周亞強(qiáng)，婁路亮，牟 宇

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

國(guó)內(nèi)外典型火箭運(yùn)載能力變化分析

周亞強(qiáng)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(guó)載人航天工程辦公室，北京 100720）

運(yùn)載能力是火箭性能的關(guān)鍵指標(biāo)，通過分析國(guó)內(nèi)外幾種典型火箭運(yùn)載能力的變化情況，包括CZ-3A系列、阿里安5系列、航天飛機(jī)及獵鷹9號(hào)，梳理了火箭研制及飛行應(yīng)用階段提升運(yùn)載能力的有效措施，包括增加推進(jìn)劑加注量、箭體結(jié)構(gòu)減重、發(fā)動(dòng)機(jī)性能提升和總體優(yōu)化設(shè)計(jì)等，可為我國(guó)新一代大型運(yùn)載火箭研制及改進(jìn)工作提供重要參考。

運(yùn)載火箭；運(yùn)載能力；總體優(yōu)化；研制

1 引言

運(yùn)載火箭依靠自身攜帶的推進(jìn)劑，通過化學(xué)反應(yīng)將推進(jìn)劑化學(xué)能變?yōu)楣べ|(zhì)動(dòng)能，遵循動(dòng)量守恒定理，是人類到目前為止進(jìn)入太空的唯一運(yùn)輸工具。從1957年蘇聯(lián)采用“衛(wèi)星號(hào)”運(yùn)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(hào)”運(yùn)載火箭第一次實(shí)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(yùn)載火箭的起飛規(guī)模和運(yùn)載能力得到突飛猛進(jìn)的發(fā)展。

本文梳理了國(guó)內(nèi)外幾種典型運(yùn)載火箭研制過程中運(yùn)載能力變化，分析提升運(yùn)載能力的方法及措施，為我國(guó)新一代運(yùn)載火箭研制及改進(jìn)提供參考。

2 運(yùn)載能力評(píng)估

運(yùn)載能力是表征運(yùn)載火箭性能最直接也是最重要的參數(shù)指標(biāo)，主要由火箭總體設(shè)計(jì)水平、發(fā)動(dòng)機(jī)性能與制造水平、箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造水平等多種因素決定。由于運(yùn)載火箭在使用中受到發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)偏差、結(jié)構(gòu)制造偏差、推進(jìn)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(duì)于給定構(gòu)型的運(yùn)載火箭，運(yùn)載能力評(píng)估是一個(gè)復(fù)雜的隨機(jī)過程，可以定義為在某一特定概率水平下，推進(jìn)劑耗盡時(shí)達(dá)到的最大有效載荷重量［1］。

理想情況下，如果一級(jí)火箭直接入軌，不考慮整流罩分離對(duì)火箭質(zhì)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(zhì)量和火箭入軌點(diǎn)質(zhì)量；Isp為發(fā)動(dòng)機(jī)比沖；Δvloss為考慮重力、阻力等造成的速度損失。

對(duì)于捆綁助推器的一級(jí)火箭，可以等效為串聯(lián)的兩級(jí)火箭，式（1）擴(kuò)展為式（2）［1］：

式中，Isp1、Isp2分別為助推器和芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖，m1、m2分別為助推器分離時(shí)刻助推器和芯級(jí)的推進(jìn)劑消耗量；m3為助推器分離后芯級(jí)的總質(zhì)量。

目前，工程上常用的運(yùn)載能力評(píng)估方法為蒙特卡洛模擬法，即針對(duì)各影響因素產(chǎn)生干擾量的隨機(jī)數(shù)組，通過仿真試驗(yàn)獲取一次隨機(jī)干擾量下的推進(jìn)劑安全余量，再通過大量的蒙特卡洛模擬試驗(yàn)，得到所需的推進(jìn)劑安全余量統(tǒng)計(jì)結(jié)果，增加模擬試驗(yàn)次數(shù)子樣，有效提高對(duì)運(yùn)載能力的評(píng)估準(zhǔn)確度［1］。根據(jù)圖1多隨機(jī)參數(shù)影響，評(píng)估出火箭運(yùn)載能力分布見圖2。運(yùn)載能力呈現(xiàn)典型的隨機(jī)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(diào)運(yùn)載能力時(shí)選取3σ水平下保證有效載荷入軌的數(shù)值。

