不同逃逸模式对运载火箭的影响研究

容 易，郑立伟，常武权，王 楠，张 智

（1.北京宇航系统工程研究所，北京100076；2.中国运载火箭技术研究院，北京100076）

1 引言

随着航天技术的发展，世界航天大国均提出了未来的天地往返运输系统的发展规划。如美国NASA 在2005年制定了“星座计划”［1］，虽然后续被中止，但该计划中的新一代载人飞船“猎户座”研发持续推进，还在2011年制定了航天发射系统（SLS）开发方案［2］。 2011年俄罗斯航天局决定放弃早期提出的“罗斯M”载人运载火箭计划，并先后搁置了“快船”号飞船以及与欧洲联合进行的先进载人运输系统（ACTS）研究，重新确定了新一代载人飞船“联邦”号的计划［1］。

为满足载人登月、载人深空探测等任务的需求，必将研制规模更大的新型载人飞船，需要针对新型载人飞船研究对应的逃逸系统方案，并对不同逃逸方案开展对比研究。

2 国内外逃逸模式概述

2.1 中国

长征二号F运载火箭是我国目前唯一的一型载人运载火箭，采用了图1所示的传统逃逸塔方案，即在火箭故障时由设置在火箭顶部的逃逸塔将飞船轨道舱和返回舱拉离故障火箭［3］。逃逸系统采用了以整流罩为逃逸飞行器的主要外形和传力结构，在整流罩内部设置支撑机构，完成逃逸时飞船轨道舱和返回舱与整流罩的连接。逃逸系统的动力装置由逃逸主发动机、分离发动机、偏航俯仰发动机、高空逃逸发动机和高空分离发动机组成，其中逃逸主发动机、分离发动机、偏航俯仰发动机组成头部动力装置［4］。

图1 长征二号F逃逸系统组成示意图［5］Fig.1 The sketch of the escape system in CZ⁃2F［5］

2.2 美国

美国曾经研制过的用于载人任务的运载火箭有红石、大力神2LV⁃4、土星 5，除了大力神 2LV⁃4低空段采用弹射座椅救生外，其它火箭均采用传统的逃逸塔模式［5］。近几年论证和研制战神运载火箭、SLS运载火箭均为重型运载火箭，均采用传统的逃逸塔模式［1⁃2］，形式基本与图1类似。 波音公司的CST⁃100飞船和龙飞船则采用新型的飞船自逃逸模式［6⁃7］。

如图 2所示，CST⁃100飞船发射中止系统（LAS）安装在服务舱内，采用4台RS⁃88发动机，推进剂为四氧化二氮和一甲基肼，约2.6 t。LAS除在发射异常的情况下将乘员舱和服务舱一起逃逸外，还为在轨期间姿态控制提供动力，并为再入提供制动减速动力［6］。

图2 CST⁃100 示意图［6］Fig.2 The sketch of CST⁃100 spacecraft［6］

按照目前太空探索公司（SpaceX）的技术方案，如图3所示，龙飞船发射中止系统（LAS）安装在飞船乘员舱上，推进剂采用四氧化二氮和一甲基肼，采用8台SuperDraco发动机，总工作时间5 s，总推力536 kN。异常情况下仅推动乘员舱进行逃逸，并将LAS系统的推进剂用于着陆时的制动减速。由于制动减速时所需的推力远小于逃逸时所需推力，因此对发动机提出了具备推力调节的要求［7］。2015年5月6日，SpaceX公司成功发射龙飞船并对发射中止系统进行了演示验证，标志着发射中止系统取得阶段性成果［7］。

图3 “龙”飞船示意图［7］Fig.3 Dragon spacecraft at a glance［7］

2.3 俄罗斯

苏联先后研制过东方号和联盟号载人运载火箭。东方号火箭采用弹射座椅方案［5］。联盟号火箭采用逃逸塔方案，形式基本与图1类似，包括3种固体发动机：主发动机、控制发动机和分离发动机。主发动机装在整流罩的上方，推力为785 kN，工作时间 5 s［5］。

快船计划是俄罗斯能源公司研制的新型飞船，如图4所示，其应急救生系统使用8台固体发动机，安装在过渡舱中。该系统除了在发射异常时完成对乘员的紧急救生以外，还可在火箭末级工作完之后，将该系统的4台发动机以动力脉冲的形式保障飞船进入预定轨道［8］。虽然该计划已终止，但其采用的逃逸级方案可以作为参考。

