運載火箭末子級推進劑鈍化技術(shù)綜述

林連鑌 吳小軍 張娟 劉振東 古艷峰

（1 上海宇航系統(tǒng)工程研究所 2 上海衛(wèi)星工程研究所）

運載火箭末子級推進劑鈍化是指通過排空剩余推進劑，減小火箭末子級在軌解體的可能性。對運載火箭末子級推進劑進行鈍化是減少空間碎片的重要措施。通過分析各種火箭末子級剩余推進劑排放方案的技術(shù)特點，總結(jié)提煉出剩余推進劑排放方案設(shè)計原則，能為后續(xù)新型運載火箭的研制提供技術(shù)參考。

1 引言

為了保護空間環(huán)境，減少或消除運載器和航天器運行期間產(chǎn)生的空間碎片，空間碎片協(xié)調(diào)委員會（IADC）于2002年4月發(fā)布《空間碎片減緩指南》（以下簡稱《指南》）。作為所有成員共同遵守的準則，《指南》中要求，需對運載火箭末子級推進劑進行鈍化處理。因此，在運載火箭末子級將有效載荷送入預定軌道后，應對火箭末子級采取有效措施，防止其在軌運行階段發(fā)生解體而產(chǎn)生空間碎片，以免對航天活動以及航天器在軌運行產(chǎn)生潛在的威脅。

2 剩余推進劑鈍化技術(shù)原理

為防止火箭末子級在軌運行階段因貯箱內(nèi)剩余推進劑而發(fā)生爆炸解體，需對末子級貯箱內(nèi)剩余推進劑進行在軌排放處理。典型剩余推進劑鈍化原理為：在末子級將有效載荷送入預定軌道，且末子級和有效載荷分離達到一定安全距離后，控制系統(tǒng)打開末子級發(fā)動機主活門系統(tǒng)電爆管通電，并打開電爆閥門,氣瓶中高壓氣體通過電爆閥門流入到末子級發(fā)動機主活門前（包括氧化劑主活門和燃料主活門）打開主活門,使貯箱中剩余的推進劑再次進入發(fā)動機燃燒,并產(chǎn)生推力,直至剩余推進劑耗盡。剩余推進劑在軌排放方案通常有末子級發(fā)動機工作排放和末子級發(fā)動機不工作排放兩大類。

推進劑鈍化系統(tǒng)典型原理圖

3 末子級發(fā)動機工作排放

剩余推進劑末子級發(fā)動機工作排放根據(jù)發(fā)動機工作的情況一般分為額定工況排放和低工況燃燒排放兩種方案。

額定工況排放

發(fā)動機額定工況排放是指發(fā)動機再次點火啟動后處于額定工況，剩余推進劑在燃燒室燃燒耗盡，之后再保持推進劑閥門打開，使貯箱壓力進一步降低到安全壓力范圍。

目前，采用末子級發(fā)動機額定工況排放剩余推進劑的火箭包括美國的“半人馬座”（Centaur）火箭上面級。該火箭上面級在與衛(wèi)星分離達到一定安全距離后，再次啟動末子級發(fā)動機進行燃燒，并保持推進劑閥門打開1min，使貯箱壓力降低到0.517MPa，氣瓶壓力基本降低到0。

額定工況排放模式使推進劑排放更徹底，但需要發(fā)動機能夠在保證發(fā)射任務之外，增加一次（額定工況）點火，對發(fā)動機的要求較高。此外，額定工況方案中推進劑流量較大，較易出現(xiàn)一種推進劑先耗盡的情況。由于額定工況下渦輪泵正常工作，因此需要在一種推進劑先耗盡之前關(guān)機，否則容易產(chǎn)生渦輪泵氣蝕破壞或者發(fā)生結(jié)構(gòu)破壞等故障，故該方案對發(fā)動機的安全關(guān)機能力要求較高。

低工況燃燒排放

發(fā)動機低工況燃燒排放是指渦輪泵不工作或處于低工況工作狀態(tài)下，使推進劑進入燃燒室點火燃燒排空。

目前，采用末子級發(fā)動機低工況燃燒排放剩余推進劑的典型火箭有日本H-1/H-2運載火箭末子級，以及我國長征二號D運載火箭二子級等。

H－1/H－2運載火箭末子級與衛(wèi)星拉開安全距離后，其LE-5/LE-5A發(fā)動機再次點火，依靠剩余氣體和箱內(nèi)壓力將推進劑擠入發(fā)動機燃燒室燃燒耗盡，在此期間，發(fā)動機渦輪泵不工作，剩余推進劑排空時間達到幾百秒。

