載人登月人貨分運(yùn)與人貨合運(yùn)模式對(duì)比分析

李宇飛，高朝輝，劉 偉，申 麟

（中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京100076）

載人登月人貨分運(yùn)與人貨合運(yùn)模式對(duì)比分析

李宇飛，高朝輝，劉 偉，申 麟

（中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京100076）

由于載人航天任務(wù)所具有的確保航天員安全的特殊屬性，載人登月任務(wù)模式往往因此必須考慮救生等多種環(huán)節(jié)和因素，變得十分復(fù)雜。針對(duì)目前載人登月人貨分運(yùn)及人貨合運(yùn)兩種任務(wù)模式，通過比較分析表明，從安全性、任務(wù)風(fēng)險(xiǎn)、飛船設(shè)計(jì)約束、發(fā)射窗口、測(cè)控支持復(fù)雜度方面來看，人貨合運(yùn)模式要優(yōu)于人貨分運(yùn)模式，但是人貨合運(yùn)模式中的重型火箭如果被要求按照載人火箭標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行設(shè)計(jì)和考核，其研制周期、經(jīng)費(fèi)方面的投入將會(huì)增加。

運(yùn)載火箭；載人登月；發(fā)射模式；任務(wù)分析

1 引言

載人登月對(duì)于任務(wù)的安全性要求十分嚴(yán)格。另外，由于載人登月任務(wù)規(guī)模大、技術(shù)難度高，所涉及的系統(tǒng)十分復(fù)雜，對(duì)于一些重要的技術(shù)途徑必須進(jìn)行全面認(rèn)真的分析。其中，人貨分運(yùn)與人貨合運(yùn)這兩種不同技術(shù)途徑就需要認(rèn)真地加以分析。

所謂的人貨分運(yùn)指的是，整個(gè)載人登月任務(wù)由兩枚運(yùn)載火箭發(fā)射完成。登月艙由貨運(yùn)火箭首先發(fā)射至近地停泊軌道，然后載人飛船由載人火箭發(fā)射進(jìn)入近地停泊軌道。載人飛船與登月艙交會(huì)對(duì)接后，由貨運(yùn)火箭末級(jí)助推加速進(jìn)入奔月軌道［1］。

所謂的人貨合運(yùn)指的是，整個(gè)載人登月任務(wù)由一枚運(yùn)載火箭發(fā)射完成。登月艙和載人飛船由同一枚運(yùn)載火箭送入奔月軌道。在奔月軌道入口，載人飛船與登月艙對(duì)接成一體后奔月［1］。

本文從安全性、任務(wù)風(fēng)險(xiǎn)、飛船設(shè)計(jì)約束、發(fā)射窗口、測(cè)控支持復(fù)雜度、研制難度等方面對(duì)這個(gè)問題進(jìn)行了初步的分析。

2 國外情況分析

目前國外真正投入資金實(shí)施的載人登月項(xiàng)目一共有3個(gè)，分別是美國的阿波羅計(jì)劃，前蘇聯(lián)的N1/L3計(jì)劃以及最近終止的美國星座計(jì)劃。

在美國阿波羅計(jì)劃中，采用了人貨合運(yùn)的登月模式。阿波羅飛船的發(fā)射模式為［2］：

①土星5號(hào)火箭末級(jí)第一次點(diǎn)火將阿波羅飛船送入地球停泊軌道；

②土星5號(hào)火箭末級(jí)第二次點(diǎn)火加速將阿波羅飛船送入LTO軌道；

③載人飛船與末級(jí)火箭分離，載人飛船掉頭并與登月艙對(duì)接，登月艙與末級(jí)火箭分離，重新改變方向，把登月艙頂在載人飛船頭上直奔月球；

④飛船沿過渡軌道飛行，經(jīng)中途校正軌道后接近月球；

⑤飛船主發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火減速，使飛船進(jìn)入環(huán)月軌道。

