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        不同逃逸模式對(duì)運(yùn)載火箭的影響研究

        2018-06-28 11:43:20鄭立偉常武權(quán)
        載人航天 2018年3期
        關(guān)鍵詞:整流罩載人飛行器

        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(guó)運(yùn)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(guó)均提出了未來(lái)的天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的發(fā)展規(guī)劃。如美國(guó)NASA 在2005年制定了“星座計(jì)劃”[1],雖然后續(xù)被中止,但該計(jì)劃中的新一代載人飛船“獵戶座”研發(fā)持續(xù)推進(jìn),還在2011年制定了航天發(fā)射系統(tǒng)(SLS)開(kāi)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(yùn)載火箭計(jì)劃,并先后擱置了“快船”號(hào)飛船以及與歐洲聯(lián)合進(jìn)行的先進(jìn)載人運(yùn)輸系統(tǒng)(ACTS)研究,重新確定了新一代載人飛船“聯(lián)邦”號(hào)的計(jì)劃[1]。

        為滿足載人登月、載人深空探測(cè)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(duì)新型載人飛船研究對(duì)應(yīng)的逃逸系統(tǒng)方案,并對(duì)不同逃逸方案開(kāi)展對(duì)比研究。

        2 國(guó)內(nèi)外逃逸模式概述

        2.1 中國(guó)

        長(zhǎng)征二號(hào)F運(yùn)載火箭是我國(guó)目前唯一的一型載人運(yùn)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(shí)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(jī)構(gòu),完成逃逸時(shí)飛船軌道艙和返回艙與整流罩的連接。逃逸系統(tǒng)的動(dòng)力裝置由逃逸主發(fā)動(dòng)機(jī)、分離發(fā)動(dòng)機(jī)、偏航俯仰發(fā)動(dòng)機(jī)、高空逃逸發(fā)動(dòng)機(jī)和高空分離發(fā)動(dòng)機(jī)組成,其中逃逸主發(fā)動(dòng)機(jī)、分離發(fā)動(dòng)機(jī)、偏航俯仰發(fā)動(dòng)機(jī)組成頭部動(dòng)力裝置[4]。

        圖1 長(zhǎng)征二號(hào)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(guó)

        美國(guó)曾經(jīng)研制過(guò)的用于載人任務(wù)的運(yùn)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(yùn)載火箭、SLS運(yùn)載火箭均為重型運(yùn)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(tái)RS?88發(fā)動(dòng)機(jī),推進(jìn)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(dòng)力,并為再入提供制動(dòng)減速動(dòng)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(jìn)劑采用四氧化二氮和一甲基肼,采用8臺(tái)SuperDraco發(fā)動(dòng)機(jī),總工作時(shí)間5 s,總推力536 kN。異常情況下僅推動(dòng)乘員艙進(jìn)行逃逸,并將LAS系統(tǒng)的推進(jìn)劑用于著陸時(shí)的制動(dòng)減速。由于制動(dòng)減速時(shí)所需的推力遠(yuǎn)小于逃逸時(shí)所需推力,因此對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)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(duì)發(fā)射中止系統(tǒng)進(jìn)行了演示驗(yàn)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(guò)東方號(hào)和聯(lián)盟號(hào)載人運(yùn)載火箭。東方號(hào)火箭采用彈射座椅方案[5]。聯(lián)盟號(hào)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(dòng)機(jī):主發(fā)動(dòng)機(jī)、控制發(fā)動(dòng)機(jī)和分離發(fā)動(dòng)機(jī)。主發(fā)動(dòng)機(jī)裝在整流罩的上方,推力為785 kN,工作時(shí)間 5 s[5]。

        快船計(jì)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(tái)固體發(fā)動(dòng)機(jī),安裝在過(guò)渡艙中。該系統(tǒng)除了在發(fā)射異常時(shí)完成對(duì)乘員的緊急救生以外,還可在火箭末級(jí)工作完之后,將該系統(tǒng)的4臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)以動(dòng)力脈沖的形式保障飛船進(jìn)入預(yù)定軌道[8]。雖然該計(jì)劃已終止,但其采用的逃逸級(jí)方案可以作為參考。

        圖4 “快船”號(hào)示意圖[8]Fig.4 The sketch of Kliper spacecraft[8]

