張 智，容 易，秦 曈，孫冀偉

（1.中國(guó)運(yùn)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）

·高端論壇·

重型運(yùn)載火箭總體技術(shù)研究

張 智1，容 易2?，秦 曈2，孫冀偉1

（1.中國(guó)運(yùn)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(yùn)載火箭是一個(gè)國(guó)家進(jìn)入空間能力的重要標(biāo)志，也是國(guó)家綜合實(shí)力的重要體現(xiàn)。結(jié)合世界上曾經(jīng)研制過(guò)的重型運(yùn)載火箭特點(diǎn)，對(duì)火箭的總體方案和總體技術(shù)進(jìn)行研究。在總體方案中，首先分析了重型運(yùn)載火箭的需求，然后根據(jù)需求選擇重型運(yùn)載火箭的構(gòu)型和動(dòng)力組成。在總體技術(shù)中，通過(guò)設(shè)計(jì)技術(shù)、制造技術(shù)和試驗(yàn)技術(shù)三個(gè)方向，研究了與重型運(yùn)載火箭密切相關(guān)的POGO抑制技術(shù)、動(dòng)特性獲取技術(shù)、制造材料的選擇、關(guān)鍵部件的制造技術(shù)以及動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)和飛行驗(yàn)證等試驗(yàn)技術(shù)，并給出了適合我國(guó)國(guó)情的重型運(yùn)載火箭發(fā)展路徑。

重型運(yùn)載火箭；總體方案；總體技術(shù)；POGO；制造技術(shù)；試驗(yàn)技術(shù)

1 引言

運(yùn)載火箭是一種航天運(yùn)輸工具，它負(fù)責(zé)把衛(wèi)星、載人飛船、空間站、空間探測(cè)器等有效載荷送入預(yù)定軌道。運(yùn)載火箭的分類方法有多種，如按級(jí)數(shù)分為單級(jí)和多級(jí)火箭、按推進(jìn)劑類型分為固體和液體火箭等。還有一種是按照運(yùn)載火箭的運(yùn)載能力大小進(jìn)行分類，分為小型、中型、大型和重型（超重型）運(yùn)載火箭。目前，這種分類方法尚無(wú)統(tǒng)一的量化標(biāo)準(zhǔn)，本文中將起飛重量大于2000 t、近地軌道運(yùn)載能力在100 t級(jí)的運(yùn)載火箭及其衍生構(gòu)型均稱為重型運(yùn)載火箭［1］。

世界上曾經(jīng)飛行過(guò)的重型運(yùn)載火箭包括美國(guó)的土星V，蘇聯(lián)的N?1、能源號(hào)運(yùn)載火箭，正在研制的有美國(guó)的SLS（Space Launch System）運(yùn)載火箭，這些運(yùn)載火箭主要應(yīng)用于大規(guī)模深空探索任務(wù)或近地軌道大型有效載荷的運(yùn)輸任務(wù)。

重型運(yùn)載火箭屬國(guó)之重器，能夠體現(xiàn)一個(gè)國(guó)家的綜合實(shí)力。它的研制能夠推動(dòng)科學(xué)技術(shù)進(jìn)步、帶動(dòng)基礎(chǔ)能力提升、培養(yǎng)科技人才隊(duì)伍。然而，研制重型運(yùn)載火箭并建立與之配套的設(shè)備、設(shè)施，需要大量的人力、物力和財(cái)力的支撐，為了避免產(chǎn)生方向性錯(cuò)誤以保證工程實(shí)施的順利進(jìn)行，先期開展方案論證和技術(shù)研究，是必不可少的程序，也是一種負(fù)責(zé)任的態(tài)度。重型運(yùn)載火箭的總體方案論證及技術(shù)研究就是這個(gè)階段的重點(diǎn)內(nèi)容［2?3］。

2 總體方案研究

2.1 需求分析

土星V運(yùn)載火箭的需求來(lái)自于阿波羅登月計(jì)劃，阿波羅登月計(jì)劃則是出于美國(guó)與蘇聯(lián)的太空競(jìng)賽。可以說(shuō)對(duì)土星V的最大需求是“政治”需求，目的只有一個(gè)，就是在競(jìng)賽中取得勝利。阿波羅計(jì)劃成功了，在確立了美國(guó)太空的領(lǐng)導(dǎo)地位的同時(shí)，也極大地帶動(dòng)了美國(guó)科學(xué)技術(shù)的發(fā)展。后來(lái)，隨著冷戰(zhàn)態(tài)勢(shì)趨緩，再加上沒有更大的太空探索計(jì)劃，土星V火箭終止了生產(chǎn)。在同一時(shí)期，蘇聯(lián)研制的N?1火箭也是同一目的，但卻以4次失敗而告終。

