核热推进载人火星探测方案设计

杨 彬，唐生勇，李 爽，夏陈超

(1. 南京航空航天大学航天学院，南京 210016；2. 上海宇航系统工程研究所，上海 201109)

0 引 言

自20世纪50年代以来，火星一直是深空探测的焦点。美俄等传统航天大国已经发射了多颗火星探测器，掌握了火星环绕、软着陆和表面巡视等关键技术。前期无人探测的丰富经验和丰硕成果极大地促进了火星探测的发展[1-4]。进入21世纪，随着新型推进系统等航天技术的飞速发展，载人深空探测逐渐成为了深空探测的焦点之一[5-6]。美国、欧空局先后提出了2030年载人登陆火星的总体目标，并制定了详细的任务规划[7-8]。NASA制定的DRA系列载人火星探测任务架构是目前最具代表性的方案，其结合美国现有航天技术储备详细论述了载人火星探测任务从发射至返回的所有技术细节[9]。

限制载人火星探测任务实施的主要原因是传统化学推进系统的能力无法满足任务需求。以高性能的液氢/液氧推进系统为例，初步估算的载人飞船规模将达到上千吨[9]。如此庞大且复杂的航天器无论是设计建造还是长期维护和保障都存在诸多技术难题。核能是继化学能、太阳能之后人类目前掌握的最强大的能源，在空间推进领域的应用潜力巨大[10]。目前较为成熟的空间核推进方式主要包含核电推进和核热推进两类。其中，核热推进是目前掌握的对核能利用最完全的核推进方式。核热推进的工作原理是利用核裂变反应释放的能量将推进剂加热后高速排出产生推力，能够在保证较高比冲的同时获得强劲的推力[11]。核热推进的大推力、高比冲、长工时等特点十分契合载人火星探测任务的需求，获得了NASA等主要航天机构的青睐，是未来载人火星探测任务的最佳选择。

2004年以月球探测为目标的“嫦娥工程”拉开了我国深空探测的序幕。迄今为止，已经发射了3颗月球探测卫星，实现了月球软着陆和巡视探测[12-15]。“嫦娥工程”的顺利实施为后续深空探测任务积累了丰富的经验。我国火星探测工程在2016年正式启动，首颗无人火星探测器将于2020年发射，未来的长期目标是实现载人火星登陆[16]。目前我国已经熟练掌握了载人航天技术，并且供航天员长期太空驻留的空间站也已在规划之中[17]。此外，针对空间核推进技术的研究也取得了突破性进展，为未来的载人深空探测任务提供了动力保障[18]。

本文结合我国航天技术基础，提出了相应的载人火星探测任务方案。针对转移轨道、任务飞船和推进系统等关键技术进行了研究。首先，基于转移轨道设计得到了长期和短期火星驻留两种载人火星探测任务方案。然后，针对不同类型的任务，设计了相应的飞船系统框架和飞船。最后，结合任务机动能力需求和飞船设计约束，给出了适应不同类型任务的核热推进方案。

1 载人火星任务总体方案

1.1 轨道方案

载人火星探测任务是一项复杂的系统工程。根据NASA的前期研究，载人火星任务需要至少3艘飞船协同完成[7]。为了降低任务风险，人货分运、批次出发模式是目前已有载人火星探测任务的主要模式。首先，火星登陆及表面探测所需的设备和保障支援系统被提前送至火星，并完成必要的前期部署。然后，航天员搭乘载人转移飞船前往火星执行预定任务。这种模式有效降低了航天员面临的风险，增加了任务的可靠性。因此，本文提出的载人火星探测方案也分为两个阶段执行：先导任务阶段和载人探测阶段。

先导任务主要是在航天员出发前将载人火星登陆任务所需的物资和设备运送至火星。本阶段不涉及航天员，飞船也不需要返回地球。所以，先导任务的轨道设计与之前的无人火星探测器类似，只需要实现单程的地火转移即可。但是，先导任务涉及飞船的质量和规模要远远大于目前的无人火星探测器。