3 國(guó)內(nèi)外火箭運(yùn)載能力分析

截至目前，國(guó)內(nèi)外已經(jīng)研制了上百種運(yùn)載火箭，規(guī)模各異，運(yùn)載能力和發(fā)射次數(shù)也相差較大?？紤]到運(yùn)載火箭發(fā)展趨勢(shì)，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(yùn)載火箭進(jìn)行分析。

3.1 CZ-3A系列運(yùn)載火箭

1986年2月，我國(guó)新一代通信衛(wèi)星工程立項(xiàng)，CZ-3A作為工程配套的火箭也正式啟動(dòng)研制工作，在充分繼承CZ-3火箭成熟技術(shù)的基礎(chǔ)上，突破了以大推力氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)、動(dòng)調(diào)陀螺四軸平臺(tái)、冷氦加溫增壓和氫氣能源雙擺伺服機(jī)構(gòu)為代表的多項(xiàng)新技術(shù)。按照“上改下捆、先改后捆、堅(jiān)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(gè)構(gòu)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(yùn)載火箭研制之初，采用Φ4 m分體吊裝4000F型整流罩，評(píng)估運(yùn)載能力為5100 kg（整流罩若采用整體吊裝，運(yùn)載能力下降約100 kg）。經(jīng)過多發(fā)飛行及不斷改進(jìn)，為適應(yīng)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(píng)估運(yùn)載能力為5500 kg。通過不斷改進(jìn)，運(yùn)載能力提升約10%，其運(yùn)載能力提升的主要措施為：

1）減少三子級(jí)補(bǔ)壓氣瓶數(shù)量。CZ-3A系列運(yùn)載火箭三子級(jí)采用了液氫／液氧推進(jìn)劑，3 m共底貯箱，三子級(jí)貯箱需要考慮起飛后及三子級(jí)滑行段氣枕壓力變化，因此設(shè)計(jì)了三子級(jí)貯箱常溫補(bǔ)壓系統(tǒng)。考慮到氫氧共底貯箱起飛后及三子級(jí)一次工作后滑行段氣枕壓力變化情況，前期配置了11個(gè)補(bǔ)壓氣瓶，通過飛行試驗(yàn)，不斷優(yōu)化減少氣瓶數(shù)量（表1），運(yùn)載能力提升約60 kg。

表1 CZ-3A三子級(jí)補(bǔ)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(jí)推進(jìn)劑剩余量。根據(jù)歷次飛行遙測(cè)的三子級(jí)推進(jìn)劑剩余量，扣除安全余量后，將剩余推進(jìn)劑折合成運(yùn)載能力，得出各次飛行中火箭實(shí)際達(dá)到的運(yùn)載能力。根據(jù)文獻(xiàn)［2］，經(jīng)過CZ-3B Y2、Y3、Y4、Y5飛行數(shù)據(jù)分析，火箭運(yùn)載能力分別為5080 kg、5100 kg、5162 kg和5204 kg。

3）增加芯一級(jí)和助推器推進(jìn)劑加注量。充分借鑒CZ-2F改進(jìn)成果，在CZ-3B基本型的基礎(chǔ)上優(yōu)化助推器及芯一級(jí)，通過助推器增長(zhǎng)768 mm和芯一級(jí)增長(zhǎng)1488 mm，使一級(jí)推進(jìn)劑增加約30 t，芯一級(jí)和助推器發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間分別延長(zhǎng)12.9 s和14.2 s，運(yùn)載能力提升約350 kg。

3.2 阿里安5（Ariane5）系列運(yùn)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(chǎng)和近地軌道開發(fā)利用需求研制的一種大型固液混合運(yùn)載火箭，計(jì)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(jī)，以支撐國(guó)際空間站和哥倫布艙段的正常運(yùn)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(yùn)營(yíng)以來，衛(wèi)星質(zhì)量和任務(wù)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(chǎng)的主導(dǎo)地位，歐空局先后提出了阿里安5E計(jì)劃和阿里安5+（Ariane5 Plus）計(jì)劃，持續(xù)改進(jìn)火箭，主要改進(jìn)措施為：