之后美國(guó)的太空開發(fā)重點(diǎn)轉(zhuǎn)向建造航天飛機(jī)，其目的是使美國(guó)實(shí)現(xiàn)高可靠低成本的進(jìn)入太空，并將其作為向太空運(yùn)送國(guó)防、科研、應(yīng)用、民用和商用有效載荷的主要手段［4?5］。從結(jié)果來(lái)看，航天飛機(jī)并未達(dá)到預(yù)定的高可靠和低成本的目標(biāo)，試圖用一種運(yùn)輸系統(tǒng)滿足所有需求的做法被后人詬病。但無(wú)論如何，航天飛機(jī)在技術(shù)上都是個(gè)奇跡，它使美國(guó)在較長(zhǎng)時(shí)間內(nèi)保持了太空優(yōu)勢(shì)。從需求角度看，航天飛機(jī)是政治、軍事、應(yīng)用、經(jīng)濟(jì)需求共同作用的產(chǎn)物。蘇聯(lián)開發(fā)的能源號(hào)火箭和暴風(fēng)雪號(hào)航天飛機(jī)，與美國(guó)航天飛機(jī)的概念基本相同。

目前，美國(guó)正在研發(fā)SLS重型火箭。它的目標(biāo)是為近地以遠(yuǎn)的深空探測(cè)服務(wù)，如地月空間、小行星，甚至是載人的火星探測(cè)［6］。采用遞進(jìn)式的發(fā)展思路不斷提高技術(shù)的先進(jìn)性，降低對(duì)預(yù)算的需求。低成本的近地有效載荷發(fā)射則交給了商用發(fā)射服務(wù)。俄羅斯也在持續(xù)地研究建造重型火箭的方案，但由于國(guó)內(nèi)經(jīng)濟(jì)發(fā)展的滯后，一直未見實(shí)施計(jì)劃。

從國(guó)外重型運(yùn)載火箭發(fā)展歷程來(lái)看，對(duì)重型運(yùn)載火箭的需求首先是政治需求，體現(xiàn)綜合國(guó)力，振奮民族精神，樹立民族信心，增強(qiáng)凝聚力。其次是科學(xué)技術(shù)發(fā)展需求，包括軍事、民用等諸多方面。

國(guó)內(nèi)對(duì)重型火箭的需求研究由來(lái)已久。目前，需求主要集中在三個(gè)方面：一是戰(zhàn)略需求，即國(guó)家安全需要、航天發(fā)展需要和航天強(qiáng)國(guó)建設(shè)需要；二是應(yīng)用需求，即載人月球探測(cè)、深空探測(cè)、大型軌道設(shè)施等；三是技術(shù)發(fā)展需求，即提升火箭動(dòng)力、結(jié)構(gòu)等設(shè)計(jì)、制造水平，促進(jìn)我國(guó)從航天大國(guó)向航天強(qiáng)國(guó)邁進(jìn)。

2.2 構(gòu)型分析

運(yùn)載能力的需求決定了重型運(yùn)載火箭的規(guī)模。在已知的需求中以載人月球探測(cè)任務(wù)對(duì)重型火箭的運(yùn)載能力需求最大，地月轉(zhuǎn)移軌道（LTO）運(yùn)載能力大于50 t。

重型運(yùn)載火箭規(guī)模的選取應(yīng)首先考慮需求因素。火箭構(gòu)型選取涉及到推進(jìn)劑類型、級(jí)數(shù)、直徑等諸多關(guān)鍵要素的確定。選取中需要考慮技術(shù)繼承性、先進(jìn)性、帶動(dòng)性，要考慮技術(shù)基礎(chǔ)和工業(yè)能力基礎(chǔ)，還要考慮經(jīng)濟(jì)性等約束條件。

2010年至2011年期間，采用DOE（Design of Experiments）方法，對(duì)重型運(yùn)載火箭的構(gòu)型選擇進(jìn)行了深入的研究。該方法是將決定構(gòu)型的技術(shù)要素視為變量進(jìn)行組合確定出滿足運(yùn)載能力要求的多種構(gòu)型方案，再根據(jù)事先確定篩選原則進(jìn)行構(gòu)型選擇。選擇的要素變量包括火箭級(jí)數(shù)（助推器稱為半級(jí)）、各級(jí)動(dòng)力類型、箭體直徑、發(fā)動(dòng)機(jī)類型、推進(jìn)劑加注量等，火箭級(jí)數(shù)考慮了一級(jí)半、二級(jí)、三級(jí)、二級(jí)半、三級(jí)半，發(fā)動(dòng)機(jī)類型考慮了固體動(dòng)力、液氧／煤油動(dòng)力、液氫／液氧動(dòng)力、乃至液氧甲烷動(dòng)力。在分析過(guò)程中，將從海南發(fā)射場(chǎng)發(fā)射的落區(qū)限制因素也考慮其中。對(duì)各種要素組合出的構(gòu)型（圖2），按照以下原則進(jìn)行了初步篩選：

1）降低研制和使用的復(fù)雜性，剔除由三種或三種以上動(dòng)力類型組成構(gòu)型；

2）末級(jí)采用高性能動(dòng)力，即采用液氫／液氧動(dòng)力，剔除三級(jí)采用其它動(dòng)力類型的構(gòu)型；

3）當(dāng)芯一級(jí)使用固體動(dòng)力時(shí)，助推器不使用液體動(dòng)力。

以上的工作結(jié)果表明：以液氧／煤油發(fā)動(dòng)機(jī)為助推器、芯一級(jí)動(dòng)力，以液氫／液氧發(fā)動(dòng)機(jī)為二級(jí)、三級(jí)動(dòng)力的三級(jí)半構(gòu)型，以及以固體發(fā)動(dòng)機(jī)為助推器動(dòng)力、以液氫／液氧發(fā)動(dòng)機(jī)為一級(jí)、二級(jí)、三級(jí)動(dòng)力的三級(jí)半構(gòu)型是比較合適的構(gòu)型。

