不同逃逸模式對運載火箭的影響研究

容 易，鄭立偉，常武權(quán)，王 楠，張 智

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京100076；2.中國運載火箭技術(shù)研究院，北京100076）

1 引言

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，世界航天大國均提出了未來的天地往返運輸系統(tǒng)的發(fā)展規(guī)劃。如美國NASA 在2005年制定了“星座計劃”［1］，雖然后續(xù)被中止，但該計劃中的新一代載人飛船“獵戶座”研發(fā)持續(xù)推進，還在2011年制定了航天發(fā)射系統(tǒng)（SLS）開發(fā)方案［2］。 2011年俄羅斯航天局決定放棄早期提出的“羅斯M”載人運載火箭計劃，并先后擱置了“快船”號飛船以及與歐洲聯(lián)合進行的先進載人運輸系統(tǒng)（ACTS）研究，重新確定了新一代載人飛船“聯(lián)邦”號的計劃［1］。

為滿足載人登月、載人深空探測等任務(wù)的需求，必將研制規(guī)模更大的新型載人飛船，需要針對新型載人飛船研究對應(yīng)的逃逸系統(tǒng)方案，并對不同逃逸方案開展對比研究。

2 國內(nèi)外逃逸模式概述

2.1 中國

長征二號F運載火箭是我國目前唯一的一型載人運載火箭，采用了圖1所示的傳統(tǒng)逃逸塔方案，即在火箭故障時由設(shè)置在火箭頂部的逃逸塔將飛船軌道艙和返回艙拉離故障火箭［3］。逃逸系統(tǒng)采用了以整流罩為逃逸飛行器的主要外形和傳力結(jié)構(gòu)，在整流罩內(nèi)部設(shè)置支撐機構(gòu)，完成逃逸時飛船軌道艙和返回艙與整流罩的連接。逃逸系統(tǒng)的動力裝置由逃逸主發(fā)動機、分離發(fā)動機、偏航俯仰發(fā)動機、高空逃逸發(fā)動機和高空分離發(fā)動機組成，其中逃逸主發(fā)動機、分離發(fā)動機、偏航俯仰發(fā)動機組成頭部動力裝置［4］。

圖1 長征二號F逃逸系統(tǒng)組成示意圖［5］Fig.1 The sketch of the escape system in CZ?2F［5］

2.2 美國

美國曾經(jīng)研制過的用于載人任務(wù)的運載火箭有紅石、大力神2LV?4、土星 5，除了大力神 2LV?4低空段采用彈射座椅救生外，其它火箭均采用傳統(tǒng)的逃逸塔模式［5］。近幾年論證和研制戰(zhàn)神運載火箭、SLS運載火箭均為重型運載火箭，均采用傳統(tǒng)的逃逸塔模式［1?2］，形式基本與圖1類似。 波音公司的CST?100飛船和龍飛船則采用新型的飛船自逃逸模式［6?7］。

如圖 2所示，CST?100飛船發(fā)射中止系統(tǒng)（LAS）安裝在服務(wù)艙內(nèi)，采用4臺RS?88發(fā)動機，推進劑為四氧化二氮和一甲基肼，約2.6 t。LAS除在發(fā)射異常的情況下將乘員艙和服務(wù)艙一起逃逸外，還為在軌期間姿態(tài)控制提供動力，并為再入提供制動減速動力［6］。

圖2 CST?100 示意圖［6］Fig.2 The sketch of CST?100 spacecraft［6］

按照目前太空探索公司（SpaceX）的技術(shù)方案，如圖3所示，龍飛船發(fā)射中止系統(tǒng)（LAS）安裝在飛船乘員艙上，推進劑采用四氧化二氮和一甲基肼，采用8臺SuperDraco發(fā)動機，總工作時間5 s，總推力536 kN。異常情況下僅推動乘員艙進行逃逸，并將LAS系統(tǒng)的推進劑用于著陸時的制動減速。由于制動減速時所需的推力遠小于逃逸時所需推力，因此對發(fā)動機提出了具備推力調(diào)節(jié)的要求［7］。2015年5月6日，SpaceX公司成功發(fā)射龍飛船并對發(fā)射中止系統(tǒng)進行了演示驗證，標(biāo)志著發(fā)射中止系統(tǒng)取得階段性成果［7］。

