重型運載火箭發射空間太陽能電站相關技術問題分析

高朝輝，王俊峰，童科偉，容 易，龍樂豪

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重型運載火箭發射空間太陽能電站相關技術問題分析

高朝輝1, 2，王俊峰2，童科偉2，容 易2，龍樂豪2

（1. 北京航空航天大學宇航學院, 北京, 100191; 2. 中國運載火箭技術研究院研究發展中心, 北京, 100076）

建設空間太陽能電站的工程可實現性很大程度上取決于將其發射入軌的能力。中國正在開展重型運載火箭的可行性方案論證，基于重型運載火箭及其未來發展型號來實現太陽能電站的發射是最具實現性的方案之一。結合構想的空間太陽能電站方案，開展發射方案及任務規劃的分析，提出了重型運載火箭和其拓展方案在空間太陽能電站建設任務中的可能應用，以及重型運載火箭在執行空間太陽能電站任務中所需攻關的關鍵技術。

空間太陽能電站；重型運載火箭；核動力技術

0 引 言

空間太陽能電站（Space solar-power station，SSPS，以下簡稱“空間電站”）的原理是在地球同步軌道（Geosynchronous Earth Orbit，GEO）布置大規模的太陽能帆板和電源轉換裝置，避免地面氣候條件的影響，長期有效地收集太陽能，并通過轉換以微波或者激光的形式傳回地面[1]。

空間電站主要由空間平臺、地面接收和傳輸裝置等組成，其中，在軌運行的空間平臺是目前論證和建設的重點。

根據初步論證的結果，一個實用化的空間電站入軌質量將達到5 000~10 000 t，同時需要在一個較短的周期內實現發射入軌和在軌組裝。

運載火箭是空間電站工程建設的重要組成系統，盡可能大的運載能力、高密度的發射能力和較低的發射成本是實現太陽能電站建設的基本條件。

1 中國運載火箭的發展現狀

目前中國運載火箭依據其研制進展狀態，可以分為3種類型：

a）現役運載火箭，包括CZ-2C系列、CZ-2D、CZ-2F、CZ-3A系列、CZ-4系列等型號，最大GTO運載能力為5.5 t，近年來平均年發射次數在15~20次;

b）在研的新一代運載火箭，包括CZ-5、CZ-6、CZ-7等，最大GTO運載能力為14 t，年發射次數依未來實際需求而定;

c）處于可行性方案論證階段的重型運載火箭，在論方案之一的最大GTO運載能力約為40 t，具體方案還在進一步細化和優化過程中[2]。

對照空間電站的任務需求以及運載火箭的能力分析可以看出，最接近任務執行能力的是論證中的重型運載火箭。

2 任務分析和火箭方案論證

2.1 任務分析

2.1.1 任務總體要求

在進行發射任務分析和火箭方案論證之前，明確空間電站的總體任務要求輸入如下：

a）工作軌道為GEO，定點于東經115°左右；

b）入軌總質量為5 000~10 000 t；

c）建設（發射）周期為2年；

d）總功率規模為100×104~500×104MW，壽命周期約為30年。

2.1.2 方案構想

發射方案優化，即采用最少的發射次數實現任務目標，此外，需要運載火箭技術難度適中，不存在無法攻關的技術難點，同時還要保證發射的可靠性。

為適應以上要求，重型運載火箭可行性方案的論證起點高，包括高的運載能力、高的技術水平，確保在未來30年乃至更長的時間內，運載火箭技術和能力均不落后，處于世界領先水平。

充分考慮重型運載火箭未來的系列化拓展構型，充分考慮核熱推進等前沿技術在重型運載火箭方案論證中的意義，積極開展方案創新和新技術應用。

火箭方案論證和新技術的實施，充分考慮多種可實現低成本的措施和手段，有利于低成本的實現。

2.2 發射方案論證

根據任務總體提出的需求，將萬噸級的空間電站發射送入GEO，現有技術條件下必須采用多次發射在軌組裝的方式，即將空間電站平臺分為多個模塊，每個模塊的質量控制在運載火箭單次發射的運載能力范圍內，由運載火箭發射入軌后，多個模塊在軌——近地軌道（Low Earth Orbit，LEO），或者GEO——進行組裝，實現一體化。

