与无人飞行器相比，载人飞船推进系统对可靠性和安全性提出了更高的要求。同时，受限于目前运载火箭的运
与无人飞行器相比，载人飞船推进系统对可靠性和安全性提出了更高的要求。同时，受限于目前运载火箭的运载能力，载人登月任务对推进系统的质量提出了严苛要求，因此，载人登月推进系统的研制难度更大。
迄今为止，全世界只有美国成功实施了载人登月任务，从1969年7月20日开始的41个月内，美国通过“阿波罗”飞船一共将12人送上了月球。2017年10月，美国提出“阿尔忒弥斯”登月计划，计划与欧空局合作，通过“猎户座”飞船再次进行载人登月任务。同时，SpaceX公司也开始了面向未来载人深空探测领域的“星舰”飞行器的研制工作。
推进系统作为载人登月飞行器的关键系统，为飞船提供轨道转移、减速制动、交会对接、姿态控制和月面起飞所需的推力与冲量，推进系统的可靠工作对登月任务的成功完成至关重要。
“阿波罗”计划是美国国家航空航天局（NASA）从1961-1972年实施的一系列载人登月任务，主要致力于完成载人登陆月球并安全返回的目标。1969年，“阿波罗”11飞船成功完成了载人登月和返回任务，尼尔·阿姆斯特朗成为踏上月球表面的第一人。为进一步执行月球科学探测任务，“阿波罗”计划一直延续到1972年，在此期间共有12位航天员登上月球，详见表1。
“阿波罗”飞船共包含3个部分，分别为指令舱、服务舱和登月舱，详见图1。登月任务采用月球轨道交会对接方案，首先，将已对接好的指令舱、服务舱及登月舱一同送往月球并进入月球轨道；之后登月舱分离并登上月球，指令舱和服务舱绕月飞行；在月面任务完成后，指令舱和服务舱及登月舱在月球轨道上进行交会对接，随后指令舱和服务舱返回地球，并由指令舱将航天员安全送至地球表面。
服务舱是“阿波罗”飞船的后勤部分，呈圆柱形（见图2）。在整个任务期间，服务舱一直与指令舱相连，直到返回过程中在进入大气层之前被丢弃。
服务舱主推进系统为双组元恒压挤压式推进系统，由增压系统、推进剂贮存和供应系统及发动机等组成，推进系统的原理图详见图3。服务舱推进系统的增压气体为氦气，采用双减压阀串联工作模式，其推进剂为四氧化二氮和偏二甲肼，氧、燃组元贮箱容积相同。贮箱内部分别安装主、辅两套推进剂剩余量测量装置。主测量装置安装于贮箱轴线上，能轻松实现推进剂剩余量连续测量；辅助测量装置为一些不连续的液面指示器，能轻松实现推进剂剩余量非连续测量。
推进剂利用阀内包含1台电机，开度可调，用于调节氧化剂流量。电子控制管理系统通过推进剂剩余量测量装置监测每只贮箱的推进剂剩余量，计算系统混合比，并通过推进剂利用阀进行修正。换热器负责利用推进剂加热增压氦气，防止氦气温度过低导致推进剂结冰。
服务舱发动机为双组元发动机，采用烧蚀冷却燃烧室和辐射冷却喷管。燃烧室的压力为0.8MPa，线kN，能够迅速启动和关机，能够多次启动。该发动机大多数都用在飞船机动飞行，如中途修正、进入月球轨道及返回地球的推进等。
服务舱姿控动力系统为双组元恒压挤压式推进系统，由增压系统、推进剂贮存和供应系统及发动机等组成，为服务舱的姿态控制提供冲量。服务舱共安装了4个相同且独立的姿控动力模块，每个模块的原理图见图4。
服务舱姿控动力模块由气瓶、贮箱、发动机、过滤器和阀门等组件组成。其中，气瓶为钛合金（6Al-4V）球形气瓶，初始压力为28.2MPa；推进剂为四氧化二氮和一甲基肼，系统混合比为2.0。每个姿控动力模块装载氧、燃推进剂共147.5kg，采用囊式贮箱贮存推进剂，贮箱的工作所承受的压力为1.25MPa，在轨飞行期间经过测量增压气体的压力和温度从而间接得到推进剂剩余量。每个姿控动力系统包含4台辐射冷却发动机，其额定推力为445N，最小脉冲冲量为1.78N·s，单次稳态点火工况下最多可提供222460N·s的冲量。
