周亞強，婁路亮，牟 宇

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2.中國載人航天工程辦公室，北京 100720）

國內外典型火箭運載能力變化分析

周亞強1，2，婁路亮1，牟 宇1

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2.中國載人航天工程辦公室，北京 100720）

運載能力是火箭性能的關鍵指標，通過分析國內外幾種典型火箭運載能力的變化情況，包括CZ-3A系列、阿里安5系列、航天飛機及獵鷹9號，梳理了火箭研制及飛行應用階段提升運載能力的有效措施，包括增加推進劑加注量、箭體結構減重、發(fā)動機性能提升和總體優(yōu)化設計等，可為我國新一代大型運載火箭研制及改進工作提供重要參考。

運載火箭；運載能力；總體優(yōu)化；研制

1 引言

運載火箭依靠自身攜帶的推進劑，通過化學反應將推進劑化學能變?yōu)楣べ|動能，遵循動量守恒定理，是人類到目前為止進入太空的唯一運輸工具。從1957年蘇聯(lián)采用“衛(wèi)星號”運載火箭發(fā)射了世界上第一顆人造地球衛(wèi)星，到1961年“東方號”運載火箭第一次實現(xiàn)載人飛行，再到1969年“土星V”發(fā)射阿波羅登月艙完成首次載人登月，運載火箭的起飛規(guī)模和運載能力得到突飛猛進的發(fā)展。

本文梳理了國內外幾種典型運載火箭研制過程中運載能力變化，分析提升運載能力的方法及措施，為我國新一代運載火箭研制及改進提供參考。

2 運載能力評估

運載能力是表征運載火箭性能最直接也是最重要的參數(shù)指標，主要由火箭總體設計水平、發(fā)動機性能與制造水平、箭體結構設計與制造水平等多種因素決定。由于運載火箭在使用中受到發(fā)動機性能參數(shù)偏差、結構制造偏差、推進劑加注及剩余量偏差、外界干擾及發(fā)射條件偏離等干擾的影響，因此對于給定構型的運載火箭，運載能力評估是一個復雜的隨機過程，可以定義為在某一特定概率水平下，推進劑耗盡時達到的最大有效載荷重量［1］。

理想情況下，如果一級火箭直接入軌，不考慮整流罩分離對火箭質量造成的影響，滿足火箭入軌條件的速度增量可以表示為式（1）［1］：

式中，m0、mf分別為火箭起飛質量和火箭入軌點質量；Isp為發(fā)動機比沖；Δvloss為考慮重力、阻力等造成的速度損失。

對于捆綁助推器的一級火箭，可以等效為串聯(lián)的兩級火箭，式（1）擴展為式（2）［1］：

式中，Isp1、Isp2分別為助推器和芯級發(fā)動機比沖，m1、m2分別為助推器分離時刻助推器和芯級的推進劑消耗量；m3為助推器分離后芯級的總質量。

目前，工程上常用的運載能力評估方法為蒙特卡洛模擬法，即針對各影響因素產(chǎn)生干擾量的隨機數(shù)組，通過仿真試驗獲取一次隨機干擾量下的推進劑安全余量，再通過大量的蒙特卡洛模擬試驗，得到所需的推進劑安全余量統(tǒng)計結果，增加模擬試驗次數(shù)子樣，有效提高對運載能力的評估準確度［1］。根據(jù)圖1多隨機參數(shù)影響，評估出火箭運載能力分布見圖2。運載能力呈現(xiàn)典型的隨機分布，按照不同的概率水平得到的數(shù)值是不同的，通常與有效載荷協(xié)調運載能力時選取3σ水平下保證有效載荷入軌的數(shù)值。

3 國內外火箭運載能力分析

截至目前，國內外已經(jīng)研制了上百種運載火箭，規(guī)模各異，運載能力和發(fā)射次數(shù)也相差較大?？紤]到運載火箭發(fā)展趨勢，選取捆綁助推器、發(fā)射次數(shù)多且成功率較高的幾種典型運載火箭進行分析。

3.1 CZ-3A系列運載火箭

1986年2月，我國新一代通信衛(wèi)星工程立項，CZ-3A作為工程配套的火箭也正式啟動研制工作，在充分繼承CZ-3火箭成熟技術的基礎上，突破了以大推力氫氧發(fā)動機、動調陀螺四軸平臺、冷氦加溫增壓和氫氣能源雙擺伺服機構為代表的多項新技術。按照“上改下捆、先改后捆、堅持三化、統(tǒng)籌發(fā)展”的總體研制思路，形成CZ-3A、CZ-3B和CZ-3C系列火箭，三個構型分別于1994年、1996年和2008年完成首飛，截至2016年5月底，CZ-3A系列共完成73次飛行，成功率98.6%。