圖1所示為阿波羅計(jì)劃中登月艙和載人飛船共同裝載于火箭中的畫面，頂部為載人飛船，錐形殼內(nèi)為登月艙［2］。圖2為阿波羅計(jì)劃中載人飛船與登月艙的對(duì)接過程，即載人飛船首先與火箭末級(jí)分離，然后進(jìn)行掉頭，與登月艙對(duì)接，登月艙與火箭末級(jí)分離［2］。

圖1 阿波羅計(jì)劃中登月艙和載人飛船在火箭中的安裝位置Fig.1 Spacecraft in Apollo program

圖2 阿波羅計(jì)劃中載人飛船與登月艙的對(duì)接過程Fig.2 Transposition and docking in Apollo program

在蘇聯(lián)N1/L3計(jì)劃中，也采用了人貨合運(yùn)的登月模式［3］。N1/L3的發(fā)射模式為：

①N1火箭發(fā)射進(jìn)入220 km，傾角51.8°的近地軌道；

②繞地飛行1-2圈后，火箭第四級(jí)（G模塊）點(diǎn)火，加速進(jìn)入LTO軌道，G模塊分離；

③火箭第五級(jí)（D模塊）在過渡軌道進(jìn)行中途修正，接近月球；

④火箭第五級(jí)（D模塊）實(shí)施近月制動(dòng)；

⑤1人離開載人飛船LOK，進(jìn)行空間行走，進(jìn)入登月艙LK，登月艙與載人飛船分離；

⑥D(zhuǎn)段點(diǎn)火制動(dòng)，登月艙LK進(jìn)入環(huán)月85× 16 km軌道；

⑦近月點(diǎn)D段再次點(diǎn)火，推動(dòng)登月艙下降到距月面1500 m高度后分離。

圖3所示為前蘇聯(lián)登月計(jì)劃中登月艙和載人飛船共同裝載于火箭中的畫面［3］，上部為載人飛船LOK，下部為登月艙LK。在環(huán)月軌道上，登月艙LK以及模塊D共同與載人飛船分離后執(zhí)行落月任務(wù)。在美國的星座計(jì)劃中，提出采用人貨分運(yùn)的登月模式［4］。星座計(jì)劃的發(fā)射模式為：

圖3 前蘇聯(lián)登月計(jì)劃中登月艙和載人飛船在火箭中的安裝位置Fig.3 Spacecraft in N1/L3 program

①貨運(yùn)火箭Ares5的芯二級(jí)EDS將登月艙送入近地軌道；

②載人火箭Ares1將載人飛船CEV送入近地軌道；

圖4所示為美國星座計(jì)劃中載人飛船與登月艙以及EDS近地軌道對(duì)接后的組合體［4］。

圖4 美國星座計(jì)劃中載人飛船與登月艙近地軌道對(duì)接后的組合體Fig.4 Spacecraft in Constellation program

3 安全性分析

目前我國可靠性最高的運(yùn)載火箭為CZ-2F，火箭可靠性指標(biāo)為0.97，火箭安全性指標(biāo)為0.997［5］。參照該運(yùn)載火箭的可靠性指標(biāo)分配，估算為人貨分運(yùn)模式研制的貨運(yùn)火箭的末級(jí)可靠性指標(biāo)為0.9943。

人貨分運(yùn)模式中載人火箭發(fā)射航天員入軌的安全性指標(biāo)，按照現(xiàn)在CZ-2F的指標(biāo)取為0.997，那么人貨分運(yùn)后航天員安全進(jìn)入LTO軌道的安全性指標(biāo)為0.9943×0.997=0.991。

對(duì)于人貨合運(yùn)的載人登月模式，貨運(yùn)火箭必然要按照載人運(yùn)載火箭設(shè)計(jì)配備逃逸系統(tǒng)，提高航天員的安全性，因此人貨合運(yùn)模式下航天員安全進(jìn)入LTO軌道的安全性指標(biāo)，應(yīng)該是固有可靠性指標(biāo)下貨運(yùn)火箭配置逃逸系統(tǒng)后的安全性指標(biāo)。根據(jù)下式計(jì)算貨運(yùn)火箭配置逃逸系統(tǒng)后的安全性指標(biāo)［6］。

