運(yùn)載火箭創(chuàng)新技術(shù)驅(qū)動(dòng)構(gòu)型優(yōu)化規(guī)律研究

牟 宇，樊晨霄，何兆偉

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引 言

一個(gè)國(guó)家進(jìn)入空間的能力決定了其開展空間活動(dòng)的能力及水平，運(yùn)載火箭的綜合性能（技術(shù)性能、可靠性、經(jīng)濟(jì)性等）決定了一個(gè)國(guó)家進(jìn)入空間的能力，而運(yùn)載火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)則決定了火箭的原始基因。構(gòu)型設(shè)計(jì)屬于運(yùn)載火箭總體頂層設(shè)計(jì)，其本質(zhì)是考慮技術(shù)牽引性、可靠性、經(jīng)濟(jì)性和使用維護(hù)性等要求和約束下，開展的運(yùn)載能力最優(yōu)的多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)，需要在多約束下尋求大型復(fù)雜巨系統(tǒng)的最優(yōu)解。

傳統(tǒng)上，火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)的基本內(nèi)容包括提出主要技術(shù)方案、進(jìn)行總體參數(shù)計(jì)算和分配等，涉及到的重要特征參數(shù)包括級(jí)間比、推重比、長(zhǎng)細(xì)比等表征火箭外形、質(zhì)量、動(dòng)力的參數(shù)，這些參數(shù)直接決定了火箭的總體架構(gòu)與性能。進(jìn)入新世紀(jì)以來(lái)，隨著基礎(chǔ)理論與工程技術(shù)的迅速發(fā)展，運(yùn)載火箭構(gòu)型出現(xiàn)了新的需求和特征，如重復(fù)使用、故障診斷與處置、新一代高性能清潔動(dòng)力等都已經(jīng)逐漸從技術(shù)驗(yàn)證層面走向?qū)嶋H應(yīng)用。面向新的技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)，中國(guó)的長(zhǎng)征五號(hào)、長(zhǎng)征七號(hào)等運(yùn)載火箭[1～4]代表了中國(guó)大中型運(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)對(duì)新技術(shù)的應(yīng)用，實(shí)現(xiàn)了大直徑的拓展、新型無(wú)毒無(wú)污染動(dòng)力以及一定程度的模塊化、組合化設(shè)計(jì)，反映了中國(guó)運(yùn)載火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)理念和水平的進(jìn)步。隨著美國(guó)的可重復(fù)使用火箭獵鷹9號(hào)不斷刷新復(fù)用記錄，以及超重-星艦、SLS火箭、火神火箭、歐洲阿里安6火箭、日本H3火箭[5]為代表的下一代運(yùn)載火箭的研制工作持續(xù)推進(jìn)，國(guó)外運(yùn)載火箭在重復(fù)使用、智能化、先進(jìn)動(dòng)力等方面的技術(shù)水平得到了進(jìn)一步提升。未來(lái)中國(guó)運(yùn)載火箭的構(gòu)型設(shè)計(jì)應(yīng)如何開展，還應(yīng)制定同時(shí)符合國(guó)際航天技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)和中國(guó)航天技術(shù)發(fā)展特點(diǎn)的路線和方向，從而滿足未來(lái)火箭技術(shù)特征要求和國(guó)家整體規(guī)劃發(fā)展需求，牽引中國(guó)進(jìn)入空間能力達(dá)到世界一流水平。

1 運(yùn)載火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)原則

運(yùn)載火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)是一項(xiàng)涵蓋多學(xué)科的優(yōu)化設(shè)計(jì)工作。經(jīng)典火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)流程是根據(jù)有效載荷質(zhì)量區(qū)間和目標(biāo)軌道要求來(lái)確定運(yùn)載能力需求，以此為基本出發(fā)點(diǎn)，采用類比法并綜合現(xiàn)有技術(shù)基礎(chǔ)，確定火箭的起飛規(guī)模，并通過(guò)質(zhì)量分析建立起火箭起飛質(zhì)量與各主要設(shè)計(jì)參數(shù)之間的關(guān)系[6]。在開展復(fù)雜的系統(tǒng)設(shè)計(jì)之前，對(duì)于火箭級(jí)數(shù)、推重比、級(jí)間比、發(fā)動(dòng)機(jī)推力量級(jí)等設(shè)計(jì)往往需要在考慮技術(shù)先進(jìn)性、可靠性和經(jīng)濟(jì)性的約束條件下，借鑒已有的經(jīng)驗(yàn)和原則，在較短的時(shí)間內(nèi)確定一個(gè)合適的優(yōu)化初值或者目標(biāo)，以提升設(shè)計(jì)效率，減少迭代次數(shù)，防止方案反復(fù)，體現(xiàn)了火箭總體從無(wú)到有的設(shè)計(jì)水平。

