侯德飛，王鵬飛，孫勇強(qiáng)，曹熙煒，徐韡

(1.空軍裝備部，北京 100843； 2.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是以固體燃料和液體氧化劑或以液體燃料和固體氧化劑為推進(jìn)劑組合的動(dòng)力系統(tǒng)。固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)點(diǎn)主要有安全性好、容易進(jìn)行推力調(diào)節(jié)、可多次啟動(dòng)、推進(jìn)劑能量較高、環(huán)保性好、藥柱穩(wěn)定性好、溫度敏感性低、經(jīng)濟(jì)性好等。固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的缺點(diǎn)主要有燃料燃速低、裝填分?jǐn)?shù)低、燃燒效率低、氧燃比會(huì)發(fā)生變化、噴管燒蝕嚴(yán)重等。

固體燃料+液體氧化劑組合是研究最多的典型固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，主要由液體氧化劑供給系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)主體系統(tǒng)組成。液體氧化劑的輸送系統(tǒng)分為泵壓式輸送系統(tǒng)和擠壓式輸送系統(tǒng)。泵壓式輸送系統(tǒng)由高壓氣體增壓系統(tǒng)和渦輪泵液體供應(yīng)系統(tǒng)組成;擠壓式輸送系統(tǒng)由高壓氣瓶、壓強(qiáng)調(diào)節(jié)器、液體氧化劑貯箱和流量調(diào)節(jié)閥組成。推力室系統(tǒng)由點(diǎn)火器、液體氧化劑噴注器面板、固體燃料藥柱、發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室和噴管等組成。典型的擠壓式輸送系統(tǒng)固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組成見(jiàn)圖1[1]。

圖1 典型的擠壓式輸送固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)示意圖Fig.1 Schematic diagram of typical hybrid rocket motor

1 發(fā)展歷史與應(yīng)用

固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)已有 80 余年的歷史。到目前為止，由于固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)安全性好，對(duì)環(huán)境的影響較小，成本較低，在探空火箭、小型運(yùn)載火箭、助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)、亞軌道飛船、上面級(jí)和姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)、靶標(biāo)、著陸/上升器和各類民用應(yīng)用領(lǐng)域中顯示出廣泛的應(yīng)用前景。

1.1 固液小型運(yùn)載火箭

固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的特點(diǎn)十分符合當(dāng)前綠色低成本、機(jī)動(dòng)快速發(fā)射小型運(yùn)載火箭的發(fā)展趨勢(shì)，近年來(lái)，發(fā)射活動(dòng)特別是商業(yè)和私人小型衛(wèi)星等載荷的發(fā)射需求越來(lái)越多，世界上許多航天相關(guān)企業(yè)和研究機(jī)構(gòu)均對(duì)將固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用于小型運(yùn)載火箭產(chǎn)生了濃厚的興趣。

美國(guó)火箭公司(American Rocket Company，AMROC)曾經(jīng)在20世紀(jì)80年代到90年代成功研制了一系列尺寸及推力范圍跨度極大的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，包括H-50、H-250、H-500、H-1500和H-1800等，均采用LOX/HTPB推進(jìn)劑組合。該公司解決了大量的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)問(wèn)題，即縮尺效應(yīng)問(wèn)題，但發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行環(huán)境適應(yīng)性還需進(jìn)一步考核。

自2005年起，美國(guó)普渡大學(xué)開(kāi)展了低軌小衛(wèi)星固液動(dòng)力小型運(yùn)載火箭研究，其最終目標(biāo)是研制一種低成本小型三級(jí)運(yùn)載火箭[2]?；鸺牡谝患?jí)和第二級(jí)均采用固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為主動(dòng)力系統(tǒng)，第三級(jí)采用固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為主動(dòng)力系統(tǒng)。發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑組合選用98%H2O2/HTPB， 2009年和2010年，普渡大學(xué)還分別進(jìn)行了驗(yàn)證性試驗(yàn)固液動(dòng)力探空火箭的發(fā)射[3]。

2008年，巴西啟動(dòng)了固液動(dòng)力小型運(yùn)載火箭研究計(jì)劃[4]，目標(biāo)是研制一種小型運(yùn)載火箭以實(shí)現(xiàn)將20kg有效載荷送入300km低軌道。該火箭的動(dòng)力系統(tǒng)采用固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)液體氧化劑使用98%H2O2，固體燃料使用含鋁石蠟基配方。

波士頓大學(xué)的火箭推進(jìn)小組(BURPG)基于其固液動(dòng)力探空火箭的研究基礎(chǔ)，完成了Starscraper低軌固液動(dòng)力運(yùn)載火箭的方案設(shè)計(jì)[5]。Starscraper運(yùn)載火箭的動(dòng)力系統(tǒng)采用N2O/HTPB基固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)推力為1.36t，工作時(shí)間為60s，真空比沖為273s，具備最大推力60%～100%范圍內(nèi)的推力調(diào)節(jié)能力。該公司理論上解決固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)變推力問(wèn)題，但在工程上能否可靠實(shí)現(xiàn)需進(jìn)一步驗(yàn)證。

圖2 挪威北極星探空和運(yùn)載火箭Fig.2 The North Star Rocket and North Star Launch Vehicle of Norway