        2.4 國(guó)內(nèi)外逃逸模式特點(diǎn)分析

        回顧曾用和在用的逃逸救生系統(tǒng)(含故障檢測(cè)和中止飛行系統(tǒng))可發(fā)現(xiàn):除東方號(hào)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(jìn)行劃分,國(guó)內(nèi)外逃逸方案可以分為兩大類,見(jiàn)圖5:僅故障逃逸時(shí)使用的單一用途逃逸方案、兼顧故障逃逸和正常飛行時(shí)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(xì)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(wèn)題的方便,將兼顧故障逃逸和正常入軌使用的稱為“逃逸級(jí)”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(yùn)載火箭,聯(lián)盟號(hào)運(yùn)載火箭以及長(zhǎng)征二號(hào)F運(yùn)載火箭。

        該逃逸方案一般都是根據(jù)火箭飛行過(guò)程的任務(wù)特點(diǎn),在整流罩分離前利用逃逸系統(tǒng)實(shí)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(shí)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(shí)現(xiàn)整個(gè)火箭發(fā)射全過(guò)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(guò)了多次飛行試驗(yàn)考核。

        2)逃逸級(jí)方案

        僅快船號(hào)飛船論證過(guò)程中曾選用此種逃逸方案,逃逸可覆蓋整個(gè)火箭發(fā)射全過(guò)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(guó)商業(yè)航天公司提出的方案,逃逸可覆蓋整個(gè)火箭發(fā)射全過(guò)程。

        3 不同逃逸模式的對(duì)比研究

        為便于比較逃逸塔、逃逸級(jí)、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(duì)應(yīng)的運(yùn)載能力需求。

        對(duì)應(yīng)傳統(tǒng)的逃逸塔方案(類似CZ?2F火箭和聯(lián)盟號(hào)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(duì)應(yīng)的某兩級(jí)運(yùn)載火箭的運(yùn)載能力為18 t,以此為基線,對(duì)逃逸塔、逃逸級(jí)、自逃逸三種模式進(jìn)行分析。

        3.1 逃逸飛行器動(dòng)力學(xué)模型

        對(duì)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(tái)發(fā)生爆炸。針對(duì)該狀態(tài),為分析逃逸飛行器自發(fā)射臺(tái)開(kāi)始逃逸的飛行過(guò)程,確定滿足最大逃逸過(guò)載以及返回艙與逃逸飛行器分離時(shí)高度、速度、動(dòng)壓等約束條件的主逃逸發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)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(dòng)力矢量,m為逃逸飛行器質(zhì)量,g為地球引力加速度。

        對(duì)于發(fā)射臺(tái)逃逸情況,逃逸飛行器需利用自身靜穩(wěn)定氣動(dòng)特性或者通過(guò)控制發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)過(guò)程對(duì)于質(zhì)心運(yùn)動(dòng)過(guò)程影響有限,亦即對(duì)于分析主逃逸發(fā)動(dòng)機(jī)推力規(guī)模影響有限,故本文仿真計(jì)算采用的動(dòng)力學(xué)模型忽略了繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)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(jiǎn)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(jiǎn)稱為方案二)。

        方案一涉及逃逸塔、上部整流罩(含上下支撐機(jī)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(dòng)機(jī),包括逃逸主發(fā)動(dòng)機(jī)、分離發(fā)動(dòng)機(jī)、偏航俯仰控制發(fā)動(dòng)機(jī)、高空逃逸發(fā)動(dòng)機(jī)和高空分離發(fā)動(dòng)機(jī)。其中逃逸主發(fā)動(dòng)機(jī)、分離發(fā)動(dòng)機(jī)、偏航俯仰控制發(fā)動(dòng)機(jī)位于逃逸塔上,而高空逃逸發(fā)動(dòng)機(jī)和高空分離發(fā)動(dòng)機(jī)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(jì)算,方案一有塔逃逸時(shí)逃逸飛行器總重約21 t,對(duì)主發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī),包括逃逸主發(fā)動(dòng)機(jī)、分離發(fā)動(dòng)機(jī)和偏航俯仰控制發(fā)動(dòng)機(jī),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(wú)整流罩,逃逸飛行器重量約12 t,重量估算如表1,對(duì)逃逸主發(fā)動(dòng)機(jī)的推力需求為800 kN,相對(duì)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(hù)措施,同時(shí)將逃逸塔分離時(shí)間設(shè)置為與方案一中的整流罩分離時(shí)間相同,以保證逃逸時(shí)間的覆蓋性。經(jīng)仿真計(jì)算,方案二可以滿足19 t的運(yùn)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(jí)方案分析