CZ-3B運載火箭研制之初，采用Φ4 m分體吊裝4000F型整流罩，評估運載能力為5100 kg（整流罩若采用整體吊裝，運載能力下降約100 kg）。經(jīng)過多發(fā)飛行及不斷改進，為適應更大規(guī)模的有效載荷，整流罩采用了Φ4.2 m的4200Z整體吊裝狀態(tài)，目前評估運載能力為5500 kg。通過不斷改進，運載能力提升約10%，其運載能力提升的主要措施為：

1）減少三子級補壓氣瓶數(shù)量。CZ-3A系列運載火箭三子級采用了液氫／液氧推進劑，3 m共底貯箱，三子級貯箱需要考慮起飛后及三子級滑行段氣枕壓力變化，因此設計了三子級貯箱常溫補壓系統(tǒng)?？紤]到氫氧共底貯箱起飛后及三子級一次工作后滑行段氣枕壓力變化情況，前期配置了11個補壓氣瓶，通過飛行試驗，不斷優(yōu)化減少氣瓶數(shù)量（表1），運載能力提升約60 kg。

表1 CZ-3A三子級補壓系統(tǒng)變化情況Table 1 Evolution of the 3rd stage pressurization system of CZ-3A

2）優(yōu)化三子級推進劑剩余量。根據(jù)歷次飛行遙測的三子級推進劑剩余量，扣除安全余量后，將剩余推進劑折合成運載能力，得出各次飛行中火箭實際達到的運載能力。根據(jù)文獻［2］，經(jīng)過CZ-3B Y2、Y3、Y4、Y5飛行數(shù)據(jù)分析，火箭運載能力分別為5080 kg、5100 kg、5162 kg和5204 kg。

3）增加芯一級和助推器推進劑加注量。充分借鑒CZ-2F改進成果，在CZ-3B基本型的基礎上優(yōu)化助推器及芯一級，通過助推器增長768 mm和芯一級增長1488 mm，使一級推進劑增加約30 t，芯一級和助推器發(fā)動機工作時間分別延長12.9 s和14.2 s，運載能力提升約350 kg。

3.2 阿里安5（Ariane5）系列運載火箭

阿里安5系列火箭是歐空局根據(jù)商業(yè)衛(wèi)星發(fā)射市場和近地軌道開發(fā)利用需求研制的一種大型固液混合運載火箭，計劃用于向地球同步軌道和太陽同步軌道發(fā)射各類衛(wèi)星，向近地軌道發(fā)射哥倫布艙段，并定期發(fā)射載人航天飛機，以支撐國際空間站和哥倫布艙段的正常運行，后續(xù)逐步發(fā)射大型通信衛(wèi)星。

自1998年10月21日阿里安5火箭第三次成功發(fā)射并投入商業(yè)運營以來，衛(wèi)星質量和任務靈活性需求不斷增大，為確保歐洲在商業(yè)衛(wèi)星發(fā)射市場的主導地位，歐空局先后提出了阿里安5E計劃和阿里安5+（Ariane5 Plus）計劃，持續(xù)改進火箭，主要改進措施為：

1）改進一子級和固體捆綁助推器。一子級火神發(fā)動機推力由1145 kN提高到1350 kN；固體捆綁助推器增加了推進劑裝藥量，延長了發(fā)動機噴管，并采用了先進的焊接技術，裝藥量由237.5 t增加到240 t。

2）改進可儲存二子級EPS。主要改進措施是增加推進劑加注量、延長發(fā)動機噴管長度，并使其具備多次點火及長時間滑行能力。

3）研制新型低溫二子級。原計劃分為兩個階段實施：第一階段研制ESC-A低溫二子級，它是在阿里安4火箭三子級基礎上進行小幅改進而成，滿足發(fā)射要求；第二階段研制ESC-B低溫二子級，采用以芬奇（Vinci）發(fā)動機為主的全新膨脹循環(huán)發(fā)動機，具有5次點火能力，真空比沖達到465 s，真空推力達180 kN，該改進方案后續(xù)未最終實施。

在阿里安5改進計劃的推動下，通過采用不同的捆綁助推器、一子級和二子級，形成了阿里安5G+、阿里安5GS、阿里安5ESC-A、阿里安5ES和阿里安5ESC-B共五種改進型運載火箭。由于后3種構型采用相同的新型一子級（火神2發(fā)動機）和新型固體助推器（EAP240），這三型火箭又被稱為阿里安5E系列火箭（圖3）。