2012年至2015年期間，伴隨著對(duì)載人月球探測(cè)、火星取樣返回任務(wù)的論證深入，對(duì)構(gòu)型問(wèn)題又進(jìn)行了深入的優(yōu)化研究。這期間的研究工作除細(xì)化了重型運(yùn)載火箭的關(guān)鍵技術(shù)外，重點(diǎn)研究了系列化問(wèn)題。研究結(jié)果表明，液體助推器構(gòu)型，更容易通過(guò)模塊組合實(shí)現(xiàn)多任務(wù)、多模式的系列化構(gòu)型。

2.3 動(dòng)力選型

火箭總體綜合載人月球探測(cè)、火星取樣返回的需求確定了火箭的規(guī)模和系列構(gòu)型。在此基礎(chǔ)上確定了火箭各子級(jí)的總推力需求，并進(jìn)行了優(yōu)化。在此后的優(yōu)化論證過(guò)程中，火箭總體對(duì)動(dòng)力的研究主要集中在兩個(gè)方面，一方面是助推器用固體動(dòng)力或液體動(dòng)力的差異性分析，另一方面是液體動(dòng)力單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小的優(yōu)化研究。

固體動(dòng)力的優(yōu)點(diǎn)是推進(jìn)劑密度大、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，通過(guò)多段組合容易實(shí)現(xiàn)大推力，且使用操作簡(jiǎn)單。最大的缺點(diǎn)是比沖較低，因此一般配合液氫／液氧動(dòng)力使用［7］。液體動(dòng)力的優(yōu)點(diǎn)是比沖高，在構(gòu)型設(shè)計(jì)上比較靈活，缺點(diǎn)是結(jié)構(gòu)復(fù)雜，使用操作也比較復(fù)雜。

固體助推器一般采用耗盡關(guān)機(jī)的方式，不容易實(shí)現(xiàn)同步關(guān)機(jī)，對(duì)火箭飛行的干擾較大，需要芯級(jí)火箭有較強(qiáng)的姿態(tài)控制能力，而在這方面液體發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)勢(shì)明顯。另外，液體發(fā)動(dòng)機(jī)容易實(shí)現(xiàn)飛行過(guò)程中的推力調(diào)節(jié)，能夠降低飛行載荷，提高運(yùn)載火箭性能。固體發(fā)動(dòng)機(jī)也可通過(guò)裝藥設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)變推力，但不如液體發(fā)動(dòng)機(jī)可以按照用戶使用需求實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)。

采用液體助推器的構(gòu)型，由于芯一級(jí)采用了推力較大的液氧／煤油發(fā)動(dòng)機(jī)，可以簡(jiǎn)單地通過(guò)取消兩枚助推器、四枚助推器，形成重型運(yùn)載火箭的系列化構(gòu)型，以適應(yīng)不同任務(wù)的需求。采用固體助推器的構(gòu)型，由于芯一級(jí)采用推力較小的液氫／液氧發(fā)動(dòng)機(jī)，難以演化出系列化構(gòu)型。

固體發(fā)動(dòng)機(jī)飛行過(guò)程中產(chǎn)生的故障，往往是沒有預(yù)兆，或者從故障發(fā)生到產(chǎn)生災(zāi)難性后果時(shí)間間隔較短，難以檢測(cè)。

該項(xiàng)分析還包括了研制難度、技術(shù)帶動(dòng)性、研制保障需求、研制及使用成本等方面的內(nèi)容，最終的結(jié)論是各有優(yōu)劣。

關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小的優(yōu)化研究主要在液氫／液氧發(fā)動(dòng)機(jī)上［8］。研究表明二子級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)總推力需求約為400 t，三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)總推力需求約100 t。如果將單臺(tái)液氫／液氧發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)成100 t，則三級(jí)使用1臺(tái)，二級(jí)使用4臺(tái)對(duì)重型運(yùn)載火箭來(lái)講是合理的選擇。然而，若一種發(fā)動(dòng)機(jī)只有一個(gè)型號(hào)使用，特別是像重型運(yùn)載火箭這樣發(fā)射次數(shù)不可能太多的型號(hào)使用，將帶來(lái)費(fèi)用高昂、可靠性子樣少等諸多困難。因此，必須考慮新研發(fā)動(dòng)機(jī)的未來(lái)應(yīng)用問(wèn)題。從固體助推器與液氫／液氧芯級(jí)構(gòu)型來(lái)看，需要較大地面推力的液氫／液氧發(fā)動(dòng)機(jī)，重型火箭提出研制的真空推力200 t級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)可以為我國(guó)未來(lái)發(fā)展此構(gòu)型的火箭拓展應(yīng)用空間。而單臺(tái)真空推力100 t級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)用于芯一級(jí)推力偏小，用于其它火箭末級(jí)又推力偏大，因而選擇單臺(tái)25 t推力的發(fā)動(dòng)機(jī)組合使用能夠滿足重型火箭末級(jí)的需求，單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)又能滿足其它型號(hào)末級(jí)使用的要求。雖然從重型火箭構(gòu)型上看使用了兩種型號(hào)的液氫／液氧發(fā)動(dòng)機(jī)，增加了型號(hào)的研制復(fù)雜度，但從全局來(lái)看，是一種優(yōu)化的選擇。

