载人登月运载火箭总体方案研究

蔡益飞

（上海航天技术研究院，上海 201109）

0 引言

21世纪上半叶，近地载人航天活动正向月球以及深空迈进，月球已成为人类走向深空第一站。我国已启动载人航天、月球探测两大工程，载人登月将融合两大工程的成果，成为我国深空探索的里程碑之一。本文以发动机为核心梳理国外运载发展脉络，提出我国运载发动机选型建议；以载人登月工程运载能力需求为背景，探讨重型运载火箭发展思路，从中优选一型运载火箭开展细化论证。

1 国外重型运载火箭发展

国外航天运输系统发展可总结为：一个起源、两个体系、三个时期、五个转折点。其中三个时期为20世纪60年代美苏载人登月、80年代航天飞机和2004年以后重返月球、火星及深空探索，见表1。

表1 国外载人登月及重型运载发展的三个时期Table 1 Three periods of the moon landing and heavy launch vehicle in abroad

1.1 重型运载火箭总体方案特点

a）国外重型运载火箭的主要目标轨道是近地轨道／亚轨道，一级半／两级／两级半构型为首选［1－3］。

60年代载人登月竞争时期美国与前苏联发展了三级、五级构型的重型运载火箭，目标轨道是月球转移轨道（土星V运载火箭）和低月球轨道（N1运载火箭）；80年代重复使用航天器发展了两型一级半构型重型运载，目标轨道是110km的亚轨道；当今美俄等国家规划中的重型运载为一级半／两级半构型，目标轨道是亚轨道／近地轨道。一级半构型主要基于氢氧芯级＋助推；两级半构型主要基于液氧煤油芯一级＋氢氧芯二级。

国外重型运载火箭分类如图1所示。典型重型运载火箭性能参数见表2。

图1 重型运载火箭分类Fig.1 Classification of heavy launch vehcile

表2 国外典型重型运载火箭性能Tab.2 Performances of typical heavy vehicle in abroad

b）合理定位运载系数，优选总体构型与箭体直径，利于重型运载工程实施。

运载火箭运载能力、起飞质量、芯级直径三者密切相关，其中运载系数为运载能力与起飞质量之比，芯级箭体直径与起飞质量、长细比相关。20世纪60年代美国土星V运载火箭运载系数可达4.3%；80年代航天飞机运载系数可达5%；21世纪战神V运载火箭运载系数可达4.97%；猎鹰重型运载火箭（全液氧煤油）运载系数可达3.79%。目前氢氧芯级直径为7.75m→8.38m→10.41m，液氧煤油芯级直径为3.66m→5.4m→8.4m→10.06m→17m，其中10.06，17m为20世纪60年代单芯级运载火箭选取直径。

1.2 液氧煤油发动机

俄罗斯为载人登月及重型运载火箭发展了NK－33，RD－170，RD－0120三型一级发动机，如图2所示。其中RD－170发动机的衍生型运载火箭获得了广泛使用，如RD－170／171发动机先后用于天顶号和能源号运载火箭。在能源号发射两次后，天顶号运载火箭独自成为RD－170发动机工程应用；RD－180发动机为RD－170发动机的衍生型，1993年由美国和俄罗斯联合研制；在美国，宇宙神Ⅲ、宇宙神Ⅴ等主力运载火箭获得广泛应用。RD－191发动机同样为RD－170发动机的衍生型，分别用于安加拉号、罗老号（韩国）运载火箭，印度也在积极引进，目前只有罗老号运载火箭进行过此型发动机飞行试验。

俄罗斯重型运载火箭发动机吨位发展由150t（NK－33）→740t（RD－170）→390t（RD－180）和194t（RD－191），即由百吨级跨越发展到七百吨级，而后又回到400，200t级。

图2 前苏联／俄罗斯液氧煤油发动机发展Fig.2 Development of liquid oxygen kerosene engine in former Soviet Union／Russia

美国在载人登月时期发展了H－1，F－1两型液氧煤油发动机，后续基于H－1发动机发展了MA，MB，RS－27系列液氧煤油发动机，如图3所示。因美国重点发展了液氢液氧和大固体发动机，其液氧煤油发动机总体性能弱于俄罗斯，目前主要使用与俄罗斯联合研制的RD－180发动机、引进的NK－33发动机，以及基于登月舱下降级改进的Merlin系列发动机。