在具體考慮運載火箭方案時，首先對典型任務指標和運載火箭能力進行設定。取空間電站總體規模為10000 t入軌GEO；重型運載火箭LEO運載能力分別按照100 t、130 t、150 t和超過200 t的水平計算（分別對應基本型、拓展型、增強型和核熱型重型運載火箭）。

目前依據在軌組裝的軌道不同，可以將任務分為兩種模式，即LEO在軌組裝發射模式和GEO在軌組裝發射模式。兩種模式各有特點。

假設重型運載火箭將有效載荷首先送入200 km×200 km的近地圓軌道，由該軌道到同步軌道的變軌由上面級完成，采用如下變軌策略：

a）近地點變軌進入地球同步轉移軌道（Geostationary Transfer Orbit，GTO）（200 km×35 786 km）需要的速度增量為：2 579 m/s。

b）遠地點變軌進入GEO（35 786 km×35 786 km）需要的速度增量為：1 714 m/s（18°傾角）。

按照以上變軌策略，從近地軌道到同步軌道需要的速度增量為4 293 m/s。

兩種模式都需要使用重型運載火箭將電站模塊分次送入近地軌道，因此從地面到近地軌道的過程兩種模式完全相同。從近地軌道到同步軌道，兩種模式的區別僅在于運送的有效載荷質量不同，所需速度增量完全一樣。

2.2.1 LEO在軌組裝發射模式

將電站模塊在近地軌道組裝成盡可能大的組合體，然后由上面級送入同步軌道。

a）發射流程。

依據火箭運載能力的不同，將空間電站平臺劃分為不同質量規模的模塊，依據在LEO組裝的發射窗口進行發射。電站模塊在LEO組裝完成后，再由上面級將空間電站組合體送入GTO，到達遠地點后再次點火送入GEO。

b）發射次數。

以10 000 t入軌GEO總質量計算，發射10 000 t有效載荷從LEO進入GEO，共需速度增量約4 293 m/s（18°傾角），需采用一個大型上面級來完成軌道轉移任務，可以采用普通低溫推進上面級或者核熱上面級。

以結構系數0.2的低溫推進劑上面級為例（比沖4 194 m/s），上面級總重約40 209.5 t，其中燃料約32 167.6 t。如發動機推質比取0.6，則發動機推力需達2.4×105kN。

以結構系數0.2的核熱上面級為例（比沖9 800 m/s），上面級總重約7 966 t，其中燃料約6 373 t。如發動機推質比取0.6，則發動機推力需達到4.7×104kN。

在不考慮具體發射窗口約束、具體電站模塊和上面級規模劃分等細節問題的基礎上，基本型、拓展型、增強型和核熱型等4型重型運載火箭（兩種上面級）發射次數分別見表1和表2。

近地軌道存在大氣阻力影響，以上分析未考慮近地軌道軌道高度維持等燃料消耗。若考慮近地軌道維持，所需發射次數還應適當增加。

表1 不同規模重型運載火箭LEO對接模式的最少發射次數（低溫上面級）

注：假定發射頻率為每3天發射1次，下同。

表2 不同規模重型運載火箭LEO對接模式的最少發射次數（核熱上面級）

2.2.2 GEO在軌組裝發射模式

使用三級型重型運載火箭或者再加上面級的形式直接將電站模塊送入GEO，在GEO完成所有在軌組裝工作。

a）發射流程。

由具備入軌GEO能力的重型運載火箭，將合適規模的空間電站模塊直接發射進入GEO，而后入軌模塊在GEO進行組裝，形成大型發射平臺。

b）發射次數。

考慮到末級需要執行GEO交會對接等特殊能力，結構系數取0.2，計算得到基本型、拓展型、增強型和核熱型等4型重型運載火箭的GEO能力分別約為20 t、25 t、30 t、110 t。

以10 000 t的入GEO總質量計算，上述4型重型運載火箭的發射次數具體見表3。

表3 不同能力重型運載火箭GEO對接模式的最少發射次數

2.2.3 模式優缺點分析及優化

由以上分析可見，兩種發射模式的總發射次數相當，發射任務周期相當。

LEO軌道對接有成熟經驗，每天均存在發射窗口，但由于LEO存在大氣阻力影響，需要定期進行軌道高度維持，此外在LEO總體對接后質量規模巨大，需要研制數千噸級推力的變軌發動機用于從LEO機動變軌到GEO，工程實現難度極大。