1.1 簡(jiǎn)化系統(tǒng)構(gòu)成，提升可靠性

運(yùn)載火箭屬于復(fù)雜巨系統(tǒng)工程，對(duì)于構(gòu)型設(shè)計(jì)來(lái)說(shuō)，火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)遵循發(fā)動(dòng)機(jī)大推力、少臺(tái)數(shù)的設(shè)計(jì)原則。著名的齊奧爾科夫斯基公式（齊氏公式，式（1）），首次定量闡明了火箭理想速度與火箭排氣速度、火箭質(zhì)量比之間的關(guān)系，為火箭實(shí)現(xiàn)進(jìn)入空間軌道，開展宇宙航行奠定了理論基礎(chǔ)。

式中 v為速度增量；ω為噴流相對(duì)火箭的速度；0m和mk分別為發(fā)動(dòng)機(jī)工作開始和結(jié)束時(shí)的火箭質(zhì)量。這個(gè)公式為多級(jí)火箭設(shè)計(jì)提供了理論依據(jù)：上一級(jí)推進(jìn)劑耗盡時(shí)，通過(guò)級(jí)間分離可有效降低 km的值，從而在消耗同等推進(jìn)劑的前提下提升速度增量。因此，在一定起飛規(guī)模下，級(jí)數(shù)適當(dāng)增加可提升運(yùn)載能力。

目標(biāo)軌道的不同，對(duì)火箭進(jìn)入軌道的速度增量需求也不同。近地軌道對(duì)火箭入軌速度需求低，但針對(duì)入軌的載荷重量較大或入軌點(diǎn)高度較高（太陽(yáng)同步軌道最高可達(dá)6000 km），因此可采用末級(jí)大推重比的火箭；地球同步軌道或者需要脫離地球引力束縛的深空探測(cè)軌道，對(duì)入軌速度要求高，更多級(jí)數(shù)的火箭則更容易達(dá)到需要的速度增量。

目前，世界主要航天大國(guó)均推出了兩級(jí)（半）火箭替代傳統(tǒng)的多級(jí)火箭。例如美國(guó)的宇宙神5、德爾它4、歐洲的阿里安5和日本的H2B系列火箭均采用了兩級(jí)（半）火箭構(gòu)型。其進(jìn)一步加長(zhǎng)一子級(jí)火箭工作時(shí)間，結(jié)合小推力、高比沖的末級(jí)動(dòng)力，能夠滿足之前三級(jí)火箭才能完成的任務(wù)，而一級(jí)規(guī)模的增大也使得級(jí)間分離的高度和速度相對(duì)較高，如表1所示。

表1 現(xiàn)役世界主流火箭一二級(jí)分離速度與高度 Tab.1 The Stage Separation of the World's Mainstream Rockets

1.2 選取合適起飛推重比，匹配規(guī)模與能力

推重比是運(yùn)載火箭起飛的額定推力與起飛質(zhì)量之比[6]，是衡量火箭總體性能的一項(xiàng)基本參數(shù)。根據(jù)力學(xué)定律可列出火箭級(jí)在速度方向上的簡(jiǎn)化動(dòng)力學(xué)方程。

式中 m為火箭質(zhì)量；v為火箭相對(duì)速度；P為有效推力；CD為火箭阻力系數(shù)；q為動(dòng)壓；SM為火箭最大橫截面積；g為重力加速度；α為攻角；θ為當(dāng)?shù)貜椀纼A角。對(duì)式（2）積分可得一級(jí)停火點(diǎn)速度，對(duì)時(shí)間做變換后可得：

式中 μ為火箭級(jí)停火點(diǎn)質(zhì)量比，μ越小理想速度越大；SPI為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)比沖；N0為火箭推重比，N0=P0/(m·g0)。

從式（3）可看出，在影響火箭速度因素中，推重比 0N表征火箭的起飛加速性。0N越大，火箭加速性越好，特別是一級(jí)重力損失越小，但阻力損失可能相應(yīng)加大，所以火箭的推重比需要保持在合理區(qū)間范圍內(nèi)。世界現(xiàn)役主流火箭的推重比區(qū)間集中在1.2～1.4之間。

以某兩級(jí)運(yùn)載火箭為例，在保持起飛總質(zhì)量以及級(jí)間比不變條件下改變起飛推重比，得到不同的速度變化規(guī)律以及一二級(jí)級(jí)間分離速度，并分析其阻力損失情況，結(jié)果見表2。

表2 不同推重比條件下的一二級(jí)級(jí)間分離速度和阻力損失 Tab.2 The DV Lost Due to Resistance with Different TWR

1.3 選取合理長(zhǎng)細(xì)比，確定基本尺寸參數(shù)

運(yùn)載火箭長(zhǎng)細(xì)比是指火箭總長(zhǎng)度與其芯級(jí)直徑的比值，也是確定火箭構(gòu)型的一項(xiàng)基本參數(shù)。當(dāng)火箭的起飛質(zhì)量確定后，火箭的長(zhǎng)細(xì)比主要取決于直徑大小，情況統(tǒng)計(jì)見表3[7,8]?；鸺L(zhǎng)細(xì)比與彈性頻率直接相關(guān)，其一階彈性頻率與箭體直徑比長(zhǎng)度的平方成正相關(guān)，即 f ∝ D /l2。所以長(zhǎng)細(xì)比越大，全箭彈性頻率越低，不利于火箭姿控系統(tǒng)的彈性振動(dòng)穩(wěn)定控制。

