1.本发明属于航天运输以及深空探测技术领域，特别涉及一种基于载人火星探测的空间运输系统及探测方法。
背景技术：2.载人火星探测在探索地外生命、星际移民、推动科技发展、提升国家地位和促进人类社会进步等方面具有重要的意义。目前人类仅开展了数十次无人火星探测，对火星进行了考察，尚未实现载人火星探测。航天运输系统技术是载人火星探测任务实施的基础技术，其技术水平对载人火星探测任务的构架、运输能力等方面也有重要影响。因而，有必要研发一种基于载人火星探测的空间运输系统及探测方法。
技术实现要素：3.为了克服现有技术中的不足，本发明人进行了锐意研究，提供了一种基于载人火星探测的空间运输系统及探测方法，该空间运输系统为基于氢工质的一体化主辅动力系统，并采用核热主动力后效推力下的地火转移轨道优化设计方案，为我国的载人火星探测提供了极大意义上的参考。
4.本发明提供的技术方案如下：
5.第一方面，一种基于载人火星探测的空间运输系统，包括核推进级、贮箱级以及有效载荷级；所述核推进级位于运输系统的末端，包括含核反应堆的主发动机和一级液氢贮箱，用于推进整个运输系统进入火地转移轨道、轨道控制及近火、近地制动；所述贮箱级包括多个二级液氢贮箱，用于贮存推进剂，在运输系统进入地火转移轨道时，将推进剂提供于核推进级的主发动机；所述有效载荷级包括载人型有效载荷和载货型有效载荷，所述载人型有效载荷包括载人探测飞行器和转移居住舱，所述载货型有效载荷包括火星着陆与上升探测器。
6.进一步地，所述核推进级中的含核反应堆的主发动机，选用核热单主动力形式或核热核电双主动力形式；核热单主动力形式采用核热发动机作为主发动机，负责完成进入地火转移轨道、火星制动入轨、进入火地转移轨道的任务；核热核电双主动力形式采用核热发动机和核电发动机，核热发动机用于进入地火转移轨道、火星制动入轨、进入火地转移轨道的任务，核电发动机用于地火往返期间的加速与减速。
7.进一步地，所述核热单主动力形式的核热发动机，采用双涡轮泵膨胀循环方式，核热发动机主要由两套涡轮泵系统、反应堆系统、推力室系统以及阀门和管路系统组成；每套涡轮泵系统主要由二级离心泵、诱导轮、二级反力式涡轮以及润滑系统组成；所述二级离心泵、诱导轮和二级反力式涡轮安放在同一个轴上，二级反力式涡轮通过此轴带动离心泵和诱导轮转动；所述反应堆系统主要由燃料单元、支撑管、控制棒和反应堆屏蔽层组成，反应堆系统整体呈六边形蜂窝状，燃料单元呈小六边形空心结构，与其外部的支撑管和控制棒并排组成反应堆六边形，屏蔽层位于反应堆系统头部和外围，用于屏蔽辐射；推力室系统主
要由喷管和反应堆出口小段圆筒段组成，采用再生冷却和辐射冷却结合的形式对推力室进行冷却；阀门和管路系统则主要由工质导管和各种阀门组成；核热发动机启动时，贮箱主阀门打开，贮箱中的工质在贮箱自身增压压力的作用下进入二级离心泵增压，成为高压工质，高压工质经过二级离心泵后分为两路，一路首先经过再生冷却通道对推力室系统进行冷却，在完成推力室再生冷却后，接着进入控制棒对反应堆外围进行冷却；另一路则进入支撑管结构受热，同时也起到冷却反应堆内部的作用；两路工质在涡轮前混合并进入涡轮膨胀做功，驱动涡轮旋转；经过涡轮后的工质气体则进入反应堆燃料单元继续受热，最终在反应堆出口成为高温高压工质，通过喷管膨胀并以极高的速度排出，从而产生推力。
8.进一步地，所述运输系统除主发动机作为主动力系统外，还包括辅助动力系统，用于进行姿控和轨控，与主动力系统共同形成基于氢工质的一体化主辅动力系统；所述辅助动力系统采用贮箱中蒸发的气氢经过核反应堆加热后直接喷出形成推力，或者贮箱中蒸发的气氢与液氧作为辅助动力系统的推进剂，气氢与液氧燃烧后喷出形成推力，与核反应堆换热后的部分气氢作为贮箱的增压气体，实施稳定持续增压。
9.第二方面，一种基于载人火星探测的空间运输方法，包括如下步骤：