载人探测阶段在确认先导任务成功后开始实施。首先，由载人转移飞船将航天员送至火星，交会先导任务的飞船。然后，航天员搭乘火星登陆舱登陆火星，开展火星表面探测任务。最后，在完成火星表面任务后，乘坐表面上升器返回载人转移飞船，并搭乘载人转移飞船返回地球。由于这一阶段涉及航天员，转移轨道设计时为了确保航天员能安全的返回地球，需要设计火星往返双程转移轨迹，而且，为了减少航天员受到的宇宙辐射，需要考虑更多的约束。

大推力直接转移方式是大部分火星任务采用的转移方式，是目前火星探测最为可靠的转移方式，也是载人火星探测任务的首选转移方式[19-20]。后续的转移轨道设计将基于大推力直接转移方式进行设计。

根据先导任务的描述，先导任务阶段飞船的转移轨道设计与目前的无人火星探测转移轨道设计类似。但是，载人探测阶段的转移轨迹设计则十分复杂。一方面需要设计火星往返双程轨道，保证航天员能够安全返回地球；另一方面需要考虑更多的约束以确保航天员在飞行过程中的生命安全。

根据不同地球出发时间和火星到达时间信息，借助星历求解地球和火星的实时位置，然后求解Lambert问题就能得到不同时间对下的速度增量。

(1)

因此，发射能量C3d可以表示为

(2)

式中:vD,vE分别为探测器地球出发速度矢量和出发时刻地球的速度。

根据式(2)求解每个时间对转移所需的速度增量，最终得到2030～2040年地火之间转移的发射窗口信息，如图1所示。地火双脉冲直接转移的最佳转移窗口每26个月开启一次。由于地球和火星的轨道倾角存在微小差异，每个发射窗口分为上下两部分，存在两个发射机会。上面的发射机会对应的是一条优弧转移轨迹，转移时间长；下面的发射机会对应的是一条劣弧转移轨迹，转移时间短。先导任务的飞船不携带航天员，对飞行时间的约束相对宽松，能够接受飞行时间近2年的优弧转移轨迹。因为先导任务飞船要在载人探测任务启动之前完成。所以，先导任务的转移轨迹设计原则是在载人任务启动的上一个地火转移窗口选择燃料最省的转移轨迹。

载人探测任务阶段，由于涉及航天员，需要尽量缩短飞行时间，减少航天员在太空受到的宇宙辐射。所以，一般采用下半部分对应飞行时间较短的发射窗口。此外，要保证航天员能够安全返回地球，需要考虑往返双程轨道。理想的情况是火星返程窗口滞后地球出发窗口250天以上，从而保证航天员在火星短暂停留后直接返回地球。但是，实际情况如图1所示，从地球出发后要等待约700天才会有速度增量需求较小的返程窗口。因此，载人火星探测任务根据火星驻留时间的长短分为长期驻留任务和短期驻留任务。长期驻留任务需要航天员在火星驻留约20个月，等待返回地球的最佳转移窗口，减少返程所需的速度增量。长期驻留方案能够有效减少推进剂消耗，不过为了实现航天员长期驻留需要携带大量生活物资和复杂的生命保障系统，增加了任务的复杂性；短期驻留则在短期火星停留后，通过消耗大量推进剂进行次优轨道转移，将航天员送回地球。因为航天员在火星停留时间短，需要的生活物资较少，对应的火星长期生命保障系统也不再需要。然而，由于返程时火星和地球不在最佳转移相位，转移所需的速度增量大幅增加，需要消耗更多的推进剂。

图1 2030-2040地火转移速度增量等高线图Fig.1 The Pork-Chop plot for an Earth-Mars transfer from 2030 to 2040

由图1的等高线信息可知，地球至火星转移的最佳窗口是2033年4月和2035年6月。这两个窗口所需的速度增量约2.44 km/s，是所选区间的最小值，而且飞行时间在200天左右，是近期最理想的火星任务发射窗口。后续轨道设计均以此窗口为基础展开。