自2003年起，挪威的Nammo Raufoss AS開(kāi)始進(jìn)行固液火箭推進(jìn)技術(shù)的研究。該公司的研究目標(biāo)[6]是通過(guò)研制北極星系列探空火箭(North Star Rocket Family, NSRF)進(jìn)行固液動(dòng)力火箭推進(jìn)技術(shù)的開(kāi)發(fā)和積累，最終完成北極星運(yùn)載火箭的研制，北極星系列固液動(dòng)力火箭如圖2所示。NSRF是基于固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)的二級(jí)探空火箭，而North Star Launch Vehicle則是基于固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)的三級(jí)運(yùn)載火箭。2007年，Nammo Raufoss AS與洛克希德馬丁公司合作完成了基于LOX/HTPB基固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)的探空火箭發(fā)射。

1.2 固液探空火箭

自固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)概念提出以來(lái)，由于其安全、經(jīng)濟(jì)性好的特點(diǎn)，探空火箭成為固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用最為廣泛的領(lǐng)域。

1933年8月17日，蘇聯(lián)的Korolev和Tikhonravov設(shè)計(jì)的GRID-9探空火箭是最早的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用。其動(dòng)力系統(tǒng)基于液氧和凝膠汽油推進(jìn)劑組合的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，推力為500N，工作時(shí)間為15s。該固液動(dòng)力探空火箭的設(shè)計(jì)者及火箭如圖3所示。GRID-9探空火箭解決了固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)理論跨入工程實(shí)踐的第一步，尚有更多的工程應(yīng)用問(wèn)題需要解決。

圖3 固液探空火箭GRID-9及其主要設(shè)計(jì)者Fig.3 GRID-9 sounding rocket for hybrid rocket motor and its main designer

在1996—1997年期間，美國(guó)EAC公司設(shè)計(jì)研制的HyperionⅠ固液動(dòng)力探空火箭共完成了4次成功飛行，發(fā)動(dòng)機(jī)選用N2O作為氧化劑，HTPB作為固體燃料，采用N2O自增壓輸送系統(tǒng)，比沖約為250s。Hyperion Ⅰ探空火箭及發(fā)射如圖4所示。該探空火箭解決了氧化劑自增壓?jiǎn)栴}，性能還需進(jìn)一步提升。

圖4 美國(guó)EAC公司HyperionⅠ固液探空火箭Fig.4 HyperionⅠ sounding rocket for hybrid rocket motor of USA EAC

自1999年起，美國(guó)NASA和洛克希德·馬丁等公司聯(lián)合進(jìn)行了固液混合發(fā)動(dòng)機(jī)項(xiàng)目研制，該項(xiàng)目旨在設(shè)計(jì)單級(jí)大推力重型固液動(dòng)力探空火箭來(lái)替代原先的多級(jí)探空火箭。項(xiàng)目中研制的HYSR單級(jí)探空火箭如圖5所示，它是當(dāng)時(shí)世界范圍內(nèi)成功試飛的最大固液探空火箭。動(dòng)力系統(tǒng)為采用LOX/HTPB推進(jìn)劑組合的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間為31s，初始推力為27.2t，其氧化劑輸送系統(tǒng)使用氦氣加熱增壓。該探空火箭解決了液氧在固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中應(yīng)用的問(wèn)題，但全箭布局還有進(jìn)一步優(yōu)化的空間。

圖5 HYSR單級(jí)固液探空火箭Fig.5 HYSR single stage sounding rocket for with hybrid rocket motor

自2005年起，日本北海道大學(xué)就開(kāi)展了CAMUI固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)及基于該發(fā)動(dòng)機(jī)的固液動(dòng)力探空火箭的研制工作。CAMUI固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采用LOX/PE推進(jìn)劑組合，其固體燃料藥柱采用多級(jí)串聯(lián)分段交錯(cuò)排布的雙孔型裝藥結(jié)構(gòu)。發(fā)動(dòng)機(jī)中利用分段藥柱之間的中間腔對(duì)燃?xì)庑纬蓴_流，可以促進(jìn)推進(jìn)劑間的摻混和燃?xì)庀蚬腆w燃料表面的傳熱，從而提高固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燃速和燃燒效率。截至目前，該探空火箭已經(jīng)進(jìn)行過(guò)多次發(fā)射試驗(yàn)，該型固液發(fā)動(dòng)機(jī)解決了小型固液發(fā)動(dòng)機(jī)低燃速和低燃燒效率的問(wèn)題，但大尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)上應(yīng)用分段裝藥問(wèn)題還需進(jìn)一步研究。

2003年，波士頓大學(xué)火箭推進(jìn)小組與Virgin Galactic、 SpaceX、 GE Aviation等公司合作，設(shè)計(jì)、研制并發(fā)射了多枚固液動(dòng)力探空火箭。其中，ASTRo(Actively Stabilized Test Rocket)探空火箭采用N2O/HTPB推進(jìn)劑組合。