登月舱是“阿波罗”飞船的重要组成部分，它是月球轨道交会对接方案的产物，相当于往返于飞船与月面之间的一艘渡船，由下降级和上升级两部分所组成，详见图5。
下降级推进系统为双组元恒压挤压式推进系统，由增压系统、推进剂贮存和供应系统及发动机等组成，其系统原理图详见图6。为了减轻系统质量，下降级推进系统采用常规氦气瓶与超临界氦气瓶结合的供气方式，预计可节省质量120kg。此外，贮箱在设计时采用1.5倍安全裕度，通过破裂膜片和安全阀保证贮箱安全。
由于贮箱的安装的地方距离主发动机较近，因此还需考虑发动机停机后热返浸对贮箱压力的影响。发动机热返浸会导致贮箱内气体温度上升，因此导致箱压升高。若超过膜片破裂压力，则会导致贮箱气体和推进剂蒸气排出，对航天员的舱外活动造成影响。未解决以上问题，贮箱设置了1道电爆阀和1道自锁阀，与膜裂膜片和安全阀并联，电爆阀和自锁阀由航天员控制，使贮箱气体受控排出。
下降级发动机为变推力发动机，推力调节范围为45.04~4.56kN，发动机比冲为311s，氧化剂为四氧化二氮，燃料为50%偏二甲肼与50%联氨混合燃料。
上升级推进系统为双组元恒压挤压式推进系统，由增压系统、推进剂贮存和供应系统及发动机等组成，其系统原理图详见图7。系统配置2只氦气瓶，气瓶初始压力为21MPa，气瓶出口自锁阀为常开状态。与服务舱类似，增压系统氧、燃路均采用减压阀串联配置。贮箱入口处分别安装单向阀、并联电爆阀、破裂膜片和安全阀。其中，单向阀、并联电爆阀用于防止氧、燃推进剂蒸气逆向流动进入气体管道；破裂膜片和安全阀用于及时排出贮箱增压气体，防止贮箱超压。
推进系统每种组元贮箱出口分为两路，一路去往姿控推进系统，一路去往主发动机。主发动机管路安装节流孔板，保证发动机入口压力为1.17MPa。主发动机推力为15.6kN，比冲为311s，氧化剂为四氧化二氮，燃料为50%偏二甲肼与50%联氨混合燃料。
登月舱姿控推进系统为双组元恒压挤压式推进系统，由增压系统、推进剂贮存和供应系统及发动机等组成，为登月舱的姿态控制提供冲量。为了能够更好的保证系统可靠性，登月舱姿控推进系统由2个相对独立的推进系统组成，分别为系统A和系统B，其系统原理图详见图8。
登月舱姿控推进系统A和系统B均可独立完成姿控任务，两系统之间可实现推进剂交叉供应，同时还可接收来自上升级推进系统的推进剂。每个系统分别包含气瓶、贮箱、发动机、过滤器和阀门等组件。其中，气瓶材料为钛合金（6Al-4V），初始压力为20.6MPa。氧化剂为四氧化二氮，燃料为50%偏二甲肼与50%联氨混合燃料，采用囊式贮箱贮存推进剂。姿控推进系统推进剂的总质量为263.3kg，此外在任务期间，还需使用上升级推进系统约81.7kg推进剂。
系统工作时，高压氦气依次经过电爆阀、过滤器后进入减压阀，通过减压阀减压至贮箱工作所承受的压力后通过单向阀分别进入氧、燃贮箱气腔。氧、燃贮箱气路采用并联设计，以确保贮箱箱压一致。贮箱推进剂依次经过自锁阀、过滤器后到达发动机入口。系统A和系统B通过两道横向沟通阀进行推进剂交叉供应，并接收来自上升级推进系统的推进剂。
指令舱是“阿波罗”飞船的主要控制中心及3名航天员的生活场所，包括加压的主船员舱、控制仪表板、光学电子导航系统、通信系统、环境控制管理系统、电池、姿控推进系统及降落伞回收系统等。指令舱是整个“阿波罗”飞船中唯一完好返回地球的部分。
指令舱姿控推进系统为双组元恒压挤压式推进系统，其系统原理图详见图9。指令舱姿控推进系统由气瓶、过滤器、贮箱、破裂膜片、阀门和烧蚀冷却发动机等组件组成。其中，贮箱工作所承受的压力为2.03MPa，氧化剂为四氧化二氮，燃料为一甲基肼，发动机额定推力为413N。在指令舱降落伞打开后，推进系统发动机点火消耗剩余推进剂，随后贮箱气液路连通电爆阀、排液口电爆阀打开，贮箱气体进入推进剂液路，气体通过发动机和排液口对推进剂管路进行吹除。