10.s1，由运载火箭将核推进级、贮箱级、有效载荷级分别送至近地轨道，并进行在轨组装；
11.s2，启动核热发动机，进入地火转移轨道，并抛掉使用完毕的贮箱级中的贮箱，关闭核热发动机，随后核热单主动力形式采用霍曼转移轨道进行转移，核热核电双主动力形式在转移过程中启动核电发动机，进行轨道优化；
12.s3，接近火星时，再次开启核热发动机，进行近火制动，并在环火轨道停留等待火星执行任务，关闭核热发动机；
13.s4，载人火星任务结束后，空间运输系统重新开启核热发动机，进入火地转移轨道后关闭，随后核热单主动力形式采用霍曼转移轨道进行转移；核热核电双主动力形式在转移过程中启动核电发动机，进行轨道优化，接近地球时直接通过载人飞船着陆地球。
14.进一步地，步骤s4中，在进入地火转移轨道时采用基于核热主动力后效推力的地火转移点的优化方法，通过对主发动机开机时间与开机时姿态方向进行求解，使运输系统终端状态可以满足进入地火转移轨道条件；具体包括如下步骤：
15.针对核热发动机的推力曲线插值拟合，确定核热发动机的推力幅值大小和作用时间，表征形成发动机后效推力，作为轨道优化的约束条件；
16.选取进入地火转移轨道的运输系统终端质量最大为优化目标；选取发动机开关机时刻以及开机过程中发动机推力在三维空间中的单位矢量分量为优化参数；
17.采用微分形式的高斯伪谱方法，将运输系统在轨道的状态时间历程与控制时间历程在一系列高斯点上离散，之后用这些离散的状态与控制分别构造拉格朗日插值多项式去逼近真实的状态与控制的时间历程，并将动力学微分方程约束转化为一系列代数约束；根据已确定的核热发动机在每一时刻排出的推进剂质量以及飞行条件，对进入转移轨道与进入目标轨道两个过程进行求解和优化，获得进入地火转移轨道的飞行过程燃料消耗最小的轨道。
18.还提供了一种基于核运输系统的航班化载人火星探测方法，包括如下步骤：
19.s1，选择日地拉格朗日点2作为空间基地，由运载火箭将核推进级、贮箱级、有效载
荷级分别送至空间基地，并进行在轨组装；
20.s2，从该空间基地出发，启动核热发动机，进入地火转移轨道，不抛掉使用完毕的贮箱级中的贮箱，关闭核热发动机，随后核热单主动力形式采用霍曼转移轨道进行转移，核热核电双主动力形式在转移过程中启动核电发动机，进行轨道优化；
21.s3，接近火星时，再次开启核热发动机，进行近火制动，并在环火轨道停留等待火星执行任务，关闭核热发动机；
22.s4，载人火星任务结束后，利用火星原位资源在轨为贮箱加注燃料，空间运输系统重新开启核热发动机，进入火地转移轨道后关闭，随后核热单主动力形式采用霍曼转移轨道进行转移；核热核电双主动力形式在转移过程中启动核电发动机，进行轨道优化，返回空间基地；
23.s5，在空间基地再进行加注后，进行等待；
24.s6，完成任务的人员返回地球表面，同时从地球表面输送人员至空间基地；
25.s7，人员进入空间运输系统，再次奔火
26.根据本发明提供的一种基于载人火星探测的空间运输系统及探测方法，具有以下有益效果：
27.本发明提供的一种基于载人火星探测的空间运输系统及探测方法，通过设计核热推进单主动力的运载器、核热核电双模式的运载器构型提出了两种空间运输系统，并基于氢工质的一体化主辅动力系统，并采用核热主动力后效推力下的地火转移轨道优化设计方案，使得系统效率更高、转移时间更短。
附图说明
28.图1为本发明的基于核热推进单主动力的运载器构型；
29.图2为本发明的基于核热核电双模式的运载器构型；
30.图3为本发明的核热核电双主动力的地火转移轨道；
31.图4为本发明的核热主动力发动机双涡轮泵膨胀循环方式示意图；
32.图5为本发明的基于氢工质的一体化主辅动力系统；
33.图6为本发明的适用于核空间运输系统的控制方法。
具体实施方式