载人火星探测任务需要综合考虑火星往返双程轨迹，图2给出了火星往返总飞行时间和总速度增量随出发时间的变化情况。考虑航天员所能承受的宇宙辐射剂量，设定单程飞行时间小于250天。如图2所示，长期和短期火星驻留任务都存在4个发射机会。

图2 2030-2040载人火星转移速度增量和转移时间随发射窗口变化情况Fig.2 The dv and time of flight for different launch time

短期火星驻留任务的最优发射时间是2033年4月3日，整个任务持续442天，其中根据实际任务需求在火星驻留30天。长期火星驻留任务综合速度增量和转移时间最优的发射时间是2033年4月17日，整个任务持续950天，其中航天员在火星停留554天。详细的载人火星探测任务转移轨道信息如表1所示。

短期任务所需的总速度增量为17.7952 km/s,而长期驻留任务仅仅需要9.299 km/s。两者前往火星所需的速度增量相差不大，但是从火星返程时，短期驻留任务不仅需要消耗大量推进剂逃逸火星，而且达到地球后还需要消耗推进剂制动减速以确保返程飞船以一个相对安全的速度进行地球再入返回。长期任务则只需要消耗少量推进剂使得飞船进入返程轨道。两种任务方案的转移轨迹如图3所示，长期任务的往返轨迹形状相似，都是燃料最优的转移轨迹。短期驻留任务的往返轨迹则差异巨大。返程轨迹的弧度大于180°，而且部分轨迹与太阳的距离小于日地距离。

表1 载人火星登陆任务转移轨道详细信息Table 1 The detail information of the transfer orbits for manned Mars exploration

图3 短期和长期载人火星登陆转移轨迹示意图Fig.3 The transfer trajectories of manned spacecraft for long-trem and short-term manned Mars exploration missions

货运飞船只需要设计单程地火转移轨道，而且对飞行时间没有特殊要求。因此，一般选择燃料最省的转移轨道。考虑到先导任务需要在航天员出发之前完成，选择载人任务发射的前一个转移窗口发射。结合表1中给出的载人任务出发窗口信息和图1中地火转移Pork-Chop图信息，确定货运飞船最优的出发窗口为2031年1月18日，经过284天的飞行抵达火星，所需要的速度增量为6.7490 km/s。货运飞船转移轨迹如图4所示。

图4 货运飞船载人火星登陆转移轨迹示意图Fig.4 The transfer trajectory of cargo for manned Mars exploration

1.2 任务规划

火星探测任务的有效载荷包括载人火星转移舱，载人火星登陆舱。此外，对于长期火星驻留任务，火星表面长期生活居住舱也是必不可少的。参考NASA、ESA关于载人火星探测的研究成果，载人火星转移舱的质量约70 t，载人火星登陆舱和火星表面长期生活居住舱的质量约为100 t。

结合第1.1节转移轨道设计数据，利用齐奥尔科夫斯基公式进行估算，对于长期任务而言，将上述3个有效载荷分3艘飞船运送，则每艘飞船的质量约300 t；对于短期任务，有效载荷只有载人转移舱和载人火星登陆舱。但是由于载人转移飞船全程需要提供17.7952 km/s的速度增量，估算出的飞船初始质量接近650 t。如此规模的航天器无论是制造还是操控都存在诸多难题。所以，短期火星探测任务中除了载人转移飞船和运送登陆舱的货运飞船，额外添加了一艘返程推进飞船。其主要作用是在航天员完成火星探测任务后对接载人转移舱，将航天员带回地球。即短期火星任务也包含3艘飞船：载人转移飞船，登陆舱货运飞船和返程推进飞船。目前的运载火箭无法直接将300 t规模的航天器送入近地轨道。因此，唯一可行的方案是模块化建造，多次发射，在轨组装。

综上所述，载人火星探测任务主要包含在轨组装，地火转移，火星登陆及探测，返回地球四个阶段。结合第1.1节的轨道设计结果，图5给出了长期和短期载人火星探测任务的时间规划图。

