摘要:載人登月航天器完成近月制動和著陸下降等空間任務，需要裝載大量推進劑，推進系統方案選擇是航天器總體方案設計優化的重要組成部分。建立了推進系統關鍵組件設計仿真模型，仿真分析了推進系統質量和干重系數隨推進劑裝載量的變化規律，并對比了20 t級載人登月航天器擠壓和泵壓推進系統方案。結果表明:推進系統方案質量與推進劑裝載量有關，推進劑裝載量越大，泵壓推進系統輕量化優勢越大，主要由泵壓系統貯箱質量較輕導致；球形封頭貯箱輕量化可采用增加貯箱封頭直徑的技術途徑，橢球形封頭貯箱輕量化可采用增加貯箱圓柱段長度的技術途徑；對20 t級載人登月航天器算例進行仿真分析表明，從實現系統輕量化角度出發，宜選用泵壓推進系統方案。

關鍵詞:載人月球探測；航天器；推進系統；仿真分析

1 引言

推進系統是航天器的重要組成部分，為航天器軌道機動和姿態控制提供推力和控制力矩。隨著空間探測任務的日益廣泛，推進系統在航天器中的作用以及質量占比越來越大，推進系統方案和性能的優劣顯著影響航天器設計水平和任務效益[1-3]。航天器通常選用空間應用成熟度高的液體推進系統，液體推進系統按照推進劑輸送方式主要分為擠壓推進系統和泵壓推進系統，擠壓推進系統方案因其系統簡單可靠的突出特點在航天器中應用最廣泛[4-8]。

在載人月球探測任務中，航天器為運送航天員和載荷逃逸出地球完成月球探測和返回，需要裝載大量推進劑為探測任務提供需要的速度增量。推進系統方案選擇需要考慮技術基礎、系統性能、輕量化、可靠性和安全性等因素[9-14]。本文從推進系統輕量化角度出發，建立推進系統關鍵組件設計仿真模型，研究分析航天器擠壓和泵壓推進系統質量變化規律、關鍵影響因素及其應用優勢，為載人月球探測航天器推進系統方案選擇提供支撐。

2 擠壓和泵壓推進系統原理及特點

2.1 航天器常用推進劑輸送系統

目前航天器多選用液體火箭發動機，液體火箭發動機按推進劑供應方式分為擠壓發動機和泵壓發動機，對應的推進劑輸送系統分為2大類:一類是利用增壓氣體進入貯箱直接將推進劑擠壓到液體火箭發動機入口的輸送系統，簡稱為擠壓推進系統；另一類是利用渦輪泵將推進劑從貯箱抽出，通過泵將推進劑增壓后輸送到液體火箭發動機入口的輸送系統，簡稱為泵壓推進系統[15]。

2.2 擠壓和泵壓推進系統特點對比

擠壓和泵壓推進系統的優缺點如表1所示，擠壓推進系統因其簡單可靠的突出特點，被傳統空間航天器廣泛采用。但隨著空間探測任務的日益廣泛，推進系統性能和質量在航天器中的比重和作用越來越大，同時泵壓推進系統相關技術不斷發展成熟，性能高、質量輕的優勢越來越凸顯，將成為后續航天器可選可行的推進系統方案。

表1 航天器推進劑輸送系統對比
Table 1 Comparison of propellant feed systems in spacecraft

3 推進系統模型

3.1 總體設計原則

本文首先選定可用的泵壓和擠壓發動機，基于航天器推進系統工作參數和約束條件，建立了推進系統中關鍵組件(氣瓶和貯箱)和增壓氣體工質設計和仿真模型，對不同規模航天器(推進劑裝載量不同)擠壓和泵壓推進系統質量特性進行仿真分析。

3.2 發動機設計

發動機質量由發動機入口后的渦輪泵、閥門、管路、噴注器、燃燒室和噴管組成。推進系統方案選擇分析時，選用的擠壓發動機入口壓力1.7 MPa，貯箱工作壓力設計為2.0 MPa，發動機質量為100 kg；選用泵壓發動機入口壓力0.5 MPa，貯箱工作壓力設計為0.8 MPa，發動機質量為150 kg。