2010年，南非KwaZulu-Natal大學(xué)啟動(dòng)了固液動(dòng)力探空火箭Phoenix-1x項(xiàng)目研制，該火箭采用N2O/石蠟基固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)PV-1作為動(dòng)力系統(tǒng)，發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)推力為3750N，工作時(shí)間為25s，于2013年成功完成了發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)。2014年8月13日，進(jìn)行了該系列首枚探空火箭Phoenix-1A的飛行試驗(yàn)，但是該次飛行試驗(yàn)由于發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)噴管擴(kuò)張段脫落導(dǎo)致性能未達(dá)預(yù)期，如圖6所示。該型固液發(fā)動(dòng)機(jī)解決了石蠟基作為發(fā)動(dòng)機(jī)燃料應(yīng)用的問(wèn)題，但也暴露了發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)問(wèn)題。

圖6 南非Phoenix-1A固液動(dòng)力探空火箭Fig.6 South Afica Phoenix-1A sounding rocket for hybrid rocket motor

2012年，斯圖加特大學(xué)與德國(guó)空間系統(tǒng)研究所設(shè)計(jì)研制了HEROS固液動(dòng)力探空火箭。HEROS探空火箭使用HyRES固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力系統(tǒng)，發(fā)動(dòng)機(jī)選用N2O/石蠟基推進(jìn)劑組合，采用基于N2O自增壓的氧化劑輸送系統(tǒng)，如圖7所示。HEROS探空火箭于2016年11月8日發(fā)射并取得圓滿成功。

圖7 HEROS固液動(dòng)力探空火箭Fig.7 HEROS sounding rocket for hybrid rocket motor

國(guó)內(nèi)具有代表性的是2008年12月5日北京航空航天大學(xué)在酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心成功發(fā)射的“北航2號(hào)”固液動(dòng)力探空火箭。“北航2號(hào)”探空火箭成為中國(guó)首枚采用固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力裝置并成功飛行的飛行器。發(fā)動(dòng)機(jī)采用N2O/含金屬的HTPB作為推進(jìn)劑，使用自增壓擠壓式輸送系統(tǒng)，噴管采用石墨和高硅氧/酚醛樹(shù)脂材料[7]。2012年4月25日，北京航空航天大學(xué)又成功發(fā)射了實(shí)用型“北航3號(hào)”固液動(dòng)力探空火箭?！氨焙?號(hào)”使用的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)擁有12kN和5kN兩級(jí)推力，總工作時(shí)間約45s。發(fā)動(dòng)機(jī)噴管同樣采用石墨和高硅氧/酚醛樹(shù)脂材料[8]?！氨焙?號(hào)”和“北航3號(hào)”固液探空火箭見(jiàn)圖8。北京航空航天大學(xué)作為國(guó)內(nèi)固液發(fā)動(dòng)機(jī)的研制代表，解決了固液發(fā)動(dòng)機(jī)大量的基礎(chǔ)理論問(wèn)題，并成功進(jìn)行了工程實(shí)踐，但發(fā)動(dòng)機(jī)高效燃燒、噴管的低燒蝕等問(wèn)題還需進(jìn)一步研究。

圖8 “北航2號(hào)”和“北航3號(hào)”固液探空火箭Fig.8 BH-2 and BH-3 sounding rocket withhybrid rocket motor

1.3 固液上面級(jí)

由于固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)可以實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)時(shí)間小推力工作，能夠較為容易地實(shí)現(xiàn)推力調(diào)節(jié)和多次啟停控制，因此十分適合用作運(yùn)載火箭上面級(jí)的動(dòng)力系統(tǒng)，有助于進(jìn)一步提升上面級(jí)的入軌精度和運(yùn)載能力。

為了滿足天鷹座(Aquila)系列固液動(dòng)力運(yùn)載火箭的入軌需求，美國(guó)火箭公司設(shè)計(jì)研制了U-75上面級(jí)固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[9]用作天鷹座系列運(yùn)載火箭的第四級(jí)動(dòng)力系統(tǒng)，其上面級(jí)動(dòng)力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖9所示。U-75固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)直徑為558.8mm，長(zhǎng)度為1.75m，采用N2O/HTPB推進(jìn)劑組合，平均真空推力為4.08t，工作時(shí)間為85s，噴管擴(kuò)張比為75∶1，平均真空比沖為288s，推進(jìn)劑總裝藥量為1.21t，采用液體二次噴射技術(shù)進(jìn)行推力矢量控制。該發(fā)動(dòng)機(jī)具備多次啟?？刂颇芰Γ梢酝ㄟ^(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)的多次工作進(jìn)行軌道調(diào)節(jié)，從而更精確地將載荷送入預(yù)定軌道。該方案解決了固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力矢量控制和多次啟動(dòng)脈沖工作問(wèn)題，但推力矢量需要輔助系統(tǒng)，固液發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng)噴管問(wèn)題還需進(jìn)一步研究。

圖9 美國(guó)火箭公司的U-75上面級(jí)固液動(dòng)力系統(tǒng) Fig.9 The upper stage hybrid rocket motor of U-75 of AMROC

1996年，美國(guó)阿拉巴馬大學(xué)亨斯維爾分校發(fā)布了固液火箭動(dòng)力上面級(jí)驗(yàn)證機(jī)概念設(shè)計(jì)方案[10]，目的是用其代替多功能運(yùn)載火箭(MSLS)第四級(jí)中的STAR-48固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。該固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)使用LOX/HTPB推進(jìn)劑組合，采用有中心孔的6孔車輪形裝藥結(jié)構(gòu)，平均真空推力為4.31t，工作時(shí)間為86s，平均真空比沖為324.1s，固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)如圖10所示。