表3 國(guó)內(nèi)外典型運(yùn)載火箭長(zhǎng)細(xì)比統(tǒng)計(jì) Tab.3 Statistics of Slenderness Ratio of Typical Launch Vehicles at Home and Abroad

液體火箭姿態(tài)控制設(shè)計(jì)應(yīng)確保運(yùn)載火箭剛體、晃動(dòng)、彈性等不同頻段運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性。通過(guò)圖1分析可知長(zhǎng)細(xì)比過(guò)大，一方面將導(dǎo)致彈性頻率降低，增加姿控系統(tǒng)對(duì)晃動(dòng)、彈性運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定控制的難度；另一方面彈性頻率過(guò)低，會(huì)進(jìn)一步壓低剛體控制截頻，使得剛體截頻無(wú)法覆蓋高空風(fēng)的干擾頻率，導(dǎo)致火箭控制精度下降。因此火箭的長(zhǎng)細(xì)比需要控制在合理的范圍內(nèi)。

圖1 液體運(yùn)載火箭姿控系統(tǒng)特征頻率分布 Fig.1 The Liquid Launch Vehicle Attitude Control Frequency Distribution

1.4 基礎(chǔ)級(jí)模塊化，拓展運(yùn)載能力區(qū)間

經(jīng)典構(gòu)型設(shè)計(jì)中，常通過(guò)“基礎(chǔ)級(jí)芯級(jí)模塊+不同數(shù)量助推器”的捆綁方案，實(shí)現(xiàn)多個(gè)能力區(qū)間的匹配。模塊化設(shè)計(jì)重點(diǎn)考慮模塊通用、能量密度適中、組成的系列火箭運(yùn)載能力區(qū)間適中，從而匹配更加靈活多樣的有效載荷發(fā)射任務(wù)。

美國(guó)的改進(jìn)型一次性運(yùn)載火箭發(fā)展計(jì)劃，就通過(guò)模塊化設(shè)計(jì)形成具有不同運(yùn)載能力的一次性運(yùn)載火箭系列，通過(guò)增減助推器模塊數(shù)量精準(zhǔn)匹配有效載荷重量，進(jìn)一步降低了發(fā)射成本。俄羅斯的安加拉火箭則通過(guò)采用高度標(biāo)準(zhǔn)化的通用芯級(jí)和通用二子級(jí)模塊，實(shí)現(xiàn)了近地軌道覆蓋3.8 ～50 t，地球同步轉(zhuǎn)移軌道覆蓋2.4 ～19 t的載荷發(fā)射能力。

2 驅(qū)動(dòng)運(yùn)載火箭技術(shù)發(fā)展的新需求與新趨勢(shì)

2.1 火箭動(dòng)力垂直起降重復(fù)使用

重復(fù)使用是下一代運(yùn)載火箭的核心特征之一，代表了未來(lái)運(yùn)載火箭技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)，也是實(shí)現(xiàn)低成本與高頻度發(fā)射的重要途徑?；鸺齽?dòng)力垂直起降運(yùn)載器概念于20世紀(jì)60年代提出。目前，藍(lán)色起源公司和太空探索技術(shù)公司（SpaceX）均將火箭動(dòng)力垂直起降技術(shù)投入了工程應(yīng)用。SpaceX公司已成功進(jìn)行了100次以上的一級(jí)重復(fù)使用的入軌發(fā)射，一級(jí)箭體最多復(fù)用達(dá)到14次。

火箭動(dòng)力垂直起降的回收方式對(duì)運(yùn)載火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)提出了新的要求，需要基礎(chǔ)級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)在再入過(guò)程中具備再次啟動(dòng)和推力調(diào)節(jié)的能力。特別是在最后的著陸段，由于要確保一子級(jí)箭體平穩(wěn)垂直降落并回收使用，要求最終的子級(jí)推重比接近1左右，基礎(chǔ)級(jí)多機(jī)并聯(lián)的布局將降低對(duì)單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的節(jié)流能力需求[9]。

2.2 故障診斷與容錯(cuò)重構(gòu)

運(yùn)載火箭故障診斷與容錯(cuò)重構(gòu)包括故障診斷、任務(wù)重構(gòu)、容錯(cuò)控制3項(xiàng)技術(shù)。故障診斷技術(shù)是進(jìn)行容錯(cuò)重構(gòu)設(shè)計(jì)的前提和基礎(chǔ)，確保故障“檢得出”；任務(wù)重構(gòu)技術(shù)指當(dāng)火箭出現(xiàn)故障等非預(yù)期工況時(shí)，明確火箭“飛到哪”；容錯(cuò)控制技術(shù)是指故障火箭穩(wěn)定控制能力下降時(shí)，確?；鸺帮w得穩(wěn)”。通過(guò)此技術(shù)，可確保運(yùn)載火箭在典型故障工況下仍可進(jìn)入原軌道或次優(yōu)軌道，提升任務(wù)可靠性和安全性。故障診斷與容錯(cuò)重構(gòu)技術(shù)應(yīng)用的前提是運(yùn)載火箭需具備一定的冗余能力。

