丁文華（北京航天長征科技信息研究所）

□□在歐洲航天局（ESA）7個成員國（意大利、法國、比利時、瑞士、西班牙、荷蘭和瑞典）的支持下，“織女星”（VEGA）運載火箭從1998年開始研制，用于發(fā)射政府和商用小型有效載荷。這種四級火箭能將1500kg的有效載荷發(fā)射到700km高的軌道上，計劃于2011年年底從法屬圭亞納庫魯航天中心進行首飛。

1 概述

“織女星”是阿里安－5（Ariane－5）重型火箭和聯(lián)盟號中型火箭的補充，其主承包商為意大利歐洲運載火箭（ELV）S.p.A公司[由意大利艾維歐（Avio）航空公司和意大利航天局（ASI）組成的合資公司，艾維歐航空公司占70%股權(quán)，意大利航天局占30%股權(quán)]。2004年，將“織女星”的最終結(jié)構(gòu)定為四級火箭，2010年完成了發(fā)射系統(tǒng)鑒定試驗。目前，“織女星”處于綜合試驗和地面基礎(chǔ)試驗階段，三級固體子級和姿態(tài)與游標上面級模塊（AVUM）將在發(fā)射臺上進行垂直吊裝。最終，將火箭的4個子級安裝到發(fā)射臺上，且模擬的衛(wèi)星載荷和整流罩已與火箭對接?；鸺薪M裝已于2011年3月底完成，還將對硬件進行實際驗證飛行試驗?！翱椗恰钡陌l(fā)射臺是在阿里安－1火箭發(fā)射臺的基礎(chǔ)上改建的?！翱椗恰庇砂⒗锇埠教旃具M行運營管理，可將質(zhì)量為1500kg的有效載荷送入極軌道和低地球軌道（LEO）。

“織女星”各結(jié)構(gòu)研制單位如下：

· 有效載荷整流罩由瑞士的魯格（RUAG）空間公司負責研制；

· 適配器、游標上面級模塊的結(jié)構(gòu)和T3外裙由西班牙航空制造有限公司（EADS CASA）負責研制；

· 包帶由瑞典的薩博（SAAB）公司負責研制；

· 姿態(tài)與游標上面級模塊的組裝和試驗由意大利的艾維歐航空公司負責；

· 二、三子級的生產(chǎn)、組裝和試驗由意大利的艾維歐航空公司負責；

· 一子級的組裝和試驗由意大利的艾維歐航空公司負責；

· P80FW發(fā)動機由法國的歐洲推進公司（Europropulsion）研制；

發(fā)射架中的“織女星”

“織女星”的主要性能參數(shù)

P80FW發(fā)動機噴管

發(fā)射臺上的“織女星”

·游標上面級模塊的電子設(shè)備由泰雷茲（Thales）、約克科技（INSNEC）、伽利略航空（Galileo Avionica）、克利薩（CRISA）、薩博和薩夫特（SAFT）等公司負責研制；

· RD-869 發(fā)動機和推進系統(tǒng)由烏克蘭國家南方設(shè)計局（KB Yuzhnove）負責研制；

· 一、二、三子級推力矢量控制系統(tǒng)和級間外裙由比利時的薩布卡（SABCA）公司負責研制；

· 二、三子級級間段由意大利的奧立康·康特拉夫斯（O.C.I）公司負責研制；

· 一、二子級級間段由荷蘭空間（Dutch Space）公司負責研制；

· 一、二、三子級的點火裝置由荷蘭的斯多科產(chǎn)品工程公司（Stork Product Engineering）負責研制；

· 噴管由法國的斯奈克瑪固體推進公司（SNECMA Propulsion Solid）負責研制。

2 發(fā)展過程

意大利曾于20世紀60年代為本國研制了全固體的“偵察兵”（SCOUT）運載火箭。直到20世紀90年代中期，由于小型衛(wèi)星得到了全球的特別關(guān)注，尤其是空間科學任務(wù)和對地觀測任務(wù)的增多，需要提供經(jīng)濟可承受的發(fā)射系統(tǒng)，于是意大利在“偵察兵”的基礎(chǔ)上研發(fā)了“織女星”。經(jīng)過數(shù)年的激烈爭論，確定了一項金額達1.73億美元的研制計劃，其中意大利的投資額占52%，法國占34%，其他西歐國家占16%。

“織女星”的研制過程如下所述：

1）1995年研制出三級“織女星”固體火箭，一、二子級直徑都是1.9m，子級質(zhì)量均為16t，使用契法羅發(fā)動機。整流罩內(nèi)裝有效載荷和三子級（上面級），直徑為1.3m，質(zhì)量為1.7t，可將質(zhì)量為700kg的有效載荷送入低地球軌道。

整裝待發(fā)的“織女星”

“織女星”能將1500kg的有效載荷運至700km高的極軌道

吊裝采用P80FW發(fā)動機的一子級

“織女星”整流罩

1997年，意大利艾維歐航空公司與烏克蘭南方設(shè)計局聯(lián)合提出2種方案：

方案一：織女星－K0采用四級火箭，一、二子級使用P16和契法羅發(fā)動機，三、四子級分別使用烏克蘭南方設(shè)計局的RD-861和RD-869發(fā)動機，三、四子級使用四氧化二氮/偏二甲肼液體推進劑，可將質(zhì)量為300kg的有效載荷送入700km高的極軌道。