長征二號D運載火箭在發(fā)射太陽同步軌道（SSO）衛(wèi)星時，其二子級處理系統(tǒng)實施剩余推進劑排放，并利用產(chǎn)生的推力離開衛(wèi)星軌道。星箭分離后，火箭實施姿態(tài)調(diào)整和規(guī)避動作,在星、箭達到足夠的安全距離時，二子級處理系統(tǒng)再次同時打開二子級主機的氧化劑主閥和燃料主閥，剩余推進劑再次進入推力室。由于是自燃推進劑，氧化劑和燃料相遇后會繼續(xù)燃燒，但發(fā)動機的渦輪泵并不工作，推力室的燃燒壓力要遠低于發(fā)動機的正常工作狀態(tài)。

低工況燃燒排放方案由于貯箱壓力低，受推進劑流動限制，排放時間較長。推進劑僅在箱壓作用下進入燃燒室燃燒，渦輪泵可能處于不工作或低工況工作狀態(tài)。該狀態(tài)下，推進劑流量小，推進劑消耗量也小，發(fā)動機排放時間長，發(fā)動機甚至可以不考慮安全關(guān)機問題，但需要考慮在一種推進劑先耗盡情況下，推力室混合比變化產(chǎn)生的燃燒不充分，或發(fā)動機結(jié)構(gòu)失去推進劑冷卻導致溫度過高，繼而發(fā)生破壞等工作安全性問題。

長征二號D運載火箭二子級推進劑鈍化系統(tǒng)典型原理圖

4 末子級發(fā)動機不工作排放

剩余推進劑末子級發(fā)動機不工作排放主要有燃燒室排放、發(fā)動機排空管排放以及專用排放管排放三種方案。

燃燒室排放

燃燒室排放是指剩余推進劑排放時按氧化劑、燃料兩個路徑進行，依次打開發(fā)動機啟動閥和相關(guān)系統(tǒng)閥門，剩余推進劑在貯箱增壓壓力下，通過發(fā)動機燃燒室排出箭體外。

目前采用該方案的包括：美國土星－5（Saturn－5）運載火箭末子級以及我國長征六號運載火箭末子級等。

土星－5運載火箭末子級打開發(fā)動機泵前啟動活門和其他相關(guān)活門，通過發(fā)動機的燃燒室將剩余推進劑排出箭體。

長征六號運載火箭末子級推進劑排放時，先進行氧化劑排放，然后進行燃料排放。氧化劑主閥打開后，依靠貯箱內(nèi)增壓氣體，將氧化劑從發(fā)動機腔道內(nèi)擠壓排出。隨后，關(guān)閉氧化劑主閥，打開燃料主閥，利用三級增壓氣瓶內(nèi)氣體，將燃料擠入發(fā)動機腔道，最終通過推力室排出。

燃燒室排放使推進劑不經(jīng)燃燒直接排出箭體外，不需增加額外的排放結(jié)構(gòu)，系統(tǒng)方案簡單，不需要考慮推進劑燃燒混合比問題，系統(tǒng)安全性高。但該方案中，由于貯箱增壓壓力低，推進劑排放過程中流程遠，流阻大，推進劑排放速度緩慢，因此，為了保證控制和監(jiān)測效果，排放控制系統(tǒng)、排放測量系統(tǒng)需工作較長時間。

長征六號火箭末子級剩余推進劑排放系統(tǒng)

發(fā)動機排空管排放

發(fā)動機排空管排放是在發(fā)動機原有的推進劑泄出管路上增加排放管路和控制閥門，使其既可以利用發(fā)動機再次點火排空剩余推進劑，又可以直接進行剩余推進劑的排放，且兩個系統(tǒng)相對獨立。

目前，采用該方案的包括“阿金納”（Agena）火箭上面級、我國長征五號運載火箭末子級以及長征七號運載火箭末子級等。

“阿金納”火箭上面級排放系統(tǒng)[3]

“阿金納”火箭上面級設(shè)置專門的發(fā)動機排放系統(tǒng)，箱內(nèi)剩余推進劑可通過排放管路和閥門對空排放。

長征七號運載火箭末子級的液氧和煤油也通過發(fā)動機排放系統(tǒng)排出箭體外，且安排兩次推進劑排放。第一次和第二次排放均先排放煤油、再排放液氧。煤油排放需打開燃料排放閥，實現(xiàn)其對空排放，液氧排放則通過打開發(fā)動機預冷回流閥進行換向，實現(xiàn)液氧的對空排放。