圖10 上面級(jí)驗(yàn)證機(jī)固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)Fig.10 The hybrid rocket motor structure of HRYPUS

2001年，NASA資助了一項(xiàng)意圖整合固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的固有優(yōu)勢(shì)，采用可貯存無(wú)毒H2O2氧化劑的固液火箭上面級(jí)動(dòng)力系統(tǒng)研究[11]。項(xiàng)目研究團(tuán)隊(duì)包括Lockheed Martin、 Thiokol和Rocketdyne，其主要目的是設(shè)計(jì)、研制并測(cè)試一種真空比沖為320s，推力為4.54t，工作時(shí)間約360s的H2O2固液火箭動(dòng)力系統(tǒng)。

2011年，美國(guó)Space Propulsion Group(SPG)公司發(fā)布了用以替代Orion 38固體上面級(jí)動(dòng)力系統(tǒng)的固液發(fā)動(dòng)機(jī)方案[12]，該固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采用LOX/石蠟推進(jìn)劑組合。方案設(shè)計(jì)結(jié)果顯示，保持總沖相同的情況下，可以實(shí)現(xiàn)減質(zhì)15%～18%，從而實(shí)現(xiàn)載荷能力提升40%，并且還具有低成本、環(huán)保、安全、多次啟動(dòng)和推力調(diào)節(jié)的額外優(yōu)勢(shì)。

2011年，美國(guó)斯坦福大學(xué)提出了一種火星入軌上面級(jí)固液火箭動(dòng)力系統(tǒng)方案[13]。該方案中的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采用MON3(97%N2O4+3%NO)作為氧化劑，石蠟基固體藥柱作為燃料，動(dòng)力系統(tǒng)總質(zhì)量為751.7kg，推進(jìn)劑總裝填質(zhì)量為570.4kg，發(fā)動(dòng)機(jī)推力為1800N，工作時(shí)間為17.64s，比沖為340s。

1.4 固液亞軌道飛船

固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具備安全性和綠色環(huán)保的固有特性，在遇到緊急情況時(shí)還可以實(shí)現(xiàn)及時(shí)關(guān)機(jī)以盡量減少人員和設(shè)備損失，十分適合用于亞軌道飛行器的動(dòng)力系統(tǒng)，特別是在太空商業(yè)旅游等方面。其中，美國(guó)的商業(yè)亞軌道飛行器太空船一號(hào)(SpaceShipOne)和太空船二號(hào)(SpaceShip-Two)最具代表性[14]。太空船一號(hào)亞軌道飛船的動(dòng)力系統(tǒng)采用由內(nèi)華達(dá)山脈公司(Sierra Nevada Corporation，原SpaceDev公司)設(shè)計(jì)研制的N2O/HTPB固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)真空推力為73.5kN，工作時(shí)間為80s，燃燒室壓強(qiáng)為2.4MPa，真空比沖為250s。太空船一號(hào)中采用的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)情況如圖11所示。

圖11 太空船一號(hào)固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)情況Fig.11 The groung hot firing test and flying test of hybrid rocket motor for SpaceShipOne

2016—2018年，維珍銀河公司進(jìn)行了兩次太空船二號(hào) VSSUnity有動(dòng)力飛行[15]，動(dòng)力系統(tǒng)均采用固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其中首次固液發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作30s。太空船二號(hào) VSSUnity及其動(dòng)力飛行試驗(yàn)情況如圖12所示。

圖12 新版太空船二號(hào)VSSUnity及其動(dòng)力飛行試驗(yàn)情況 Fig.12 The flying test of new SpaceShipTwo VSSUnity and its rocket motor

太空船二號(hào)亞軌道飛船采用固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為其動(dòng)力系統(tǒng)。太空船二號(hào)的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[16]在2009—2014年4月由內(nèi)華達(dá)山脈公司提供，采用N2O作為氧化劑，HTPB作為固體燃料，發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)推力為270kN，太空船二號(hào)的前3次有動(dòng)力飛行試驗(yàn)均采用該發(fā)動(dòng)機(jī)完成。2014年5月，維珍銀河公司宣布從內(nèi)華達(dá)山脈公司手中接管固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研制工作，之后將在太空船二號(hào)飛船中使用自研的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，同時(shí)將固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的固體燃料由HTPB更改為熱塑性聚酰胺(thermoplastic polyamide)，該發(fā)動(dòng)機(jī)完成了工作時(shí)間超過(guò)60s的地面熱試車[17]。2015年10月，在經(jīng)歷一系列發(fā)動(dòng)機(jī)地面熱試車后，維珍銀河公司宣布將其固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的固體燃料由聚酰胺改為配方與原內(nèi)華達(dá)山脈公司發(fā)動(dòng)機(jī)相似的HTPB燃料[18]。之后復(fù)飛的新版太空船二號(hào) VSSUnity均采用該型固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。

基于為太空船一號(hào)及太空船二號(hào)開(kāi)發(fā)固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的經(jīng)驗(yàn)，內(nèi)華達(dá)山脈公司于2010年2月1日得到了NASA商業(yè)載人研發(fā)項(xiàng)目資金，用于開(kāi)發(fā)追夢(mèng)者(DreamChaser)號(hào)空間運(yùn)輸系統(tǒng)[19]，追夢(mèng)者號(hào)飛船計(jì)劃使用兩臺(tái)相同的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力系統(tǒng)，發(fā)動(dòng)機(jī)采用N2O/HTPB推進(jìn)劑組合，具備多次啟動(dòng)和推力調(diào)節(jié)能力。

