關(guān)于重型運載火箭若干問題的思考

龍樂豪 , 鄭立偉

(1.中國運載火箭技術(shù)研究院,北京 100076；2.北京宇航系統(tǒng)工程研究所, 北京 100076)

關(guān)于重型運載火箭若干問題的思考

龍樂豪1, 鄭立偉2

(1.中國運載火箭技術(shù)研究院,北京 100076；2.北京宇航系統(tǒng)工程研究所, 北京 100076)

重型運載火箭涉及眾多關(guān)鍵技術(shù)，研制難度大，研制周期長。針對重型運載火箭研制過程中的幾個問題進行了思考，包括動力類型選擇、重型火箭模態(tài)試驗、動力系統(tǒng)試車、測發(fā)模式以及產(chǎn)業(yè)基地布局與建設(shè)等方面，提出重型運載火箭后續(xù)研制過程中的技術(shù)難點以及應(yīng)對措施設(shè)想。

重型運載火箭；模態(tài)試驗；動力系統(tǒng)試車；測發(fā)模式

0 引言

重型運載火箭(代號CZ-9)是我國建設(shè)航天強國的重要標志，是實現(xiàn)“兩個一百年”發(fā)展目標中的重大科技創(chuàng)新活動，也可能是我國化學(xué)推進最大能力的終極火箭型號。

經(jīng)過近10年的論證，我國重型運載火箭的總體方案已經(jīng)基本收斂，該總體方案已獲得國家國防科工局等上級單位認可，進入關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)、方案深化論證及方案設(shè)計階段，并取得了以10米級直徑整體鍛環(huán)[1]、500噸級推力液氧煤油發(fā)動機渦輪泵與發(fā)生器聯(lián)試[2]、3米直徑分段裝藥固體發(fā)動機試驗成功[3]為代表的階段性成果，為后續(xù)工程研制奠定了初步基礎(chǔ)。由于重型火箭幾何尺寸、整體規(guī)模大，在研制過程中必將面臨很多新問題需要研究，本文針對重型火箭動力類型選擇、全箭振動試驗、動力系統(tǒng)試車、測試發(fā)射模式、產(chǎn)業(yè)基地布局與建設(shè)等問題進行了探討。

1 總體構(gòu)型中發(fā)動機類型的選擇

1.1 國外情況

動力系統(tǒng)是運載火箭的核心組成部分，選擇了某種發(fā)動機，火箭的基本性能就確定了。按照國外重型火箭研制歷史來看，美國土星V運載火箭為三級串聯(lián)構(gòu)型，各級分別采用了液氧煤油發(fā)動機、不同型號的氫氧發(fā)動機；俄羅斯N-1火箭為四級串聯(lián)構(gòu)型，各模塊動力系統(tǒng)均采用了液氧煤油發(fā)動機；美國航天飛機采用了固體助推器和氫氧發(fā)動機的并聯(lián)構(gòu)型；能源號火箭助推器采用了液氧煤油發(fā)動機、芯一級采用了氫氧發(fā)動機；美國星座計劃中的戰(zhàn)神5火箭為并聯(lián)構(gòu)型，采用了固體助推器，芯一級和芯二級采用了氫氧發(fā)動機；美國在研的SLS 1火箭為并聯(lián)構(gòu)型，助推器采用固體發(fā)動機，芯級采用了氫氧發(fā)動機。

縱觀國外重型運載火箭，各國采用的動力類型各不相同，但從構(gòu)型發(fā)展規(guī)律來看，各國均由最初的串聯(lián)構(gòu)型發(fā)展為捆綁助推器的并聯(lián)構(gòu)型；而對于并聯(lián)構(gòu)型，助推器動力類型主要集中為液氧煤油發(fā)動機或者固體發(fā)動機兩種。

1.2 重型火箭動力類型選擇

根據(jù)人類已經(jīng)達到的火箭推進技術(shù)水平，重型運載火箭采用并聯(lián)構(gòu)型的總體方案顯然是合理的。但并聯(lián)方案中的助推器采用液體還是固體推進劑，往往要根據(jù)各國不同的工業(yè)技術(shù)水平而定，事實上美國采用固體助推為主，而蘇聯(lián)/俄羅斯幾乎只采用液體助推器。鑒于重型火箭最主要的特征之一是運載能力大，因而要求推力也大；而實現(xiàn)大推力最簡單有效的辦法是采用固體火箭助推器，從理論上講，其推力大小與裝藥量成正比，只要多裝藥就可實現(xiàn)大推力的要求。相對大推力的液體火箭助推器，固體火箭助推器研制難度小得多、投入也少，目前我國已掌握研制千噸級推力固體火箭發(fā)動機的密封、分段裝藥等關(guān)鍵技術(shù)，另外采用固體助推器還有利于寓軍于民、軍民融合方針的實現(xiàn)，因此，固體助推器是最簡單也是最容易實現(xiàn)的方案。同時也應(yīng)同步開展大推力液氧煤油發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，在適當時機作出最終選擇。