式中RCS—航天員的安全性；RLV—運(yùn)載火箭的可靠性；RMDS—故障檢測(cè)系統(tǒng)的可靠性；RLES—發(fā)射逃逸裝置的可靠性。

參照目前CZ-2F運(yùn)載火箭的可靠性指標(biāo)0.97，及其逃逸系統(tǒng)可靠性指標(biāo)0.90（RMDSRLES）［5］，計(jì)算得到固有可靠性指標(biāo)下貨運(yùn)火箭配置逃逸系統(tǒng)后的安全性指標(biāo)為0.997，相比于人貨分運(yùn)安全性指標(biāo)0.991要高。

綜合以上結(jié)果，人貨合運(yùn)的安全性指標(biāo)要優(yōu)于人貨分運(yùn)的安全性指標(biāo)。

4 任務(wù)風(fēng)險(xiǎn)分析

參照Apollo計(jì)劃［2］和星座計(jì)劃飛行任務(wù)流程［4］，得到人貨合運(yùn)以及人貨分運(yùn)模式中，在飛船進(jìn)入LTO軌道之前所要執(zhí)行的關(guān)鍵任務(wù)流程如表2所示。

表1 人貨合運(yùn)和人貨分運(yùn)模式下進(jìn)入LTO之前的關(guān)鍵任務(wù)流程Table 1 Key procedures before entering into LTO of the twomodes

參照目前CZ-2F運(yùn)載火箭的飛行可靠性指標(biāo)0.97以及發(fā)射可靠性指標(biāo)0.92［5］，參照美國星座計(jì)劃論證中提及的自動(dòng)交會(huì)對(duì)接0.85的可靠性［4］，對(duì)人貨合運(yùn)以及人貨分運(yùn)模式下，進(jìn)入LTO軌道之前的任務(wù)可靠性進(jìn)行計(jì)算如表2～3。

表2 人貨合運(yùn)模式進(jìn)入LTO軌道之前的任務(wù)可靠性Table 2 M ission reliability of cargo and crew combined launch mode

表3 人貨分運(yùn)模式進(jìn)入LTO軌道之前的任務(wù)可靠性Table3 M ission reliability of cargo and crew separated launch mode

計(jì)算得到人貨合運(yùn)以及人貨分運(yùn)模式下，進(jìn)入LTO軌道之前的任務(wù)可靠性分別為0.825和0.759。

綜合以上結(jié)果，在運(yùn)載火箭執(zhí)行任務(wù)階段，人貨合運(yùn)的任務(wù)可靠性要優(yōu)于人貨分運(yùn)的任務(wù)可靠性。

5 對(duì)載人飛船設(shè)計(jì)約束的分析

對(duì)于人貨分運(yùn)模式，載人飛船需要在現(xiàn)有火箭直徑的約束下進(jìn)行設(shè)計(jì)。對(duì)于人貨合運(yùn)模式，載人飛船需要在重型貨運(yùn)火箭（如土星5火箭）的約束下進(jìn)行設(shè)計(jì)［2］。

為了放寬著陸場(chǎng)對(duì)載人登月總體方案的約束，現(xiàn)有載人飛船的升阻比需要從0.2增加至阿波羅返回艙的0.3～0.35［7］，為了承載3名航天員，需要擴(kuò)大直徑到與阿波羅飛船3.85 m相似的量級(jí)［7］，為了承載6名宇航員，需要擴(kuò)大直徑到與獵戶座飛船5.5 m相似的量級(jí)［1］，如圖5～7所示。相應(yīng)的逃逸系統(tǒng)質(zhì)量都需要有所增加。這樣只能依賴重型運(yùn)載火箭進(jìn)行飛船發(fā)射。