1.5 著陸/上升器

固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)可以較為容易地實(shí)現(xiàn)推力調(diào)節(jié)和多次啟動(dòng)，十分適合用于月球探測(cè)器或火星探測(cè)器等著陸器的軟著陸動(dòng)力系統(tǒng)。

2007年，美國(guó)SpaceDev公司進(jìn)行了固液火箭動(dòng)力月球著陸器樣機(jī)的研制和驗(yàn)證試驗(yàn)[20]。該著陸器中使用4臺(tái)相同的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力裝置，發(fā)動(dòng)機(jī)選用N2O/HTPB推進(jìn)劑組合，具備遠(yuǎn)程控制實(shí)時(shí)推力調(diào)節(jié)能力。2007年12月20日，SpaceDev公司成功完成了該著陸器樣機(jī)的演示驗(yàn)證飛行試驗(yàn)，完整地模擬了登月飛行器月球登陸全過(guò)程中的起飛、懸停和下降制動(dòng)軟著陸過(guò)程，證明了固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用作登月飛行器著陸和上升動(dòng)力系統(tǒng)的能力。該項(xiàng)目同時(shí)解決了固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力調(diào)節(jié)和多次啟動(dòng)問(wèn)題，但固液發(fā)動(dòng)機(jī)在月球或火星的環(huán)境適應(yīng)性需進(jìn)一步研究。

2010年，歐洲多個(gè)國(guó)家聯(lián)合發(fā)起了SPARTAN(SPAce exploration Research for Throatable Adavan-ced eNgine)研究項(xiàng)目[21]。SPARTAN項(xiàng)目中的著陸器演示驗(yàn)證機(jī)如圖13所示，其動(dòng)力系統(tǒng)中使用4臺(tái)相同的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)使用87.5%H2O2/HTPB推進(jìn)劑組合，單臺(tái)最大推力為1.5kN，推力調(diào)節(jié)能力10∶1[22]。2014年8月8日，SPARTAN項(xiàng)目成功完成了著陸器驗(yàn)證機(jī)的靜態(tài)熱試車試驗(yàn)，試驗(yàn)情況如圖14所示。該項(xiàng)目解決了固液發(fā)動(dòng)機(jī)的大范圍推力調(diào)節(jié)研制、液體氧化劑流量調(diào)節(jié)裝置研制和地面驗(yàn)證試驗(yàn)臺(tái)及試驗(yàn)流程設(shè)計(jì)等問(wèn)題，但著陸器能否成功地進(jìn)行軟著陸還需進(jìn)一步試驗(yàn)驗(yàn)證。

圖13 SPARTAN項(xiàng)目中的著陸器演示驗(yàn)證機(jī)Fig.13 The demonstration and verification lander prototype of SPARTAN

圖14 SPARTAN項(xiàng)目著陸器驗(yàn)證機(jī)靜態(tài)熱試車Fig.14 The static hot firing test of verification lander prototype for SPARTAN

1.6 助推級(jí)固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)

20世紀(jì)80年代末至90年代，在NASA的牽引下，多家航空航天企業(yè)共同參與推進(jìn)了固液推進(jìn)驗(yàn)證項(xiàng)目(Hybrid Propulsion Demonstration Program, HPDP)，意圖發(fā)展成熟的固液火箭推進(jìn)技術(shù)用于各種商業(yè)空間發(fā)射任務(wù)。該項(xiàng)目是目前為止世界范圍內(nèi)規(guī)模最大的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研究計(jì)劃[23]，其研究成果極大地推動(dòng)了固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展。

HPDP項(xiàng)目源于1986年挑戰(zhàn)者號(hào)航天飛機(jī)和大力神三號(hào)運(yùn)載火箭在發(fā)射階段固體助推器接連發(fā)生的爆炸事故，自此世界各航天國(guó)家對(duì)飛行器的安全性和可靠性更為關(guān)注。因此，安全性更佳的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)隨即成為了研究人員新的關(guān)注焦點(diǎn)之一，他們?cè)噲D發(fā)展性能更為成熟的固液火箭助推器以替代現(xiàn)有的固體火箭助推器。該項(xiàng)目的主要研究目標(biāo)是發(fā)展和測(cè)試一種真空推力達(dá)到113.4t的固液火箭助推級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)，以驗(yàn)證并推動(dòng)用于未來(lái)空間發(fā)射的大型固液助推器進(jìn)一步發(fā)展。

在HPDP項(xiàng)目中，完成了11-in和24-in縮尺固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)以及全尺寸250-klb固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)研制和地面試驗(yàn)。1999年9月到2002年1月期間，HPDP項(xiàng)目在NASA的Stennis航天中心共使用2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了4次250-klb固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的地面熱試車試驗(yàn)[24]，如圖15所示。

圖15 HPDP 250千磅級(jí)固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)熱試車Fig.15 The hot firing test of HPDP 250-klb hybrid rocket motor