短期任务中，火星登陆舱货运飞船和返程推进飞船经过60天的在轨组装，完成准备工作，然后转移至火星环绕轨道，等待航天员的到来，这一过程持续997天。载人转移飞船需要90天完成在轨组装和航天员进驻，然后，经过171天的地火转移到达火星环绕轨道。随后，航天员搭乘登陆舱登陆火星，进行为期30天的火星表面探测。与此同时，载人转移舱脱离原飞船与返程推进飞船完成对接。在完成火星表任务之后，航天员乘坐火星上升器，返回载人转移舱，由返程推进飞船送回地球。

图5 载人火星登陆任务时间行程图Fig.5 The time chart of manned Mars mission

长期任务同样是火星表面居住舱货运飞船和火星登陆舱货运飞船在出发前60天内分多次发射，在近地轨道(Low Earth orbit,LEO)完成在轨组装，随后前往火星。到达火星后，火星表面居住舱将直接着陆火星表面，并完成航天员进驻之前的一系列准备工作。火星登陆舱则停留在火星环绕轨道等待航天员的到来。载人转移飞船滞后货运飞船一个会合周期发射，在发射前耗费了90天完成载人转移飞船的在轨组装。经过198天的地火转移，航天员抵达火星后，搭乘火星登陆舱登陆火星，进驻提前布置好的火星表面居住舱。航天员将在火星表面停留554天，期间所有的生活保障由火星表面居住舱提供。完成火星表面任务后，航天员将搭乘载人转移飞船返回地球。

1.3 飞行器系统模块化方案

根据任务需求和速度增量等信息的估算结果表明，短期和长期火星驻留任务均需要3艘初始质量约300 t的飞船。考虑到火箭运载能力的限制，这些飞船只能采用多次发射、在轨组装的方式建造。为了节省任务成本，各舱段均按最大程度的通用化模块设计，借助不同舱段的模块化组装，建造适用于不同类型任务的飞船。

载人转移飞船根据是否携带附加推进剂储箱分为I型和II型载人转移飞船。I型飞船为两舱段结构，由核热推进舱、载人转移舱组成，用于短期火星驻留任务。II型飞船由核热推进舱、鞍型桁架(携带附加推进剂储箱)和载人转移舱三舱段组成，用于长期火星驻留任务。I型飞船只需将载人转移舱送至火星，推进舱携带的推进剂足够完成地火单程转移。II型飞船除了将航天员送至火星外，还要将航天员和火星样本带回地球，仅仅靠推进舱的推进剂无法提供足够的速度增量。所以，飞船携带了可抛式附加推进剂储箱。I、II型载人转移飞船的结构尺寸如图6所示。

载人转移舱是航天员在宇宙航行过程中的生活工作舱段，包括居住舱、多用途载人飞船、T型对接结构、备用货运舱。居住舱继承我国空间站核心舱的技术建造，主要功能是为航天员提供居住环境，其自身结构质量约为20.5 t。多用途载人飞船对接在居住舱前方，由载人返回舱和推进舱组成，重约14 t[21]。多用途载人飞船一方面是用于航天员在载人转移舱和火星登陆舱之间的空间近距离转移；另一方面，其主要是在载人转移飞船返回地球后，携带航天员和样本进行地球再入。居住舱后端为T型对接机构和备用物资存储舱，整个结构重约13.9 t(包含备份物资7.5 t)。T型对接机构用于航天员和物资向居住舱转移。备份物资用于补给任务过程中的各种损耗及紧急情况下的物资供应。

图6 火星登陆任务载人转移飞船结构示意图Fig.6 The diagram of manned spacecraft for Mars exploration

II型载人转移飞船的载人转移舱和推进舱用鞍形桁架连接。鞍型桁架为半圆柱形结构，重约8.9 t。桁架内部悬挂着一个可抛卸式推进剂储箱，在飞船完成地球逃逸加速后抛弃。可抛卸式推进剂储箱设计能够有效减少飞船的整体质量。

推进舱的主要功能是为飞船星际转移提供动力，核心部件是多台100 kN级别的核热发动机，发动机比冲为900 s。因为核热推进系统的核辐射对宇航员是致命的，所以在发动机前端添加了防辐射屏蔽结构。推进舱前部为推进剂储箱，能够存储约100 t推进剂。推进舱核热发动机的具体搭配方案与实际任务有关，将在第3节进行详细说明。