圖5 聯(lián)盟號(hào)飛船3名乘員布置［7］Fig.5 Arrangement in Soyuz spacecraft

圖6 阿波羅飛船3名乘員布置［7］Fig.6 Arrangem ent in Apollo spacecraft

重型運(yùn)載火箭的芯級(jí)直徑達(dá)8 m以上，可以容納大直徑載人飛船。

圖7 獵戶座飛船6名乘員布置［1］Fig.7 Arrangement in Orion spacecraft

綜合以上結(jié)果，人貨合運(yùn)模式對(duì)載人飛船的約束要小于人貨分運(yùn)模式。

6 發(fā)射窗口及發(fā)射任務(wù)實(shí)施風(fēng)險(xiǎn)分析

人貨分運(yùn)模式對(duì)于發(fā)射窗口的選擇更為復(fù)雜和苛刻。載人登月任務(wù)所需要進(jìn)入的地球停泊軌道，必須兼顧運(yùn)載能力和軌道壽命兩方面的考慮。為了提高運(yùn)載能力，希望選擇盡量低的停泊軌道高度，但是軌道壽命相應(yīng)變短。阿波羅計(jì)劃選擇了可接受的最低軌道高度180 km［8］。

根據(jù)以上論述，載人火箭和載貨火箭的發(fā)射間隔不能太長，否則載貨火箭就必須進(jìn)行軌道維持，或者進(jìn)入更高的停泊軌道，這都將損失運(yùn)載能力。以美國星座計(jì)劃為例，Ares5載貨火箭首先進(jìn)入240 km軌道，預(yù)計(jì)4天之后軌道衰減至180 km，載人飛船必須在這4天內(nèi)發(fā)射升空實(shí)施對(duì)接［8］。

另外較長時(shí)間的在軌等待也將損失一定量的低溫推進(jìn)劑，Ares5為4天在軌滑行預(yù)留了318 kg的推進(jìn)劑蒸發(fā)量［9］。

綜合以上結(jié)果，人貨分運(yùn)模式對(duì)于發(fā)射窗口的選擇更為復(fù)雜和苛刻。

7 發(fā)射、測(cè)控支持系統(tǒng)復(fù)雜度分析

對(duì)于人貨分運(yùn)模式，發(fā)射場(chǎng)需要同時(shí)進(jìn)行兩枚火箭的發(fā)射準(zhǔn)備工作，而且一旦貨運(yùn)火箭發(fā)射升空，載人火箭的發(fā)射支持可靠性要求更高，必須支持火箭在盡可能短的時(shí)間內(nèi)發(fā)射升空。

對(duì)于人貨分運(yùn)模式，整個(gè)任務(wù)增加了4天左右的近地軌道對(duì)接時(shí)間［1］，測(cè)控系統(tǒng)支持的時(shí)間延長，測(cè)控的目標(biāo)增多，測(cè)控復(fù)雜性增加。

綜合以上結(jié)果，人貨分運(yùn)模式對(duì)于發(fā)射、測(cè)控支持系統(tǒng)的要求更為嚴(yán)酷。

8 對(duì)重型運(yùn)載火箭研制難點(diǎn)分析

在人貨合運(yùn)與人貨分運(yùn)兩種登月模式下，重型運(yùn)載火箭有著不同的技術(shù)難點(diǎn)。

對(duì)于人貨分運(yùn)模式，相比于人貨合運(yùn)模式，重型運(yùn)載火箭在軌滑行時(shí)間大大縮短，低溫推進(jìn)劑在軌貯存技術(shù)的難度大大降低。

對(duì)于人貨合運(yùn)模式，相比于人貨分運(yùn)模式，重型運(yùn)載火箭需要兼顧載人狀態(tài)和載貨狀態(tài)，即需要研制載人狀態(tài)整流罩和常規(guī)的貨運(yùn)整流罩。