圖3 “龍”飛船示意圖［7］Fig.3 Dragon spacecraft at a glance［7］

2.3 俄羅斯

蘇聯(lián)先后研制過東方號和聯(lián)盟號載人運載火箭。東方號火箭采用彈射座椅方案［5］。聯(lián)盟號火箭采用逃逸塔方案，形式基本與圖1類似，包括3種固體發(fā)動機：主發(fā)動機、控制發(fā)動機和分離發(fā)動機。主發(fā)動機裝在整流罩的上方，推力為785 kN，工作時間 5 s［5］。

快船計劃是俄羅斯能源公司研制的新型飛船，如圖4所示，其應(yīng)急救生系統(tǒng)使用8臺固體發(fā)動機，安裝在過渡艙中。該系統(tǒng)除了在發(fā)射異常時完成對乘員的緊急救生以外，還可在火箭末級工作完之后，將該系統(tǒng)的4臺發(fā)動機以動力脈沖的形式保障飛船進入預(yù)定軌道［8］。雖然該計劃已終止，但其采用的逃逸級方案可以作為參考。

圖4 “快船”號示意圖［8］Fig.4 The sketch of Kliper spacecraft［8］

2.4 國內(nèi)外逃逸模式特點分析

回顧曾用和在用的逃逸救生系統(tǒng)（含故障檢測和中止飛行系統(tǒng)）可發(fā)現(xiàn)：除東方號采用彈射座椅的方案外，其他均采用了專門的逃逸系統(tǒng)。若按照用途進行劃分，國內(nèi)外逃逸方案可以分為兩大類，見圖5：僅故障逃逸時使用的單一用途逃逸方案、兼顧故障逃逸和正常飛行時使用的多用途逃逸方案。單一用途逃逸方案基本為逃逸塔的形式；在多用途逃逸方案中根據(jù)正常飛行使用階段的不同，又可細分為故障逃逸和正常入軌使用、故障逃逸和在軌返回使用。為描述問題的方便，將兼顧故障逃逸和正常入軌使用的稱為“逃逸級”方式，將兼顧故障逃逸在軌返回使用的稱為“自逃逸”方式。

圖5 逃逸方案分類示意圖Fig.5 The sketch map of various escape schemes

1）逃逸塔方案

應(yīng)用此類逃逸方案的包括水星、土星5、Ares I、SLS運載火箭，聯(lián)盟號運載火箭以及長征二號F運載火箭。

該逃逸方案一般都是根據(jù)火箭飛行過程的任務(wù)特點，在整流罩分離前利用逃逸系統(tǒng)實現(xiàn)飛船逃逸、在整流罩分離后利用應(yīng)急船箭分離模式實現(xiàn)飛船與故障火箭的分離，即利用逃逸塔逃逸和應(yīng)急船箭分離結(jié)合實現(xiàn)整個火箭發(fā)射全過程逃逸的覆蓋，有效確保航天員安全性［9］。方案的可靠性和成熟度經(jīng)過了多次飛行試驗考核。

2）逃逸級方案

僅快船號飛船論證過程中曾選用此種逃逸方案，逃逸可覆蓋整個火箭發(fā)射全過程。

3）自逃逸方案

應(yīng)用此類逃逸方案的包括CST?100和龍飛船。該逃逸方案為美國商業(yè)航天公司提出的方案，逃逸可覆蓋整個火箭發(fā)射全過程。

3 不同逃逸模式的對比研究

為便于比較逃逸塔、逃逸級、自逃逸三種模式的區(qū)別，本文需假定某一飛船的重量和對應(yīng)的運載能力需求。

對應(yīng)傳統(tǒng)的逃逸塔方案（類似CZ?2F火箭和聯(lián)盟號火箭的形式，飛船為三艙構(gòu)型，以整流罩為逃逸飛行器的主要外形和傳力結(jié)構(gòu)），假定飛船重量為18 t，對應(yīng)的某兩級運載火箭的運載能力為18 t，以此為基線，對逃逸塔、逃逸級、自逃逸三種模式進行分析。

3.1 逃逸飛行器動力學(xué)模型

對于航天員生命安全而言，最惡劣的故障情況是火箭在發(fā)射臺發(fā)生爆炸。針對該狀態(tài)，為分析逃逸飛行器自發(fā)射臺開始逃逸的飛行過程，確定滿足最大逃逸過載以及返回艙與逃逸飛行器分離時高度、速度、動壓等約束條件的主逃逸發(fā)動機需具備的最小推力等參數(shù)，根據(jù)牛頓第二定律，建立逃逸飛行器在慣性坐標(biāo)系上的矢量形式質(zhì)心動力學(xué)方程為式（1）：