34.下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
35.在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
36.本发明公开了一种基于载人火星探测的空间运输系统，主要包括核推进级、贮箱级以及有效载荷。所述核推进级位于运输系统的末端，包括含核反应堆的主发动机和一级液氢贮箱，用于推进整个运输系统进入火地转移轨道、轨道控制及近火、近地制动；所述贮箱级位于核推进级前端，包括多个二级液氢贮箱，用于贮存推进剂，在运输系统进入地火转移轨道时，将推进剂提供于核推进级的主发动机；所述有效载荷级包括载人型有效载荷和
载货型有效载荷，所述载人型有效载荷包括载人探测飞行器和转移居住舱，所述载货型有效载荷包括火星着陆与上升探测器。
37.核推进级中含核反应堆的主发动机主要包含两类，其中一类是基于核热单主动力形式的主发动机，另一类是基于核热核电双主动力的主发动机。核热单主动力形式采用核热发动机作为主推进系统，负责完成进入地火转移轨道、火星制动入轨、进入火地转移轨道的任务；核热核电双主动力形式采用核热发动机和核电发动机，核热发动机用于进入地火转移轨道、火星制动入轨、进入火地转移轨道的任务，核电发动机用于地火往返期间的加速与减速，以减少任务总时长。基于核热单主动力形式的主发动机的采用使得空间运输系统设计较简单，转移时间稍长，是核动力运输系统的基础设计系统；基于核热核电双主动力的主发动机系统稍复杂，在空间运输系统在转移时间上具有优势，可用于短时间的转移任务。
38.基于核热单主动力形式的载人火星探测任务主要步骤如下：(1)由运载火箭将核推进级、贮箱级、载货型有效载荷分别送至近地轨道；核推进级、贮箱级、载货型有效载荷进行在轨组装，形成携带有效载荷的载货转移级；(2)载货转移级开启核热发动机，进入地火转移轨道，之后抛掉使用完毕的贮箱，在轨滑行，核热单主动力形式采用霍曼转移轨道进行转移；(3)接近火星时，采用近火制动进行环火；(4)当已到达火星的物资设备一切运行良好，并达到发射窗口，由运载火箭将核推进级、贮箱级、载人型有效载荷等分别送至近地轨道；核推进级、贮箱级、载人型有效载荷进行在轨组装，形成携带有效载荷的载人转移级；(5)载人转移级开启核热发动机，进入地火转移轨道，之后抛掉使用完毕的贮箱，在轨滑行，核热单主动力形式采用霍曼转移轨道进行转移；(6)接近火星时，载人转移级开启核热发动机，进行近火制动，进入环火轨道进行停留，等待火星探测任务；(7)载人飞船从核动力运载器中分离出来，与之前在环火轨道上布置好的着陆与上升探测器对接，宇航员通过火星着陆与上升探测器，着陆火星表面进行探测，之后进入与火星着陆与上升探测器对接的载人飞船，回到环火轨道；(8)载人飞船与等待在环火轨道上的载人转移级重新对接；载人转移级开启核热发动机，进入火地转移轨道，接近地球时直接通过载人飞船着陆地球。
39.核热单主动力形式的核热发动机，采用双涡轮泵膨胀循环方式，核热发动机主要由两套涡轮泵系统、反应堆系统、推力室系统以及阀门和管路系统组成；每套涡轮泵系统主要由二级离心泵、诱导轮、二级反力式涡轮以及润滑系统组成；所述二级离心泵、诱导轮和二级反力式涡轮安放在同一个轴上，二级反力式涡轮通过此轴带动离心泵和诱导轮转动；所述反应堆系统则主要由燃料单元、支撑管、控制棒和反应堆屏蔽层组成，反应堆系统整体呈六边形蜂窝状，燃料单元呈小六边形空心结构，与其外部的支撑管和控制棒并排组成反应堆六边形，屏蔽层位于反应堆系统的头部和外围，用于屏蔽辐射；推力室系统是一个不可拆卸的焊接结构，主要由喷管和反应堆出口小段圆筒段组成，采用再生冷却和辐射冷却结合的形式对推力室进行冷却；阀门和管路系统则主要由工质导管和各种阀门组成。核热发动机启动时，贮箱主阀门打开，贮箱中的工质在贮箱自身增压压力的作用下，进入二级离心泵增压，成为高压工质，高压工质经过二级离心泵后主要分为两路，一路首先经过再生冷却通道对推力室系统进行冷却，在完成推力室再生冷却后，接着进入控制棒对反应堆外围进行冷却；另一路则进入支撑管结构受热，同时也起到冷却反应堆内部的作用；两路工质在涡轮前混合并进入涡轮膨胀做功，驱动涡轮旋转；经过涡轮后的工质气体则进入反应堆燃料单元继续受热，最终在反应堆出口成为高温高压工质，通过喷管如拉瓦尔喷管膨胀并以极