在21世紀初的今天，研制CZ-9一定要注重經(jīng)濟技術(shù)綜合性能，廉價是重要指標之一，不應(yīng)單純追求技術(shù)進步。以芯一級(或芯二級)氫氧發(fā)動機循環(huán)方式為例，能用簡單可靠、研制難度小的燃氣發(fā)生器循環(huán)就不用高壓補燃循環(huán)方式。因為后者雖然技術(shù)先進但研制基礎(chǔ)差、難度大、投入高，而其對火箭運載能力的提高僅約4%，可謂得不償失。

2 全箭動特性獲取

2.1 國外情況

運載火箭的動特性獲取主要有3類試驗方法，包括全尺寸模態(tài)試驗、縮比模型和部段模態(tài)試驗。自20世紀50年代開始，國外的運載火箭模態(tài)試驗經(jīng)歷了全尺寸試驗—縮比試驗—部段試驗的發(fā)展歷程，美國、歐洲幾類典型運載火箭的模態(tài)試驗情況[4]如下：

1)土星I號開展了1/5縮比尺寸的模型動特性試驗和全尺寸的動特性試驗，并將二者結(jié)果進行比較，為達到計算結(jié)果的準確性，在并聯(lián)貯箱位置進行三維建模。

2)大力神3運載火箭開展了1/5縮比尺寸的模態(tài)試驗，用以修正理論模型。

3)土星V號運載火箭分別進行了1/10、1/40尺寸的縮比模型模態(tài)試驗，并在馬歇爾航天中心采用油氣支撐方案進行了全尺寸的全箭模態(tài)試驗[5]。

4)航天飛機研制過程中也分別進行了1/4、1/8、1/15和全尺寸的模態(tài)試驗[6]。

5)阿里安火箭的模態(tài)計算采用PERMAS軟件包，對各部段進行了精細化建模，并用自由界面模態(tài)綜合法計算全箭的三維模態(tài)特征，未進行全尺寸的全箭模態(tài)試驗，僅進行了部段的模態(tài)試驗和靜力試驗用以修正精細化的部段模型。

6)戰(zhàn)神1號進行了逃逸模塊和二子級模塊的模態(tài)試驗用以修正模型，并進行了發(fā)射平臺豎立狀態(tài)的全箭模態(tài)試驗，以對全箭模型進行驗證[7]。

2.2 對CZ-9動特性獲取的思考

CZ-9采用9.5m芯級直徑、7.5m芯級直徑、5m助推直徑、起飛質(zhì)量超過4000t，我國現(xiàn)有試驗場地和設(shè)備已不能滿足開展全尺寸模態(tài)試驗的條件。從國內(nèi)外經(jīng)驗看，全尺寸模態(tài)試驗方法是成熟的，沒有任何技術(shù)風險，但試驗設(shè)施龐大、利用率極低。我們?nèi)粢?guī)劃新建模態(tài)試驗設(shè)施，必然存在耗資巨大、建設(shè)周期長等難題。因而CZ-9若采用全尺寸模態(tài)試驗方案，雖然技術(shù)上成熟，但顯然不是經(jīng)濟、優(yōu)化的途徑。

縮比模型模態(tài)試驗自土星I號的研究開始，進行了1/5的縮比模型試驗，縮比的要素包括尺寸、質(zhì)量和剛度，并以縮比模型試驗結(jié)果代替了全尺寸試驗結(jié)果對模型進行修正。實際在縮比模型研制中，尺寸和質(zhì)量縮比相對簡單，剛度縮比存在一定的難度，需要通過材料屬性和厚度等進行修正。但在土星Ⅴ號和航天飛機研制中，NASA進行縮比模型試驗的同時又進行了全尺寸模態(tài)試驗。文獻[5]中提及利用縮比模型試驗無法取代全尺寸模態(tài)試驗的一項重要內(nèi)容，就是慣性器件安裝位置的振型斜率測量問題。