1）改進(jìn)一子級(jí)和固體捆綁助推器。一子級(jí)火神發(fā)動(dòng)機(jī)推力由1145 kN提高到1350 kN；固體捆綁助推器增加了推進(jìn)劑裝藥量，延長(zhǎng)了發(fā)動(dòng)機(jī)噴管，并采用了先進(jìn)的焊接技術(shù)，裝藥量由237.5 t增加到240 t。

2）改進(jìn)可儲(chǔ)存二子級(jí)EPS。主要改進(jìn)措施是增加推進(jìn)劑加注量、延長(zhǎng)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管長(zhǎng)度，并使其具備多次點(diǎn)火及長(zhǎng)時(shí)間滑行能力。

3）研制新型低溫二子級(jí)。原計(jì)劃分為兩個(gè)階段實(shí)施：第一階段研制ESC-A低溫二子級(jí)，它是在阿里安4火箭三子級(jí)基礎(chǔ)上進(jìn)行小幅改進(jìn)而成，滿足發(fā)射要求；第二階段研制ESC-B低溫二子級(jí)，采用以芬奇（Vinci）發(fā)動(dòng)機(jī)為主的全新膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，具有5次點(diǎn)火能力，真空比沖達(dá)到465 s，真空推力達(dá)180 kN，該改進(jìn)方案后續(xù)未最終實(shí)施。

在阿里安5改進(jìn)計(jì)劃的推動(dòng)下，通過采用不同的捆綁助推器、一子級(jí)和二子級(jí)，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(jìn)型運(yùn)載火箭。由于后3種構(gòu)型采用相同的新型一子級(jí)（火神2發(fā)動(dòng)機(jī)）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(chǔ)上改進(jìn)研制，主要改進(jìn)措施為：1）固體助推器采用更輕質(zhì)的噴管，質(zhì)量減小340 kg；2）加長(zhǎng)二子級(jí)一甲基肼貯箱長(zhǎng)度，增加推進(jìn)劑300 kg，降低發(fā)動(dòng)機(jī)混合比；3）儀器艙采用更輕質(zhì)的復(fù)合材料，質(zhì)量減小100 kg，級(jí)間分離采用新型分離系統(tǒng)，減少了分離時(shí)產(chǎn)生的振動(dòng)。

阿里安5GS火箭在阿里安5G+基礎(chǔ)上改進(jìn)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(shè)備和零部件。阿里安5ECA采用了新研制的低溫二子級(jí)ESC-A，可將地球同步轉(zhuǎn)移單星運(yùn)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(wù)的主力構(gòu)型火箭；而阿里安5ES主要發(fā)射國(guó)際空間站貨運(yùn)飛船ATV等近地軌道載荷，近地軌道運(yùn)載能力約為21 t［3］。

3.3 航天飛機(jī)（Space Shuttle）

航天飛機(jī)是美國(guó)NASA主導(dǎo)研制的世界上第一種可重復(fù)使用航天運(yùn)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(jī)最大的單體結(jié)構(gòu)。這種獨(dú)特的外形及不同模塊組合尚無應(yīng)用先例，系統(tǒng)內(nèi)接口也較為復(fù)雜，同時(shí)一級(jí)半構(gòu)型追求的高效率導(dǎo)致了系統(tǒng)的高敏感度，重復(fù)使用的設(shè)計(jì)理念對(duì)新材料、新工藝、熱防護(hù)、推進(jìn)系統(tǒng)等提出更高要求。從1981年到2011年，航天飛機(jī)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(fù)雜、維護(hù)使用成本過高等因素不得不在2011年退役。

航天飛機(jī)研制初期，運(yùn)載能力指標(biāo)是近地軌道不低于30 t。從STS-1任務(wù)實(shí)際飛行結(jié)果看，近地軌道運(yùn)載能力不到10 t，與指標(biāo)差異巨大。文獻(xiàn)［4］給出了影響其運(yùn)載能力的主要因素：1）軌道飛行器設(shè)計(jì)未滿足要求導(dǎo)致結(jié)構(gòu)超重12.25 t；2）考慮季風(fēng)影響導(dǎo)致箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)載荷增加，運(yùn)載能力損失約2.27 t；3）未充分考慮固體助推器羽流對(duì)軌道飛行器機(jī)翼載荷的影響，導(dǎo)致飛行攻角增加，運(yùn)載能力損失約2.27 t；4）固體助推器和主發(fā)動(dòng)機(jī)（SSME）比沖分別比指標(biāo)要求下降了1 s和2.5 s，運(yùn)載能力損失約1.36 t。