高的速度排出，从而产生推力。如图4所示。双涡轮泵膨胀循环方式相较单涡轮泵膨胀循环方式、双涡轮泵抽气循环方式等具有比冲高、可靠性高的优点。
40.例如：核热单主动力形式的空间运输系统如图1所示，直径9m，总长度约90m，主要由一级核热推进级、两个可抛液氢贮箱以及有效载荷构成。采用3台100kn核热发动机作为主动力；核热推进级重约99吨，加注61吨液氢，主要在近火制动和火地转移段开机工作。两个可抛贮箱加注液氢132吨，在进入地火转移段后抛掉减重。载人型有效载荷共65吨，主要为载人飞船和居住生活舱；载货型有效载荷共103吨，主要为火星着陆与上升探测器(用于火星表面和环火的基础设施建设，包括环火空间站、加注站等)等，可为65吨有效载荷提供7200m/s的速度增量。
41.核热核电双主动力形式中的核热发动机与核热单主动力形式的主发动机运行方式一致，所述核热核电双主动力形式中的核电发动机利用核热转化形成的电能作用于液氢工质，高速喷出形成推力。
42.基于核热核电双主动力形式的载人火星探测任务与基于核热单主动力形式的载人火星探测任务的不同主要在于载人转移部分，该部分的主要步骤如下：(1)由运载火箭将核热推进核心级、核电推进系统、液氢贮箱、载人飞船等分别送至近地轨道；(2)核热推进核心级、核电推进系统、液氢贮箱、载人飞船等进行在轨组装，形成携带有效载荷的载人型核动力运载器；(3)开启核热发动机，进入地火转移轨道，之后抛掉使用完毕的贮箱，转移过程中采用核电动力进行轨道优化；(4)接近火星时，开启核热发动机，进行近火制动，随后在环火轨道停留等待火星执行任务；(5)载人飞船从核动力运载器中分离出来，与之前在环火轨道上布置好的火星上升下降飞行器对接，宇航员通过火星上升下降飞行器，着陆火星表面进行探测，之后进入与火星上升下降飞行器对接的载人飞船，回到环火轨道；(6)载人飞船与等待在环火轨道上的核动力运载器重新对接，形成带载人飞船的核动力运载器；(7)核动力运载器开启核热发动机，进入火地转移轨道，在转移过程中采用核电动力进行轨道优化，接近地球时直接通过载人飞船着陆地球。
43.例如：核热核电双主动力空间运输系统如图2所示。核热核电双主动力形式核动力运载器直径9m，总长度约88m，主要由一级核热推进级、一级后抛贮箱及以及两个二级后抛液氢贮箱以及有效载荷构成；由3台100kn核热发动机作为转移主动力，10个4.5n氢磁等离子体电推力器作为轨道优化主动力，缩短转移时间和任务总时间。两个前抛贮箱加注液氢165吨，在进入地火转移段后抛掉减重；后抛氢贮箱加注液氢59吨，在进入环火轨道后可抛掉减重；核热推进级加注69吨液氢，主要用于火地转移段和轨道优化段。
44.在一种优选的实施方式中，核推进级、贮箱级以及有效载荷通过桁架连接。贮箱级中的串联式贮箱与半包围式桁架结构在多个连接点固定，桁架为半包围式桁架结构，贮箱级中的串联式贮箱与半包围式桁架结构在多个环向均布的连接点通过爆炸螺栓固定，贮箱在一次性火星探测的模式下于进入地火转移轨道后且贮箱内推进剂用尽后抛掉，在航班化火星探测的模式下(指往复多次火星探测的模式)保留以用于加注重复使用或整体替换使用；其结构形式如图1所示。
45.当推进剂需求量过大，贮箱级采用串联式结构易造成姿态控制代价过大、整体结构柔性太大时，所述贮箱级中的贮箱采用并联式结构或串并联结合的形式，桁架为中心轴桁架结构。并联式贮箱围绕中心轴桁架进行对称排布并轴向固定，其抛除模式与串联式贮