阿里安5G+火箭在阿里安5G火箭基礎上改進研制，主要改進措施為：1）固體助推器采用更輕質的噴管，質量減小340 kg；2）加長二子級一甲基肼貯箱長度，增加推進劑300 kg，降低發(fā)動機混合比；3）儀器艙采用更輕質的復合材料，質量減小100 kg，級間分離采用新型分離系統(tǒng)，減少了分離時產(chǎn)生的振動。

阿里安5GS火箭在阿里安5G+基礎上改進研制，與阿里安5G+最大不同是采用EAP240固體助推器以及新研制的電氣設備和零部件。阿里安5ECA采用了新研制的低溫二子級ESC-A，可將地球同步轉移單星運載能力從阿里安5G的6.9 t提高到10.5 t，是目前執(zhí)行高軌發(fā)射任務的主力構型火箭；而阿里安5ES主要發(fā)射國際空間站貨運飛船ATV等近地軌道載荷，近地軌道運載能力約為21 t［3］。

3.3 航天飛機（Space Shuttle）

航天飛機是美國NASA主導研制的世界上第一種可重復使用航天運載器，由軌道飛行器、外掛貯箱和固體助推器等組成，外掛貯箱直徑8.4 m，是航天飛機最大的單體結構。這種獨特的外形及不同模塊組合尚無應用先例，系統(tǒng)內接口也較為復雜，同時一級半構型追求的高效率導致了系統(tǒng)的高敏感度，重復使用的設計理念對新材料、新工藝、熱防護、推進系統(tǒng)等提出更高要求。從1981年到2011年，航天飛機共飛行135次，雖然展示出極高的飛行可靠性，但終究因其系統(tǒng)復雜、維護使用成本過高等因素不得不在2011年退役。

航天飛機研制初期，運載能力指標是近地軌道不低于30 t。從STS-1任務實際飛行結果看，近地軌道運載能力不到10 t，與指標差異巨大。文獻［4］給出了影響其運載能力的主要因素：1）軌道飛行器設計未滿足要求導致結構超重12.25 t；2）考慮季風影響導致箭體結構設計載荷增加，運載能力損失約2.27 t；3）未充分考慮固體助推器羽流對軌道飛行器機翼載荷的影響，導致飛行攻角增加，運載能力損失約2.27 t；4）固體助推器和主發(fā)動機（SSME）比沖分別比指標要求下降了1 s和2.5 s，運載能力損失約1.36 t。

航天飛機研制期間，持續(xù)開展了運載能力提升工作，主要包括：

1）外掛貯箱取消白漆。外掛貯箱外表面噴涂白漆目的是保護貯箱絕熱層免受紫外線損傷。從實際應用效果看，白漆未起到保護貯箱的目的，經(jīng)評估，從STS-3任務起，外掛貯箱取消白漆，保留原始絕熱層狀態(tài)，質量減小272 kg。

2）取消氧回流管。設計氧回流管的初衷是防止液氧加注及停放過程中由于輸送管漏熱產(chǎn)生涌泉。經(jīng)過地面試驗及飛行試驗數(shù)據(jù)分析，從STS-4任務之后取消了氧回流管。

3）提高發(fā)動機性能。固體助推器發(fā)動機采取了提高推力室室壓、減小噴口喉部直徑及增加出口面積等措施，增大真空比沖［5］；主發(fā)動機SSME通過采用高壓渦輪泵、降低重復使用次數(shù)等措施提高使用工況，按照109%推力使用［6］，共計提升運載能力約1.36 t。

4）外掛貯箱結構減重。由于外掛貯箱結構巨大，分離時已經(jīng)接近入軌速度，外掛貯箱重量對運載能力的影響顯著。航天飛機貯箱第一次減重主要是結構優(yōu)化，對于承受載荷比較確定的結構，設計安全系數(shù)由1.4降低至1.25。根據(jù)飛行數(shù)據(jù)評估，對氫箱和箱間段進行了優(yōu)化設計，包括減少加強用桁條、減薄前后底焊接邊厚度、取消穩(wěn)定性內框等。貯箱第二次減重主要是采用比強度更高的鋁鋰合金材料［7］。

外掛貯箱先后經(jīng)過兩次重大改進，為航天飛機性能提升及國際空間站建設做出了巨大貢獻，同時也帶動了鋁鋰合金和攪拌摩擦焊等新材料、新工藝在航天運載器上的應用，減重歷程見表2。