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

        采用固體逃逸級(jí)的逃逸飛行器總體方案如圖8所示,逃逸級(jí)由載荷支架、過(guò)渡段和固體發(fā)動(dòng)機(jī)組成。逃逸級(jí)配置三種發(fā)動(dòng)機(jī),包括逃逸主發(fā)動(dòng)機(jī)、姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)和分離發(fā)動(dòng)機(jī)。

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

        仿真計(jì)算得,逃逸主發(fā)動(dòng)機(jī)軸向總推力需求約2000 kN,按均布安裝8臺(tái)固體發(fā)動(dòng)機(jī)估算則每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力需求約250 kN。逃逸主發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑采用低鋁粉含量的高燃速推進(jìn)劑;點(diǎn)火裝置采用簍式點(diǎn)火器;噴管為柔性擺動(dòng)噴管。逃逸飛行器總重量約為26 t,重量估算結(jié)果見(jiàn)表2。

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

        表2 逃逸級(jí)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(jí)示意圖Fig.9 The sketch maps of escape aircraft and the es?cape stages with liquid propellants

        經(jīng)仿真計(jì)算,逃逸主發(fā)動(dòng)機(jī)軸向總推力需求不小于1800 kN,按照均布安裝8臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)估算,每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力需求為220 kN。逃逸主發(fā)動(dòng)機(jī)采用擠壓式供應(yīng)系統(tǒng),根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)性能要求低,工作時(shí)間短,單次起動(dòng)的特點(diǎn),逃逸主發(fā)動(dòng)機(jī)身部選用燒蝕冷卻身部,推進(jìn)劑從頭部直接進(jìn)入,提高逃逸主發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)時(shí)間。逃逸飛行器總重量約為22 t,重量估算結(jié)果見(jiàn)表2。

        對(duì)于液體逃逸級(jí)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(jí)火箭的運(yùn)載能力。假定運(yùn)載火箭已將逃逸級(jí)和飛船進(jìn)入近地橢圓軌道,經(jīng)分析利用逃逸級(jí)的動(dòng)力可將飛船送入圓軌道。即可將液體逃逸級(jí)作為軌道部署平臺(tái),將飛船直接送入任務(wù)軌道。另外,若火箭末級(jí)工作后僅將飛船和逃逸級(jí)送入亞軌道,充分利用液體逃逸級(jí)的動(dòng)力能力實(shí)現(xiàn)飛船入軌,則可進(jìn)一步提高火箭的運(yùn)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(dòng)機(jī),并加注更多的推進(jìn)劑,以保證在故障情況下能夠?qū)崿F(xiàn)逃逸,該方案簡(jiǎn)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(dá)到22 t左右,具體結(jié)果見(jiàn)表3。飛船采用的逃逸動(dòng)力與液體逃逸級(jí)方案類似,初步估算需要的總推力約1000 kN,需4臺(tái)單臺(tái)推力250 kN的液體發(fā)動(dòng)機(jī)。

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

        4 結(jié)論

        采用運(yùn)載能力需求、技術(shù)基礎(chǔ)、靶場(chǎng)測(cè)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(píng)估指標(biāo),運(yùn)載能力滿足是指運(yùn)載能力不低于對(duì)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(duì)應(yīng)逃逸方案對(duì)運(yùn)載能力的代價(jià),技術(shù)基礎(chǔ)、復(fù)雜度、可靠性均是幾種方案的相對(duì)評(píng)價(jià),對(duì)不同逃逸方案進(jìn)行綜合評(píng)估,見(jiàn)表4。

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

        通過(guò)評(píng)估對(duì)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(chǎng)測(cè)試簡(jiǎn)單,取消了整流罩的模式相對(duì)傳統(tǒng)逃逸塔模式更為簡(jiǎn)潔,且運(yùn)載能力余度較大,建議在逃逸塔模式中可優(yōu)先考慮無(wú)罩狀態(tài)的逃逸塔方案;

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

        3)針對(duì)自逃逸模式,該種模式相對(duì)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(duì)深空探測(cè)等更長(zhǎng)遠(yuǎn)的任務(wù)而言運(yùn)載能力代價(jià)過(guò)大。

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