箱一致。其结构形式如图2所示。
46.在一种优选的实施方式中，空间运输系统除主发动机作为主动力系统外，还包括辅助动力系统，以进行姿控和轨控，形成基于氢工质的一体化主辅动力系统，采用氢工质作为主动力核热推进的推进剂，实现空间运输系统的高效推进。所述辅助动力系统采用贮箱中蒸发的气氢经过核反应堆加热后直接喷出形成推力，或者贮箱中蒸发的气氢与液氧作为辅助动力系统的推进剂，气氢与液氧燃烧后喷出形成推力；同时与核反应堆换热后的部分气氢可作为贮箱的增压气体，实施稳定持续增压。如图5所示。
47.在一种优选的实施方式中，核热单主动力形式或核热核电双主动力形式中的核热发动机均为呈品字形均匀分布的三台主发动机。每台主发动机有两个液压摆动伺服作动器，一个用于俯仰，另一个用于偏航，发动机摆动范围为
±4°
；同时采用4个安装端面、每个端面安装4个5机组辅助动力发动机(rcs)，每个机组5台辅助动力发动机呈十字形安装；；同时，作为优选方案，在有效载荷级外配置单框架控制力矩陀螺作为奔火与环火轨道姿态控制执行结构。核动力运载器规模大、核热发动机后效时间长，且不同飞行状态控制难度不同，因此选择同时使用三种控制执行机构进行不同飞行状态的控制。核热发动机开启阶段，摆动核热发动机进行制导指令的跟踪；核热发动机关闭但存在后效推力的阶段，借助辅助动力发动机进行姿态的稳定；核热主发动机后效结束后的地火转移期间，使用控制力矩陀螺进行运载器的姿态控制，同时辅助动力系统参与控制力矩陀螺的角动量卸载以及该期间的备份控制。如图6所示。
48.本发明还提供了一种基于核运输系统的载人火星探测方法。包括如下步骤：s1，由运载火箭将核推进级、贮箱级、有效载荷级分别送至近地轨道，并进行在轨组装；s2，启动核热主发动机，进入地火转移轨道，并抛掉使用完毕的贮箱级中的贮箱，关闭核热发动机，随后核热单主动力形式采用霍曼转移轨道进行转移；核热核电双主动力形式在转移过程中启动核电发动机，进行轨道优化，缩短转移时间；s3，接近火星时，再次开启核热发动机，进行近火制动，并在环火轨道停留等待火星执行任务，关闭核热发动机；s4，载人火星任务结束后，空间运输系统重新开启核热发动机，进入火地转移轨道后关闭，随后核热单主动力形式采用霍曼转移轨道进行转移；核热核电双主动力形式在转移过程中启动核电发动机，进行轨道优化，缩短转移时间，接近地球时直接通过载人飞船着陆地球。
49.在进入地火转移轨道时采用基于核热主动力后效推力的地火转移点的优化方法，通过对发动机开机时间与开机时姿态方向进行求解，使运输系统终端状态可以满足进入地火转移轨道条件。具体包括如下步骤：
50.s1，针对核热发动机的推力曲线插值拟合，确定核热发动机的推力幅值大小和作用时间，表征形成发动机后效推力，作为轨道优化的约束条件。
51.由于运输系统全程在大气层外飞行，没有复杂的气动约束作用，存在的约束主要为发动机推力幅值约束，由于核热推进发动机工作过程中需考虑前后效的影响，其幅值约束大小可根据推力曲线插值拟合的形式确定。
52.开机过程中在推力矢量在三个方向上的分量u1、u2、u3，三者平方和满足约束：
[0053][0054]
同时，为保证终端能够到达转移轨道，要求终端约束满足轨道六根数要求。
[0055]
s2，选取进入地火转移轨道的运输系统终端质量最大，即推进剂消耗量最小为优
化目标。根据飞行任务要求与发动机工作条件，发动机在每一时刻排出的推进剂质量是可以确定的，同时考虑制导系统的修正需求，应留下较多的推进剂，因此性能指标选取为终端质量mf最大，也即消耗推进剂最少。
[0056]
max j＝mf[0057]
选取发动机开机时刻t0、关机时刻tf以及开机过程中发动机推力在三维空间中的单位矢量分量为优化参数，即