GEO對接技術還需探索和實踐，但是發射窗口限制較少，可以24 h進行測控。不過單次發射入軌的空間電站平臺模塊較小，每一個電站均需要單獨配置一個變軌上面級，進入GEO工作軌道的上面級數量多，效率不高，而且工作后的上面級會在GEO軌道成為在軌垃圾。

綜合兩種模式的特點，考慮工程技術可實現性，可以選擇綜合的發射模式，即采用5~10次LEO對接后進行高軌轉移，而后再在GEO實施在軌對接。考慮到在GEO要進行交會對接，從LEO變軌道GEO的上面級結構系數取為0.2，此時綜合發射模式總的發射次數同表3，但是這種模式避免了前兩種模式的缺點，不需要研制數千噸級推力的火箭發動機，同時避免在近地軌道頻繁進行軌道維持，工程可實現性更優。

2.3 重型運載火箭方案初步論證

結合空間電站的任務需求，論證的重型運載火箭方案主要有基本型、拓展型、增強型和核熱型4種，它們的運載能力、技術難度等均有一定的跨越，可以適應不同規模的空間電站模塊的發射任務。

2.3.1 基本型方案

基本型重型運載火箭的LEO運載能力為百噸級，它是基于捆綁3.35m直徑助推器的三級火箭，采用大推力液氧煤油發動機和液氫液氧發動機。基于此方案實施電站的發射，可以發揮前期較為深入論證的成果，但是該方案運載能力有限，對空間電站建設已經不適宜。

2.3.2 拓展型方案

拓展型，即在基本型芯級基本不變的情況下將4枚助推器的直徑拓展為5 m，總起飛質量由3 000噸級拓展到4 000 噸級[3]，運載能力由LEO的百噸級拓展到130噸級，增加能力30%。該方案工程實現技術難度不大，具有良好的基礎。

2.3.3 增強性方案

增強型，即突破發動機推力的限制，以及火箭助推器、芯級最大直徑的限制，論證更大直徑、更大推力的捆綁固體助推器+全氫氧芯級的增強型重型運載火箭，瞄準LEO運載能力150~180 t，該方案可以較大幅度降低發射次數。

初步論證，火箭的運載能力如果需要達到LEO 150 t以上，則火箭總的起飛規模也將達到4 500 t以上，火箭總的起飛推力達到55 000~60 000 kN級。

2.3.4 核熱型方案

核熱型方案是在以上構型的基礎上，考慮將運載火箭末級更換為核熱發動機的方案，由于核熱發動機的比沖相較低溫發動機大幅度提升，火箭運載能力也隨之大幅提升。核熱發動機采用小型化的安全可控核熱反應堆為核心部件，采用氫氣作為加熱和膨脹做功的工質[4]，真空比沖可達7 840~8 820 m/s，在目前火箭基礎級不變的情況下，末級采用等質量規模更換的方案，火箭LEO運載能力基本可以直接實現翻番的目標。

目前，核熱型運載火箭設計和應用主要有兩個方面的問題：

a）反應堆設計單位需要重點考慮的，即反應堆的安全性和可控性問題，主要是反應堆小型化后，工作溫度達到3 000 K以上，又處于火箭子級尾段狹小的工作空間，核輻射、熱控等安全性問題需要重點考慮和解決[5]。此外，像傳統液體火箭發動機一樣實現快速可靠多次關機、點火的能力對于核熱發動機也是一項重大的技術挑戰。

b）運載火箭總體設計單位需要重點考慮的，即火箭長度增加帶來的總體方案優化問題，主要體現在末級將原有的氫氧推進劑同等質量地更換為單一液氫推進劑（工質）后，由于液氫密度遠低于液氧，會導致末級貯箱過長，全箭長細比的增加帶來控制難度增加的問題。如何提高液氫的密度是一個重要的技術問題。還有大規模低溫推進劑的在軌熱控問題，采用膠體氫，或者部分的固態氫也許是解決此問題的一個有效方法，但是會帶來技術難度的增加。