“猎户座”多用途载人飞船（MPCV）是NASA研制的新一代载人飞船，主要服务于未来的深空探测和载人登月项目。“猎户座”飞船结构与先前的“阿波罗”系列飞船较为相似，并且“猎户座”飞船还将搭载发射逃逸系统、乘员舱和服务舱。乘员舱由洛马公司负责研发，大多数都用在搭载航天员；服务舱由空中客车公司负责研发，主要负责为飞船提供电力、生命维持系统及轨控和姿控动力，其飞船示意图详见图10。
返回舱推进系统主要为姿控动力系统，采用氦气作为增压气体，包括推进控制器、贮箱及12台单组元发动机，采用无水肼作为推进剂，用于返回舱再入大气层时的机动和姿态控制。
服务舱推进系统为恒压挤压式双组元推进系统，用于在飞船与上面级分离后提供轨控与姿控所需的推力，在正常任务期间对飞行轨道做调整及修正。此外，在发射失败的情况下，服务舱可以将乘员舱转移到安全的地球轨道上。服务舱推进系统结构示意图见图11，推进系统安装了3种不同的发动机以满足任务需求：
（1）1台主发动机，该发动机曾被用作航天飞机的轨控发动机，推力为26.7kN。该发动机用于发射逃逸和变轨。
（2）8台辅助发动机，类似于欧洲“自动转移飞行器”（ATV）上使用的发动机，推力为490N。发动机用于发射段逃逸、星箭分离及轨道修正，此外还可用作主发动机的备份。
（3）24台姿控发动机，与ATV上使用的发动机相同，推力为220N。这些发动机安装在6个吊舱中，每个舱装4台，用于平移和姿控。
每台发动机使用四氧化二氮作为氧化剂，甲基肼作为燃料，氧燃推进剂体积比为1:1。每种类型的推进剂贮存在2个串联的贮箱中。贮箱下游管路安装阀门模块，以确保发动机在发射、与“国际空间站”对接阶段及别的需要隔离的任务期间能够与贮箱推进剂可靠隔离。
每种推进剂上游都有独立的增压模块，该系统最重要的包含高压氦气瓶和电控增压模块。其中电控增压模块包括电控机械隔离阀、调节阀、压力传感器，以及两个连通的、通过Bang-Bang阀调节压力的压力调节单元。推进系统通过推进控制驱动器来控制，推进控制驱动器负责处理由整舱管理器发出的所有与推进相关的控制指令，并采集和发送推进遥测参数。推进系统原理图见图12。
“星舰”飞船为可重复使用飞船，由美国SpaceX公司研制，可执行在轨补加、载人登月、载人登火和全球快速旅行等任务。“星舰”内部结构示意图见图13，其推进系统包含1个共底贮箱、2个头部贮箱、3台线台海平面版“猛禽”发动机（见图14）等。其中，共底贮箱可贮存1100t推进剂，包括240t低温液态甲烷和860t低温液氧；2个头部贮箱位于共底贮箱的燃料贮箱内部，用于在飞船着陆时向发动机提供推进剂。
“猛禽”发动机的具体性能如表2所示，其推力大约是SpaceX用于“猎鹰”9的“梅林”1D发动机的3倍，海平面版和真空版发动机的比冲也分别达到了334s和378s。“猛禽”发动机是一款甲烷分级燃烧发动机，采用了复杂的全流量分级燃烧循环，氧化剂和燃料分别由各自的涡轮机供压，部分推进剂通过管道互相交换，分别燃烧驱动涡轮机，详见图15。这种设计使得涡轮机的工作时候的温度更低，因而发动机的寿命得到延长，效率也更高。
“猛禽”发动机在开发过程中大量使用仿真技术，并利用图形处理器通用计算技术加速，预先发现了发动机燃烧不稳定等问题，使得开发成本大幅度降低。此外，“猛禽”发动机的设计已达到了完全可重复使用的目的，使得“星舰”太空飞行的成本降低两个数量级。