子結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗與模態(tài)綜合技術(shù)在航天領(lǐng)域的應(yīng)用開始于阿里安4運載火箭，通過建立較高精度的三維動特性模型，利用模態(tài)綜合技術(shù)將各個三維模型部段組裝成為火箭總體特性。由于未進行全尺寸全箭模態(tài)試驗，所以阻尼數(shù)據(jù)和局部振型斜率難以確定，因此必需進行必要的部段試驗。阿里安5火箭同樣采用了該方案。

綜上所述，采用模態(tài)綜合技術(shù)方法獲取模態(tài)特性，已經(jīng)過了國外火箭型號成功應(yīng)用的驗證。對CZ-9整箭模態(tài)的獲取，是采用子結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗加模態(tài)綜合辦法的時候了，再不應(yīng)該有絲毫的猶豫。

3 動力系統(tǒng)試車

3.1 國外情況

動力系統(tǒng)試車是新研制火箭飛行試驗之前一項最重要的大型地面試驗，目的是考核火箭子級方案(特別是動力輸送系統(tǒng))的正確性、工作協(xié)調(diào)性。從美國、俄羅斯等國運載火箭的研制歷程來看，動力系統(tǒng)試車或類似的試驗也是運載火箭研制過程必不可少的環(huán)節(jié)。

動力系統(tǒng)試車必須有相應(yīng)的試驗設(shè)施支撐，但試驗設(shè)施的建設(shè)方式多種多樣，沒有定式。各個國家依據(jù)研制周期、研制經(jīng)費、原有設(shè)施技術(shù)狀況、科研機構(gòu)布局特點、火箭運輸方式、氣象和環(huán)境特點等因素綜合考慮，有的建立專門試驗臺，有的利用原有試驗臺改造，也有利用原有發(fā)射臺進行試驗。美國、俄羅斯兩個航天實力雄厚的國家，在運載火箭發(fā)展早期都建立了大噸位的動力系統(tǒng)試車臺，滿足相當一段時期內(nèi)多個型號研制的需要。這些試驗臺一般還可兼顧發(fā)動機研制試驗，如美國斯坦尼斯航天中心的B試驗臺、俄羅斯的101和102試驗臺。美國德爾它4火箭的通用芯級動力系統(tǒng)試車即是在B-2試驗臺上進行的，該試驗臺曾經(jīng)承擔過土星Ⅴ號和航天飛機的動力系統(tǒng)試車。阿里安5一子級是利用阿里安5發(fā)射臺進行動力系統(tǒng)試車，而沒有專門建造動力系統(tǒng)試車臺；H-ⅡA火箭二子級利用了位于田代試驗場的原H-Ⅰ二子級動力系統(tǒng)試車設(shè)施，但因試驗臺承載能力和試驗基地的地域所限，其一子級和液體助推器的動力系統(tǒng)試車則在吉信發(fā)射場進行。

3.2 CZ-9動力系統(tǒng)試車臺建設(shè)

重型運載火箭有多個模塊，各模塊開展動力系統(tǒng)試車是必要的。但利用我國原有動力系統(tǒng)試車臺改建已不是合理的方案；應(yīng)該依據(jù)現(xiàn)有研制能力布局、海南發(fā)射場的已有設(shè)施與氣候特點等因素綜合考慮，力求取得最優(yōu)效果。也許直接用子級(或半箭)飛行演示驗證試驗的方法，來替代專用的動力系統(tǒng)試車臺更為合理。

4 測發(fā)模式

4.1 國外情況

火箭在發(fā)射場的技術(shù)準備工作主要包括產(chǎn)品組裝、測試、轉(zhuǎn)運，通過這3個項目基本上能反映火箭的技術(shù)狀態(tài)、地面設(shè)施設(shè)備和發(fā)射場總體布局的特點。對于運載火箭，一般選用地面固定場坪垂直發(fā)射方式，目前各國常用的測發(fā)模式有3種[8]。

(1)“三垂”模式

即垂直總裝、垂直測試、垂直運輸，如土星Ⅴ、航天飛機、宇宙神5、阿里安5、CZ-2F、CZ-5、CZ-7、H-II 等火箭采用該模式。

火箭各部段及設(shè)備在總裝廠房完成單元測試后，垂直總裝在活動發(fā)射平臺上，綜合測試后，火箭垂直轉(zhuǎn)運至發(fā)射區(qū)，在發(fā)射區(qū)火箭進行簡單測試后進入發(fā)射準備階段。