载人转移飞船质量分布详细信息如表2所示，I型载人转移飞船不需要携带返程推进剂，初始质量约208 t，其中114 t为推进剂。II型载人转移飞船增加了可抛式推进剂储箱携带火星往返的推进剂，整个航天器初始质量达到了309 t。其中包含195.49 t推进剂。

表2 火星登陆任务载人转移飞船信息表Table 2 The information of manned spacecraft for Mars exploration

货运飞船为两舱段结构，由推进舱和功能舱(火星登陆舱，火星表面居住舱等)组成。推进舱结构与载人转移飞船的推进舱相似，为了减少飞船的质量，去除了用于保护航天员的防辐射屏蔽层。根据不同类型任务的需求选择不同的功能舱与推进舱组装成不同类型的货运飞船。登陆舱及登陆舱货运飞船结构如图7所示，主要包含火星表面上升器(Mars ascent vehicle,MVA)、火星EDL系统、小型火星漫游车、同位素动力系统和生活物资等其他有效载荷。整个载人火星登陆舱重103 t，其中有效载荷40 t。

图7 火星登陆舱及登陆舱货运飞船结构示意图Fig.7 The diagram of lander and cargo for Mars exploration

火星登陆舱将携带航天员实现火星软着陆，并为短期驻留的航天员提供生活物资保障。在火星表面任务完成后，航天员将携带火星样本搭乘MAV返回载人转移飞船。

对于长期火星驻留任务，航天员将居住在火星表面居住舱，其发射外形结构与载人火星登陆舱相似，总重约为133 t。主要包含充气式火星表面居住舱、火星原位资源利用设备、同位素核动力系统、保障航天员长期生活的物资等。发射时登陆舱和居住舱均由隔热整流罩包裹，如图7所示，隔热整流罩在火星再入过程中起到了气动减速和隔热作用。

短期火星往返即使采用高比冲的核热推进系统也需要消耗大量推进剂。以100 t有效载荷为例，短期火星往返的载人转移飞船规模将达到650 t，这种规模的航天器十分复杂，建造难度大，可靠性差。所以，为了实现短期火星往返任务，需要额外的返程推进飞船将航天员带回地球。返程推进飞船结构如图8所示，由推进舱、推进剂储箱、鞍型桁架和附加推进剂储箱四部分组成。结构与II型载人转移飞船相似，添加了一个大的推进剂储箱用于携带返程推进剂。返程推进飞船在航天员抵达火星之后将与载人转移飞船的载人转移舱交会对接，如图8所示，并在完成火星表面探测任务后运送航天员返回地球。整个返程推进飞船重约357.8 t，其中301.5 t为推进剂。

图8 短期驻留返程推进飞船往返结构示意图Fig.8 The diagram of return spacecraft for short-term Marsexploration

2 核热推进系统分析与设计

由轨道设计分析可知，载人火星登陆任务需要的总速度增量为9.3 km/s，短期驻留任务需要的速度增量则高达17.8 km/s。常规化学推进系统显然无法为重达几百吨的飞船提供足够的动力，核热推进系统比冲高、推力大、工作寿命长，是目前载人火星任务的最佳选择。载人火星登陆任务速度增量需求大，整个任务过程中发动机工作时间长，需要多次重启动，这也是推进方案选择时需要考虑的因素。本节将从技术实现难度、可靠性、工作时间、飞船初始质量等方面对推进系统进行分析与设计。

Aerojet Rocketdyne (AJRD)针对核热推进系统做了长期系统的研究。AJRD的研究结果显示，推力小于66.72 kN的核热发动机存在极高的风险，不适合载人火星登陆任务[22]。图9给出了核热推进系统的推重比随推力的变化关系。由图9可知，为了隔离核辐射而添加的防护层增加了发动机的结构质量，而且发动机推力越大，防护层带来的影响越明显。