故障診斷與容錯(cuò)重構(gòu)技術(shù)已成熟應(yīng)用于國(guó)外火箭。例如，2021年2月16日，獵鷹9火箭在執(zhí)行星鏈一箭60星任務(wù)時(shí)，一級(jí)1臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)在上升段因防熱裙破損導(dǎo)致燃?xì)鈨?nèi)漏而關(guān)機(jī)，任務(wù)重構(gòu)后將衛(wèi)星準(zhǔn)確送達(dá)預(yù)定位置，發(fā)射主任務(wù)取得成功。

3 創(chuàng)新技術(shù)驅(qū)動(dòng)運(yùn)載火箭構(gòu)型變化分析

3.1 垂直起降重復(fù)使用技術(shù)對(duì)火箭構(gòu)型優(yōu)化的驅(qū)動(dòng)

火箭一子級(jí)的回收可分為動(dòng)力垂直回收和無(wú)動(dòng)力水平帶翼飛回兩種方式。動(dòng)力垂直回收的結(jié)構(gòu)效率及經(jīng)濟(jì)性、對(duì)任務(wù)及故障的適應(yīng)性更高，原因如下：動(dòng)力垂直回收可通過(guò)預(yù)留推進(jìn)劑實(shí)現(xiàn)軟著陸，結(jié)構(gòu)增重較小，且具備一定故障冗余能力；帶翼飛回則必須確保足夠升阻比以實(shí)現(xiàn)減速，飛回力熱環(huán)境嚴(yán)酷，需額外增加熱防護(hù)系統(tǒng)，還涉及到水平著陸機(jī)構(gòu)及變構(gòu)型機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)，增加了復(fù)雜度，降低了可靠性[10]。

3.1.1 影響級(jí)間比設(shè)計(jì)準(zhǔn)則

與一次性火箭級(jí)間比優(yōu)化方法不同，重復(fù)使用火箭需額外考慮回收對(duì)運(yùn)載能力及環(huán)境條件的約束，并使用發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流能力及經(jīng)過(guò)設(shè)計(jì)的開關(guān)機(jī)數(shù)量，是典型的兩點(diǎn)邊值條件下的多目標(biāo)優(yōu)化問(wèn)題。垂直起降火箭子級(jí)的級(jí)間比不能太大，否則級(jí)間分離高度太高，會(huì)造成一子級(jí)返回時(shí)熱流和動(dòng)壓太大，引起額外的結(jié)構(gòu)質(zhì)量增重和更多的推進(jìn)劑需求。從近年發(fā)展趨勢(shì)看，近地載荷任務(wù)增多，有利于火箭一子級(jí)重復(fù)使用。為提升抗干擾能力和著陸精度，基礎(chǔ)級(jí)單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力不能太大，否則節(jié)流要求太高。因此在一定起飛規(guī)模的要求下，火箭的基礎(chǔ)級(jí)臺(tái)數(shù)相比原來(lái)會(huì)有一定增加。

在對(duì)最優(yōu)運(yùn)載能力構(gòu)型的影響上，以某3.5 m直徑的重復(fù)使用火箭為例進(jìn)行分析。由表4可看出，垂直返回功能的增加令火箭的級(jí)間比向更小的趨勢(shì)變化。

表4 3.5m串聯(lián)構(gòu)型運(yùn)載能力優(yōu)化 Tab.4 3.5m Series Configuration Carrying Capacity Optimization

根據(jù)以上分析，不同入軌條件下的重復(fù)使用對(duì)火箭運(yùn)載能力損失在30%～60%之間，特別是發(fā)射軌道高度較高的任務(wù)時(shí)，火箭運(yùn)載能力損失更大，即使二級(jí)能力較強(qiáng)的獵鷹9號(hào)火箭在考慮回收后的運(yùn)載能力損失也在30%以上[11]，針對(duì)重復(fù)使用重新設(shè)計(jì)級(jí)間比有助于提升火箭重復(fù)使用后的運(yùn)載能力。

3.1.2 對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)要求更高

為滿足火箭返回段任務(wù)剖面，基礎(chǔ)級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)需要搖擺和多次起動(dòng)，可牽引發(fā)動(dòng)機(jī)多機(jī)布局適應(yīng)性、面推比、深度節(jié)流、在線檢測(cè)和評(píng)估等一系列技術(shù)發(fā)展。

基礎(chǔ)級(jí)發(fā)動(dòng)級(jí)推力適度且較宜使用多臺(tái)中心對(duì)稱布局，典型代表是獵鷹9號(hào)火箭的一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)。多機(jī)布局需要滿足發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺對(duì)空間的包絡(luò)需求，盡量緊湊布局、壓縮單機(jī)最大外包絡(luò)。若著陸時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的節(jié)流能力可使火箭實(shí)現(xiàn)懸停，要比無(wú)懸停能力的情況下高度/速度雙過(guò)零控制要求更為可靠，如圖2所示是某重復(fù)使用火箭在著陸推重比為1.1和1.5時(shí)的著陸精度分析對(duì)比。由分析可見，著陸時(shí)刻推重比越接近1，越有利于著陸精度控制。

