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0前言
一个国家进入空间的能力在很大程度上决定了其空间活动的能力，以及空间应用开发的水平，世界主要航天大国都以进入空间能力来衡量其空间技术水平，运载火箭是目前世界上进入空间的主要运载工具，运载火箭的规模和水平支撑了进入空间的能力。在中国从航天大国向航天强国转变的过程中，重型运载火箭是实施太空发展战略的必要保证，可以有效拓展航天产业发展空间、大幅提高进入空间能力、促进航天科技整体水平提高，对提升空间开发水平、提高工程技术综合实力，进一步增强中国在国际社会的政治影响力，提高综合国力，有着重要的战略意义。
随着人类探索太空的不断深入，世界各国已经将越来越多的探索目标瞄准了更加遥远的深空，美国和欧空局已经开始了大规模的深空探测任务规划[1]。21世纪初美国制定了重返月球的“星座”计划，尽管2010年初美国国会宣布中止“星座”计划，但是并没有终止重型运载火箭阿瑞斯V的研发进程[2]。2010年7月15日美国参议院通过了NASA2011财年预算授权法案，法案要求将重型运载火箭的研制时间提前至2011年，2016年底前投入使用。
纵观国外航天大国的运载火箭发展趋势，进一步提升进入空间的能力成为各方共同的选择，随着日本H-2B的首飞[3]和印度300 t推力级固体助推器的研制成功[4]，中国运载火箭在世界航天界第二集团的优势地位已经丧失，为了进一步增强优势，缩短与领先国家的差距，有必要加快开展重型运载火箭的研究工作。
1重型运载火箭发展原则
结合国外重型运载火箭的发展历史，基于中国航天运载技术发展特点，以未来空间任务需求为目标，提出中国重型运载火箭的发展总原则：
a）多任务适应能力：重型运载火箭应能够满足多种探测任务的要求；
b）大吨位运载能力：为满足一次交会完成载人登月和多次交会完成载人登火等深空探测任务对运载能力的需求，重型运载火箭近地轨道（LEO）运载能力应不低于130 t；
c）高可靠使用性能：重型运载火箭应该采用高可靠总体方案，降低飞行风险，确保火箭总体使用性能；
d）新技术牵引能力：通过重型运载火箭牵引大直径箭体、大推力火箭发动机研制，带动航天新产品的发展，促进现有产品的更新换代。
2重型运载火箭初步总体方案
2.1总体方案选择
2.1.1动力系统选择
动力系统是运载火箭的基础，决定了运载火箭的起飞规模，同时也决定了运载火箭的能力。为了提高运载效率，重型运载火箭的上面级发动机应该选择氢氧发动机，而地面起飞动力的选择，需要进行深入的对比分析。
根据目前运载火箭主流动力系统的发展情况，可以基于液氧煤油发动机、液氢液氧发动机和固体发动机来构建中国的重型运载火箭。
根据中国重型运载火箭大吨位运载能力发展原则，结合重型运载火箭的起飞规模推算，起飞推力应达到5 000 t推力级（采用不同的推进剂时起飞规模不同，推力量级也会有少量差异，此数值为中间值）。采用不同发动机的配合，可以得到不同的地面起飞动力组合，结合国内外运载火箭的研制经验以及发动机推力量级，同时避免多台发动机同时工作带来的恶劣力学环境等问题，初步考虑地面起飞发动机数量不超过8～9台。据此，经过初步计算，对不同的重型运载火箭地面起飞推力组合分析见表1。通过表1的分析可知，可以选择的重型运载火箭地面起飞动力组合是：
方案A：全液氧煤油发动机组合；
方案B：固体发动机+氢氧发动机组合。
2.1.2火箭构型选择
重型运载火箭的级数选择是综合考虑各种因素后确定的，在一定范围内，火箭级数越多，运载效率越高，但是火箭级数增加后也将带来诸多问题。
a）火箭级数越多，分离、发动机空中点火次数就越多，增加了火箭飞行风险，不利于提高火箭可靠性；
b）火箭级数增加，同等直径下火箭的长度也将增
加。对于重型运载火箭来说，由于起飞质量很大，已经使火箭存在一阶弹性频率低的风险，如果火箭长度过长，将会不可避免地降低火箭的一阶弹性频率，给控制系统的设计带来较大的难度。例如美国土星V火箭和战神I火箭，由于长度过长，它们的一阶弹性频率分别为1.00 Hz和0.96 Hz，为此均开展了大量的攻关工作；
c）火箭级数增加，考虑到最优级间比，采用等直径设计必然导致末级火箭效率大大降低，不利于发挥
级数增加提高运载效率的优势；如果采用变直径设计，一方面带来了新的直径模块，另一方面更加不利于火箭长度的控制。