3 總體技術(shù)研究

重型運(yùn)載火箭總體技術(shù)包括設(shè)計(jì)技術(shù)、制造技術(shù)、試驗(yàn)技術(shù)和發(fā)射支持技術(shù)等多個(gè)方面。本文僅描述對(duì)重型運(yùn)載火箭總體技術(shù)方案有較大影響的技術(shù)內(nèi)容。

3.1 設(shè)計(jì)技術(shù)

3.1.1 POGO抑制技術(shù)

液體火箭的縱向耦合振動(dòng)（POGO）是指液體火箭的結(jié)構(gòu)縱向振動(dòng)與推進(jìn)系統(tǒng)的液體脈動(dòng)互相作用而產(chǎn)生的一種自激振動(dòng)，如圖3所示。

關(guān)于POGO問(wèn)題，國(guó)內(nèi)外都進(jìn)行過(guò)大量研究，包括機(jī)理、穩(wěn)定性分析、試驗(yàn)和抑制等。POGO現(xiàn)象在20世紀(jì)60年代初雙子星計(jì)劃中被發(fā)現(xiàn)，NASA首次認(rèn)定POGO對(duì)載人飛行器以及航天員是一種威脅［9］。NASA在雙子星計(jì)劃、阿波羅計(jì)劃中進(jìn)行了大量的分析工作，1970年形成了關(guān)于POGO設(shè)計(jì)準(zhǔn)則、建模、評(píng)估的標(biāo)準(zhǔn)［11］。該文概述了當(dāng)時(shí)的技術(shù)現(xiàn)狀，提出了設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，推薦了數(shù)學(xué)建模、地面試驗(yàn)、穩(wěn)定分析、修改完善和飛行評(píng)估方法。在泵入口處安裝蓄壓器被建議作為降低管路共振頻率的最有效方式，但前提是蓄壓器頻率低于結(jié)構(gòu)一階模態(tài)。隨著火箭規(guī)模的增加，火箭結(jié)構(gòu)一階縱向頻率越來(lái)越低，POGO抑制問(wèn)題愈加嚴(yán)峻。

除了全箭結(jié)構(gòu)縱向模態(tài)外，火箭的橫向模態(tài)和局部模態(tài)也能引起POGO現(xiàn)象，如土星V二級(jí)中心發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架與液氧箱底的振動(dòng)耦合。各種模態(tài)頻率交織在一起，用頻率窗口的設(shè)計(jì)方法已經(jīng)很難找到合適的空間。繼續(xù)降低管路中的液體頻率，需要使用尺寸龐大的蓄壓器，結(jié)構(gòu)上幾乎難以實(shí)現(xiàn)。

無(wú)論是采用哪種形式的蓄壓器，都屬于被動(dòng)控制措施，其目的將管路液體頻率與結(jié)構(gòu)縱向頻率、橫向頻率或者是局部結(jié)構(gòu)頻率錯(cuò)開。在眾多頻率交織在一起時(shí)，同時(shí)錯(cuò)開很多頻率幾乎不可能，因此提出了主動(dòng)控制方法。主動(dòng)控制方法根據(jù)飛行中得到的觀測(cè)量，實(shí)時(shí)的改變控制量，因而對(duì)模型的精確性要求不高，而且針對(duì)出現(xiàn)的各種情況可以進(jìn)行地面的模擬試驗(yàn)。

無(wú)論是在國(guó)外大型火箭上廣泛應(yīng)用的注氣式蓄壓器，還是航天飛機(jī)計(jì)劃中研究過(guò)的主動(dòng)式蓄壓器，我國(guó)的運(yùn)載火箭都未曾使用過(guò)。這些年來(lái)一些院校和科研單位對(duì)此進(jìn)行了廣泛研究，目前基本停留在理論層面，后續(xù)應(yīng)加強(qiáng)工程實(shí)現(xiàn)方面的研究。

3.1.2 動(dòng)特性獲取技術(shù)

運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性（簡(jiǎn)稱動(dòng)特性）是火箭姿控系統(tǒng)穩(wěn)定性分析、結(jié)構(gòu)動(dòng)載荷計(jì)算、星箭載荷耦合分析以及POGO穩(wěn)定性分析的基礎(chǔ)和依據(jù)。