方案二：織女星－K與織女星－K0的不同點是織女星－K一子級使用P85發(fā)動機，由阿里安－5火箭助推器改進而來，但比阿里安－5火箭助推器短，可將質(zhì)量為1600kg的有效載荷送到700km高的極軌道。

2）1998年6月，歐州航天局選取的“織女星”結(jié)構(gòu)是三級固體型方案，一、二子級分別使用織女星－K上使用過的P85和P16發(fā)動機，三子級是由法國國家空間研究中心（CNES）研制的質(zhì)量達7t的固體推進劑級，火箭帶有輔助液體推進模塊，入軌精度高，可將2000kg的有效載荷發(fā)射到700km高的圓軌道。

3）2004年，“織女星”最終采取四級結(jié)構(gòu)方案。一子級選用P80改進型；二、三子級選用織女星－K上使用過的由P16改進的P23和P9發(fā)動機；四子級使用液體游標上面級模塊，可將1500kg的有效載荷送到700km高的極軌道。

3 總體布局和結(jié)構(gòu)

“織女星”箭體結(jié)構(gòu)包括一子級、二子級、三子級、姿態(tài)與游標上面級模塊艙段和整流罩。一、二、三子級為固體推進劑火箭，一子級使用P80FW發(fā)動機；二、三子級發(fā)動機分別為契法羅－23和9；四子級為液體推進劑姿態(tài)與游標上面級模塊。姿態(tài)與游標上面級模塊用于對有效載荷實施姿態(tài)和軌道控制，由推進艙（APM）和儀器艙（AAM）組成。整流罩內(nèi)包括有效載荷及其支架。除推力矢量控制電子設(shè)備和安全系統(tǒng)外，“織女星”的大部分電子設(shè)備都安裝在姿態(tài)與游標上面級模塊儀器艙中。

采用契法羅－23發(fā)動機的二子級

· 一子級長10.5m，直徑3m，可裝載88t推進劑，除P80FW發(fā)動機外，一子級還包括一、二子級級間段、尾段和電纜槽；

· 二子級長7.5m，直徑1.9m，由契法羅－23發(fā)動機和二、三子級級間段組成；

· 三子級長3.85m，直徑約為1.9m，包括契法羅－9發(fā)動機、與上面級相連的級間結(jié)構(gòu)和電纜槽等；

· 四子級姿態(tài)與游標上面級模塊是一個多功能結(jié)構(gòu)，用于完成一、二、三子級火箭的飛行控制及有效載荷入軌，提高入軌精度，進行軌道機動和有效載荷分離。姿態(tài)與游標上面級模塊由外裙、推進艙和儀器艙組成，高度為1.74m，位于三子級和有效載荷艙之間，提供有效載荷支架、整流罩和三子級分離系統(tǒng)間的機械接口。

采用契法羅－9發(fā)動機的三子級

整流罩內(nèi)包括有效載荷艙和支架，采用傳統(tǒng)的2個半罩，用包帶連接和分離。整流罩長7.18m，直徑2.6m，有效載荷容積為20m3，質(zhì)量為470kg，結(jié)構(gòu)采用鋁蜂窩夾芯和碳纖維增強復(fù)合材料（CFRP）蒙皮，在火箭飛出大氣層后被拋掉。其中，有效載荷支架采用阿里安－5標準的937型有效載荷支架。

4 動力系統(tǒng)

“織女星”推進系統(tǒng)由固體火箭發(fā)動機P80FW、契法羅－23和9，以及姿態(tài)與游標上面級模塊組成。為滿足技術(shù)和成本要求，P80FW采用了先進的低成本技術(shù)，具有較高的性能；契法羅－23和9由契法羅－16發(fā)動機改進而來。液體推進系統(tǒng)主要采用現(xiàn)有的組件和技術(shù)，采用了烏克蘭可多次啟動的雙組元推進劑發(fā)動機和俄羅斯聚合材料囊式貯箱方案。

一子級發(fā)動機P80FW不但可用于“織女星”，而且改進后還將用作阿里安－5固體助推器，是“織女星”計劃研制的重點。P80FW項目由法國國家空間研究中心領(lǐng)導(dǎo)的綜合項目小組管理，主承包商為意大利的艾維歐航空公司，主要的分包商包括歐洲推進公司、比利時的薩布卡公司、法國的斯奈克瑪固體推進公司等。P80FW發(fā)動機采用的新技術(shù)包括：

1）3m直徑的碳纖維增強復(fù)合材料纖維纏繞殼體；

2）內(nèi)部熱防護采用低密度三元乙丙橡膠（EPDM）；

3）推進劑采用端羥基聚丁二烯（低比例黏合劑和高比例鋁粉配置）；

4）使用低成本和輕型碳酚醛材料；

5）采用可消耗殼體的點火器；

6）采用鋰離子電池的機電式推力矢量控制系統(tǒng)。

二子級發(fā)動機為契法羅－23，由意大利航天局出資并負責研制，可裝載約24t的推進劑，噴管膨脹比為25。契法羅－23由如下幾部分組成：一個直徑為1.9m的碳纖維環(huán)氧絲纏繞殼體；低密度三元乙丙橡膠熱防護；HTPB1912復(fù)合推進劑；可消耗的點火器；機電式推力矢量控制系統(tǒng)；噴管采用柔性接頭技術(shù)。