3.3 貯箱設計

根據強度計算獲得貯箱尺寸參數和質量，再以貯箱質量為優化目標，采用優化算法進行貯箱方案設計優化，其中貯箱直徑不超過1.5 m，圓柱段高度不超過2.0 m，獲得最優貯箱設計方案。

3.3.1 強度計算

貯箱圓柱段厚度通過式(1)確定:

貯箱封頭厚度通過式(2)確定:

貯箱總體積計算公式為式(3):

貯箱總質量計算公式為:

貯箱圓柱段質量與容積近似比值為式(5):

貯箱兩端封頭質量與容積近似比值為式(6):

式中，ρtank為貯箱密度，P tank為貯箱壓力；D tank為貯箱直徑；σt為貯箱材料許用應力；φ為焊縫系數，H ft為封頭高度，k＝ [2＋(D tank/2H ft)2]/6為貯箱封頭形狀系數，K h＝D tank/H ft為貯箱封頭高度系數。

3.3.2 設計優化

采用優化算法對不同封頭高度貯箱進行設計優化，本文建立的優化函數如式(7):

其中，H tank為貯箱圓柱段高度，單位m；P tank為貯箱工作壓力，單位為MPa；V tank為貯箱設計容積，單位m3。

一日傍晚，川矢隊長帶著翻譯官莊槐來到百里香腸鋪。保安隊長刁德恒領著一幫偽軍守在鋪子門外，像是鬼子豢養的一群哈巴狗。

3.4 氣瓶設計

推進系統設計時，選用空間推進系統廣泛采用的氦氣對貯箱進行增壓，氦氣分子量小，有利于減小增壓所需的氣體體積和質量。氣瓶中增壓氣體體積和質量近似計算如式(8):

式中，P tank為貯箱工作壓力，V tank_total為推進系統貯箱總容積，Pgas_ini為氣瓶初始時壓力，P gas_end為氣瓶終止時壓力，R為通用氣體常數，V PreGas為增壓氣體體積，m PreGas為增壓氣體質量，M PreGas為增壓氣體摩爾質量，T PreGas為氣體溫度，

3.4.2 氣體結構質量

推進系統中氣瓶采用偶數配置，氣瓶初始壓力為35 MPa，終止壓力為5 MPa，依據增壓氣體體積確定單個氣瓶容積，再基于強度設計采用優化算法獲得氣瓶質量最優的氣瓶設計方案，氣瓶設計優化模型同貯箱設計優化模型，其中氣瓶直徑不超過0.5 m，氣瓶圓柱段的高度不超過1.0 m。

4 推進系統方案仿真結果分析

4.1 推進系統質量分析

泵壓和擠壓推進系統方案質量對比分析時，考慮到推進系統管路、閥門和姿控發動機等組件與具體飛行任務和航天器總體布局相關，本文選取推進系統中關鍵組件和介質質量(GBTM質量)進行計算對比分析，GBTM包括增壓氣體(Gas)、氣瓶(Battle)、貯箱(Tank)和主發動機(Motor)質量。

貯箱采用球形封頭時，擠壓和泵壓系統GBTM質量與航天器推進劑裝載質量關系如圖1所示。可以看出，GBTM質量近似與推進劑裝載質量線性正相關。①推進劑總重小于2500 kg時，擠壓系統GBTM總量小于泵壓系統GBTM質量，這是因為推進劑裝載量較少時，主發動機質量占比較大，約為GBTM總重的50%左右，如表2所示，采用泵壓系統增壓氣體、氣瓶和貯箱減輕的質量沒能彌補泵壓發動機相比于擠壓發動機增加的質量，所以從推進系統關鍵組件GBTM質量看，推進劑裝載質量少于2500 kg，采用擠壓推進系統具有質量優勢。②推進劑裝載質量大于2500 kg時，采用泵壓推進系統具有質量優勢，且隨著推進劑裝載質量的不斷增加，泵壓推進系統的質量優勢越大，這是因為推進劑裝載量越大，貯箱質量占推進系統GBTM質量比例不斷增大(表3)，同時單貯箱容積越大，泵壓推進系統的貯箱比擠壓推進系統的貯箱質量越輕(圖2)，最終使得泵壓推進系統GBTM比擠壓系統GBTM質量越輕，越有優勢。