图4 “快船”号示意图［8］Fig.4 The sketch of Kliper spacecraft［8］

2.4 国内外逃逸模式特点分析

回顾曾用和在用的逃逸救生系统（含故障检测和中止飞行系统）可发现：除东方号采用弹射座椅的方案外，其他均采用了专门的逃逸系统。若按照用途进行划分，国内外逃逸方案可以分为两大类，见图5：仅故障逃逸时使用的单一用途逃逸方案、兼顾故障逃逸和正常飞行时使用的多用途逃逸方案。单一用途逃逸方案基本为逃逸塔的形式；在多用途逃逸方案中根据正常飞行使用阶段的不同，又可细分为故障逃逸和正常入轨使用、故障逃逸和在轨返回使用。为描述问题的方便，将兼顾故障逃逸和正常入轨使用的称为“逃逸级”方式，将兼顾故障逃逸在轨返回使用的称为“自逃逸”方式。

图5 逃逸方案分类示意图Fig.5 The sketch map of various escape schemes

1）逃逸塔方案

应用此类逃逸方案的包括水星、土星5、Ares I、SLS运载火箭，联盟号运载火箭以及长征二号F运载火箭。

该逃逸方案一般都是根据火箭飞行过程的任务特点，在整流罩分离前利用逃逸系统实现飞船逃逸、在整流罩分离后利用应急船箭分离模式实现飞船与故障火箭的分离，即利用逃逸塔逃逸和应急船箭分离结合实现整个火箭发射全过程逃逸的覆盖，有效确保航天员安全性［9］。方案的可靠性和成熟度经过了多次飞行试验考核。

2）逃逸级方案

仅快船号飞船论证过程中曾选用此种逃逸方案，逃逸可覆盖整个火箭发射全过程。

3）自逃逸方案

应用此类逃逸方案的包括CST⁃100和龙飞船。该逃逸方案为美国商业航天公司提出的方案，逃逸可覆盖整个火箭发射全过程。

3 不同逃逸模式的对比研究

为便于比较逃逸塔、逃逸级、自逃逸三种模式的区别，本文需假定某一飞船的重量和对应的运载能力需求。

对应传统的逃逸塔方案（类似CZ⁃2F火箭和联盟号火箭的形式，飞船为三舱构型，以整流罩为逃逸飞行器的主要外形和传力结构），假定飞船重量为18 t，对应的某两级运载火箭的运载能力为18 t，以此为基线，对逃逸塔、逃逸级、自逃逸三种模式进行分析。

3.1 逃逸飞行器动力学模型

对于航天员生命安全而言，最恶劣的故障情况是火箭在发射台发生爆炸。针对该状态，为分析逃逸飞行器自发射台开始逃逸的飞行过程，确定满足最大逃逸过载以及返回舱与逃逸飞行器分离时高度、速度、动压等约束条件的主逃逸发动机需具备的最小推力等参数，根据牛顿第二定律，建立逃逸飞行器在惯性坐标系上的矢量形式质心动力学方程为式（1）：

式中，r∈R R3与V∈R R3分别为逃逸飞行器的位置和速度矢量，FT为逃逸飞行器受到的推力矢量，FA为气动力矢量，m为逃逸飞行器质量，g为地球引力加速度。

对于发射台逃逸情况，逃逸飞行器需利用自身静稳定气动特性或者通过控制发动机适当工作保持飞行姿态稳定。在此条件下，逃逸飞行器绕质心转动过程对于质心运动过程影响有限，亦即对于分析主逃逸发动机推力规模影响有限，故本文仿真计算采用的动力学模型忽略了绕质心转动的动力学方程。

3.2 逃逸塔方案

飞船外部是否设置火箭整流罩，可供选择的逃逸塔方案也不相同。一种为传统的逃逸塔方案，飞船外部设整流罩，以整流罩为逃逸飞行器的主要外形和传力结构（简称为方案一），另一种为在传统的逃逸塔方案基础上取消整流罩，以降低逃逸系统的复杂程度（简称为方案二）。

方案一涉及逃逸塔、上部整流罩（含上下支撑机构）、飞船返回舱和飞船轨道舱，如图6。逃逸系统仍需配套五种类型发动机，包括逃逸主发动机、分离发动机、偏航俯仰控制发动机、高空逃逸发动机和高空分离发动机。其中逃逸主发动机、分离发动机、偏航俯仰控制发动机位于逃逸塔上，而高空逃逸发动机和高空分离发动机安装在上部整流罩上。

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

经仿真计算，方案一有塔逃逸时逃逸飞行器总重约21 t，对主发动机最大推力需求约1800 kN。

方案二涉及逃逸塔和飞船返回舱，逃逸系统需配套三种类型发动机，包括逃逸主发动机、分离发动机和偏航俯仰控制发动机，如图7所示。

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

方案二无整流罩，逃逸飞行器重量约12 t，重量估算如表1，对逃逸主发动机的推力需求为800 kN，相对方案一可降低50%以上。由于取消了整流罩，火箭仪器舱需要采取防护措施，同时将逃逸塔分离时间设置为与方案一中的整流罩分离时间相同，以保证逃逸时间的覆盖性。经仿真计算，方案二可以满足19 t的运载能力需求。