[0058]
u＝(u1(t),u2(t),u3(t),t0,tf)
t
[0059]
s3采用微分形式的高斯伪谱方法，将运输系统在轨道的状态时间历程与控制时间历程在一系列高斯点上离散，之后用这些离散的状态与控制分别构造拉格朗日插值多项式去逼近真实的状态与控制的时间历程，并将动力学微分方程约束转化为一系列代数约束，经过以上步骤，最优控制问题最终转化为受一系列代数约束的参数优化问题。根据已确定的发动机在每一时刻排出的推进剂质量以及飞行条件，对进入转移轨道与进入目标轨道两个过程进行求解和优化。利用高斯伪谱方法将原来复杂的优化问题，变更为易于求解的非线性规划问题，通过对该问题的求解，可以得到近火制动过程燃料消耗最小的轨道。该方法考虑了核热发动机超长后效，并在轨道制动过程中加以利用，在保证轨道精度的前提下，不仅降低了燃料消耗，还避免了传统后效引起的额外速度修正消耗。
[0060]
一种基于核运输系统的航班化载人火星探测方法，包括如下步骤：
[0061]
s1，自地月拉格朗日点2、日地拉格朗日点2和月球高轨道这三条高势能轨道中选择日地拉格朗日点2作为空间基地；由运载火箭将核推进级、贮箱级、有效载荷级分别送至空间基地，并进行在轨组装；
[0062]
s2，从该空间基地出发，启动核热发动机，进入地火转移轨道，不抛掉使用完毕的贮箱级中的贮箱，关闭核热发动机，随后核热单主动力形式采用霍曼转移轨道进行转移，核热核电双主动力形式在转移过程中启动核电发动机，进行轨道优化；
[0063]
s3，接近火星时，再次开启核热发动机，进行近火制动，并在环火轨道停留等待火星执行任务，关闭核热发动机；
[0064]
s4，载人火星任务结束后，利用火星原位资源在轨为贮箱加注燃料，空间运输系统重新开启核热发动机，进入火地转移轨道后关闭，随后核热单主动力形式采用霍曼转移轨道进行转移；核热核电双主动力形式在转移过程中启动核电发动机，进行轨道优化，返回空间基地；
[0065]
s5，在空间基地再进行加注后，进行等待；
[0066]
s6，完成任务的人员返回地球表面，同时从地球表面输送人员至空间基地；
[0067]
s7，人员进入空间运输系统，再次奔火。
[0068]
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。
[0069]
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
技术特征：1.一种基于载人火星探测的空间运输系统，其特征在于，包括核推进级、贮箱级以及有效载荷级；所述核推进级位于运输系统的末端，包括含核反应堆的主发动机和一级液氢贮箱，用于推进整个运输系统进入火地转移轨道、轨道控制及近火、近地制动；所述贮箱级包括多个二级液氢贮箱，用于贮存推进剂，在运输系统进入地火转移轨道时，将推进剂提供于核推进级的主发动机；所述有效载荷级包括载人型有效载荷和载货型有效载荷，所述载人型有效载荷包括载人探测飞行器和转移居住舱，所述载货型有效载荷包括火星着陆与上升探测器。2.根据权利要求1所述的基于载人火星探测的空间运输系统，其特征在于，所述核推进级、贮箱级以及有效载荷通过桁架连接，所述桁架为半包围式桁架结构，贮箱级中的串联式贮箱与半包围式桁架结构在多个环向均布的连接点通过爆炸螺栓固定，贮箱在一次性火星探测的模式下于进入地火转移轨道后且贮箱内推进剂用尽后抛掉，在航班化火星探测的模式下保留以用于加注重复使用或整体替换使用。3.根据权利要求2所述的基于载人火星探测的空间运输系统，其特征在于，所述核推进级、贮箱级以及有效载荷通过桁架连接，所述桁架为中心轴桁架结构，所述贮箱级中的贮箱采用并联式结构或串并联结合的形式，并联式贮箱围绕中心轴桁架对称排布并轴向固定，其抛除模式与串联式贮箱一致。4.