式中，r∈R R3與V∈R R3分別為逃逸飛行器的位置和速度矢量，F(xiàn)T為逃逸飛行器受到的推力矢量，F(xiàn)A為氣動力矢量，m為逃逸飛行器質(zhì)量，g為地球引力加速度。

對于發(fā)射臺逃逸情況，逃逸飛行器需利用自身靜穩(wěn)定氣動特性或者通過控制發(fā)動機適當(dāng)工作保持飛行姿態(tài)穩(wěn)定。在此條件下，逃逸飛行器繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動過程對于質(zhì)心運動過程影響有限，亦即對于分析主逃逸發(fā)動機推力規(guī)模影響有限，故本文仿真計算采用的動力學(xué)模型忽略了繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動力學(xué)方程。

3.2 逃逸塔方案

飛船外部是否設(shè)置火箭整流罩，可供選擇的逃逸塔方案也不相同。一種為傳統(tǒng)的逃逸塔方案，飛船外部設(shè)整流罩，以整流罩為逃逸飛行器的主要外形和傳力結(jié)構(gòu)（簡稱為方案一），另一種為在傳統(tǒng)的逃逸塔方案基礎(chǔ)上取消整流罩，以降低逃逸系統(tǒng)的復(fù)雜程度（簡稱為方案二）。

方案一涉及逃逸塔、上部整流罩（含上下支撐機構(gòu)）、飛船返回艙和飛船軌道艙，如圖6。逃逸系統(tǒng)仍需配套五種類型發(fā)動機，包括逃逸主發(fā)動機、分離發(fā)動機、偏航俯仰控制發(fā)動機、高空逃逸發(fā)動機和高空分離發(fā)動機。其中逃逸主發(fā)動機、分離發(fā)動機、偏航俯仰控制發(fā)動機位于逃逸塔上，而高空逃逸發(fā)動機和高空分離發(fā)動機安裝在上部整流罩上。

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

經(jīng)仿真計算，方案一有塔逃逸時逃逸飛行器總重約21 t，對主發(fā)動機最大推力需求約1800 kN。

方案二涉及逃逸塔和飛船返回艙，逃逸系統(tǒng)需配套三種類型發(fā)動機，包括逃逸主發(fā)動機、分離發(fā)動機和偏航俯仰控制發(fā)動機，如圖7所示。

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

方案二無整流罩，逃逸飛行器重量約12 t，重量估算如表1，對逃逸主發(fā)動機的推力需求為800 kN，相對方案一可降低50%以上。由于取消了整流罩，火箭儀器艙需要采取防護措施，同時將逃逸塔分離時間設(shè)置為與方案一中的整流罩分離時間相同，以保證逃逸時間的覆蓋性。經(jīng)仿真計算，方案二可以滿足19 t的運載能力需求。

表1 逃逸塔方案重量估算結(jié)果Table 1 The weight estimate of escape tower scheme 1 and 2

3.3 逃逸級方案分析

根據(jù)逃逸動力的不同，逃逸級可能有固體動力或液體動力兩種方案，分別簡稱為方案三和方案四。這兩種方案采用飛船位于逃逸級上方的布局，因此均屬于飛船整船逃逸。

采用固體逃逸級的逃逸飛行器總體方案如圖8所示，逃逸級由載荷支架、過渡段和固體發(fā)動機組成。逃逸級配置三種發(fā)動機，包括逃逸主發(fā)動機、姿態(tài)控制發(fā)動機和分離發(fā)動機。

圖8 逃逸飛行器及固體逃逸級示意圖Fig.8 The sketch maps of escape aircraft and the es?cape stages with solid propellants

仿真計算得，逃逸主發(fā)動機軸向總推力需求約2000 kN，按均布安裝8臺固體發(fā)動機估算則每臺發(fā)動機的推力需求約250 kN。逃逸主發(fā)動機推進劑采用低鋁粉含量的高燃速推進劑；點火裝置采用簍式點火器；噴管為柔性擺動噴管。逃逸飛行器總重量約為26 t，重量估算結(jié)果見表2。

采用液體逃逸級的逃逸飛行器總體方案如圖9所示，逃逸級由載荷支架和推進系統(tǒng)組成，推進系統(tǒng)位于逃逸級下部，起到連接有效載荷支架與火箭末級的作用，并為安裝發(fā)動機、貯箱、增壓氣瓶等提供支撐。