到目前為止，我國(guó)運(yùn)載火箭的動(dòng)特性都是通過(guò)在振動(dòng)塔設(shè)施內(nèi)通過(guò)動(dòng)特性試驗(yàn)獲取。重型運(yùn)載火箭的尺寸超過(guò)目前全箭振動(dòng)塔的可容納箭體結(jié)構(gòu)直徑或高度，重量也超過(guò)振動(dòng)塔的承載能力，若仍采用這種方法獲取重型運(yùn)載火箭動(dòng)特性，需新建類似的大型試驗(yàn)設(shè)施。應(yīng)用傳統(tǒng)方法獲取的數(shù)據(jù)比較可靠，但設(shè)施建設(shè)費(fèi)用高，且試驗(yàn)周期長(zhǎng)。國(guó)外的一些運(yùn)載火箭研制，如歐洲阿里安火箭、蘇聯(lián)能源號(hào)火箭等已應(yīng)用了另外一種動(dòng)特性獲取技術(shù)，即：基于子結(jié)構(gòu)有限元模型組裝的全箭動(dòng)特性獲取技術(shù)，來(lái)獲取全箭動(dòng)力學(xué)特性。該技術(shù)通過(guò)合理的試驗(yàn)技術(shù)發(fā)展、理論建模、計(jì)算分析、試驗(yàn)數(shù)據(jù)及模型修正等試驗(yàn)?計(jì)算一體化設(shè)計(jì)，來(lái)獲得產(chǎn)品真實(shí)飛行條件下的動(dòng)力學(xué)特性。目前共有兩種途徑，一是進(jìn)行組合大部段模態(tài)試驗(yàn)，之后進(jìn)行模型組裝或模態(tài)綜合；二是設(shè)計(jì)和制造縮比模型，通過(guò)縮比模型試驗(yàn)外推實(shí)尺寸動(dòng)力學(xué)模型。前者研究以法國(guó)和蘇聯(lián)為代表，后者研究以美國(guó)為代表，但美國(guó)雖然在大力神、土星V等火箭中研究了大量縮比模型，最終仍進(jìn)行了真實(shí)尺寸動(dòng)特性試驗(yàn)。

從目前研究的情況看，采用縮比模型的方法技術(shù)上是可行的，關(guān)鍵是縮比模型的正確性確認(rèn)風(fēng)險(xiǎn)較大。采用部段模態(tài)組合的方法也是可行的，其關(guān)鍵是部段連接處的剛度數(shù)據(jù)獲取，這種方法同樣需要開展全尺寸子級(jí)的動(dòng)特性試驗(yàn)，但規(guī)模上要比全箭試驗(yàn)小得多，容易實(shí)現(xiàn)。

3.2 制造技術(shù)

3.2.1 輕合金材料技術(shù)

隨著鋁合金材料的不斷進(jìn)步，變形鋁合金材料已從第一、第二代發(fā)展到第四代，其顯著特點(diǎn)是強(qiáng)度高、耐腐蝕性強(qiáng)。第四代超強(qiáng)、高韌鋁合金材料具有高比強(qiáng)度和高比模量的特點(diǎn)，能夠更好的滿足結(jié)構(gòu)輕質(zhì)化設(shè)計(jì)需求。作為我國(guó)下一代運(yùn)載火箭的代表型號(hào)，應(yīng)用新材料，提高火箭性能，帶動(dòng)材料應(yīng)用發(fā)展是重型火箭的責(zé)任和義務(wù)。

重型運(yùn)載火箭末級(jí)貯箱擬采用在歐美國(guó)家航天運(yùn)載器貯箱結(jié)構(gòu)已經(jīng)實(shí)際應(yīng)用或有明確應(yīng)用意向的高性能鋁鋰合金，包括2195、1460及2050等。在高強(qiáng)鋁合金材料方面，7050鋁合金具有較高的強(qiáng)度、較好的斷裂韌性、較滿意的抗應(yīng)力腐蝕性能和良好的淬透性，其厚板已大量應(yīng)用于波音777、F／A?18以及F?22。目前我國(guó)已具備7050厚板的批量供應(yīng)能力，在CZ?7運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)件上采用7050厚板替代部分鍛件作為承力支座，經(jīng)靜力試驗(yàn)考核滿足使用要求。7055鋁合金比7050鋁合金具有更高的強(qiáng)度，同時(shí)具有較強(qiáng)的斷裂韌性。7085合金是新一代超高強(qiáng)鋁合金厚板的代表，也是厚截面鍛件的理想選材。這些材料在運(yùn)載火箭或武器系統(tǒng)上已得到初步的應(yīng)用，未來(lái)也將支撐重型運(yùn)載火箭的研制。

3.2.2 大直徑結(jié)構(gòu)制造技術(shù)

大型結(jié)構(gòu)制造可行性，直接影響到總體技術(shù)方案的可行性。工藝技術(shù)的穩(wěn)定性直接關(guān)系到結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)相關(guān)系數(shù)的選取，進(jìn)而影響到技術(shù)方案中技術(shù)指標(biāo)的實(shí)現(xiàn)。盡早地開展制造技術(shù)的研究，對(duì)重型運(yùn)載火箭的工程實(shí)施意義重大。在結(jié)構(gòu)制造方面，直接與“大”相關(guān)的技術(shù)包括：大型原材料的制備、大直徑部組件的制造（含工藝、專用裝備研發(fā)等）。

貯箱“Y”型環(huán)的整體制造，需要更大噸位的鑄錠。鑄錠越大，其內(nèi)部的組織越差。同時(shí)，還需建造大型的熱處理設(shè)備和脹形設(shè)備，使貯箱“Y”型環(huán)的整體制造技術(shù)取得全面突破。