对于重型运载火箭来说，由于规模大、费用高，确保可靠性是一个需要重点考虑的因素，同时为了尽可能降低火箭长度，避免过低的一阶弹性频率，考虑采用两级构型。利用二级多次起动能力，重型运载火箭既可用于发射近地轨道载荷，也可用于将有效载荷送入同步转移轨道（GTO）、月球转移轨道（LTO）等其他轨道，使重型运载火箭具备不同任务的适应能力。
另一方面，在确定重型运载火箭是否采用捆绑助推器方案时，需要考虑动力系统的选择。国外重型运载火箭有捆绑助推器构型，也有不捆绑助推器构型。
从前述重型运载火箭动力系统选择的情况可知，为了降低单台发动机推力需求，地面起飞都采用8台发动机。以使用俄罗斯RD-170发动机为例，单台包络直径在3.8 m，采用密集排布的方法，不考虑摆动间隙最小包络时箭体直径也超过了14 m；苏联的N-1火箭，一子级采用30台NK-33发动机，底部最大直径超过15 m；美国的土星V火箭尽管只有5台单台推力700 t推力级F-1发动机，但由于火箭直径无法容纳全部发动机，专门设计了发动机整流罩。从减小箭体直径以及减小对单台发动机推力需求方面考虑，中国重型运载火箭适宜采用捆绑助推器构型。
根据以上分析，初步确定中国重型运载火箭将采用两级半、捆绑助推器的构型方案。
2.1.3芯级直径选择
火箭芯级直径的选择要考虑与火箭的规模相适应，以控制合适的长细比；长细比过大的火箭，将不利于火箭一阶弹性频率的提高，特别是对于大型运载火箭来说，过低的一阶弹性频率将会给控制系统带来极大的设计困难。
结合中国现役火箭、前期超大型运载火箭的设计经验，以及国外同类火箭的设计，初步确定重型运载火箭的长细比不超过12。根据此要求，初步计算结果表明重型运载火箭的直径不应小于9 m。
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2.2初步总体方案设想
2.2.1总体参数
根据上文确定的总体方案，对A、B两种方案构型开展总体参数设计工作，经过初步优化，确定主要总体参数（见表2）。
根据总体参数完成的方案A和方案B的外形图如图1所示。
重型运载火箭的级数选择是综合考虑各种因素后确定的，在一定范围内，火箭级数越多，运载效率越高，但是火箭级数增加后也将带来诸多问题。
a）火箭级数越多，分离、发动机空中点火次数就越多，增加了火箭飞行风险，不利于提高火箭可靠性；
b）火箭级数增加，同等直径下火箭的长度也将增
加。对于重型运载火箭来说，由于起飞质量很大，已经使火箭存在一阶弹性频率低的风险，如果火箭长度过长，将会不可避免地降低火箭的一阶弹性频率，给控制系统的设计带来较大的难度。例如美国土星V火箭和战神I火箭，由于长度过长，它们的一阶弹性频率分别为1.00 Hz和0.96 Hz，为此均开展了大量的攻关工作；
c）火箭级数增加，考虑到最优级间比，采用等直径设计必然导致末级火箭效率大大降低，不利于发挥
级数增加提高运载效率的优势；如果采用变直径设计，一方面带来了新的直径模块，另一方面更加不利于火箭长度的控制。
对于重型运载火箭来说，由于规模大、费用高，确保可靠性是一个需要重点考虑的因素，同时为了尽可能降低火箭长度，避免过低的一阶弹性频率，考虑采用两级构型。利用二级多次起动能力，重型运载火箭既可用于发射近地轨道载荷，也可用于将有效载荷送入同步转移轨道（GTO）、月球转移轨道（LTO）等其他轨道，使重型运载火箭具备不同任务的适应能力。
另一方面，在确定重型运载火箭是否采用捆绑助推器方案时，需要考虑动力系统的选择。国外重型运载火箭有捆绑助推器构型，也有不捆绑助推器构型。
从前述重型运载火箭动力系统选择的情况可知，为了降低单台发动机推力需求，地面起飞都采用8台发动机。以使用俄罗斯RD-170发动机为例，单台包络直径在3.8 m，采用密集排布的方法，不考虑摆动间隙最小包络时箭体直径也超过了14 m；苏联的N-1火箭，一子级采用30台NK-33发动机，底部最大直径超过15 m；美国的土星V火箭尽管只有5台单台推力700 t推力级F-1发动机，但由于火箭直径无法容纳全部发动机，专门设计了发动机整流罩。从减小箭体直径以及减小对单台发动机推力需求方面考虑，中国重型运载火箭适宜采用捆绑助推器构型。
根据以上分析，初步确定中国重型运载火箭将采用两级半、捆绑助推器的构型方案。
2.1.3芯级直径选择
火箭芯级直径的选择要考虑与火箭的规模相适应，以控制合适的长细比；长细比过大的火箭，将不利于火箭一阶弹性频率的提高，特别是对于大型运载火箭来说，过低的一阶弹性频率将会给控制系统带来极大的设计困难。
结合中国现役火箭、前期超大型运载火箭的设计经验，以及国外同类火箭的设计，初步确定重型运载火箭的长细比不超过12。根据此要求，初步计算结果表明重型运载火箭的直径不应小于9 m。