HPDP項(xiàng)目中研制的250-klb固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是迄今為止世界上成功完成地面熱試車尺寸最大的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，試驗(yàn)得到了能夠?qū)崿F(xiàn)穩(wěn)定燃燒的大推力固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)及其系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，并且通過(guò)試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)大尺寸固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作規(guī)律與小尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)有一定的不同之處，這也導(dǎo)致了發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作性能略低于設(shè)計(jì)預(yù)期值，但是該項(xiàng)目中對(duì)助推級(jí)大推力固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的探索性研制是十分成功的。根據(jù)該項(xiàng)目中完成的250-klb固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)結(jié)果，研究人員認(rèn)為全尺寸固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)方案仍然存在很大的改進(jìn)空間，并提出了一系列的發(fā)動(dòng)機(jī)改進(jìn)方案[25]，為未來(lái)助推級(jí)大推力固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用奠定了較為良好的基礎(chǔ)。

1.7 固液姿控發(fā)動(dòng)機(jī)

固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)因其可以進(jìn)行大范圍推力調(diào)節(jié)，能夠?qū)崿F(xiàn)多次啟停脈沖工作的特性，十分適合用作火箭以及中小型衛(wèi)星和航天器的姿軌控動(dòng)力系統(tǒng)，有望進(jìn)一步提升火箭的機(jī)動(dòng)性能以及衛(wèi)星和航天器的入軌精度。

2001年，英國(guó)薩里大學(xué)完成了一種用于小型航天器軌道轉(zhuǎn)移用的旋流“薄餅狀”固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)和驗(yàn)證試驗(yàn)[26]。發(fā)動(dòng)機(jī)的固體燃料為有機(jī)玻璃，氧化劑可選用GOX、N2O或H2O2，氧化劑沿發(fā)動(dòng)機(jī)藥柱外徑切向噴注。發(fā)動(dòng)機(jī)的長(zhǎng)度為7cm，直徑為10cm，真空比沖為300s，平均推力為100N。

2012年，美國(guó)南加利福尼亞大學(xué)為微小衛(wèi)星動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)的概念驗(yàn)證性質(zhì)的小尺寸旋流噴注端燃固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，并進(jìn)行了地面試驗(yàn)驗(yàn)證[27]。發(fā)動(dòng)機(jī)采用GOX/PE推進(jìn)劑組合，長(zhǎng)徑比僅為0.79，可以安裝在微小衛(wèi)星的尾部使用，發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)推力為1N，地面試驗(yàn)中測(cè)得的發(fā)動(dòng)機(jī)平均推力為(0.72±0.05)N，平均比沖為(170±10)s。

2012年，猶他州立大學(xué)設(shè)計(jì)研制了一種用于微小衛(wèi)星的MUPHyN(可重復(fù)使用塞式噴管固液動(dòng)力微小推力器)[28]。推力器中的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采用N2O/ABS推進(jìn)劑組合，推力為200N，燃燒室壓力為0.69MPa，比沖為200s。MUPHyN推進(jìn)系統(tǒng)的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中使用了高效可重復(fù)啟動(dòng)的電弧點(diǎn)火系統(tǒng)、3D打印螺栓通道固體燃料藥柱、再生冷卻塞式噴管和液體二次噴射推力矢量控制技術(shù)。高效可重復(fù)啟動(dòng)的電弧點(diǎn)火系統(tǒng)可以使MUPHyN推力器具備關(guān)機(jī)后多次啟動(dòng)的能力，并且無(wú)傳統(tǒng)煙火點(diǎn)火系統(tǒng)的方案，使得發(fā)動(dòng)機(jī)的安全性進(jìn)一步提升。

1.8 固液靶標(biāo)武器

20世紀(jì)60年代中期，美國(guó)聯(lián)合技術(shù)中心(United Technology Center，UTC)和比奇飛機(jī)公司(Beech Aircraft)開(kāi)展了“磯鷂”(Sandpiper)高空超聲速靶彈的研制工作。靶彈采用機(jī)載發(fā)射，可以在不同的高度和不同的馬赫數(shù)下水平飛行100km，發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間超過(guò)300s。20世紀(jì)70年代，為了滿足更大的載荷，在Sandpiper的基礎(chǔ)上發(fā)展了高空超聲速靶彈HAST(High Altitude Supersonic Target)，發(fā)動(dòng)機(jī)直徑增加到0.33m，采用IRFNA(紅色發(fā)煙硝酸)為氧化劑，聚丁二烯和聚甲基丙烯酸脂為燃料，發(fā)動(dòng)機(jī)有4個(gè)液體噴注器，固體藥柱為十字形藥柱，推力調(diào)節(jié)能力提高到10∶1，并且可回收[29]。

20世紀(jì)80年代，在Sandpiper和HAST靶彈的基礎(chǔ)上，美國(guó)特里達(dá)因瑞安公司(Teledyne Ryan)研制了Firebolt靶彈，飛行高度為30.5km～11.5km，最大飛行馬赫數(shù)可達(dá)4.0，最大飛行距離為325km，最大持續(xù)機(jī)動(dòng)過(guò)載為5g，具有空軍和海軍兩種型號(hào)，可以在空中或海上回收，如圖16所示。靶彈所用的發(fā)動(dòng)機(jī)與HAST靶彈一樣，發(fā)動(dòng)機(jī)推力在533.8N～5338N之間可調(diào)，推力調(diào)節(jié)比達(dá)10∶1。1983年，F(xiàn)irebolt靶彈進(jìn)行了首次飛行試驗(yàn)，這是迄今為止唯一成功應(yīng)用于軍事領(lǐng)域的固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[30]。該項(xiàng)目解決了固液發(fā)動(dòng)機(jī)大范圍推力調(diào)節(jié)技術(shù)，但多次啟動(dòng)技術(shù)未得到驗(yàn)證。