該方案最大的優(yōu)點是技術(shù)區(qū)及發(fā)射區(qū)測試均采用同一套前端測試設(shè)備，在運輸時測試狀態(tài)不斷開，可確保技術(shù)區(qū)的測試狀態(tài)及測試結(jié)果有效，有效降低火箭在發(fā)射區(qū)的工作時間。但該方案對地面設(shè)施和設(shè)備要求高，需建設(shè)高大的垂直總裝廠房，對活動發(fā)射平臺及鐵軌、地基要求高，地面設(shè)施復(fù)雜、龐大、造價高。

考慮到重型火箭規(guī)模大，為縮短火箭在發(fā)射區(qū)的工作時間，貯箱、氣瓶置換工作應(yīng)該在技術(shù)區(qū)內(nèi)完成；在發(fā)射區(qū)，主要進行綜合測試、推進劑加注等工作。

(2)“兩平兩垂”模式

即水平測試、水平運輸、垂直總裝、垂直測試，如德爾它4、CZ-2C系列、CZ-3A系列和CZ-4系列等火箭采用該模式。

在技術(shù)區(qū)建設(shè)水平準備廠房，在發(fā)射區(qū)建設(shè)固定發(fā)射臺、固定勤務(wù)塔和臍帶塔，發(fā)射場坪下建設(shè)地下的前端設(shè)備間，不需要活動發(fā)射平臺?；鸺鞑慷卧诩夹g(shù)區(qū)水平準備廠房完成安裝測試后，通過公路運輸車將各級運往發(fā)射區(qū)，用勤務(wù)塔上的吊車將各級火箭、星罩組合體垂直吊裝對接在發(fā)射臺上，經(jīng)過測試后進行加注發(fā)射。

該方案最大的優(yōu)點在于操作簡單，對發(fā)射設(shè)備要求較低，火箭運輸條件低，但該模式火箭在發(fā)射區(qū)占位時間長，每兩次發(fā)射時間間隔長，對海南自然環(huán)境適應(yīng)能力差。而且發(fā)射區(qū)塔架規(guī)模龐大，實現(xiàn)較為困難，重型火箭高度約100m，在室外露天吊裝也存在較大風險。

(3)“三平”模式

即水平對接、水平測試、水平運輸，如能源號、暴風雪號、質(zhì)子號、法爾肯9和天頂號海射火箭等火箭采用該模式。

在技術(shù)區(qū)水平準備廠房內(nèi)完成箭體組裝、有效載荷對接、綜合測試后，整體水平狀態(tài)轉(zhuǎn)運到發(fā)射區(qū)，一般是用履帶車通過公路運輸。到發(fā)射區(qū)后進行火箭整體起豎、箭地連接、加注、發(fā)射。

此方案的優(yōu)點是可以避免在技術(shù)區(qū)建設(shè)高大的垂直總裝測試廠房，發(fā)射區(qū)地面設(shè)備較為簡單，而且對運輸?shù)缆芬筝^低，轉(zhuǎn)運時所用的運輸車輛與三垂模式相比，較經(jīng)濟。但是，需要突破重型火箭整體起豎、箭體及有效載荷水平組裝等技術(shù)。另外，到發(fā)射區(qū)還要進行箭地連接，所以在發(fā)射區(qū)的工作時間也較長。

綜上，俄羅斯重型火箭主要采用三平測發(fā)模式，美國主要采用三垂測發(fā)模式，表明兩種測發(fā)模式都可行。

4.2 CZ-9測發(fā)模式分析

重型運載火箭采用任何一種模式在技術(shù)上均是可行的，當前的任務(wù)是要深入進行技術(shù)經(jīng)濟可行性論證。通過初步論證，無論是三平模式還是三垂模式，對于CZ-9而言，不存在不可逾越的技術(shù)難題；但三垂模式可以繼承新一代運載火箭的研制經(jīng)驗和使用經(jīng)驗，可優(yōu)先考慮采用。但后續(xù)要考慮在發(fā)射區(qū)建設(shè)簡易勤務(wù)塔或者活動勤務(wù)塔，甚至可以取消發(fā)射區(qū)勤務(wù)塔，并重點開展發(fā)射活動平臺的技術(shù)方案攻關(guān)，在確?？煽啃缘耐瑫r盡力減小活動發(fā)射平臺的規(guī)模。

5 產(chǎn)業(yè)基地布局與建設(shè)