为了满足未来载人登火的任务需求，“星舰”推进系统还具备在轨补加能力。推进剂补加飞行器的构型与“星舰”飞行器一致，其在近地轨道完成在轨补加任务后继续执行火星任务，在轨补加量最大可达到100t。同时，由于“星舰”飞船为可重复使用飞船，推进剂补加完成后，补加飞船仍可回收使用，因此其在轨补加成本很低，主要为液氧和甲烷本身的成本。
“阿波罗”飞船在20世纪六七十年代实现了6次载人登陆月球，NASA的“猎户座”飞船、SpaceX公司的“星舰”计划在21世纪再次实现载人登月。综合分析国外载人登月的发展状况显而易见，推进系统呈现出向更可靠、更安全、更高性能方向发展的趋势，国外载人登月推进系统方案具有如下特点：
（1）推进系统以可贮存的化学推进系统为主，双组元和单组元系统结合使用。“阿波罗”飞船、“猎户座”飞船和“星舰”的推进系统都使用了常规的可贮存化学推进系统，未采用低温推进和电推进。常规化学推进系统的技术成熟、可靠性高，无需解决低温推进的温度控制难题，也能产生比电推进更高的推力。
（2）加强可靠性和安全性设计，综合采用多种手段保证可靠和安全。一方面，对影响可靠性和安全性的关键单机进行裕度设计和冗余设计。“阿波罗”飞船各舱段均使用了串联或并联减压阀、串并联单向阀、阀门并联等措施，“猎户座”飞船采用了阀门串并联、贮箱压力控制传感器冗余设计等措施。发动机设置了比主、备份还多的冗余，具备在轨故障重构能力。另一方面，采用综合措施提高安全性。为防止贮箱压力超过正常工作所承受的压力带来安全问题，“阿波罗”飞船的各舱段都设置了贮箱超压后紧急泄压的安全阀和破裂膜片，“猎户座”飞船设置了专门通过Bang-Bang阀调节压力的压力调节单元。“阿波罗”飞船和“猎户座”飞船都设置了自主健康诊断软件，通过传感器实时监测发动机的工作状态，在发动机工作出现异常时，及时关掉发动机，确保飞船安全。
（3）采用新技术，全方面提高推进系统性能。“阿波罗”飞船、“猎户座”飞船在当时和现在都面临许多依靠成熟技术没办法解决的难题，一定要采用新技术。“阿波罗”飞船为解决登月舱下降级并联贮箱高精度排放控制问题，采用了并联表面张力贮箱气路和液路连通管技术，为实现减重需求使用了超临界氦气增压技术。“猎户座”飞船为实现压力高精度控制采用了“电子减压阀”技术，还采用了长寿命高效热防护推力室技术、减少发动机核心部件损伤使其延寿等创新技术。
（4）轻量化。载人登月飞船开展了轻量化设计，推进系统的贮箱以采用质量更轻的表面张力贮箱为主。为满足轻量化要求，“阿波罗”飞船登月舱下降级采用的表面张力贮箱采用了相对更轻的1.5倍安全系数，同时采用超临界氦气增压逐步降低推进系统质量。“猎户座”飞船服务舱的同组元表面张力贮箱采用串联设置，进一步提升推进剂利用率，降低推进剂的加注量，达到轻量化目的。
（5）模块化。“阿波罗”飞船、“猎户座”飞船和“星舰”推进系统都大量采用了模块化设计，分为气瓶模块、贮箱模块、阀门模块、控制模块、轨控发动机模块、姿控发动机机组模块等不同部分。产品按模块化设计和安装，模块采用活连接方式，易于实现模块测试、检查和模块整体更换。
（6）重复使用。SpaceX的“星舰”飞船进行了可重复使用设计，具备重复使用能力。可重复使用是载人登月推进系统的重要发展的新趋势，可以大幅度降低载人登月成本。对于重复使用的推进系统来说，产品的使用、维护不仅要考虑完成一次任务，还应该要考虑后续任务实施过程中所需的各种条件。
（1）开展重复使用设计。为减少研发和使用成本，需开展载人登月推进系统重复使用设计，为后续大规模太空探索提供支持。推进系统重复使用的关键技术是发动机重复使用和贮箱、阀门等组件的重复使用检测和维护。建议推进系统从推进剂研究、单机重复使用设计、推进系统方案重复使用设计、重复使用测试方案设计、检查维护流程和重复使用验证试验等方面开展重复使用设计，制定各种类型的产品重复使用准则。