典型大直徑結(jié)構(gòu)是芯級(jí)殼段和貯箱。對(duì)裝配工藝要求最高的是貯箱。按照貯箱制造技術(shù)的未來(lái)發(fā)展趨勢(shì)，貯箱的絕大部分焊接將采用攪拌摩擦焊。2219鋁合金材料的攪拌摩擦焊技術(shù)在新一代火箭的研制中已經(jīng)突破，采用的裝配方式是臥式焊接裝配。研究表明，對(duì)于重型運(yùn)載火箭這種直徑的貯箱，不適宜采用臥式焊接裝配的方法，而需采用更為先進(jìn)的立式焊接裝配方法。立式裝配方式在國(guó)內(nèi)從未采用過(guò)，從國(guó)外資料看，其技術(shù)難度很大，需要在裝備的設(shè)計(jì)、安裝、調(diào)試上進(jìn)行技術(shù)攻關(guān)，確認(rèn)這項(xiàng)技術(shù)的可行性。

3.3 試驗(yàn)技術(shù)

3.3.1 動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)

動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)是運(yùn)載火箭研制必不可少的環(huán)節(jié)之一，是考核全箭或火箭子級(jí)方案正確性、工作協(xié)調(diào)性和可靠性最為重要的試驗(yàn)，也是在發(fā)射前檢驗(yàn)火箭在發(fā)射場(chǎng)各項(xiàng)工作的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，是最接近飛行狀態(tài)的試驗(yàn)。從美國(guó)（圖4）、歐空局、日本、俄羅斯等航天火箭的研制規(guī)律可以看出，動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)是運(yùn)載火箭研制過(guò)程必不可少的環(huán)節(jié)。

動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)必須有相應(yīng)的試驗(yàn)設(shè)施支撐。試驗(yàn)設(shè)施的建設(shè)方式有多種多樣，沒有定式。各個(gè)國(guó)家依據(jù)研制周期、研制經(jīng)費(fèi)、原有設(shè)施技術(shù)狀況、科研機(jī)構(gòu)布局特點(diǎn)、火箭運(yùn)輸方式、氣象和環(huán)境特點(diǎn)等因素綜合考慮，有的建立專門的試驗(yàn)臺(tái)，有的利用原有試驗(yàn)臺(tái)改造，也有利用原有發(fā)射臺(tái)進(jìn)行試驗(yàn)。美國(guó)、俄羅斯運(yùn)載火箭發(fā)展早期都建立了大噸位的動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)，這些試驗(yàn)臺(tái)一般還可兼顧發(fā)動(dòng)機(jī)研制試驗(yàn)，如美國(guó)斯坦尼斯航天中心的B試驗(yàn)臺(tái)、俄羅斯的101和102試驗(yàn)臺(tái)。美國(guó)德爾它4火箭的通用芯級(jí)動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)即在承擔(dān)過(guò)土星Ⅴ和航天飛機(jī)動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)的B?2試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行。阿里安5一子級(jí)是利用阿里安5發(fā)射臺(tái)進(jìn)行動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)，而沒有專門建造動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)；H?ⅡA火箭二子級(jí)利用了原H?Ⅰ二子級(jí)動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)設(shè)施。

由于大直徑貯箱的運(yùn)輸問(wèn)題，我國(guó)原有的試驗(yàn)設(shè)施無(wú)法改造利用，動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)臺(tái)需重新選址建設(shè)。為了能夠充分利用現(xiàn)有或?qū)⒁獮橹匦突鸺龑ｉT建設(shè)的配套設(shè)施（如推進(jìn)劑生產(chǎn)設(shè)施），最佳的建設(shè)地點(diǎn)是發(fā)射場(chǎng)。

對(duì)于動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)工位與火箭發(fā)射工位共用的初步研究表明，兩種設(shè)施表象上有共同之處，但某些具體指標(biāo)要求差距較大?；鸺l(fā)射時(shí)導(dǎo)流槽承受發(fā)動(dòng)機(jī)尾流沖刷時(shí)間一般約10 s，而動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)時(shí)往往需要上百秒?；鸺l(fā)射時(shí)火箭發(fā)射臺(tái)及地基承受的是壓力，而動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)時(shí)需要承受拉力。如果兩者合一設(shè)計(jì)，必然造成設(shè)計(jì)難度和施工難度加大，同時(shí)也會(huì)使研制周期加長(zhǎng)。在同一區(qū)域分開建設(shè)也能夠共用部分設(shè)施，如推進(jìn)劑生產(chǎn)，產(chǎn)品測(cè)試等。在動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)完成后，也可以將其改造成發(fā)射工位，供短時(shí)間內(nèi)發(fā)射兩發(fā)重型火箭使用。

3.3.2 飛行驗(yàn)證試驗(yàn)

土星系列運(yùn)載火箭專為阿波羅載人登月計(jì)劃而研制，先后研制的型號(hào)有土星I、土星IB和土星V等3種火箭。土星I火箭（研制型），是執(zhí)行阿波羅計(jì)劃的第一個(gè)型號(hào)，用于阿波羅計(jì)劃的早期地球軌道飛行試驗(yàn)和發(fā)射飛馬座宇宙塵探測(cè)衛(wèi)星。土星1B（改進(jìn)型）用于不載人或載人阿波羅飛船地球軌道飛行試驗(yàn)、土星V和飛船程序及部件或者系統(tǒng)的試驗(yàn)、發(fā)射天空實(shí)驗(yàn)室。美國(guó)最終用于正式執(zhí)行阿波羅計(jì)劃為土星V火箭，其先后研制的土星I、土星IB兩種中間構(gòu)型的火箭，并使用這兩型火箭對(duì)土星V火箭的關(guān)鍵系統(tǒng)進(jìn)行了大量飛行考核，為保證土星V火箭首飛成功奠定了基礎(chǔ)。從某種層面上，美國(guó)研制的土星I和土星IB，以及利用這兩型火箭開展的飛行試驗(yàn)是更高層次上的飛行驗(yàn)證試驗(yàn)。