CZ-9大部段生產(chǎn)、總裝、總測及大型地面試驗應(yīng)該放在何處進行？綜合考慮有天津臨港與海南文昌兩地可供選擇，進一步分析認為文昌地區(qū)更具優(yōu)勢。我們完全可以CZ-9為契機，在海南建設(shè)航天軍民融合的產(chǎn)業(yè)化基地，這樣既是踐行國家軍民融合戰(zhàn)略方針的實際行動，也可以帶動我國航天運輸系統(tǒng)的產(chǎn)業(yè)化基地建設(shè)。此基地應(yīng)有較完整的研制流程，在承擔國家重大專項任務(wù)的同時，重點發(fā)展航天運輸系統(tǒng)的市場化運營和軍民融合產(chǎn)業(yè)。

產(chǎn)業(yè)化基地具有研究、設(shè)計、生產(chǎn)、試驗、總裝、總測以及服務(wù)等能力，應(yīng)是軍民融合、產(chǎn)業(yè)聚集、集成創(chuàng)新的經(jīng)濟實體，致力于CZ-9等重大專項任務(wù)完成和航天運輸系統(tǒng)的市場化經(jīng)營，實現(xiàn)“經(jīng)營規(guī)?；?、設(shè)施現(xiàn)代化、管理科學(xué)化、發(fā)展國際化”的目標。主營業(yè)務(wù)包括：

(1)CZ-9總裝、測試與發(fā)射

包括Ф9.5m、Ф7.5m芯級貯箱焊接、裝備和檢測，Ф9.5m、Ф7.5m芯級大部段鉚接裝配，整箭總裝和測試，總體和結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的大型地面試驗，如動力系統(tǒng)試車(或半箭演示飛行驗證)、模態(tài)試驗，并執(zhí)行重型火箭的發(fā)射任務(wù)等。

(2)新一代運載火箭的發(fā)射服務(wù)和軍品型號前方任務(wù)保障

執(zhí)行CZ-5、CZ-5B、CZ-6、CZ-7和CZ-8等新一代運載火箭高密度發(fā)射及其他國防重點任務(wù)保障，并逐步承擔它們的總裝、測試、靶場地面設(shè)備更新維護等任務(wù)。

(3)軍用技術(shù)向民用產(chǎn)業(yè)轉(zhuǎn)化

包括大型空間站、登月飛船等大直徑結(jié)構(gòu)加工，面向東南亞及全國大直徑結(jié)構(gòu)件高端加工，航天及軍用技術(shù)向民用產(chǎn)業(yè)轉(zhuǎn)化，如海工設(shè)備等，并承辦國內(nèi)外航天學(xué)術(shù)交流和培訓(xùn)等。

(4)商業(yè)化運作和國際化發(fā)展

嘗試通過混合所有制創(chuàng)新經(jīng)營管理模式，實現(xiàn)產(chǎn)業(yè)、經(jīng)營權(quán)分離，引入社會資本，使用現(xiàn)代化管理理念，降低火箭成本。

為航天國際化發(fā)展提供新機遇，為國外在海南發(fā)射提供技術(shù)服務(wù)，包括建成開放型東方國際航天港，承接國外火箭在海南發(fā)射任務(wù)；完成對海外發(fā)射場的直接管理，打造航天國際化業(yè)務(wù)的前沿陣地；定期召開中國航天發(fā)展論壇、文昌國際航天論壇等高端會議，提高知名度。

6 結(jié)束語

CZ-9關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)及方案深化論證階段已獲得部分成果，但其研制過程中將面臨諸多難題需要攻關(guān)解決。通過對國外運載火箭研制情況進行調(diào)研，針對我國重型運載火箭研制中幾個重大問題進行了初步思考，僅為一孔之言，期望有助于CZ-9后續(xù)研制工作的順利推進。

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Consideration of Some Issues on the Heavy Launch Vehicle

LONG Le-hao1, ZHENG Li-wei2

(1. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China;2. Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076,China)

The heavy launch vehicle (HLV) relates to many key technologies in that it is a long term and difficult project. In this study, for the heavy launch vehicle development, several considerations are provided such as the propellant type, the modal test design, the engine system test, the mode of test and launch, and the location for HLV production and construction. It also suggests the main key technologies and solutions for HLV in the future development.

Heavy launch vehicle; Modal test; Engine system test; Mode of test and launch

2017-03-15；

2017-03-31

龍樂豪(1938-)，男，中國工程院院士，主要從事運載火箭總體設(shè)計研究。

V421

A

2096-4080(2017)01-0008-05