圖1 推進系統GBTM質量與推進劑質量的關系
Fig.1 Changes of GBTM massw ith propellant load

圖2 泵壓和擠壓系統貯箱質量隨貯箱容積的關系
Fig.2 Changes of tank mass w ith tank volume in pump-fed and pressure-fed system

表2 推進劑質量較少時系統GBTM質量及占比
Table 2 GBTM mass and proportion w ith less propellant

4.2 氣瓶及增壓氣體

泵壓和擠壓推進系統氣瓶總質量隨推進劑裝載量的變化關系如圖3所示。可以看出，隨著推進劑裝載總質量的不斷增加。擠壓和泵壓推進系統氣瓶總質量相差越大，這是因為隨著推進劑總量增加，需要的增壓氣體總體積也不斷增加，如圖4所示。航天器裝載推進劑15 t時，擠壓推進系統比擠壓推進系統需要多43.1 kg增壓氣體，氣瓶總質量相應地增加168.4 kg。同時圖中擠壓推進系統氣瓶總質量曲線有兩次階躍，這是因在在氣瓶設計約束條件下，擠壓系統配置的氣瓶數量由初始的2個增加到推進劑裝載量7 t時的4個，推進劑裝載量14 t時的6個，而泵壓系統由于需要增壓氣體相對較少，只需要配置2個增壓氣瓶，不同推進劑裝載量時只需要調整氣瓶容積。

表3 貯箱容積和質量隨推進劑裝載量的變化
Table 3 Changes of tank volume and massw ith propellant load

圖3 泵壓和擠壓系統氣瓶隨推進劑總重變化
Fig.3 Changes of gas ball in pump-fed and pressurefed system w ith propellant load

4.3 不同封頭形式貯箱質量分析

針對3000 L容積貯箱，采用不同封頭高度貯箱質量最優設計方案變化如下表4所示，為對比分析，表中計算增加了球形封頭(D tank/2)和橢球形封頭(D tank/4)方案中貯箱圓柱段直徑或高度取優化約束邊界值的非最優設計方案。可以看出，采用球形封頭貯箱質量最輕，因為相同載荷下球形封頭應力小，封頭厚度較小，貯箱質量較輕。

圖4 泵壓和擠壓系統增壓氣體隨推進劑總重變化
Fig.4 Changes of pressurized gas of pump-fed and pressure-fed system w ith propellant load

表4 貯箱質量隨封頭高度的變化
Table 4 Changes of tank massw ith tank head height

同時分析貯箱封頭和圓柱段質量與容積比值隨封頭高度系數的變化關系，如圖5所示，發現隨著貯箱封頭高度系數不斷增加，封頭質量與容積比值不斷增加，大于2.6時，封頭質量與容積W f比值大于圓柱段質量與容積比值W c，說明采用球形封頭時，通過最大化球形封頭容積，是實現貯箱的輕量化設計的有效途徑，因為貯箱封頭增加單位容積增加的質量小于圓柱段增加單位容積增加的質量，若貯箱封頭系數大于2.6時，通過最大化圓柱段容積，是實現貯箱輕量化設計的有效途徑。如表4中所示，封頭系數為2時，貯箱輕量化設計最優解是貯箱直徑取設計約束上限值，封頭高度系數為3和4時貯箱輕量化最優解是貯箱圓柱段高度取設計約束上限值。

4.4 推進系統GBTM干重系數分析

圖5 封頭和圓柱段質量與容積比隨封頭高度變化
Fig.5 Changes of head and cylinder mass to volume ratio w ith head height