（2）研制高性能、高可靠的轨控发动机。受目前我国运载火箭的运载能力制约，载人登月飞船装载的推进剂质量受到严格限制。载人登月任务有大范围变轨的较大速度冲量需求，要求飞船的轨控发动机一定要具有高比冲性能，以提高推进剂的利用效率，节省推进剂携带量。同时，基于载人登月具有“载人航天，人命关天”的突出任务特点，登月飞船的轨控发动机必须高度可靠，所以研制高性能、高可靠的轨控发动机对载人登月任务至关重要，将决定登月任务成败。
（3）开展无毒推进剂研制。开展无毒（绿色）推进剂研制，在航天员乘坐的载人登月飞船返回舱使用无毒推进剂，提高载人登月的安全性。目前，我国载人航天的返回舱使用单组元肼推进剂，肼推进剂为有毒介质，使用与维护都一定要采取特别措施。须开展无毒推进剂研制，并同步开展无毒推进剂对应的催化剂和无毒发动机研制。
（4）开展轻质、大容积贮箱与舱体结构一体化技术探讨研究。载人登月任务实施过程的速度增量需求大，相应要求飞船携带的推进剂质量多，一定要采用轻质、容积更大的贮箱贮存推进剂。不同于以往的航天器，大容积贮箱及大量推进剂的质量特性将与载人登月飞船的舱体结构深度耦合，两者的结构和动力学特性互相影响。传统的飞船舱体结构和推进系统贮箱独立设计的分工界面不再适应载人登月的任务需求，必须开展推进系统的轻质、大容积贮箱与飞船舱体结构一体化技术探讨研究，联合开展仿真、验证试验，提高飞船的研制效率和可靠性。
（5）研究高精度压力调节和控制技术。综合分析载人登月飞船的推进系统任务需求不难发现，采用恒压挤压式的系统方案仍然是最优选择。但载人登月任务的飞船存在变轨工况流量变化范围大、飞船变轨推力精度要求高的新任务需求，两者都对恒压挤压式的压力调节精度提出重大挑战。为适应载人登月任务的变轨工况流量范围大、变轨推力精度要求高的任务需求，必须研究高精度压力调节和控制技术，提高推进系统的工作可靠性。
（6）开展高精度推进剂剩余量测量和控制技术探讨研究。根据载人登月任务需求分析发现，载人登月飞船使用多个表面张力贮箱的系统和布局更优。表面张力贮箱采用液体表面张力进行推进剂管理，在单个贮箱推进剂耗尽后必须及时隔离耗尽的贮箱，防止推进剂夹气，影响发动机工作安全。所以必须对表面张力贮箱内的推进剂剩余量进行精确测量，能够及时关闭推进剂耗尽的贮箱，不影响其他贮箱接着使用。目前，表面张力贮箱推进剂剩余量的测量和控制技术还不成熟，需要开展关键技术攻关，提高流量计的测量精度和稳定能力及贮箱耗尽隔离技术的可靠性。
（7）开展载人登月飞船推进剂补加技术探讨研究。受限于运载火箭的运载能力，载人登月飞船能携带的推进剂质量受限，也制约了飞船完成后续任务的能力，可通过在轨为载人登月飞船补加推进剂的方案，提高飞船的任务适应能力。不同于空间站的推进剂补加方案，载人登月飞船使用表面张力贮箱，需开展表面张力贮箱的补加技术探讨研究，对推进剂的和被补加技术及接口开展一体化研究与设计。
（8）组件轻质化技术探讨研究。载人登月飞船的管路流量、推进剂装填量、气瓶气量均远超以往空间飞行器型号，必须研制各类大流量阀门和大容积贮箱、气瓶等组件。目前，各类组件按照传统设计准则开展相似设计，研制出的大流量阀门、大容积贮箱和大容积气瓶的质量均不能够满足载人登月任务的轻质化设计需求，一定要采用新材料、新技术，并开展阀门、贮箱、气瓶等组件的轻质技术研究。
本文介绍了国外载人登月任务的推进系统方案，对其工作原理、工作参数及系统特点进行了梳理。分析表明，与地球轨道的载人任务相比，载人登月任务对推进系统的质量发展要求非常严苛，并呈现出向更可靠、更安全、更高性能方向发展的趋势。为更好地开展月球探索，建议我国载人登月推进系统重点开展重复使用、无毒推进、月面推进剂补加等关键技术的预先研究。（本文原载于《中国航天》2023年第11期）