图3 美国液氧煤油发动机发展Fig.3 Development of liquid oxygen kerosene engine in USA

经过三个时期发展，液氧煤油发动机工程使用频率最高的推力吨位是400，200t，200t推力吨位可整合小型、中型、大型、超大型运载火箭，400t推力吨位可整合中型、大型、超大型、重型、超重型运载火箭，700t级吨位可支持大型、超大型、重型、超重型、巨型运载火箭研发。

1.3 液氢液氧发动机

美国研制了F－1，J－2发动机用于土星V运载火箭，前者仅在土星V运载火箭使用，后者的改进型J－2X发动机用于战神I／V运载火箭二级；四段式固体发动机、RS－25D发动机用于航天飞机；五段式半固体发动机、RS－68发动机用于战神I／V运载火箭的一级动力，同时RS－68发动机是德尔它4运载火箭芯级发动机。在星座计划实施中基于J－2发动机研制了J－2X发动机，使发动机总体性能有了质的提高。俄罗斯为重型运载火箭专门研制了RD－0120发动机，四机并联作为能源号运载火箭芯一级发动机，但此种发动机未能获得广泛使用；欧洲为阿里安V运载火箭研制了百吨级推力火神氢氧发动机，日本为H－2A／B运载火箭研制了百吨级推力的LE－7系列发动机。各国液氢液氧发动机发展如图4所示。

图4 各国／地区液氢液氧发动机发展Fig.4 Development of liquid hydrogen liquid oxygen engine in the world

2 我国新一代运载火箭发动机研制建议

我国新一代运载火箭研制了120t推力的液氧煤油发动机和真空70t推力氢氧发动机，统筹考虑重型与我国下一代运载火箭发展，提出建议如下。

a）两级半构型是我国重型运载首选

运载火箭形成了两种体系：一是以液氧煤油、常规推进剂发动机为基础的苏式体系。二是以固体发动机、氢氧发动机为基础的美式体系。我国运载继承了苏联体系，未来重型运载以液体发动机为动力的继承性较好。重型若选择一级半构型（类能源号），则需发展大推力液氧煤油和大推力氢氧发动机；若选择两级半构型，则需发展大推力液氧煤油发动机。

b）120，400t推力吨位可满足我国未来运载火箭一级动力需求

我国已有120t推力液氧煤油发动机，后续仅需研制推力400t发动机即可满足各种运载能力火箭一级动力需求。

c）100t级真空推力氢氧发动机是我国重型运载较佳选择

作为二级动力，70t推力氢氧发动机的推力偏小，至少需用4机并联，而真空推力150～300t氢氧发动机则偏大，且研制难度高，真空推力100t氢氧发动机作为二子级动力或轨道转移级动力较佳，同时发动机研制与70t真空推力氢氧发动机的继承性好。

d）箭体直径最大7～8m为宜

未来近地轨道运载能力百吨级运载火箭芯级若使用氢氧推进剂，直径选取8～10m为宜；芯级若使用液氧煤油推进剂，直径选取7～8m较佳。

3 我国载人登月运载火箭

3.1 任务定位

未来我国的月球任务以无人月球探测和月球采样返回、载人环月飞行、有限规模载人登月、大规模月球开发为主线。根据发射次数，载人登月可分为四次发射、三次发射和两次发射，超大型／重型运载货运运载火箭运载能力需求见表3［4］。

表3 不同载人登月发射模式运载火箭能力需求Tab.3 Requirement for launch vehicle capacity of various manned moon－landing models

3.2 发展途径

超大型／重型运载火箭型谱可初步归为四种构型，载人登月运载火箭论证中选取了三类构型（固体助推＋液氧煤油芯级仅开展初步论证）。考虑时间节点和技术难度，设想我国载人登月运载火箭发展途径如图5所示，具体如下。