表2 航天飛機外掛貯箱減重歷程Table 2 Weight changes of the Space Shuttle external tank

3.4 獵鷹9（Falcon 9）運載火箭

獵鷹9火箭是美國空間探索公司（SpaceX）研制的一種新型運載火箭，可顯著提高火箭可靠性，降低成本，并具有較好的快速響應能力。獵鷹9火箭采用全液氧煤油推進劑，貯箱設計與制造充分借鑒了航天飛機外掛貯箱的研制經(jīng)驗，采用鋁鋰合金及先進的攪拌摩擦焊接工藝。

獵鷹9火箭直徑3.66 m，芯一級采用共底貯箱，安裝9臺發(fā)動機，二級采用1臺真空發(fā)動機。獵鷹9火箭初始構型（V1.0）的一子級為9臺隼-1C發(fā)動機，采用矩陣式排列布局方式，單臺海平面推力420 kN，比沖275 m／s，二子級發(fā)動機真空推力445 kN，比沖333 m／s。初始構型起飛質量為333 t。獵鷹9V1.0于2010年6月首飛，近地軌道運載能力10.5 t，至2014年12月共完成5次飛行，全部取得了成功［8］。

為了提升運載能力并驗證火箭可控回收技術，SpaceX公司對火箭進行了改進，形成獵鷹9V1.1火箭。與V1.0火箭相比，獵鷹9V1.1火箭一子級采用9臺隼-1D發(fā)動機，與隼-1C相比推力提高了230 kN，一子級9臺發(fā)動機的排列方式也改為中心1臺、周向8臺布局（圖4）。為最大限度地利用發(fā)動機性能提升對火箭運載能力的貢獻，火箭起飛質量相應增加了172 t，全箭長度由54.9 m增加至68.4 m，優(yōu)化了級間比和推進劑加注量，近地軌道運載能力提高約2.6 t。

為滿足高軌大質量通信衛(wèi)星發(fā)射需求，同時開展箭體可控回收試驗，獵鷹9V1.1火箭再次升級至V1.2（圖5）。與V1.1相比，獵鷹9V1.2火箭一子級單臺發(fā)動機海平面推力增加了102.3 kN，延長了二子級隼-1D發(fā)動機噴管，最高推力達到934.1 kN，同時使用更低溫度的液氧及煤油，在貯箱容積一定的情況增加了加注量，提高了發(fā)動機性能和混合比；并對推進劑貯箱結構尺寸進行了調整，級間段加長以適應二子級發(fā)動機延長的噴管，改進后全箭長度達到69.9 m，在一子級海上平臺可控回收的基礎上，地球同步轉移軌道運載能力提升至5.5 t，性能參數(shù)及運載能力變化過程見表3。

表3 獵鷹9火箭性能參數(shù)及運載能力變化Table 3 Evolution of main parameters and lift capacities of Falcon 9

獵鷹9V1.2火箭使用了過冷氧（-207℃）和低溫煤油（-7℃）。過冷低溫推進劑熱力學性能相對于飽和狀態(tài)會有顯著改善，能提高密度、降低氣化壓力、增加單位體積顯冷量［9］。

獵鷹9火箭2010年首飛成功，五年內進行了兩次重大升級，運載能力得到顯著提升。SpaceX公司并未停止對獵鷹9火箭的改進，后續(xù)將持續(xù)提升隼-1D發(fā)動機的性能，最終目標是將獵鷹9火箭近地軌道運載能力提升至22.8 t，地球同步轉移軌道運載能力提升至8.8 t。同時，計劃推出并聯(lián)三個芯一級的獵鷹9重型火箭，通過采用并聯(lián)芯級的交叉輸送（Cross feed）技術，近地軌道運載能力預計可到達50 t。

4 提高運載能力措施分析

火箭設計是一個復雜的系統(tǒng)工程，除了滿足先進性要求外，其可靠性、安全性、低成本、工藝性、維護性也是非常重要的考慮因素。一般情況下這些因素耦合作用，需要尋求工程應用的最佳平衡點，結構效率、推進效率和速度損失是影響運載能力的關鍵因素。

4.1 增加推進劑加注量

在火箭構型保持不變的情況下，通過優(yōu)化級間比、增加推進劑加注量，能夠顯著提高運載能力。CZ-3A系列、阿里安5系列及獵鷹9系列都采用了這項措施，火箭整體高度或部段高度有所增加。在火箭外形保持不變的情況下，通過提高推進劑密度也能增加推進劑加注量，圖6顯示了不同過冷度下液氧的密度和飽和蒸汽壓變化情況。如圖所示，66 K液氧密度比90 K時提高近10%，同時飽和蒸汽壓降低96%，通過采用過冷推進劑加注，既能提高推進劑密度，同時能夠提高推進劑品質、降低發(fā)動機泵入口壓力限制范圍，貯箱氣枕壓力的降低進一步影響貯箱設計，也能降低增壓用氣體質量。因此采用過冷推進劑加注，能夠多方面提升運載能力。