圖2 著陸關(guān)機(jī)時(shí)刻水平位置偏差散布 Fig.2 Horizontal Position Deviation Distribution at the Time of Landing Shutdown

3.1.3 替代模塊化精準(zhǔn)匹配

隨著火箭重復(fù)使用技術(shù)的逐步應(yīng)用，原本通過(guò)模塊精細(xì)組合匹配有效載荷質(zhì)量，以降低發(fā)射費(fèi)用的方法正在發(fā)生變化[12]。獵鷹9號(hào)Block5可重復(fù)使用的一級(jí)結(jié)構(gòu)效率達(dá)到0.935，每次任務(wù)視情充分利用二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)多次點(diǎn)火，提升多類軌道發(fā)射任務(wù)的能力[13]。其于2021年發(fā)射的科學(xué)觀測(cè)載荷IXPE質(zhì)量?jī)H340 kg。運(yùn)載能力有較大富裕，但由于其發(fā)射價(jià)格與原本計(jì)劃發(fā)射的小型空射型飛馬座火箭差別不大（大約5000萬(wàn)美元），仍獲得了此次發(fā)射合同，顛覆了傳統(tǒng)發(fā)射市場(chǎng)準(zhǔn)則。因此，重復(fù)使用可以在確保經(jīng)濟(jì)性的前提下，有效拓展火箭的任務(wù)剖面，從而降低火箭模塊化壓力，使得通過(guò)模塊化設(shè)計(jì)精準(zhǔn)匹配有效載荷的需求變得沒(méi)有以前那么敏感。

以往中國(guó)一次性火箭研制都是工程牽引，將工程需求作為最大運(yùn)載能力指標(biāo)，因此中國(guó)火箭起飛推重比都較小，任務(wù)適應(yīng)性不高，面對(duì)新需求往往需再新研火箭。相比之下，美國(guó)獵鷹9號(hào)Block5火箭的起飛推重比為1.42。其芯級(jí)模塊貯箱基本相同，更加有利于大規(guī)模配套生產(chǎn)。獵鷹重型火箭也僅在此基礎(chǔ)上做了CBC構(gòu)型改進(jìn)，從而省去了大量構(gòu)型論證帶來(lái)的額外工作量[14,15]。

3.2 故障診斷與容錯(cuò)重構(gòu)技術(shù)對(duì)火箭構(gòu)型優(yōu)化的驅(qū)動(dòng)

故障診斷與容錯(cuò)重構(gòu)技術(shù)將對(duì)動(dòng)力冗余、串并聯(lián)構(gòu)型等設(shè)計(jì)提出新的要求。

3.2.1 牽引動(dòng)力冗余及提升可靠性

運(yùn)載火箭具備一定的動(dòng)力冗余能力是故障診斷與容錯(cuò)重構(gòu)技術(shù)應(yīng)用的前提。優(yōu)先選用合理的小推力多機(jī)并聯(lián)構(gòu)型，通過(guò)可靠性評(píng)估來(lái)確定推力大小和發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)數(shù)。當(dāng)系統(tǒng)一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障被關(guān)閉后，其它發(fā)動(dòng)機(jī)可以通過(guò)提高推力的方式彌補(bǔ)故障發(fā)動(dòng)機(jī)的推力損失，從而保障系統(tǒng)的總推力不變。假設(shè)單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性與推力大小無(wú)關(guān)，則冗余1臺(tái)和2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)下的系統(tǒng)可靠性可用式（4）和式（5）來(lái)表示。

式中 R1，R2分別為冗余1臺(tái)和2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)下的子級(jí)動(dòng)力系統(tǒng)的可靠性； Cnm為從n個(gè)不同元素中取出m個(gè)元素的組合數(shù)。

發(fā)動(dòng)機(jī)推力提升的范圍比較有限，一般小于額定推力的20%。表5的計(jì)算結(jié)果表明，發(fā)動(dòng)機(jī)冗余可以顯著提高動(dòng)力系統(tǒng)的可靠性。在一定范圍內(nèi)，適度的增加冗余發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)數(shù)，可有效提升可靠性[16]。

表5 采用非冗余和冗余發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性對(duì)比表 Tab.5 Reliability under Different Redundancy Capability

3.2.2 優(yōu)先選用串聯(lián)構(gòu)型

并聯(lián)火箭助推器單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)故障時(shí)，由于推進(jìn)劑消耗量偏離額定工況，難以保證推進(jìn)劑均勻消耗，將導(dǎo)致全箭質(zhì)量分布不均，進(jìn)而出現(xiàn)新的復(fù)雜全箭彈性模態(tài)，這將使得容錯(cuò)姿態(tài)控制設(shè)計(jì)難度大大提升；串聯(lián)火箭出現(xiàn)單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)故障時(shí)，推進(jìn)劑消耗量出現(xiàn)變化，僅使得全箭質(zhì)量分布在時(shí)間上出現(xiàn)延滯，進(jìn)而火箭模態(tài)變化變慢，一般不會(huì)出現(xiàn)新的模態(tài)，對(duì)于該情況的姿控系統(tǒng)設(shè)計(jì)可通過(guò)諸元切換等方式來(lái)解決。