根据权利要求1所述的基于载人火星探测的空间运输系统，其特征在于，所述核推进级中的含核反应堆的主发动机，选用核热单主动力形式或核热核电双主动力形式；核热单主动力形式采用核热发动机作为主发动机，负责完成进入地火转移轨道、火星制动入轨、进入火地转移轨道的任务；核热核电双主动力形式采用核热发动机和核电发动机，核热发动机用于进入地火转移轨道、火星制动入轨、进入火地转移轨道的任务，核电发动机用于地火往返期间的加速与减速。5.根据权利要求4所述的基于载人火星探测的空间运输系统，其特征在于，所述核热单主动力形式的核热发动机，采用双涡轮泵膨胀循环方式，核热发动机主要由两套涡轮泵系统、反应堆系统、推力室系统以及阀门和管路系统组成；每套涡轮泵系统主要由二级离心泵、诱导轮、二级反力式涡轮以及润滑系统组成；所述二级离心泵、诱导轮和二级反力式涡轮安放在同一个轴上，二级反力式涡轮通过此轴带动离心泵和诱导轮转动；所述反应堆系统主要由燃料单元、支撑管、控制棒和反应堆屏蔽层组成，反应堆系统整体呈六边形蜂窝状，燃料单元呈小六边形空心结构，与其外部的支撑管和控制棒并排组成反应堆六边形，屏蔽层位于反应堆系统的头部外围，用于屏蔽辐射；推力室系统主要由喷管和反应堆出口小段圆筒段组成，采用再生冷却和辐射冷却结合的形式对推力室进行冷却；阀门和管路系统则主要由工质导管和各种阀门组成；核热发动机启动时，贮箱主阀门打开，贮箱中的工质在贮箱自身增压压力的作用下进入二级离心泵增压，成为高压工质，高压工质经过二级离心泵后分为两路，一路首先经过再生冷却通道对推力室系统进行冷却，在完成推力室再生冷却后，接着进入控制棒对反应堆外围进行冷却；另一路则进入支撑管结构受热，同时也起到冷却反应堆内部的作用；两路工质在涡轮前混合并进入涡轮膨胀做功，驱动涡轮旋转；经过涡轮后的工质气体则进入反应堆燃料单元继续受热，最终在反应堆出口成为高温高压工质，通过喷管膨胀并以极高的速度排出，从而产生推力。
6.根据权利要求5所述的基于载人火星探测的空间运输系统，其特征在于，所述核热核电双主动力形式中的核热发动机与核热单主动力形式的主发动机运行方式一致，所述核热核电双主动力形式中的核电发动机利用核热转化形成的电能作用于液氢工质，高速喷出形成推力。7.根据权利要求1所述的基于载人火星探测的空间运输系统，其特征在于，所述运输系统除主发动机作为主动力系统外，还包括辅助动力系统，用于进行姿控和轨控，与主动力系统共同形成基于氢工质的一体化主辅动力系统；所述辅助动力系统采用贮箱中蒸发的气氢经过核反应堆加热后直接喷出形成推力，或者贮箱中蒸发的气氢与液氧作为辅助动力系统的推进剂，气氢与液氧燃烧后喷出形成推力，与核反应堆换热后的部分气氢作为贮箱的增压气体，实施稳定持续增压。8.根据权利要求1所述的基于载人火星探测的空间运输系统，其特征在于，所述核热单主动力形式或核热核电双主动力形式中的核热发动机均为呈品字形均匀分布的三台主发动机，每台主发动机有两个液压摆动伺服作动器，一个用于俯仰，另一个用于偏航，发动机摆动范围为
±4°
；在运输系统的多个轴向端面各配置均布的四组动力辅助系统进行多自由度组合控制，同时采用4个安装端面、每个端面安装4个5机组辅助动力发动机，每个机组5台辅助动力发动机呈十字形安装；在有效载荷级外配置单框架控制力矩陀螺作为奔火与环火轨道姿态控制执行结构。9.一种基于核运输系统的载人火星探测方法，其特征在于，包括如下步骤：s1，由运载火箭将核推进级、贮箱级、有效载荷级分别送至近地轨道，并进行在轨组装；s2，启动核热发动机，进入地火转移轨道，并抛掉使用完毕的贮箱级中的贮箱，关闭核热发动机，随后核热单主动力形式采用霍曼转移轨道进行转移，核热核电双主动力形式在转移过程中启动核电发动机，进行轨道优化；s3，接近火星时，再次开启核热发动机，进行近火制动，并在环火轨道停留等待火星执行任务，关闭核热发动机；s4，载人火星任务结束后，空间运输系统重新开启核热发动机，进入火地转移轨道后关闭，随后核热单主动力形式采用霍曼转移轨道进行转移；核热核电双主动力形式在转移过程中启动核电发动机，进行轨道优化，接近地球时直接通过载人飞船着陆地球。