三子級推進系統(tǒng)采用固體火箭發(fā)動機契法羅－9，同契法羅－23一樣，也是由契法羅－16改進而來，但減小了尺寸，裝載約10t推進劑，噴管膨脹比為56。殼體材料與一、二子級的相同，噴管與二子級的相似，采用三維碳/碳喉部、碳/酚醛復(fù)合材料擴散段和自保護的柔性接頭，最大擺角可達6°。

四子級姿態(tài)與游標上面級模塊采用雙組元液體推進系統(tǒng)，主發(fā)動機由烏克蘭國家南方設(shè)計局研制的RD－869發(fā)展而來，配有壓力調(diào)節(jié)輸送系統(tǒng)，能提供2450N的推力和3092m/s的額定比沖。發(fā)動機安裝在萬向架上，由2個機電作動器控制發(fā)動機的擺動。推進劑儲存在4個相同的142L囊式鈦合金貯箱中，其中，2個儲存氧化劑四氧化二氮，另外2個儲存燃料偏二甲肼。主發(fā)動機至少可點火5次，在進行標準飛行單星發(fā)射時，設(shè)定為3次點火程序。

姿態(tài)與游標上面級模塊

5 制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制系統(tǒng)（GNCS）

“織女星”使用由阿里安－5制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制系統(tǒng)派生的慣性測量裝置。位于姿態(tài)與游標上面級模塊艙的慣性測量裝置將導(dǎo)航和姿態(tài)數(shù)據(jù)傳到計算機，計算機算出實際姿態(tài)與設(shè)計姿態(tài)之間的姿態(tài)誤差后，向各級推力矢量控制系統(tǒng)發(fā)出控制指令。在火箭助推段飛行時，這些指令控制相應(yīng)級的機電作動器控制設(shè)備（EPEV），由各級推力矢量控制裝置的2個機電作動器操縱噴管擺動進行俯仰和偏航控制。在三子級和姿態(tài)與游標上面級模塊的軌道飛行階段和滾動控制階段，火箭的姿態(tài)控制由姿態(tài)與游標上面級模塊的6個冷氣（氮氣）推力器完成。

箭載計算機發(fā)出的一系列程序指令（固體發(fā)動機點火、級間分離和專用點火指令等）由1個姿態(tài)與游標上面級模塊多功能裝置（MFU）傳到相關(guān)硬件上。

在火箭飛行中，對一、二子級的制導(dǎo)按預(yù)先確定的飛行程序進行。三子級和姿態(tài)與游標上面級模塊飛行時，箭載計算機確定一個最優(yōu)制導(dǎo)方式，控制火箭到達目標軌道。飛行中，姿態(tài)與游標上面級模塊箭載計算機能夠修正上升飛行中的偏差。

6 典型飛行程序

首先，火箭一、二、三子級進入低橢圓軌道，主要程序是：一子級以初始速度垂直上升，按程序作偏航機動和零攻角飛行；二子級以零攻角飛行；三子級飛行，在三子級點火前的短期滑行段整流罩分離，整流罩分離的時間取決于有效載荷對氣動加熱條件的要求，典型的整流罩分離時間發(fā)生在起飛后200～260s，三子級進入亞軌道。

隨后，姿態(tài)與游標上面級模塊第1次點火啟動，有效載荷和上面級進入初始停泊軌道，姿態(tài)與游標上面級模塊進行滑行和軌道機動。期間，姿態(tài)與游標上面級模塊可能多次啟動，將有效載荷送入各種不同的中間軌道。上面級最后一次啟動，將使姿態(tài)與游標上面級模塊脫軌或進行軌道處理機動。在實際飛行中盡量減少上面級點火次數(shù)，最少2次點火可實現(xiàn)將有效載荷送到目標軌道的任務(wù)。一次典型的將有效載荷發(fā)射到400km高圓軌道的任務(wù)將歷時1～1.5h。

7 未來發(fā)展

未來，歐洲將在“織女星”和“阿里安”重型火箭的基礎(chǔ)上研制中型運載火箭，計劃使用阿里安－5的P230發(fā)動機作為一子級，使用“織女星”的P80發(fā)動機作為二子級，三子級使用阿里安－5的可儲存的或低溫燃料，新型火箭將用于取代聯(lián)盟－ST中型火箭。

另外，歐洲提出了“織女星”的改進型—“天琴座”（LYRA）火箭，現(xiàn)已進行可行性研究，火箭的三、四子級計劃使用低成本的液氧/甲烷作推進劑和新型制導(dǎo)系統(tǒng)?！疤烨僮钡难兄茖⑹箻O軌道有效載荷的運載能力提高到2000kg。

“織女星”典型飛行時序