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2.2初步总体方案设想
2.2.1总体参数
根据上文确定的总体方案，对A、B两种方案构型开展总体参数设计工作，经过初步优化，确定主要总体参数（见表2）。
根据总体参数完成的方案A和方案B的外形图如图1所示。
2.2.2弹道方案设想
海南发射场是中国新一代运载火箭的主发射场，火箭弹道方案也是基于海南发射场进行分析。
受菲律宾岛屿影响，重型运载火箭在海南发射场不能实现全射向发射。结合重型运载火箭的任务需求，重点分析了LEO弹道方案和奔月轨道弹道方案，分析结果表明，重型运载火箭采用两级构型，通过二级1次点火与二级2次点火，能够很好地适应发射28°LEO和LTO有效载荷的需求，发射2种轨道时助推器和芯一级的落区基本不变，可以得到很好的兼顾，110°射向、28°目标轨道倾角的LEO运载能力达到130 t级，LTO运载能力达到50 t级。
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2.2.3各系统方案
a）结构系统。芯级采用9 m直径，在提高结构强度的同时尽量降低结构质量，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，以进一步降低芯一级贮箱质量；地面竖立状态使用助推器支撑；整流罩直径9 m，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。
b）电气系统。采用三冗余总线+三冗余箭机方案，同时包含故障诊断系统，在此基础上开展信息综合管理设计，实现系统级的故障诊断和重构；火箭二子级为满足在轨交会对接能力，应具备接受来自地面的任务管理和控制能力；采用捷联惯组+卫星导航+星光组合导航方案以提高导航精度，采用摄动+迭代制导律，提高火箭适应性，既能够充分发挥大气层内飞行时摄动制导与理论弹道偏差小的优点，也能够发挥大气层外飞行阶段迭代制导对偏差的适应性强特点，有效提高火箭的制导精度；为了降低火箭对地面测控系统的依赖，提高火箭对多种任务的适应能力并提高火箭的综合性能，遥测系统具备天基测控能力。
c）动力系统。重型运载火箭芯级发动机采用“X”布局、切向摆动。初步分析表明，助推器发动机需要参与飞行控制，采用液体助推器发动机单摆、固体助推器发动机双摆的方案。火箭一、二子级均使用大功率、高负载伺服机构，伺服机构作动器输出功率40~60 kW，伺服机构能源来自液体发动机（使用液体助推器时）或自带燃气涡轮（使用固体助推器时）。
d）地面系统。初步考虑采用垂直测试、垂直转运方式；对于固体助推器，拟采用分段运输、发射场组装对接的方案，需要在发射场建立相应总装、测试厂房，固体发动机对厂房安全性能要求较高；对于液体火箭模块，在推进剂加注后，尤其是液氢加注后，危险性较高，发射场测发模式应采用远控模式。
2.3关键技术
结合重型运载火箭初步总体方案，初步梳理出重型运载火箭的几项重大关键技术：
a）重型运载火箭总体方案优化设计；
b）200 t推力级液氢液氧发动机技术；
c）千吨推力级固体火箭发动机技术；
d）660 t推力级液氧煤油发动机技术；
e）大直径箭体设计、制造及试验技术；
f）重型运载火箭大功率、高负载推力矢量控制技术；
g）低温推进剂在轨蒸发量控制技术。
3应用前景分析
3.1载人登月
根据前期载人登月论证工作的初步结果，中国载人登月拟采用两步走的战略实施，第一步是在2025年前，利用现有火箭技术，发展近地轨道运载能力50 t推力级超大型运载火箭，尽快实现2~3人的月球探测活动；第二步是在2030年以后，发展基于大直径、大推力发动机技术的重型运载火箭，实施3人以上的月球探测和开发活动[5]。
经过计算，重型运载火箭能够将50 t级的有效载荷送入奔月轨道，结合前期论证结果可知，采用重型运载火箭具备一次发射将3人以上有效载荷送上月球，并从月球安全返回的能力。
3.2无人火星探测
火星探测器发射条件随发射窗口变化而变化，每26个月出现一次。一般来说，火星探测器在不同的年份能量需求是不同的。经过计算，2010~2025年，各次发射窗口中，从地球200 km LEO进入奔火轨道的所需要的速度增量在3 570~4 060 m/s之间，而被火星捕获的速度增量一般在2 000~2 600 m/s之间。200 km近地轨道130 t运载能力的重型运载火箭发射火星探测任务能力如表3所示。