10.根据权利要求9所述的基于核运输系统的载人火星探测方法，其特征在于，步骤s4中，在进入地火转移轨道时采用基于核热主动力后效推力的地火转移点的优化方法，通过对主发动机开机时间与开机时姿态方向进行求解，使运输系统终端状态可以满足进入地火转移轨道条件；具体包括如下步骤：针对核热发动机的推力曲线插值拟合，确定核热发动机的推力幅值大小和作用时间，表征形成发动机后效推力，作为轨道优化的约束条件；选取进入地火转移轨道的运输系统终端质量最大为优化目标；选取发动机开关机时刻以及开机过程中发动机推力在三维空间中的单位矢量分量为优化参数；采用微分形式的高斯伪谱方法，将运输系统在轨道的状态时间历程与控制时间历程在一系列高斯点上离散，之后用这些离散的状态与控制分别构造拉格朗日插值多项式去逼近真实的状态与控制的时间历程，并将动力学微分方程约束转化为一系列代数约束；根据已
确定的核热发动机在每一时刻排出的推进剂质量以及飞行条件，对进入转移轨道与进入目标轨道两个过程进行求解和优化，获得进入地火转移轨道的飞行过程燃料消耗最小的轨道。11.根据权利要求9所述的一种基于核运输系统的载人火星探测方法，其特征在于，核热发动机开启阶段，摆动核热发动机进行制导指令的跟踪；核热发动机关闭但存在后效推力的阶段，借助辅助动力发动机进行姿态的稳定；核热发动机后效结束后的地火转移期间，使用控制力矩陀螺进行运载器的姿态控制，同时辅助动力系统参与控制力矩陀螺的角动量卸载以及该期间的备份控制。12.一种基于核运输系统的航班化载人火星探测方法，其特征在于，包括如下步骤：s1，选择日地拉格朗日点2作为空间基地，由运载火箭将核推进级、贮箱级、有效载荷级分别送至空间基地，并进行在轨组装；s2，从该空间基地出发，启动核热发动机，进入地火转移轨道，不抛掉使用完毕的贮箱级中的贮箱，关闭核热发动机，随后核热单主动力形式采用霍曼转移轨道进行转移，核热核电双主动力形式在转移过程中启动核电发动机，进行轨道优化；s3，接近火星时，再次开启核热发动机，进行近火制动，并在环火轨道停留等待火星执行任务，关闭核热发动机；s4，载人火星任务结束后，利用火星原位资源在轨为贮箱加注燃料，空间运输系统重新开启核热发动机，进入火地转移轨道后关闭，随后核热单主动力形式采用霍曼转移轨道进行转移；核热核电双主动力形式在转移过程中启动核电发动机，进行轨道优化，返回空间基地；s5，在空间基地再进行加注后，进行等待；s6，完成任务的人员返回地球表面，同时从地球表面输送人员至空间基地；s7，人员进入空间运输系统，再次奔火。
技术总结本发明提供了一种基于载人火星探测的空间运输系统及探测方法，包括核推进级、贮箱级以及有效载荷级；所述核推进级位于运输系统的末端，包括含核反应堆的主发动机和一级液氢贮箱，用于推进整个运输系统进入火地转移轨道、轨道控制及近火、近地制动；所述贮箱级位于核推进级前端，包括多个二级液氢贮箱，用于贮存推进剂，在运输系统进入地火转移轨道时，将推进剂提供于核推进级的主发动机；所述有效载荷级包括载人型有效载荷和载货型有效载荷，所述载人型有效载荷包括载人探测飞行器和转移居住舱，所述载货型有效载荷包括火星着陆与上升探测器。本发明提出的基于载人火星探测的空间运输系统及探测方法，为载人火星探测提供了极大意义上的参考。大意义上的参考。
技术研发人员：董晓琳 汪小卫 高朝辉 刘丙利 吴胜宝 祁振强 郝宇星 刘楠 杨毅 李扬 孔令超 童科伟 王小锭 庄方方 张雨佳
受保护的技术使用者：中国运载火箭技术研究院
技术研发日：2022.03.22
技术公布日：2022/7/5