图9 核热推进系统推重比随推力变化情况[22]Fig.9 Thrust-to-weight of nuclear thermal propulsion system at different thrusts

由飞船设计结果可知，载人转移飞船有效载荷及自身结构质量约76.6 t，远远大于无人火星探测器的质量，需要推力强劲的推进系统。当前的核热推进技术可以建造0.1 kN至1000 kN级别的核热发动机。因此，适用于载人火星任务的推进系统有两种设计思路：单台大推力发动机方案和多台较小推力发动机捆绑推进方案。

2.1 短期任务推进系统设计

短期载人火星驻留任务中，航天员搭乘I型载人转移飞船前往火星；然后，借助登陆舱登陆火星完成火星表面任务；最后，换乘返程推进飞船返回地球。返程推进飞船需要携带足够的返程燃料前往火星，然后对接载人转移舱，携带航天员返回地球。因此，在短期火星驻留任务的推进系统分析和设计以返程推进飞船为参考。

返程推进飞船LEO初始质量和发动机工作时间随发动机推力和数量的变化关系如图10所示，随着发动机推力的增加，所有推进方案的LEO初始质量均呈现先减少后增加的趋势。初始质量的变化由发动机结构质量和因发动机长时间工作带来的重力损失效果共同作用。在推力较小时，发动机需要长时间工作，其重力损失效果更明显。随着推力的增加，工作时间逐渐缩短，重力损失效果逐渐减弱，浪费的燃料也逐渐降低，从而使得飞船的初始质量减小。当推力达到一定水平后，推进系统工作时间稳定在一个很小的值，如图10所示。随着推力的继续增加，发动机结构质量增加带来的影响变得明显，使得飞船的初始质量降低到最低点后逐渐变大。

图10 返程飞船LEO初始质量、推进系统工作时间与发动机台数、推力变化关系Fig.10 The LEO initial mass and operating time of return spacecraft for different number and thrust of nuclear thermal engine

从初始质量考虑，随着发动机台数的增加，飞船的最小初始质量逐渐增加，初始质量最小时对应的单机推力逐渐减小。发动机的可靠性与其工作时间密切相关。为了提高推进系统的可靠性，在选择推进系统时需要预留足够的冗余量，即发动机的单次工作时间和总工作时间小于额定值。在工作时间冗余量充足的情况下，选择飞船初始质量最小的推力，最终得到的不同发动机台数下的最优推进系统搭配方案如表3所示。

单台发动机推进方案的最优发动机推力为420 kN，飞船的初始质量为338.9 t，是所有推进方案中质量最少的。但是，比冲900 s、推力420 kN级别的核热发动机需要核反应堆的功率达到1795 MW，整个发动机将长达9 m。如此巨大的发动机不论是建造还是测试都存在较多的技术难题。此外，采用单台420 kN发动机在整个转移过程中总工作时间仅仅冗余166 s，单次工作时间也十分接近发动机的额定值，使得任务的风险增加。

表3 不同发动机数目的最优推进方案详细信息表Table 3 The detail information of the optimal propulsion program for different numbers of engines

随着发动机台数的增加，单机最优推力持续降低，飞船初始质量逐渐增加。4台发动机时，最佳推力为110 kN，对应飞船初始质量为358.5 t。同420 kN单台发动机推进方案相比，飞船的初始质量略有增加，约5%。但是，这些质量代价是值得的。首先，100 kN级别的核热发动机对核反应堆的功率要求降低(约495 MW)，工程实现难度大幅降低；其次，四台110 kN发动机的推进方案对应的总工作时间有长达1000 s的冗余，而且四台发动机可以互为备份，保证在紧急情况下有足够推力将成员送回地球，提高任务的可靠性。2台和3台发动机组合推进方案质量相对于单台发动机推进有所增加，但是，其工作时间缩减效果并不十分明显。而且其单机推力较大，对于我国目前的技术储备，建造难度较大。

综上所述，综合考虑飞船质量、发动机工作时间、研制技术难度等因素，短期载人火星登陆任务最终选定4台110 kN核热发动机组合推进方案,详细信息如表4所示。

表4 短期载人火星登陆任务飞船推进系统信息Table 4 The information of propulsion system and spacecraft for short-term Mars mission