發(fā)動機排空管排放對衛(wèi)星影響相對較小，且在軌排放系統(tǒng)和地面推進劑排放系統(tǒng)可共用一套排放通道，無需額外增加結(jié)構(gòu)，但該方案排放速度慢、時間長，需控制系統(tǒng)、遙測系統(tǒng)等與之適應。

專用排放管排放

專用排放管排放是指在貯箱出口、發(fā)動機隔離閥（或發(fā)動機泵前閥）前的輸送管路上，通過專用法蘭連接氧化劑和燃料排放管路，同時在排放管路上分別設(shè)置控制推進劑排放用的閥門。專用排放管路系統(tǒng)包括測量推進劑排空液位的傳感器，貯箱增壓或補壓系統(tǒng)，排放控制電路和測量電路等。

目前，采用該方案的包括“阿里安”（Ariane）運載火箭末子級、長征四號B/C運載火箭末子級等。

“阿里安”運載火箭末子級利用液氧/液氫沸點低、極易蒸發(fā)的特點，讓剩余推進劑在貯箱里蒸發(fā)后經(jīng)排氣管排放，在排氣系統(tǒng)閥門至液氧安全閥和液氫安全閥上各增加一路管道，管路上設(shè)置有小電爆裝置，通過電爆裝置的開關(guān)，使氧和氫分別通過增設(shè)的排放管路實現(xiàn)推進劑氣化后排放。

長征四號B/C運載火箭末子級采用推進劑對空排放方案，火箭末子級設(shè)置有剩余推進劑排放系統(tǒng)，在增壓輸送系統(tǒng)的氧化劑主管路和燃料主管路上，增設(shè)一套專門用于排放的電爆活門和排放管，在任務結(jié)束后將貯箱內(nèi)剩余推進劑和增壓氣瓶氣體排出箭體。排放過程首先打開燃料排放電爆閥，排空箱內(nèi)剩余燃料和增壓氣體；之后，同時打開氧化劑排放電爆閥、氧化劑增壓壓力繼電器和電動氣活門，將剩余氧化劑及增壓氣瓶內(nèi)氣體排空。

長征四號B/C火箭末子級剩余推進劑排放系統(tǒng)

專用排放管排放方案可達到通徑大，阻力小，排放流暢，排放時間短的效果。但排放管路出口應設(shè)有減少排放對箭體干擾的措施，且增設(shè)的排放管路出口周圍應無影響排放的設(shè)備。

5 推進劑鈍化設(shè)計原則

運載火箭末子級剩余推進劑鈍化技術(shù)類別、典型應用火箭及技術(shù)特點如下表所示。

火箭末子級剩余推進劑排放技術(shù)匯總

后續(xù)研制新型號火箭時，可根據(jù)運載火箭末子級采用的推進劑性質(zhì)、發(fā)動機形式、總體布局方案等綜合考慮從而選擇排放方案，具體應遵循以下原則：

1) 排放系統(tǒng)的設(shè)計應滿足火箭末子級總體布局要求，不能影響火箭正常完成主任務；應將排放系統(tǒng)對火箭主要指標的影響降至最小。

2) 排放措施不影響既定飛行任務的可靠性和安全性，或者經(jīng)評估影響帶來的風險可以接受。

3) 排放系統(tǒng)應簡單可靠，盡量繼承和應用經(jīng)飛行試驗考核的成熟產(chǎn)品和技術(shù)成果，新技術(shù)的應用必須確?？煽?。

4) 若采用發(fā)動機燃燒室燃燒排放，應保證排放末期的安全性。

5) 剩余推進劑排放過程中的排放產(chǎn)物應不影響衛(wèi)星的正常運行。

6) 排放方案設(shè)計應綜合考慮空間碎片減緩的任務后處置要求，使剩余推進劑在排放過程中能合理利用。

7) 排放方案設(shè)計中應考慮對排放過程的監(jiān)測和排放效果的評估。

6 結(jié)語

運載火箭末子級推進劑鈍化是防止末子級發(fā)生在軌解體繼而產(chǎn)生空間碎片的重要措施，也是運載火箭系統(tǒng)設(shè)計時需要考慮的重要問題。運載火箭末子級推進劑鈍化方案具體選擇和設(shè)計時需要綜合考慮推進劑鈍化方案對火箭的總體性能、可靠性、安全性以及技術(shù)可實現(xiàn)性等方面的影響，提出更加安全可靠的推進劑排放技術(shù)設(shè)計原則。