對(duì)于人貨合運(yùn)模式而言，重型運(yùn)載火箭需要滿足載人的要求，可靠性指標(biāo)必須驗(yàn)證到設(shè)計(jì)指標(biāo)。比如對(duì)于土星5火箭而言，F(xiàn)-1液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)累積24萬秒試車、多機(jī)并聯(lián)試車?yán)鄯e1.6萬秒，全周期試驗(yàn)次數(shù)達(dá)1100多次，如圖8所示［10］。這樣試車時(shí)間和成本對(duì)于我國來說太高了，我國新研的發(fā)動(dòng)機(jī)還從未達(dá)到過如此高的水平。

圖8 F-1火箭發(fā)動(dòng)機(jī)累計(jì)點(diǎn)火時(shí)間Fig.8 Cumulative burn time of F-1 rocket engine

相比于人貨分運(yùn)模式，人貨合運(yùn)模式中重型火箭如果按照載人火箭標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行設(shè)計(jì)和考核，研制周期、經(jīng)費(fèi)投入方面相比于單純載貨的重型運(yùn)載火箭將嚴(yán)格和苛刻得多，經(jīng)濟(jì)和進(jìn)度實(shí)現(xiàn)性上較差。

9 總結(jié)

本文從國外情況、安全性、任務(wù)可靠性、對(duì)載人飛船的設(shè)計(jì)約束、對(duì)重型運(yùn)載火箭研制難度的影響、發(fā)射窗口及發(fā)射任務(wù)實(shí)施風(fēng)險(xiǎn)、發(fā)射測(cè)控支持系統(tǒng)復(fù)雜度、重型載人火箭研制必要性等方面，對(duì)載人登月人貨合運(yùn)及人貨分運(yùn)模式進(jìn)行了分析，得到以下一些結(jié)論：

1）如果重型運(yùn)載的可靠性指標(biāo)按照在用運(yùn)載火箭的可靠性指標(biāo)來研制，那么人貨合運(yùn)的安全性指標(biāo)要優(yōu)于人貨分運(yùn)的安全性指標(biāo)。再綜合其他方面的考慮，人貨合運(yùn)的優(yōu)勢(shì)要比人貨分運(yùn)的優(yōu)勢(shì)明顯。

2）相比于人貨分運(yùn)模式，人貨合運(yùn)模式中重型火箭如果按照載人火箭標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行設(shè)計(jì)和考核，研制周期、經(jīng)費(fèi)投入方面相比于單純載貨的重型運(yùn)載火箭將嚴(yán)格和苛刻得多，經(jīng)濟(jì)和進(jìn)度實(shí)現(xiàn)性上較差。

3）本文的分析依然十分初步，具體人貨分運(yùn)與人貨分運(yùn)的模式哪個(gè)更有優(yōu)勢(shì)，還需要進(jìn)一步深化論證。另外還要從更高的層面綜合各個(gè)方面的約束，綜合權(quán)衡考慮。

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Com parison and Analysis of Cargo and Crew Combined Launch M ode and Separated Launch M ode in M anned Lunar Landing M ission

LIYufei，GAO Zhaohui，LIUWei，SHEN Lin
（R&D Center of China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing100076，China）

Because of the complexity ofmanned lunar landingmission，more factorsmustbe considered to ensure the crew safety.In this paper，cargo and crew combined launch mode and cargo and crew separated launch mode was compared and discussed.From the perspectives of crew safety，mission risk，spacecraft design constraint，launch window，complexity of support for tracking，the cargo and crew combined launchmode isbetter than the cargo and crew separated launch mode.But in cargo and crew combined launchmode，if heavy launch vehicle is required to design ashuman rated launch vehicle，the research investment and period will be increased.

launch vehicle；manned lunar landing；launch mode；mission analysis

V57

A

1674-5825（2014）04-0307-05

2012-08-08；

2014-05-07

李宇飛（1978-），男，博士，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)楹教炱骺傮w任務(wù)分析。E-mail：scansky@gmail.com