表2 逃逸級方案重量估算結(jié)果Table 2 The weight estimate of escape stage scheme 3 and 4

圖9 逃逸飛行器及液體逃逸級示意圖Fig.9 The sketch maps of escape aircraft and the es?cape stages with liquid propellants

經(jīng)仿真計算，逃逸主發(fā)動機軸向總推力需求不小于1800 kN，按照均布安裝8臺發(fā)動機估算，每臺發(fā)動機的推力需求為220 kN。逃逸主發(fā)動機采用擠壓式供應(yīng)系統(tǒng)，根據(jù)發(fā)動機性能要求低，工作時間短，單次起動的特點，逃逸主發(fā)動機身部選用燒蝕冷卻身部，推進劑從頭部直接進入，提高逃逸主發(fā)動機響應(yīng)時間。逃逸飛行器總重量約為22 t，重量估算結(jié)果見表2。

對于液體逃逸級方案，可以考慮兩類拓展功能，一類是軌道部署，一類是提高基礎(chǔ)級火箭的運載能力。假定運載火箭已將逃逸級和飛船進入近地橢圓軌道，經(jīng)分析利用逃逸級的動力可將飛船送入圓軌道。即可將液體逃逸級作為軌道部署平臺，將飛船直接送入任務(wù)軌道。另外，若火箭末級工作后僅將飛船和逃逸級送入亞軌道，充分利用液體逃逸級的動力能力實現(xiàn)飛船入軌，則可進一步提高火箭的運載能力。

3.4 自逃逸方案分析

采用飛船自逃逸模式，需要為飛船配置大推力發(fā)動機，并加注更多的推進劑，以保證在故障情況下能夠?qū)崿F(xiàn)逃逸，該方案簡稱為方案五。估算可得，自逃逸模式下飛船需要增重約4 t，總重量將達到22 t左右，具體結(jié)果見表3。飛船采用的逃逸動力與液體逃逸級方案類似，初步估算需要的總推力約1000 kN，需4臺單臺推力250 kN的液體發(fā)動機。

表3 自逃逸方案重量估算結(jié)果Table 3 The weight estimate results of the self?escapescheme

相比逃逸塔逃逸模式，自逃逸模式簡化了運載火箭配置，取消了逃逸塔和整流罩，相比方案一對應(yīng)的運載火箭運載能力可提高約4 t，達22 t，基本能夠滿足自逃逸模式對火箭運載能力的要求。

4 結(jié)論

采用運載能力需求、技術(shù)基礎(chǔ)、靶場測試復(fù)雜度、可靠性、功能拓展性、任務(wù)適應(yīng)性等維度作為評估指標(biāo)，運載能力滿足是指運載能力不低于對應(yīng)逃逸方案的飛船重量，功能拓展性指除了逃逸以外的其它功能，深空任務(wù)適應(yīng)性指對應(yīng)逃逸方案對運載能力的代價，技術(shù)基礎(chǔ)、復(fù)雜度、可靠性均是幾種方案的相對評價，對不同逃逸方案進行綜合評估，見表4。

表4 逃逸方案綜合評估表Table 4 The comprehensive estimate for various escape schemes

通過評估對比可以得到如下結(jié)論：

1）逃逸塔模式具有較好的技術(shù)基礎(chǔ)以及較高的任務(wù)可靠性，且靶場測試簡單，取消了整流罩的模式相對傳統(tǒng)逃逸塔模式更為簡潔，且運載能力余度較大，建議在逃逸塔模式中可優(yōu)先考慮無罩狀態(tài)的逃逸塔方案；

2）針對逃逸級模式，相對于傳統(tǒng)逃逸模式都屬于新型逃逸方案，固體逃逸級方案對載人火箭運載能力需求過大且難以拓展應(yīng)用，相比較而言液體逃逸級規(guī)模較小且可有多種拓展應(yīng)用，建議在逃逸級模式中不再考慮固體逃逸動力，液體逃逸動力可作為一種備選方案；

3）針對自逃逸模式，該種模式相對于傳統(tǒng)的逃逸塔模式變化最大，增加了飛船的復(fù)雜性，雖然功能拓展性較好，但由于飛船重量增加較多，對深空探測等更長遠的任務(wù)而言運載能力代價過大。

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