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松鼠的空天随笔

 
 
 

日志

 
 

中国重型运载火箭技术方案  

2011-10-19 10:28:29|  分类: Space |  标签: |举报 |字号 订阅

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201010月,一个振奋人心的消息从北京传来。国家启动了重型运载火箭技术方案论证
其实我感兴趣的就是这一句而已。论证已经开始了,我们这代人有生之年肯定可以看到我国载人登月和登陆小行星的壮观场面!

http://www.spacechina.com/xwzx_jcdt_Details.shtml?recno=74451

航天科技四院调动优势资源研制大推力固体运载发动机


日期:2011/04/01

中国航天科技集团公司四院的设计师们正在研讨固体发动机技术

    3月是春风吹拂的季节。今年全国两会召开不久,一份关于加快我国大型固体运载火箭发动机研制步伐议案的答复文件从北京传到位于西安的中国航天科技集团公司四院,全国人大代表、该院42所研究员马国富去年向全国两会提交的议案得到了回复。
  答复函中,国防科工局表示,国家正在组织统筹论证大型固体火箭发动机技术未来如何应用,并考虑将技术研究工作纳入我国航天十二五发展规划,力争突破核心关键技术。国防科工局还表示,全力支持加快我国固体动力事业的发展。
  对标一流 直面差距
   固体动力是航天运载器的主要动力之一,通过固体助推器与液体芯级发动机相匹配,可以实现动力系统在技术与经济上的完美结合。目前,国际上捆绑式运载火箭 助推器超过80%都是使用固体发动机,这其中包括美国的航天飞机、德尔塔火箭、宇宙神火箭、大力神火箭,欧洲的阿里安火箭以及日本、印度等国的主要运载火 箭。而我国在此领域还是空白,与国际先进水平差距明显。
  面对激烈的太空竞争以及国民经济、国家安全和空间技术快速发展的需要,我国已经实施了 一系列重大航天工程,这为固体动力技术向运载、快速响应空间等领域的拓展应用提供了千载难逢的机遇。与此同时,经过近50年的发展,我国的航天固体动力技 术已经基本具备了研制重型运载火箭助推器的基础技术与能力。
  众志成城 全力攻关
  为适应世界航 天发展的新趋势,拓展固体动力技术的应用领域与空间,作为我国规模最大的固体发动机研制、生产、试验基地,四院本着动力先行的原则,一直在推动固体运 载和固体助推技术的发展。10多年前,该院就开始跟踪国际固体运载火箭相关前沿技术。2006年,该院正式启动了大推力固体发动机的技术研究以及固体运载 动力系统的技术方案论证工作。
  作为重大技术创新项目,大推力发动机及大型分段式固体发动机技术在国内没有成熟的技术可供借鉴。该院41所固体 运载设计团队积极搜集国内外资料,详细对比各种方案,反复与工艺人员沟通,成功解决了诸多技术难题,形成了一套完整的大推力发动机及其分段对接的设计方法 与分析方法。
  为快速突破关键技术,该院型号总指挥张士林、总设计师甘晓松和设计师们一起加班加点工作,反复计算论证。担当发动机设计重任的型 号副总师王建儒在攻关期间熬白了双鬓。设计师们深入一线,钻进燃烧室壳体内,忍着刺鼻的药味,与工人师傅一起进行操作,共同探讨相关问题的解决措施。为确 保试验进度,参加试验的职工们夜以继日地工作,用最短的时间完成了十分艰巨的试验台体延长架拆卸和大推力发动机试车架的安装、调试任务。
  20093月,该院干部职工全力攻关,仅用10个月时间,新型固体120吨大推力发动机关键技术考核地面热试车在国内率先取得圆满成功,这标志着我国掌握了大型整体式固体火箭发动机设计、制造的关键技术。
  20104月,1米直径分段对接演示验证发动机地面热试车取得成功,在国内首次成功验证了固体火箭发动机分段对接技术,全面考核了各项技术指标,为后续大型固体发动机分段对接技术的发展奠定了基础,标志着该院在固体运载和大型固体助推器领域又迈出了关键一步。
  紧抓机遇 奔向春天
  201010月,一个振奋人心的消息从北京传来。国家启动了重型运载火箭技术方案论证,固体助推技术被确定为重要方案之一。项目的立项,对四院既是千载难逢的机遇,也是重大的挑战。该院院长田维平多次强调固体助推发动机对该院及我国航天固体动力事业发展的重要意义。
  2011年初,该院工作会明确要求,着力推动落实固体运载、固体助推等一批对该院后续发展具有重大影响的工程,集中全院资源,大力推进。
  该院专门成立了由院长任组长的重型运载火箭固体助推项目论证工作领导小组,还成立了专家组及大推力演示发动机两总系统,组建了固体运载技术研究室,抽调精兵强将,充实研制队伍,并制定了周密的研制计划。
  目前,项目论证方案已基本形成,正在进行进一步的细化论证。同时,直径2米、三段对接固体发动机的各项研制生产工作正在该院紧锣密鼓展开,确保到近期进行演示验证地面热试车。
  瞄准国家未来对重型运载火箭技术的需求,该院已经着手部署更大推力固体发动机的分阶段技术攻关及研究任务。
  如今,四院干部职工迎来了固体发动机发展的春天,大家正满怀信心,加速前行。(荣元昭)
  来源:中国航天报