泵壓和擠壓系統GBTM質量占推進劑總質量的系數(干重系數)如圖6所示，可以看出，隨著推進劑總量的增加，泵壓和擠壓推進系統GBTM干重系數不斷降低，推進劑總重達到10 t以后，GBTM干重系數趨于穩定，泵壓GBTM干重系數穩定在4.0%左右，擠壓GBTM干重系數穩定在6.7%左右。

圖6 推進系統GBTM系數隨推進劑總重變化
Fig.6 Changes of GBTM weight coefficientw ith p ropellant load

5 20 t級載人登月航天器推進系統方案選擇分析

5.1 計算條件

參考國外載人登月航天器設計方案，研究以初始質量20 t級載人登月航天器為例，算例航天器任務速度增量取3000 m/s，采用建立的推進系統仿真模型，對該航天器的推進系統方案選擇進行研究分析。該航天器選用常溫推進劑和氦氣增壓，為對比分析發動機性能對推進系統方案選取的影響，配置的擠壓發動機比沖取310 s和315 s兩種規格，配置的泵壓發動機比沖取315 s和320 s兩種規格。仿真分析時，認為航天器初始總重不變，根據任務速度增量需求由發動機比沖計算確定推進劑裝載總量，再依據需要裝載的推進劑量完成GBTM設計優化，獲得不同推進系統方案和發動機性能條件下的推進系統設計參數，進行對比分析。

5.2 結果分析

采用上述推進系統方案設計仿真模型獲得推進劑裝載量和推進系統GBTM總重見表6。從表中可以看出，若泵壓發動機比擠壓發動機比沖高10 s。在航天器初始總重相同的條件下，完成相同飛行任務需要的推進劑量少233.5 kg，同時利用上述獲得擠壓和泵壓推進系統GBTM干重系數，可快速對比分析航天器配置不同發動機時推進系統質量特性。由于泵壓發動機GBTM組件占推進劑總重的系數比擠壓發動機低約2.5%，該航天器采用泵壓推進系統GBTM總質量比采用擠壓推進系統輕317.2 kg。這主要因為泵壓推進系統貯箱工作壓力比擠壓推擠系統工作壓力低，使得泵壓系統增壓氣體、氣瓶容積和質量以及貯箱質量均比擠壓系統的輕。如表7所示:泵壓推進系統發動機比沖315 s方案比擠壓推進系統發動機比沖310 s方案總質量少431.7 kg。泵壓推進系統發動機比沖320 s方案比擠壓推進系統發動機比沖310 s方案總質量少550.7 kg。因此從航天器總體輕量化角度出發，該20 t級載人登月航天器宜選用發動機性能較高的泵壓推進系統方案。

表6 載人登月航天器不同推進系統方案質量對比
Table 6 Mass comparison and analysis of different propulsion system schemes for manned lunar spacecraft

表7 載人登月航天器泵壓和擠壓推進系統各項質量對比
Table 7 M ass comparison of pum p-fed and pressure-fed propulsion systems in manned lunar spacecraft

6 結論

1)貯箱質量在推進系統總質量中占比較大，且隨著推進劑總裝載量的增加，貯箱占比不斷增加，泵壓和擠壓推進系統質量差別主要由貯箱質量決定；

2)航天器推進劑裝載總量較小時，擠壓推進系統關鍵組件總重小于泵壓推進系統關鍵組件質量，隨著推進劑裝載量不斷增加，泵壓推進系統比擠壓推進系統輕量化優勢越大；

3)貯箱選用球形封頭方案時質量最輕，當貯箱封頭高度系數大于一定值時，貯箱輕量化的有效技術途徑之一是最大化貯箱圓柱段長度；

4)針對本文選取的20 t級載人登月航天器推進系統方案選擇算例，從輕量化角度出發，宜選用泵壓推進系統方案，但在推進系統方案選擇時，也需要綜合考慮系統可靠性、性能和質量等因素。

文章來源：問空天