若考慮繼承性、生產(chǎn)制造、運(yùn)輸制約等實(shí)際條件而必須采用并聯(lián)構(gòu)型時(shí)，可進(jìn)一步攻關(guān)推進(jìn)劑交叉輸送、火箭頻率在線辨識(shí)等動(dòng)力和電氣系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)，提升火箭運(yùn)載能力的同時(shí)，提高飛行魯棒性、支撐容錯(cuò)控制的實(shí)現(xiàn)。

3.3 先進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)對(duì)火箭構(gòu)型優(yōu)化的驅(qū)動(dòng)

綜合電子技術(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)等不斷發(fā)展，也為火箭構(gòu)型優(yōu)化提供了新的途徑。

3.3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流和再次起動(dòng)技術(shù)

隨著發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展，越來(lái)越多的運(yùn)載火箭使用了發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)，以改善火箭飛行性能，提高發(fā)射任務(wù)的可靠性[17]。國(guó)外典型的運(yùn)載火箭質(zhì)子號(hào)M、宇宙神、德爾它-4等在起動(dòng)段、最大動(dòng)壓段和關(guān)機(jī)段都實(shí)施了發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)，提高了運(yùn)載火箭性能。

以某型捆綁火箭為例進(jìn)行載荷分析，在最大qa（動(dòng)壓與攻角之積）狀態(tài)下，對(duì)比3種工況的各類輸入數(shù)據(jù)，如表6。芯級(jí)節(jié)流、助推節(jié)流工況下載荷攻角雖然分別增大了12%和8%，但最大qa值相對(duì)于標(biāo)準(zhǔn)彈道依然分別下降了4%和7%，對(duì)應(yīng)得到的芯級(jí)載荷相比標(biāo)準(zhǔn)彈道均有一定降低。

表6 最大qa狀態(tài)3種工況的計(jì)算輸入對(duì)比 Tab.6 Calculation Input Comparison of Three Working Conditions of Maximum qa State

對(duì)于火箭末級(jí)，可通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流降低最大過(guò)載提升末級(jí)結(jié)構(gòu)效率。末級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的再次起動(dòng)能力也可提升火箭多任務(wù)適應(yīng)性，通過(guò)霍曼轉(zhuǎn)移軌道，以最小速度增量代價(jià)和能量需求實(shí)現(xiàn)變軌，間接實(shí)現(xiàn)運(yùn)載能力提升[18]。相比于采用二次起動(dòng)入軌，采用降弧段一次入軌后入軌點(diǎn)高度和運(yùn)載能力的變化情況見表7。

表7 二級(jí)二次起動(dòng)對(duì)運(yùn)載能力的影響 Tab.7 The Influnce of the 2nd Ignition of 2nd Stage

3.3.2 先進(jìn)姿態(tài)控制技術(shù)

姿控穩(wěn)定性設(shè)計(jì)對(duì)于火箭構(gòu)型長(zhǎng)細(xì)比有著較強(qiáng)約束，可通過(guò)先進(jìn)姿態(tài)控制提升系統(tǒng)魯棒性以及自適應(yīng)性，放寬長(zhǎng)細(xì)比約束。

為了進(jìn)一步解決低頻彈性控制難題，可以采用速率陀螺加權(quán)控制、自適應(yīng)陷波濾波等措施。以某型火箭起飛時(shí)刻為例，一階彈性頻率達(dá)到0.8 Hz左右，且二階彈性頻率1.5 Hz，三階彈性頻率2 Hz，彈性模態(tài)頻率低頻密集，仍采用傳統(tǒng)姿控設(shè)計(jì)方案的話，難以滿足穩(wěn)定裕度指標(biāo)。為解決低頻彈性控制難題，基于空間模態(tài)抵消的思想，增設(shè)速率陀螺，通過(guò)硬件濾波的形式來(lái)削弱彈性響應(yīng)，結(jié)果見圖3。除了硬件濾波，還可以通過(guò)自適應(yīng)濾波算法來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)彈性的穩(wěn)定控制，基于角速度信號(hào)，飛行中實(shí)時(shí)辨識(shí)角速度信號(hào)中的彈性頻率成分，在線生成陷波器，實(shí)現(xiàn)對(duì)彈性頻率的穩(wěn)定控制。通過(guò)應(yīng)用上述先進(jìn)姿態(tài)控制技術(shù)，突破了0.8 Hz超低頻彈性穩(wěn)定控制難題和同等大型運(yùn)載火箭的長(zhǎng)細(xì)比18的約束，支撐了中國(guó)某大型捆綁火箭研制工作。

圖3 某運(yùn)載火箭采用雙速率陀螺加權(quán)控制后 Fig.3 Launch Vehicle Controlled by Double Rate Gyro Weighted Control