圖16 高射程超音速靶彈“火弩”Fig.16 The firebolt target missle of high range and supersonic flight capability

2010年，美國(guó)普渡大學(xué)開(kāi)展了變推力、多次啟動(dòng)固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研究，在地面試驗(yàn)中成功實(shí)現(xiàn)了變推力、多次啟動(dòng)，在此基礎(chǔ)上論證了固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用于戰(zhàn)術(shù)武器的可行性[31]。

2 需重點(diǎn)關(guān)注的問(wèn)題

目前，固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)研究發(fā)展迅速，但實(shí)際工程應(yīng)用相對(duì)較少，實(shí)際應(yīng)用主要體現(xiàn)在探空火箭，其目的也主要是驗(yàn)證技術(shù)方案的可行性。

影響固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能提高及使用的問(wèn)題是燃燒完全性、均勻性、穩(wěn)定性、點(diǎn)火可靠性及固體燃料燃速規(guī)律。燃燒完全性、均勻性和穩(wěn)定性直接決定了固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。在固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中，燃燒效率相對(duì)較低，燃燒均勻性較差，使固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室內(nèi)受熱不均勻，增加了熱防護(hù)的難度，從而制約了固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用。固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火與固體和液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火機(jī)理不同，對(duì)其研究十分重要，點(diǎn)火可靠性直接關(guān)系發(fā)動(dòng)機(jī)工作的成敗，國(guó)內(nèi)的早期工作就是由于高空點(diǎn)火沒(méi)有成功而最終導(dǎo)致項(xiàng)目下馬。固體燃料燃速規(guī)律是進(jìn)行固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)，固體燃料表面的退移、燃燒通道的特性和固體藥柱表面的受熱三者之間互相耦合影響，建立合理的燃燒模型和燃速公式十分困難，從而制約了固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用。

為了解決這些主要難點(diǎn)和問(wèn)題，并考慮工程應(yīng)用時(shí)的研制成本、難度等因素，重點(diǎn)關(guān)注以下5個(gè)問(wèn)題的研究[32]。

(1) 固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)固體燃料燃速技術(shù)

燃料燃速是發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的最基本參數(shù)，固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燃速模型不同于固體發(fā)動(dòng)機(jī)。因?yàn)樗娜紵龣C(jī)理與固體或液體發(fā)動(dòng)機(jī)不同，它是典型的擴(kuò)散燃燒，燃速與質(zhì)量流率密切相關(guān)，固液混合發(fā)動(dòng)機(jī)在工作過(guò)程中流率變化范圍很寬，可從幾十到幾百，且有的推進(jìn)劑組合在不同流率范圍的燃速指數(shù)還不相同。在選定推進(jìn)劑組合后，需要使用小型縮比發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行燃速試驗(yàn)，研究燃速縮尺效應(yīng)。目前不同推進(jìn)劑組合的燃速模型還需進(jìn)一步積累。

(2) 固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)高效燃燒技術(shù)

固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)屬于典型的擴(kuò)散燃燒，其燃燒效率取決于推進(jìn)劑的摻合程度，目前氧化主要集中在燃燒室中心，在短時(shí)間內(nèi)充分地向燃料表面擴(kuò)散較困難，因此導(dǎo)致目前固液發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率還相對(duì)較低。為了提高燃燒效率，國(guó)內(nèi)外科研人員提出了很多方法，如增加前燃室、設(shè)置后燃室、使用旋流噴注器和藥柱中間增加擾流板等，雖然這些方法能有效地提高發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒效率，但同時(shí)也帶來(lái)了結(jié)構(gòu)尺寸和質(zhì)量的增加，因此選擇合理的提高燃燒效率方法需要著重研究。

(3) 固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)時(shí)間熱防護(hù)技術(shù)

固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)可實(shí)現(xiàn)小推力、長(zhǎng)時(shí)間工作，這是固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的獨(dú)有優(yōu)勢(shì)，但因此帶來(lái)了發(fā)動(dòng)機(jī)殼體熱防護(hù)和噴管燒蝕問(wèn)題。發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)時(shí)間工作將給發(fā)動(dòng)機(jī)殼體帶來(lái)很大的熱負(fù)載，因此要求絕熱材料具有很低的導(dǎo)熱率。為了提高固液發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，固體燃料中通常添加大量的金屬粒子，如鋁、鎂等，所以燃?xì)庵泻写罅康慕饘傺趸Ｗ?，?duì)絕熱材料產(chǎn)生很大的沖刷，因此絕熱材料需要具有很強(qiáng)的抗沖刷能力。固液發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入噴管的燃?xì)馔ǔＪ歉谎鯛顟B(tài)，溫度在3500K左右，伴有金屬粒子沖刷，因此需要噴管的收縮段和喉部材料具有很強(qiáng)的抗氧化、耐高溫和抗沖刷能力。