 

ps,重型运载火箭的方案并不多,基本就是中国版SLS或是中国版能源火箭。虽然我更倾向于费用较低的太空推进剂补给站的设计,但是研制重型火箭也算是很好的选择,毕竟这是成熟的经过验证可行的方案,而太空燃料站则是概念中的技术,存在机会但也有很大风险。

中国重型运载火箭技术方案 - squirrel - 松鼠的空天随笔
太空燃料站为地球脱离级补给推进剂
 
根据国内相关论文的多方论证和对照,我国重型火箭存在两个方案,方案A为液氧/煤油助推构型,类似于俄罗斯能源火箭的设计。方案B为固体助推构型,类似美国Ares V/SLS方案。当然仅仅是类似,具体方案有很大不同。

以下文字引自《研制重型火箭支撑航天发展》:

● 多任务适应能力。重型运载火箭应能满足多种探测任务的要求。
● 大吨位运载能力。重型运载火箭为满足一次交会完成载人登月和多次交会完成载人登火星等深空探测任务对运载能力的需求,其低地球轨道(LEO)运载能力应不低于130t。
● 高可靠使用性能。重型运载火箭应该采用高可靠总体方案,降低火箭飞行风险,确保火箭总体使用性能。
● 新技术牵引能力。通过对重型运载火箭牵引大直径箭体、大推力火箭发动机的研制,带动航天新产品的发展和促进现有产品的更新换代。

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 中国重型运载火箭方案对比(液体助推器直径3.35米)

结构系统:

(4)系统方案选择
● 结构系统。芯级采用直径9米级方案。为了提高结构强度并尽量减轻结构质量,其贮箱将使用铝锂合金,箭体壳段使用复合材料或轻质金属材料。助推器捆绑可采用 前捆绑传力的形式,以进一步减轻芯一级贮箱质量,地面竖立状态使用助推器支撑。整流罩直径为9m,采用2(或4)瓣式结构,锥段为复合材料蜂窝夹层结构, 柱段使用“铝蜂窝+铣切网格加筋”结构。

这并非论文作者的单方面构思,更早的报道中,提到了:大型化结构制造与装配:未来重型运载火箭芯级直径达到9米。低温贮箱、铆接部段、框环等超大型箭体结构件的制造是影响其研制的技术关键。200吨级氢氧发动机是未来重型运载火箭芯级的主发动机,综合国内外发动机发展情况,目前国内在推力室制造、喷管延伸段制造、涡轮泵及阀门制造等方面存在差距。另外,重型运载火箭的总装测试以及大型工艺装备的设计制造也是必须突破的技术关键。

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中国重型运载火箭方案设计

不论哪种设计,都使用了9米直径火箭芯级和200吨级推力液氢液氧发动机。不同之处在于前者使用600吨级地面推力的液氧煤油发动机,后者为千吨级固体助推器。
nasaspaceflight论坛的网友,对我国重型运载火箭做了更具体的估算,这是固体助推器方案的各部分质量:
For my calculations:
1.Strap-ons: usable solid propellant = 4x575 mt=2300 mt, separate mass =4x87.75=350 mt total = 2300+350=2650 mt
2.First stage: usable propellant 1000 mt, separate mass 100 mt, total 1100 mt
3.Second stage: usable propellant 200 mt, separate mass 30 mt, total 230 mt
Total LV without PLF&Payload = 2650+1100+230=3980 mt
4.Payload (max to LEO) = 155 mt (with 20 mt reserve)
5.PLF=10 mt
GLOW = 3980+155+10= 4145 mt