4 未來(lái)運(yùn)載火箭構(gòu)型優(yōu)化技術(shù)發(fā)展建議

著眼中國(guó)航天發(fā)展總體要求，需結(jié)合重復(fù)使用、故障診斷及容錯(cuò)重構(gòu)等新發(fā)展趨勢(shì)，完善火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)方法，實(shí)現(xiàn)火箭技術(shù)性能的持續(xù)提升。

4.1 結(jié)合創(chuàng)新技術(shù)發(fā)展，完善火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，實(shí)現(xiàn)火箭性能與技術(shù)的持續(xù)提升

經(jīng)典的火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)工作往往有明確工程任務(wù)牽引，通常根據(jù)任務(wù)需求確定火箭的運(yùn)載能力和重要構(gòu)型參數(shù)。在此基礎(chǔ)上考慮各種限制以及模塊化等需求，明確各級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力、結(jié)構(gòu)質(zhì)量以及發(fā)動(dòng)機(jī)布局等。在重復(fù)使用等新趨勢(shì)驅(qū)動(dòng)下，經(jīng)典火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)方法已不能完全適用，各專業(yè)傳統(tǒng)工作界面也已打破，火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)面臨新挑戰(zhàn)。

重復(fù)使用火箭的總體設(shè)計(jì)需開展上升段與返回段聯(lián)合設(shè)計(jì)，各專業(yè)耦合更加緊密。火箭子級(jí)返回各類設(shè)計(jì)約束非線性更強(qiáng)、更為復(fù)雜，對(duì)級(jí)間比的選取、基礎(chǔ)級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的布局及推力選擇等提出了與一次性火箭不同的需求；另一方面，故障檢測(cè)及任務(wù)重構(gòu)為火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)帶來(lái)了新思路，提出了通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流、故障容錯(cuò)等提升可靠性的新途徑，并牽引出彈道重規(guī)劃、結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測(cè)等一系列新的技術(shù)發(fā)展方向。

重復(fù)使用、故障檢測(cè)及任務(wù)重構(gòu)均對(duì)構(gòu)型設(shè)計(jì)起到了顯著牽引作用，在多個(gè)方面有著相同的技術(shù)需求。需大力發(fā)展發(fā)動(dòng)機(jī)深度節(jié)流及多次起動(dòng)技術(shù)，支撐構(gòu)型方案落地，逐步實(shí)現(xiàn)對(duì)子級(jí)箭體甚至是全箭的回收復(fù)用；通過(guò)構(gòu)型優(yōu)化提升故障適應(yīng)能力，發(fā)展在線自主決策與快速規(guī)劃技術(shù)，確保在故障狀態(tài)下仍能充分利用火箭的剩余能力完成對(duì)應(yīng)目標(biāo)，從而應(yīng)對(duì)未來(lái)更復(fù)雜的宇航發(fā)射任務(wù)。

4.2 進(jìn)一步加大總體多專業(yè)協(xié)同設(shè)計(jì)和聯(lián)合仿真能力建設(shè)，有力支撐多約束下的總體構(gòu)型優(yōu)化

面對(duì)重復(fù)使用等新的應(yīng)用場(chǎng)景，過(guò)去作為弱約束的箭體過(guò)載、熱流等條件轉(zhuǎn)變?yōu)橹饕?，氣?dòng)力熱環(huán)境精確預(yù)示、載荷精細(xì)化設(shè)計(jì)、氣動(dòng)-彈道-載荷聯(lián)合優(yōu)化、故障診斷容錯(cuò)重構(gòu)、防熱承力一體化等新要求凸顯。需要將發(fā)動(dòng)機(jī)主動(dòng)節(jié)流等新的設(shè)計(jì)變量結(jié)合進(jìn)構(gòu)型設(shè)計(jì)，通過(guò)彈道、姿控、載荷等多專業(yè)聯(lián)合仿真加快優(yōu)化迭代周期，實(shí)現(xiàn)新需求下火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)的多專業(yè)快速優(yōu)化。通過(guò)建立運(yùn)載火箭總體快速協(xié)同設(shè)計(jì)及聯(lián)合仿真、GNC聯(lián)合優(yōu)化設(shè)計(jì)及仿真、多體動(dòng)力學(xué)聯(lián)合仿真等能力，提高總體小回路設(shè)計(jì)效率和質(zhì)量。

建立運(yùn)載火箭總體協(xié)同設(shè)計(jì)方法，使用基于模型的數(shù)字化協(xié)同設(shè)計(jì)工具，完善各專業(yè)核心功能模塊的結(jié)構(gòu)化數(shù)據(jù)庫(kù)，提升小回路高效快速迭代能力；通過(guò)建立GNC聯(lián)合設(shè)計(jì)與仿真平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)上升段/返回段力學(xué)模型標(biāo)準(zhǔn)化與通用化；通過(guò)建立多體動(dòng)力學(xué)聯(lián)合仿真平臺(tái)，構(gòu)建基于多體動(dòng)力學(xué)模型的建模與仿真方法，解決考慮復(fù)雜力學(xué)環(huán)境條件下的多體動(dòng)力學(xué)與控制耦合設(shè)計(jì)與仿真難題，提供直觀全面的仿真結(jié)果以支撐新構(gòu)型的總體參數(shù)優(yōu)化。