发动机布局如图11所示。

图11 短期载人火星登陆任务推进舱及发动机布局Fig.11 The propelling module and engine layout of short-term mission spacecraft

为了减少成本，飞船采用模块化设计，所有飞船共用同一类型的推进舱，其中货运飞船的发动机去除了防辐射屏蔽层。推进系统在任务开展过程中的工作情况如表5所示。所有飞船无论是单次工作时间还是总工作时间都远低于额定值，确保了任务的顺利实施。

表5 短期载人火星任务的核热推进系统工作情况Table 5 The information of propulsion system operating time for short-term Mars mission

2.2 长期任务推进系统设计

长期火星驻留任务同样需要3艘飞船，其中两艘货运飞船只需要完成单程地火转移。航天员搭乘II型载人转移飞船实现火星往返。所以，长期火星驻留任务的推进系统分析与设计以II型载人转移飞船为参考。II型载人转移飞船LEO初始质量和发动机工作时间随发动机推力和数量的变化关系如图12所示。

图12 II型载人转移飞船LEO初始质量、推进系统工作时间与发动机台数、推力变化关系Fig.12 The LEO initial mass and operating time of manned spacecraft II for different number and thrust of nuclear thermal engine

由图12可知，LEO初始质量随着单台发动机推力增加而增加。这是因为长期火星驻留任务中载人转移飞船往返均是在最佳相位完成，任务所需的速度增量与短期任务相比大大降低。发动机工作时间较短，重力损失效应并不明显。初始质量主要受到发动机结构质量的影响。随着推力的增加，发动机结构质量增加，最终导致飞船的LEO初始质量逐渐增加。

因此，对于长期火星驻留任务，只需要考虑发动机单次工作时间和总工作寿命的约束。不同发动机数目的最优方案详细信息如表6所示。由于长期驻留任务所需要的速度增量较小，所以相较于短期任务的推进系统，表6中给出的长期任务推进方案的单台发动机推力、发动机总工作时间等都较小。

表6 不同发动机数目的最优推进方案详细信息表Table 6 The detail information of the optimal propulsion program for different numbers of engines

3台120 kN级别核热发动机组合推进的方案相较于单台发动机推进方案在LEO初始质量上略有增加，但是其在单次工作时间和总工作寿命上拥有足够的冗余量，确保在出现故障时也能将航天员安全带回地球，有效降低了任务的风险。因此，综合技术基础、初始质量、任务风险等因素分析，3台120 kN级别的组合推进方案是长期载人火星登陆任务最佳推进方案，推进系统详细信息如表7所示。

表7 长期载人火星登陆任务飞船推进系统信息Table 7 The information of propulsion system and spacecraft for long-term Mars mission

推进舱发动机布局如图13所示。

图13 长期载人火星登陆任务推进舱及发动机布局
Fig.13 The propelling module and engine layout of long-term mission spacecraft

为了减少成本，飞船采用模块化设计，所有飞船共用同一种类型的推进舱，其中货运飞船的发动机去除了防辐射屏蔽层。由表7可知，所有类型飞船在当前推进系统下(3台120 kN核热发动机)总质量控制在310 t。相应推进系统在任务过程中的工作情况如表8所示。

表8 长期载人火星任务的核热推进系统工作情况Table 8 The information of propulsion system operating time for long-term Mars mission

3 结 论

核热推进是短期内实现载人火星登陆任务的最佳选择。本文结合我国实际情况设计了我国的载人火星探测方案。针对转移轨迹、飞船设计和推进系统设计进行了详细分析。结果表明，载人火星登陆任务的最优发射窗口分布在2033年；根据火星驻留时间的长短，载人火星登陆任务存在长期驻留和短期驻留两种方案。从飞船初始质量和发动机可靠性考虑，短期任务对推进系统的要求更高，建议采用4台110 kN级别的核热发动机联合推进；长期任务由于往返均是最佳相位，只需要采用3台120 kN级别的核热发动机联合推进。