由表3可知，采用重型运载火箭发射直接再入类型火星探测器运载能力为40 t级；如果探测器采用气动减速技术进入环火轨道，则运载能力为20 t级；若采用主动减速进入环火轨道，则运载能力仅10 t级；对于取样返回任务来说，能够将1 t级别的返回舱带回地球。
3.3载人登火
经过初步计算，采用7次重型运载火箭发射+1次载人火箭发射，具备开展载人登火的能力。具体流程构想如下：
a）4次重型运载火箭分别发射，采用LEO和环火轨道交会相结合，具备将100 t的火星下降级送入环火轨道的能力（气动辅助减速方式）；
b）2次重型运载火箭发射，采用LEO交会，具备将31 t的火星上升级和18 t火星返回级（总计49 t有效载荷）送入环火轨道的能力（气动辅助减速方式），其中31 t的火星上升级与100 t的火星下降级对接组成登火火箭，在环火轨道上等待，18 t火星返回级同时在环火轨道上等待；
c）1次重型运载火箭发射和1次载人火箭发射，在近地轨道完成交会对接后，将10 t的奔火飞船送入环火轨道（直接减速进入），其中6 t返回舱与18 t火星返回级完成交会，在环火轨道上等待，宇航员进入4 t登火舱与登火火箭进行交会对接，实施登火；
d）完成火星表面考察后，宇航员由上升级送入环火轨道，与在环火轨道上等待的返回舱交会对接，宇航员进入返回舱，由返回级送入返回地球的征途。
综上可知，采用多次发射和多次交会的方式，重型运载火箭具备完成载人登火的任务能力，为载人深空探测事业的进一步发展提供了可能。
3.4空间太阳能电站
空间太阳能电站近年来成为国际航天界的关注热点，据初步分析，在地球静止轨道建设一座1 000万千瓦的太阳能电站需要发射50 000 t地球静止轨道有效载荷[6]，如此之大的运载能力需求是一般运载火箭无法满足的，必须发展重型运载火箭。
计算表明，用重型运载火箭将空间太阳能电站有效载荷和上面级送入近地轨道，再由上面级将空间太阳能电站送入GEO的方案建设空间太阳能电站，采用氢氧低温上面级完成50 000 t级的太阳能电站建设，需要1 460次以上的重型运载火箭发射，即使采用先进推进技术，如核推进、电推进等，按照比冲1 000 s考虑，也需要620次以上的发射。
3.5其他探测任务
重型运载火箭具备的大运载能力和大直径的特点，对于深空探测有效载荷的发射提供了一个良好的平台，对于不同深空探测任务需求，对应的重型运载火箭的运载能力见表4。
重型运载火箭具有大直径的特点，其整流罩能够提供大尺寸包络空间，对于一些大尺寸有效载荷来说是必不可少的发射工具，如大型反射式太空望远镜等。
美国最新发射的詹姆斯·韦伯望远镜，展开后直径达到8 m，采用折叠的方法由阿里安5发射升空，而下一代太空望远镜——“先进技术大口径空间望远镜（ATLAST）”，展开后直径将达到16.8 m[7]，如图2所
示，现有火箭整流罩包络已经不能满足发射需求，大直径重型运载火箭将为类似空间活动提供重要平台。
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4结束语
中国规划中的重型运载火箭具有可观的运载能力，能够提供大尺寸的有效载荷包络，具有较强的适应能力，是中国一次性运载火箭发展的方向。加快推动重型运载火箭的研制工作，将为中国载人航天和深空探测提供更加广阔的发展空间，对于促进国民经济发展，提升国家综合实力有着十分重要的意义。
参考文献
[1]Laurini K,Hufenbach B,Schade B.From LEO,to the Moon,then Mars:Developing a global strategy for exploration risk reduction[R].IAC-09-B3-1.7,2009.
[2]才满瑞，佟艳春.美国停止星座计划的原因分析[J].国际太空，2010(6):12-17.
[3]王存恩,王祥.日本首枚H2-B火箭发射成功[J].国际太空，2009(10):1-6.
[5]龙乐豪，容易.现代“嫦娥奔月”的技术途径设想[J].导弹与航天运载技术，2008(1):1-7.
[5]Donahue B,Graham N,Lizenby J,et al.An additional space explorationmission opportunity for the Ares-V launch system[R],IAC-09-D2.8.4,2009.