4.3 牽引核心動(dòng)力等單機(jī)產(chǎn)品技術(shù)升級(jí)

發(fā)動(dòng)機(jī)多次起動(dòng)與深度節(jié)流、故障診斷與任務(wù)重構(gòu)等核心關(guān)鍵技術(shù)與構(gòu)型設(shè)計(jì)密切相關(guān)，需盡早攻關(guān)突破。應(yīng)基于新的需求，持續(xù)推進(jìn)已有發(fā)動(dòng)機(jī)的改進(jìn)優(yōu)化，基礎(chǔ)級(jí)著力構(gòu)建推力量級(jí)適宜、推質(zhì)比大的發(fā)動(dòng)機(jī)型譜，發(fā)展多機(jī)并聯(lián)技術(shù)；末級(jí)在傳統(tǒng)追求高比沖的同時(shí)，進(jìn)一步挖潛大推力性能。在構(gòu)型設(shè)計(jì)中考慮動(dòng)力冗余設(shè)計(jì)，降低故障危害程度甚至大幅減小故障影響，確?；鸺腥哂嗄芰?lái)完成飛行任務(wù)。

綜上，在需求牽引和技術(shù)發(fā)展的雙重驅(qū)動(dòng)下，火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)將朝著以下方向持續(xù)發(fā)展：

a）級(jí)數(shù)減少，高能化：通過(guò)高性能發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展、新型材料、先進(jìn)結(jié)構(gòu)/機(jī)構(gòu)等的應(yīng)用，提升子級(jí)模塊性能的同時(shí)，令火箭構(gòu)型以更少的級(jí)數(shù)、更少的模塊數(shù)量實(shí)現(xiàn)較高的運(yùn)載效率。

b）容錯(cuò)重構(gòu)，智能化：通過(guò)先進(jìn)測(cè)量、故障診斷能力及任務(wù)重規(guī)劃和系統(tǒng)重構(gòu)技術(shù)的實(shí)施，令動(dòng)力冗余成為提升火箭可靠性的有效途徑，牽引構(gòu)型模塊向多臺(tái)數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)方向發(fā)展，提升火箭可靠裕度。

c）子級(jí)復(fù)用，航班化：重復(fù)使用帶來(lái)的不對(duì)稱競(jìng)爭(zhēng)優(yōu)勢(shì)凸顯，火箭設(shè)計(jì)之初即需兼顧返回及復(fù)用任務(wù)剖面，牽引回收子級(jí)的發(fā)動(dòng)機(jī)向大面推比緊湊中心布局、多次起動(dòng)等方向發(fā)展，提升末級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力、推質(zhì)比及子級(jí)結(jié)構(gòu)效率，全箭級(jí)間比向減小趨勢(shì)發(fā)展。

d）模塊兼容，通用化：改變傳統(tǒng)模塊組合形成系列構(gòu)型進(jìn)行運(yùn)載能力區(qū)間覆蓋的理念，在重復(fù)使用解決了火箭發(fā)射經(jīng)濟(jì)性的基礎(chǔ)上，構(gòu)型向著一款火箭覆蓋不同軌道、運(yùn)載能力向下兼容的方向發(fā)展，富裕運(yùn)載能力及返回預(yù)留推進(jìn)劑轉(zhuǎn)化為主任務(wù)的可靠性提升。

e）需求聚焦、一體化：近年來(lái)近地任務(wù)需求迅速增長(zhǎng)，星箭一體化設(shè)計(jì)是提升組網(wǎng)任務(wù)發(fā)射效率的有效技術(shù)途徑。此外，火箭構(gòu)型自身也向著深度一體化的方向發(fā)展，電氣一體化、傳力一體化、能源一體化等都將不斷提升火箭的性能和效率。

5 結(jié)束語(yǔ)

經(jīng)過(guò)60多年的自主創(chuàng)新，中國(guó)運(yùn)載火箭發(fā)展經(jīng)歷了從無(wú)到有、從老到新的發(fā)展階段。未來(lái)，隨著人類空間利用活動(dòng)的日益增多，航班化、智能化將成為未來(lái)世界航天運(yùn)輸系統(tǒng)的主要特征，對(duì)運(yùn)載火箭的可靠性、任務(wù)適應(yīng)性、快響性等提出了更高要求。運(yùn)載火箭構(gòu)型設(shè)計(jì)對(duì)新技術(shù)、新理念的結(jié)合程度直接決定了火箭的生命力。面對(duì)新的需求、機(jī)遇和挑戰(zhàn)，應(yīng)立足中國(guó)國(guó)情和戰(zhàn)略發(fā)展需要，不斷創(chuàng)新、不斷突破，持續(xù)開展構(gòu)型優(yōu)化、性能提升工作，增加新功能、融入新要素，打造可靠性高、適應(yīng)性好、生命力強(qiáng)的運(yùn)載火箭產(chǎn)品體系。