH2)：助推器和芯一級推進劑采用液氧+液氫、芯二級推進劑采用液氧+液氫；

4)方案4(RRR2)：助推器和芯一級推進劑采用液氧+煤油、芯二級推進劑采用液氧+煤油。

根據選擇發射場的不同，二級半構型4種組合的總體參數如表9～表12所示：

表9 二級半方案1選用不同發射場的總體參數Tab.9 The system parameters of two-and-a-half-stage scheme 1 at different launch sites

表10 二級半方案2選用不同發射場的總體參數Tab.10 The system parameters of two-and-a-half-stage scheme 2 at different launch sites

表11 二級半方案3選用不同發射場的總體參數Tab.11 The system parameters of two-and-a-half-stage scheme 3 at different launch sites

表12 二級半方案4選用不同發射場的總體參數Tab.12 The system parameters of two-and-a-half-stage scheme 4 at different launch sites

根據總體參數計算得到沿海發射場方案起飛質量比較如表13所示，各種火箭方案起飛質量的比較如圖2所示，各種火箭方案外形圖如圖3所示，各種火箭方案起飛質量與運載能力的關系如圖4、圖5所示。

表13 沿海發射場各種起飛質量的比較

3 對推進系統要求

大型運載火箭對推進系統的要求是通過大量的總體方案計算分析之后提出來的。

3.1 各種火箭方案對發動機推力和工作時間的要求

表14～表17中數據單位：分子為發動機推力1000kgf(噸力)，分母為發動機工作時間1s。

(1)一級半(酒泉發射場)

表14 一級半方案酒泉發射場對推力和工作時間的要求

(2)一級半(沿海發射場)

表15 一級方案型沿海發射場對推力和工作時間的要求

(3)二級半(酒泉發射場)

表16 二級半方案酒泉發射場對推力和工作時間的要求

(4)二級半(沿海發射場)

表17 二級半方案沿海發射場對推力和工作時間的要求

3.2 大型運載火箭主要方案對發動機的要求

綜合上述總體參數的計算結果，對推進系統的基本要求為：

1)液氧煤油發動機推力宜采用120t級為一種發展模塊并開展研制。

2)氫氧發動機推力宜采用50t級為一種發展模塊并開展研制。

大型運載火箭系列中的各種推進系統選擇，都以上述兩種發動機基本要求模塊為基礎,根據火箭方案的不同要求作適應性調整。

4 結論與發展藍圖

根據發射空間站低軌道20t運載能力的要求，在不同發射場條件下，對大型運載火箭的級數、直徑、推進劑選擇和發動機推力等進行分析計算，得到了不同推進劑組成條件下大型運載火箭基本總體參數，提出了對發動機參數的要求。從火箭起飛質量規模、無毒無污的要求及液氧煤油和氫氧兩種發動機的各自特點，提出發射20t空間站的大型運載火箭采用液氧煤油和氫氧兩種發動機為動力、直徑5m的火箭方案及其發展藍圖。

圖6和圖7列出一級半方案和兩級半方案大型運載火箭發展藍圖。