從世界運(yùn)載火箭研制過(guò)程中進(jìn)行的大型試驗(yàn)情況來(lái)看，戰(zhàn)神I在首飛前進(jìn)行了戰(zhàn)神I?X飛行試驗(yàn)，其是一次真實(shí)意義的“試驗(yàn)”，為亞軌道飛行，目的是獲得飛行力學(xué)環(huán)境參數(shù)、考核滾動(dòng)控制、驗(yàn)證分離系統(tǒng)并獲得分離環(huán)境、驗(yàn)證一子級(jí)回收系統(tǒng)等方案。

從目前的大型試驗(yàn)發(fā)展趨勢(shì)來(lái)看，從傳統(tǒng)模式的動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)到目前多系統(tǒng)參與的動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)，其試驗(yàn)復(fù)雜程度大大增加，同時(shí)在試驗(yàn)過(guò)程中更多的技術(shù)方案得到了更為充分的考核，系統(tǒng)間的接口協(xié)調(diào)性也得到了驗(yàn)證。從這樣的發(fā)展趨勢(shì)來(lái)看，進(jìn)行以多級(jí)、全系統(tǒng)參與的飛行試驗(yàn)也是未來(lái)大型試驗(yàn)發(fā)展的必然趨勢(shì)。

對(duì)于系列化的重型運(yùn)載火箭構(gòu)型，可以采用先進(jìn)行串聯(lián)構(gòu)型的飛行驗(yàn)證，再進(jìn)行最大構(gòu)型（或兩助推器構(gòu)型）的飛行驗(yàn)證。但用飛行試驗(yàn)替代動(dòng)力系統(tǒng)試驗(yàn)的設(shè)想所產(chǎn)生的風(fēng)險(xiǎn)和代價(jià)難以接受。

3.4 測(cè)試發(fā)射模式

測(cè)試發(fā)射模式對(duì)測(cè)發(fā)流程的選擇和確定、發(fā)射場(chǎng)總體布局、發(fā)射場(chǎng)地面技術(shù)設(shè)施的功能、組成與能力起著決定性的作用。

火箭在發(fā)射場(chǎng)的技術(shù)準(zhǔn)備工作主要包括產(chǎn)品組裝、測(cè)試、轉(zhuǎn)運(yùn)，通過(guò)這三個(gè)項(xiàng)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(chǎng)總體布局的特點(diǎn)。目前，國(guó)內(nèi)外運(yùn)載火箭在發(fā)射場(chǎng)的組裝、測(cè)試、轉(zhuǎn)運(yùn)技術(shù)狀態(tài)可概括為：一平兩垂、三平（如圖5）和三垂三種測(cè)試發(fā)射模式。

俄羅斯重型火箭主要采用三平發(fā)射模式（水平總裝、水平測(cè)試、水平運(yùn)輸），美國(guó)土星V和航天飛機(jī)采用三垂發(fā)射模式（垂直總裝、垂直測(cè)試、垂直測(cè)試）。一平兩垂（水平運(yùn)輸、垂直總裝、垂直轉(zhuǎn)運(yùn)）發(fā)射模式在我國(guó)的CZ?3A系列火箭、CZ?2C火箭仍然在使用。

無(wú)論是三垂還是三平發(fā)射模式，其目的都是為了能在一個(gè)環(huán)境條件較好的地方完成火箭的組裝和絕大部分測(cè)試，縮短發(fā)射區(qū)準(zhǔn)備時(shí)間，提高發(fā)射工位的使用效率。從目前情況來(lái)看，我國(guó)重型運(yùn)載火箭選擇在海南發(fā)射場(chǎng)發(fā)射是必然的結(jié)果，考慮到海南發(fā)射場(chǎng)的環(huán)境條件，在技術(shù)區(qū)完成組裝和測(cè)試的優(yōu)勢(shì)明顯。需重點(diǎn)討論的問(wèn)題是水平組裝測(cè)試還是垂直組裝測(cè)試。

從測(cè)試狀態(tài)的真實(shí)性、測(cè)試方便等方面來(lái)看，三垂模式優(yōu)點(diǎn)突出，且在海南發(fā)射的CZ?5、CZ?7火箭均采用此種模式，技術(shù)繼承性較好。缺點(diǎn)是要建設(shè)超過(guò)百米高的垂直廠房和研制近萬(wàn)噸的垂直活動(dòng)平臺(tái)。三平模式的測(cè)試真實(shí)性較差需要增加發(fā)射區(qū)測(cè)試項(xiàng)目。三平模式雖然對(duì)廠房和運(yùn)輸設(shè)備需求較低，但我國(guó)在大型火箭水平起豎技術(shù)上的基礎(chǔ)薄弱，尚需在關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)階段開展深入的研究工作。