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中国重型运载火箭的核心发动机:200吨级氢氧和660吨级液氧煤油发动机参数

在固体助推器方面,航天科技四院的论文计划要在2011~2015年的第一阶段完成关建技术突破,推动千吨级固体发动机立项,通过直径1米、2.25米和3.5米分段式固体发动机的技术验证,突破关键技术,实现装药量200吨、推力500吨的大型固体发动机技术演示。2016~2020年的第二阶段中,实现直径3.5米、千吨级推力大型分段式固体助推器的工程研制。技术设计为直径3.5米,长度49米(5段式?),平均推力大于1000吨,发动机为金属壳体、HTPB推进剂、全轴摆动柔性喷管。

液氧煤油发动机将使用单燃烧室330吨设计,660吨级发动机为双燃烧室,330吨和660吨发动机共用除了涡轮泵之外的所有设计,它还使用泵后摇摆技术,减轻发动机偏心问题,降低发动机质量、尺寸和摇摆力矩,但需要解决高温高压燃气软管和高压推进剂软管的技术难关。从某种意义上说,这就是RD-180放大一半的设计,它将是人类单室推力最大的分级燃烧发动机,当然技术难度也是极大的。作为一种具备节流能力的发动机,推力调节范围从50到110%,。如果想的远一些的话,是否可以类似于RD-170/171做成四燃烧室,那将是空前的单发推力达到1320吨的液体推进剂发动机。
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规划中的大推力液氧煤油发动机参数

重型火箭的技术要求:

关键技术
结合重型运载火箭初步总体方案讨论,现已初步梳理出重型运载火箭的几个重大关键技术:
● 重型运载火箭总体方案优化设计;
● 200吨推力级液氢/液氧发动机技术;
● 千吨级固体火箭发动机技术;
● 660吨推力级液氧/煤油发动机技术;
● 大直径箭体设计、制造及试验技术;
● 重型运载火箭大功率、高负载推力矢量控制技术;
● 低温推进剂在轨蒸发量控制技术。


不过以我国目前技术力量而言,这些关键技术可以说都需要技术攻关,和美国SLS的RS-25D发动机、RSRBV,J-2X、8.4米直径箭体、重型火箭推力矢量控制技术和低温推进剂在轨蒸发量控制技术等都是成熟产品或是在成熟产品技术上改进(J-2X)有根本的不同。不过也正因为如此,我国才更需要攻关这些技术,拉近和美国这一航天超级强国的差距。登月项目对美国是重复,但对我国却是必不可少的一步。

但正如我前文所言,重型运载火箭并非唯一的技术途径,太空燃料站/加油站/推进剂补给站可能是更快更有效,成本更为低廉的选择。
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NIA(National Institute of Aerospace)论文提到的Falcon9 Heavy
(不是Falcon Heavy,原版的Falcon 9 Heavy在LEO轨道上最大运力32吨)
配合Space Depot的技术架构


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 NIA论文提到的HLLV Versus Space Depot成本对比(单位是百万美元),可以看到省钱的关键在于无需研制使用HLLV和SEP

不过CPS在NASA于7月份制作,最近公开的资料中并没省去。NIA文档中提到的省去的CPS是HLLV所发射的CPS,在方案对比中专门提到了EASA的EDS和Falcon9 Heavy的EDS的参数对比。太空加油站补给的就是低温推进剂(Cryogenic Propellant),它的地球脱离段(EDS)必然是CPS,当然这是广义的CPS。NIA论文中提到的是使用Falcon9 Heavy发射,5台RL10B-2发动机的EDS,对比的是ESAS中提到的2台J-2X发动机的EDS。
 由于SpaceX的Falcon Heavy性能为LEO运力45吨(使用推进剂交叉输送/Cross-Feeding可以进一步提高到53吨),取代了原有的Falcon 9 Heavy。NASA的论文资料中对比的就是Falcon Heavy和HLLV了,基本结论大同小异,指出Space Depot方案进行近地小行星(NEA)载人探索任务,2012~2030年花费640亿美元,而HLLV方案则为1430亿美元


 
 



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