(4) 固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火及多次啟動(dòng)技術(shù)

固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具有多次啟動(dòng)的優(yōu)勢(shì)。目前，固液發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火有火炬點(diǎn)火、火藥點(diǎn)火、發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火和催化點(diǎn)火等多種方式。多次啟動(dòng)通常采用催化方式，不同液體氧化劑需要專門的催化劑，目前催化劑主要有金屬網(wǎng)基和顆粒兩種，但是價(jià)格昂貴、貯存時(shí)間短，性能有待提高，需要進(jìn)一步研究，以滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)性能和多次啟動(dòng)能力。另外還需針對(duì)不同推進(jìn)劑開(kāi)展多次啟動(dòng)試驗(yàn)研究。

(5) 固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑輸送系統(tǒng)變推力技術(shù)

變推力是固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的另一大優(yōu)勢(shì)，但要充分發(fā)揮這一優(yōu)勢(shì)，需要設(shè)計(jì)相適應(yīng)的輸送系統(tǒng)、特有的流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)和適應(yīng)大范圍流量變化的噴注器等。

3 應(yīng)用前景與展望

固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)特點(diǎn)在以下領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景。

1)固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)比沖低，可以長(zhǎng)時(shí)間工作，推力可調(diào)，可以多次啟動(dòng)，非常適合上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的使用要求。美國(guó)多家公司及高校進(jìn)行了多種上面級(jí)固液發(fā)動(dòng)機(jī)方案研究，但均未進(jìn)行飛行試驗(yàn)。

2)針對(duì)固液發(fā)動(dòng)機(jī)推力可調(diào)、可多次啟動(dòng)的優(yōu)勢(shì)，適合作為探月、探火的下降級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)使用。美國(guó)和歐洲多家公司進(jìn)行了方案研究，并進(jìn)行了地面點(diǎn)火演示驗(yàn)證，但未見(jiàn)飛行試驗(yàn)的報(bào)道。國(guó)內(nèi)北京航空航天大學(xué)也針對(duì)探月著陸、返回動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)行了固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)方案設(shè)計(jì)，認(rèn)為方案合理可行，但還需開(kāi)展熱試車及全流程變推力熱試車。

3)由于固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具有高比沖、推力可調(diào)、可以多次啟動(dòng)以及成本低的特點(diǎn)，在商業(yè)航天蓬勃發(fā)展的今天，非常適合小型運(yùn)載火箭的發(fā)展理念，可以作為其主動(dòng)力。目前，國(guó)外公司及高校進(jìn)行了多種方案設(shè)計(jì)，并進(jìn)行了地面試車，但飛行試驗(yàn)尚未見(jiàn)相關(guān)報(bào)道。根據(jù)目前的技術(shù)水平，固液小型運(yùn)載火箭具有很大的潛力。

4)固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)相對(duì)液體發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)單，使用維護(hù)簡(jiǎn)單、可靠性高，因此可以作為運(yùn)載火箭的助推器使用。當(dāng)年美國(guó)闞展的固液推進(jìn)驗(yàn)證項(xiàng)目，目的是發(fā)展性能更為成熟的固液火箭助推器以替代固體火箭助推器。該項(xiàng)目將固液發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)問(wèn)題及工程實(shí)踐提升了一大步，但隨著經(jīng)費(fèi)的限制、航天飛機(jī)的下馬，商業(yè)航天拉低發(fā)射成本，固液發(fā)動(dòng)機(jī)助推器的關(guān)注度也隨之下降。

5)由于固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖較高、推力可調(diào)并且有多次啟動(dòng)的能力，非常適合作為姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)。相比于單組元液體姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，固液發(fā)動(dòng)機(jī)具有較高的比沖，可以減小結(jié)構(gòu)質(zhì)量。相比于雙組元液體姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)簡(jiǎn)單，結(jié)構(gòu)質(zhì)量小。

6)固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)可以作為戰(zhàn)略武器的主發(fā)動(dòng)機(jī)。由于其具有變推力能力，溫度敏感性低、性能穩(wěn)定，主動(dòng)段可以變推力飛行，能夠適應(yīng)多種彈道形式，可提高武器的突防能力；由于其具有多次啟動(dòng)的能力，在穿越大氣層時(shí)可以關(guān)機(jī)滑翔飛行，從而降低防熱壓力，進(jìn)而降低武器起飛質(zhì)量，提高射程。

7)適合作為滑翔類飛行器的主動(dòng)力系統(tǒng)。固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)可使滑翔類飛行器長(zhǎng)時(shí)間在大氣層內(nèi)有動(dòng)力飛行，根據(jù)飛行器不同飛行狀態(tài)的升力需求，可以隨時(shí)提供不同推力，也可以適應(yīng)跳躍機(jī)動(dòng)等復(fù)雜的飛行動(dòng)作，彈道形式豐富，可增加飛行器的突防能力。

固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)雖然優(yōu)勢(shì)明顯，但缺點(diǎn)更是制約了其應(yīng)用。當(dāng)前需要投入研究，提高其工程技術(shù)成熟度，以滿足未來(lái)航天領(lǐng)域的發(fā)展需求。