4 結(jié)論

重型運(yùn)載火箭是國(guó)家戰(zhàn)略需要，是航天發(fā)展需要，也是技術(shù)進(jìn)步的需要。實(shí)現(xiàn)重型火箭的技術(shù)途徑有多種，適合我國(guó)國(guó)情和發(fā)展需要的才是最佳的選擇。重型運(yùn)載火箭的研制既是挑戰(zhàn)也是機(jī)遇。先期開展一些關(guān)鍵技術(shù)的研究既有利于途徑的選擇也有利于后續(xù)工程研制，通過(guò)扎實(shí)嚴(yán)謹(jǐn)?shù)难芯縼?lái)解決爭(zhēng)議或爭(zhēng)論。

（References）

［1］ 秦旭東，容易，王小軍，等.基于劃代研究的中國(guó)運(yùn)載火箭未來(lái)發(fā)展趨勢(shì)分析［J］.導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)，2014（1）：1?4. Qin Xudong，Rong Yi，Wang Xiaojun，et al.Development tendency analysis based on the research of Chinese launch ve?hicles generation［J］.Missiles and Space Vehicles，2014（1）：1?4.（in Chinese）

［2］ 何巍，劉偉，龍樂豪.重型運(yùn)載火箭及其應(yīng)用探討［J］.導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)，2011（1）：1?5. He Wei，Liu Wei，Long Lehao.Heavy launch vehicle and its application［J］.Missiles and Space Vehicles，2011（1）：1?5.（in Chinese）

［3］ 龍樂豪，劉偉，何巍.研制重型火箭支撐航天發(fā)展［J］.國(guó)際太空，2011（8）：1?8. Long Lehao，Liu Wei，He Wei.Research the heavy launch vehicle and support the China space development［J］.Space International，2011（8）：1?8.（in Chinese）

［4］ Rothschild W，Bailey D，Henderson E，etal.Shuttle derived launch vehicle concepts［R］.AIAA 2005?6666，2005.

［5］ Shaw M，Johnson J，Sauvageau D.STS?Derived Launch Ve?hicle（SDLV）flight demonstrations［C］／／AIAA／ASME／SAE／ASEE Joint Propulsion Conference＆Exhibit.2005.

［6］ Donahue B.The space launch system capabilities for explora?tion missions［C］／／49th AIAA／ASME／SAE／ASEE Joint Pro?pulsion Conference，Joint Propulsion Conferences，AIAA 2013?3920.

［7］ 葉定友，高波，甘曉松，等.重型運(yùn)載火箭大型固體助推器技術(shù)研究［J］.載人航天，2011，17（1）：34?31. YE Dingyou，GAO Bo，GAN Xiaosong，et al.Study on large solid booster technology for heavy launch vehicle［J］.Manned Spaceflight，2011，17（1）：34?31.（in Chinese）

［8］ 張智，容易，鄭立偉，等.運(yùn)載火箭動(dòng)力冗余技術(shù)［J］.載人航天，2013（06）：15?19. ZHANG Zhi，RONG Yi，ZHENG Liwei，et al.Redundant propulsion technology for launch vehicle［J］.Manned Space?flight，2013，19（6）：15?19.（in Chinese）

［9］ 張智，王楠，劉竹生.中國(guó)載人運(yùn)載火箭POGO抑制技術(shù)研究［J］.中國(guó)科學(xué)：技術(shù)科學(xué)，2014，44（5）：504?509. Zhang Zhi，Wang Nan，Liu Zhusheng.POGO reduction tech?nology of Chinesemanned launch vehicles［J］.Sci Sin Tech，2014，44（5）：504?509.（in Chinese）

［10］ 王小軍，谷立祥，潘忠文.運(yùn)載火箭的POGO振動(dòng)［R］.科技日?qǐng)?bào)，2014（02）第六版. Wang Xiaojun，Gu Lixiang，Pang Zhongwen.The POGO in Launch Vehicles［R］.Science and Technology Daily，2014（02）Page 6.（in Chinese）

［11］ NASA.Prevention of coupled structure?propulsion instability Pogo：NASA space vehicle design criteria，structures［R］. NASA?SP?8055 71N26080，1971.

Research on Overall Technology of Heavy Launch Vehicle

ZHANG Zhi1，RONG Yi2?，QIN Tong2，SUN Jiwei1

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

Heavy launch vehicle（HLV）marks the capability of a country to access the space and also represents the comprehensive strength of a country.Based on the characteristics of the HLV de?veloped in the world，the general scheme and overall technology of HLV were studied.As to the general scheme，the demands for HLV were analyzed first，then the configuration and propulsion system of HLVswere selected based on the demands.As to the overall technology，the POGO sup?pression technology，themodal test，the materials，the key component production，the engine sys?tem testand the flight testetc.were studied from three aspects（design，manufacture and test）.Fi?nally，a development roadmap of HLV was proposed according to the national condition of China.

heavy launch vehicle；general scheme；overall technology；manufacture technology；test technology

V421

A

1674?5825（2017）01?0001?07

2016?06?02；

2017?01?04

張智，男，碩士，研究員，研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭總體技術(shù)。E?mail：zlwhit＠hotmail.com

?通訊作者：容易，女，博士，研究員，研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭總體技術(shù)。E?mail：rongyi781030＠126.com