表1 逃逸塔方案重量估算结果Table 1 The weight estimate of escape tower scheme 1 and 2

3.3 逃逸级方案分析

根据逃逸动力的不同，逃逸级可能有固体动力或液体动力两种方案，分别简称为方案三和方案四。这两种方案采用飞船位于逃逸级上方的布局，因此均属于飞船整船逃逸。

采用固体逃逸级的逃逸飞行器总体方案如图8所示，逃逸级由载荷支架、过渡段和固体发动机组成。逃逸级配置三种发动机，包括逃逸主发动机、姿态控制发动机和分离发动机。

图8 逃逸飞行器及固体逃逸级示意图Fig.8 The sketch maps of escape aircraft and the es⁃cape stages with solid propellants

仿真计算得，逃逸主发动机轴向总推力需求约2000 kN，按均布安装8台固体发动机估算则每台发动机的推力需求约250 kN。逃逸主发动机推进剂采用低铝粉含量的高燃速推进剂；点火装置采用篓式点火器；喷管为柔性摆动喷管。逃逸飞行器总重量约为26 t，重量估算结果见表2。

采用液体逃逸级的逃逸飞行器总体方案如图9所示，逃逸级由载荷支架和推进系统组成，推进系统位于逃逸级下部，起到连接有效载荷支架与火箭末级的作用，并为安装发动机、贮箱、增压气瓶等提供支撑。

表2 逃逸级方案重量估算结果Table 2 The weight estimate of escape stage scheme 3 and 4

图9 逃逸飞行器及液体逃逸级示意图Fig.9 The sketch maps of escape aircraft and the es⁃cape stages with liquid propellants

经仿真计算，逃逸主发动机轴向总推力需求不小于1800 kN，按照均布安装8台发动机估算，每台发动机的推力需求为220 kN。逃逸主发动机采用挤压式供应系统，根据发动机性能要求低，工作时间短，单次起动的特点，逃逸主发动机身部选用烧蚀冷却身部，推进剂从头部直接进入，提高逃逸主发动机响应时间。逃逸飞行器总重量约为22 t，重量估算结果见表2。

对于液体逃逸级方案，可以考虑两类拓展功能，一类是轨道部署，一类是提高基础级火箭的运载能力。假定运载火箭已将逃逸级和飞船进入近地椭圆轨道，经分析利用逃逸级的动力可将飞船送入圆轨道。即可将液体逃逸级作为轨道部署平台，将飞船直接送入任务轨道。另外，若火箭末级工作后仅将飞船和逃逸级送入亚轨道，充分利用液体逃逸级的动力能力实现飞船入轨，则可进一步提高火箭的运载能力。

3.4 自逃逸方案分析

采用飞船自逃逸模式，需要为飞船配置大推力发动机，并加注更多的推进剂，以保证在故障情况下能够实现逃逸，该方案简称为方案五。估算可得，自逃逸模式下飞船需要增重约4 t，总重量将达到22 t左右，具体结果见表3。飞船采用的逃逸动力与液体逃逸级方案类似，初步估算需要的总推力约1000 kN，需4台单台推力250 kN的液体发动机。

表3 自逃逸方案重量估算结果Table 3 The weight estimate results of the self⁃escapescheme

相比逃逸塔逃逸模式，自逃逸模式简化了运载火箭配置，取消了逃逸塔和整流罩，相比方案一对应的运载火箭运载能力可提高约4 t，达22 t，基本能够满足自逃逸模式对火箭运载能力的要求。

4 结论

采用运载能力需求、技术基础、靶场测试复杂度、可靠性、功能拓展性、任务适应性等维度作为评估指标，运载能力满足是指运载能力不低于对应逃逸方案的飞船重量，功能拓展性指除了逃逸以外的其它功能，深空任务适应性指对应逃逸方案对运载能力的代价，技术基础、复杂度、可靠性均是几种方案的相对评价，对不同逃逸方案进行综合评估，见表4。

表4 逃逸方案综合评估表Table 4 The comprehensive estimate for various escape schemes

通过评估对比可以得到如下结论：

1）逃逸塔模式具有较好的技术基础以及较高的任务可靠性，且靶场测试简单，取消了整流罩的模式相对传统逃逸塔模式更为简洁，且运载能力余度较大，建议在逃逸塔模式中可优先考虑无罩状态的逃逸塔方案；

2）针对逃逸级模式，相对于传统逃逸模式都属于新型逃逸方案，固体逃逸级方案对载人火箭运载能力需求过大且难以拓展应用，相比较而言液体逃逸级规模较小且可有多种拓展应用，建议在逃逸级模式中不再考虑固体逃逸动力，液体逃逸动力可作为一种备选方案；

3）针对自逃逸模式，该种模式相对于传统的逃逸塔模式变化最大，增加了飞船的复杂性，虽然功能拓展性较好，但由于飞船重量增加较多，对深空探测等更长远的任务而言运载能力代价过大。

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