3.2.1 基于现有箭体直径、在研发动机

箭体直径3.35m／5m，发动机两级半构型（B2方案）。

3.2.2 基于6m箭体直径、在研发动机

箭体直径3.35m／6m，发动机两级半构型（C1方案）。

3.2.3 基于现有箭体直径、新研发动机

箭体直径5m，发动机为400t级推力液氧煤油等，一级半构型（D3方案）。

3.2.4 基于7～9m大箭体直径、新研发动机

箭体直径7m，发动机为400t级推力液氧煤油等（F2方案）和箭体直径9m，发动机推力为200t液氢液氧、固体发动机（H2方案）。

3.3 方案优选

3.3.1 任务约束

a）登月模式：以三次发射载人登月为首选。

b）运载能力：轨道高度270km，轨道倾角20°，运载能力80～100t。

c）发动机：芯一级和助推400t级推力液氧煤油发动机，双喷管＋双燃烧室，泵后摇摆；芯二级氢氧发动机70t／100t推力。

d）全箭长径比：11～13。

e）三匹配：载荷与整流罩有效空间匹配，助推与芯级匹配结构匹配，助推／芯级工作时间与发动机总体性能匹配。

3.3.2 构型论证

以两级／两级半构型为首选，以400t发动机为一级动力，以3.4%的运载系数初步预估起飞推力和起飞质量，四种构型见表4。其中：构型6＋2芯级燃烧300s超出液氧煤油发动机工程合理范围，构型6＋3不便于系列化，可优选构型4＋4、6＋4。

图5 载人登月运载火箭发展途径Fig.5 Development way of manned moon－landing launch vehicle

表4 重型运载火箭构型Tab.4 Configuration of large launch vehicle

3.3.3 方案细化

两级构型，6个3.35m助推器与7.0m芯级组成一子级，助推与芯级同时分离，通过发动机节流控制关机过载。起飞质量3 102.6t，起飞推力4 067t，270×270km、20°轨道运载能力90t；捆绑3.35m助推器6个，每个助推器400t级双喷管1台、泵后摇摆液氧煤油发动机；芯一级7.0m，400t级液氧煤油发动机4台；芯二级7.0m，氢氧发动机70t3台／100t2台。优选方案外形如图6所示。

图6 优选方案外形Fig.6 Shape of optimal scheme

该方案的总体外形简单，运载火箭长细比（12.48）合理，满足设计要求，助推传力点与芯级长度、传力点匹配。法向力与气动压心变化规律不同于传统运载火箭，选定方案3.35m助推无尾翼，跨声速气动压心0.45～0.50运载火箭飞行速度v与过载Nx如图7所示。其中：运载火箭飞行最大过载Nxmax＝4.88（飞行时间163.36s时）；最大动压Qmax＝31 709Pa（飞行时间＝74s时）。

图7 运载火箭飞行速度与过载Fig.7 Shape of optimal scheme

运载火箭可在海南发射场发射，进入270km、倾角20°近地圆轨道，助推和芯一级组合体残骸落区在西太平洋，距离菲律宾最小距离370km，落区安全可控。10台发动机切向摇摆6°可实现运载火箭一级飞行稳定控制，如图8所示。其中：8台参与俯仰控制，10台参与偏航控制；摇摆空间足够，不发生干涉。

图8 运载火箭发动机摇摆控制Fig.8 Swing control of launch vehicle engine

4 结束语

为加速我国航天运输系统深化发展，促进载人航天与探月的成果融合，建议确定合理可行的工程目标、优选运载火箭方案、牵引动力发展。工程核心目标是将中国航天员安全送到月球并返回地球，在实现核心工程目标后，其直接经济利益牵引不足，需要适度控制工程规模，确保有限资源支持航天运输领域可持续发展。工程实施的核心是运载火箭，直接关系大系统的研制进度，需依据国情统筹考虑。工程对航天运输系统最大的牵引是发动机，选择合适推力、构型发动机将决定未来航天运输系统发展布局。

［1］BOCAM K J，BROWN C M，NELSON D K，etal.A space exploration architecture for human lunar missions and beyond：1stSpace Exploration Conference：Continuing the Voyage of Discovery［C］.Orlando，Florida：2005.

［2］CONDON G L，DAWN T，MERRIAM R S，etal.CEV trajectory design considerations for lunar missions［R］.AAS 07－075，2007.

［3］BERGLUND M D，MARIN D，WILKINS M.The next－generation heavy－lift vehicle——the inaugural flight of the EELV Delta IV heavy［R］.AIAA 2005－6707.

［4］盛英华，张晓东，梁建国，等.载人登月飞行模式研究［J］.宇航学报，2009，30（1）：1－7.