推進劑加注量增加和推進劑溫度的變化，需要在充分開展發(fā)動機地面試車考核的情況下應用，同時發(fā)射場需要配備相應的推進劑過冷加注系統(tǒng)，滿足火箭使用需求。

4.2 箭體結構優(yōu)化減重

結構優(yōu)化減重是運載器設計永恒的主題，運載器設計和應用前期，主要是通過工藝改進、選用新材料、優(yōu)化傳力路徑等方式，提高結構效率。機械銑貯箱壁板相對化銑能夠更好地控制壁板厚度偏差；攪拌摩擦焊技術的應用，能夠提高接頭的焊接強度、降低焊接區(qū)厚度；貯箱結構采用密度低、強度高的鋁鋰合金代替?zhèn)鹘y(tǒng)的鋁銅合金更能提高結構效率；復合材料結構的應用能夠進一步提高結構效率，目前除了應用在有效載荷支架、儀器艙等傳統(tǒng)部段外，高壓氣瓶也開始大范圍推廣應用，特別是獵鷹9火箭在液氧介質中應用高壓復合材料氣瓶，進一步提高了結構效率。

箭體結構優(yōu)化減重對火箭其他系統(tǒng)影響較小，通過地面試驗能夠得到較為充分的驗證考核，通常是國內外火箭提升運載能力的首選。

4.3 發(fā)動機性能提升

發(fā)動機性能優(yōu)劣直接影響火箭運載能力，在航天飛機和獵鷹9火箭提升運載能力措施中，提高發(fā)動機推力和比沖占據(jù)非常重要的角色。對于高空發(fā)動機，通過延伸噴管可以顯著提高比沖?？v觀我國現(xiàn)役火箭發(fā)動機，一旦投入工程應用，主要性能指標通常不再持續(xù)提升。

4.4 總體優(yōu)化設計

火箭總體優(yōu)化既包括總體參數(shù)優(yōu)化，也包括火箭構型優(yōu)化。從火箭總體構型考慮，盡量選用推力大的發(fā)動機作為基礎級動力，選用比沖高的發(fā)動機作為上面級發(fā)動機，開展載荷姿控聯(lián)合設計降低結構載荷條件、利用多參數(shù)蒙特卡洛仿真取代以往的參數(shù)疊加求取火箭參數(shù)偏差量等方法，均可有效提升火箭運載能力。此外對于并聯(lián)貯箱，采取推進劑交叉輸送技術，目前看也是一項創(chuàng)新技術手段，可以提高火箭運載能力［10］，該技術需要火箭在設計時頂層考慮，對于構型確定的在飛火箭，暫不具備應用條件。

此外，推進劑剩余量也是影響火箭運載能力的重要指標，特別是入軌級推進劑剩余量。如何在確保火箭入軌可靠性的前提下，通過總體優(yōu)化設計，合理減少推進劑安全余量，提高推進劑的利用率也是火箭設計需要關注的問題。

5 結論

通過上述分析可知，在運載火箭研制過程中，通過總體優(yōu)化設計、箭體結構減重、發(fā)動機性能提升、增加推進劑加注量等方法可以適當提升火箭運載能力，對我國大型火箭的研制工作具有重要的現(xiàn)實意義。

（References）

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Lift Capacity Evolution of Typical Launch Vehicles in China and Abroad

ZHOU Yaqiang1，2，LOU Luliang1，MOU Yu1
（1.Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering，Beijing 100076，China；2.China Manned Space Agency，Beijing 100720，China）

Lift capacity is a key parameter of the launch vehicle which is affected by many factors.The methods used in the typical launch vehicles including the CZ-3A series，the Ariane 5 series，the Space shuttle and the Falcon 9 series to increase the lift capacity were studied such as increase the propellant，structure lightweight，improve the engine performance，and general optimization.Some common measures were proposed for different development phases to increase the lift capacity.These measures can serve as a useful reference for the development and improvement of the new generation of launch vehicle in China.

launch vehicle；lift capacity；general optimization；development

V421；

A

1674-5825（2017）06-0737-06

2016-11-22；

2017-08-25

周亞強，男，博士，高級工程師，研究方向為火箭總體設計。E-mail：arhqiang2001＠163.com

（責任編輯：龐迎春）