3 關鍵技術分析

此外，重型運載火箭為了完成空間電站的發射任務，還需要攻關和突破以下關鍵技術：

a）體系化的太陽能電站發射技術。

前文對空間電站的發射任務模式進行了簡化條件下的初步探討，在一項空間電站任務的具體需求明確后，如何采用最優的發射任務規劃和模式，降低總的發射次數，或者降低地面發射支持等技術難度和工作強度，需要開展體系化的發射方案、規劃技術等研究。

b）多發射場適應和快速發射技術。

目前，重型運載火箭的發射能力、周期等估算都是以海南發射場為基礎，以3天具備一次發射任務能力來計算的。目前看，這一指標在工程具體實施時的難度很大，因為還需充分考慮發射場會受到天氣、其它任務、地面保障等多方面因素的影響。因此，在火箭設計之初就需要考慮多發射場的任務適應，以及火箭快速可靠連續發射的技術。

c）重型運載火箭子級回收和重復使用技術。

無論采用何種能力的重型運載火箭，總的發射任務次數都是數以百計，如果火箭的一子級、助推器等部段可以實現回收和重復使用，既能在相當大的程度上降低發射成本，還能有效解決落區的安全性問題。

d）重型運載火箭低溫末級技術。

液氫液氧低溫推進劑在目前化學推進劑中具有最好的性能，采用低溫火箭末級（上面級），可以增強運載火箭的運載能力。低溫末級的熱控、推進劑管理、發動機多次起動等關鍵技術都是需要重點開展研究和攻關的基礎技術。

e）在軌鈍化和離軌處理技術。

無論采用LEO在軌組裝還是GEO在軌組裝，都會涉及到多個火箭末級或者上面級同時進入軌道的問題，這些完成任務的火箭部段，如果不加鈍化和離軌處理，會成為空間電站在軌組裝、長期運營的潛在威脅。對于這些廢棄物要進行碎片減緩的措施處理，鈍化和離軌是工程的必然需求[6]。

f）核熱末級總體技術。

此項技術的問題和重點參見2.3.4節。

4 結束語

空間電站發射任務，首先是巨大的運載能力需求，在論的重型運載火箭應該具備盡可能大的運載能力，以利于空間電站的模塊劃分，以及盡量減少發射次數。此外，為滿足多次在軌對接需求，火箭的快速發射、低成本發射、低溫高性能末級和長期在軌能力也成為重要的制約因素。在具體的工程任務實施時，還有工程實施的具體任務規劃需要重點進行考慮和分析。

[1] 莊逢甘, 李明, 王立, 朱耀平, 侯欣賓, 董娜. 未來航天與新能源的戰略結合-空間太陽能電站[J]. 中國航天, 2009(7): 36-37.

[2] Li S, Liu W, Gao Z H, Shen L. Heavy launch vehicle and its application[C]. Beijing: 64rdInternational Astronautical Congress, 2013.

[3] 龍樂豪, 何巍, 劉偉. 研制重型火箭支撐航天發展[J]. 國際太空, 2011(8): 1-8.

[4] 廖宏圖. 核熱推進技術綜述[J]. 火箭推進, 2011(4): 4-7.

[5] 陳立新, 胡攀, 王立鵬, 江新標. 核熱推進反應堆關鍵技術及其發展[J].現代應用物理, 2011(2): 105-106.

[6] 陳蓉, 申麟, 高朝輝, 唐慶博, 童科偉. 空間碎片減緩技術發展研究[J].國際太空, 2014(3): 63-64.

Technology Analysis of the Questions on Space Solar-power Station Launching by the Heavy Launch Vehicles

Gao Zhao-hui1, 2, Wang Jun-feng2, Tong Ke-wei2, Rong Yi2, Long Le-hao2

(1. School of Astronautics, Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing, 100191;2. R&D center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)

The realization of a SSPS depends mostly on the capacity of launch vehicle which can send it into the orbit. Concept demonstration of the heavy launch vehicle is studied in China. Using the heavy launch vehicle and the enhanced heavy launch vehicle to launch SSS is the most practical method. Based on the SSS concept, the launch scheme and the mission program are analyzed. Application of the heavy launch vehicle and the enhanced types in the mission of the construction of SSS is proposed and the key technologies on the heavy launch vehicle are submitted in this paper.

Space solar-power station（SSPS）; Heavy launch vehicle; Nuclear power technology

1004-7182(2016)02-0051-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20160211

V42

A

2015-03-09

高朝輝（1976-），男，研究員，博士研究生，主要研究方向為運載火箭總體技術