航天飛機(jī)研制期間，持續(xù)開展了運(yùn)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(hù)貯箱絕熱層免受紫外線損傷。從實(shí)際應(yīng)用效果看，白漆未起到保護(hù)貯箱的目的，經(jīng)評(píng)估，從STS-3任務(wù)起，外掛貯箱取消白漆，保留原始絕熱層狀態(tài)，質(zhì)量減小272 kg。

2）取消氧回流管。設(shè)計(jì)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(yàn)及飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析，從STS-4任務(wù)之后取消了氧回流管。

3）提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能。固體助推器發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)SSME通過采用高壓渦輪泵、降低重復(fù)使用次數(shù)等措施提高使用工況，按照109%推力使用［6］，共計(jì)提升運(yùn)載能力約1.36 t。

4）外掛貯箱結(jié)構(gòu)減重。由于外掛貯箱結(jié)構(gòu)巨大，分離時(shí)已經(jīng)接近入軌速度，外掛貯箱重量對(duì)運(yùn)載能力的影響顯著。航天飛機(jī)貯箱第一次減重主要是結(jié)構(gòu)優(yōu)化，對(duì)于承受載荷比較確定的結(jié)構(gòu)，設(shè)計(jì)安全系數(shù)由1.4降低至1.25。根據(jù)飛行數(shù)據(jù)評(píng)估，對(duì)氫箱和箱間段進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，包括減少加強(qiáng)用桁條、減薄前后底焊接邊厚度、取消穩(wěn)定性內(nèi)框等。貯箱第二次減重主要是采用比強(qiáng)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(jìn)，為航天飛機(jī)性能提升及國(guó)際空間站建設(shè)做出了巨大貢獻(xiàn)，同時(shí)也帶動(dòng)了鋁鋰合金和攪拌摩擦焊等新材料、新工藝在航天運(yùn)載器上的應(yīng)用，減重歷程見表2。

表2 航天飛機(jī)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(yùn)載火箭

獵鷹9火箭是美國(guó)空間探索公司（SpaceX）研制的一種新型運(yùn)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(yīng)能力。獵鷹9火箭采用全液氧煤油推進(jìn)劑，貯箱設(shè)計(jì)與制造充分借鑒了航天飛機(jī)外掛貯箱的研制經(jīng)驗(yàn)，采用鋁鋰合金及先進(jìn)的攪拌摩擦焊接工藝。

獵鷹9火箭直徑3.66 m，芯一級(jí)采用共底貯箱，安裝9臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)，二級(jí)采用1臺(tái)真空發(fā)動(dòng)機(jī)。獵鷹9火箭初始構(gòu)型（V1.0）的一子級(jí)為9臺(tái)隼-1C發(fā)動(dòng)機(jī)，采用矩陣式排列布局方式，單臺(tái)海平面推力420 kN，比沖275 m／s，二子級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)真空推力445 kN，比沖333 m／s。初始構(gòu)型起飛質(zhì)量為333 t。獵鷹9V1.0于2010年6月首飛，近地軌道運(yùn)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(yùn)載能力并驗(yàn)證火箭可控回收技術(shù)，SpaceX公司對(duì)火箭進(jìn)行了改進(jìn)，形成獵鷹9V1.1火箭。與V1.0火箭相比，獵鷹9V1.1火箭一子級(jí)采用9臺(tái)隼-1D發(fā)動(dòng)機(jī)，與隼-1C相比推力提高了230 kN，一子級(jí)9臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的排列方式也改為中心1臺(tái)、周向8臺(tái)布局（圖4）。為最大限度地利用發(fā)動(dòng)機(jī)性能提升對(duì)火箭運(yùn)載能力的貢獻(xiàn)，火箭起飛質(zhì)量相應(yīng)增加了172 t，全箭長(zhǎng)度由54.9 m增加至68.4 m，優(yōu)化了級(jí)間比和推進(jìn)劑加注量，近地軌道運(yùn)載能力提高約2.6 t。

為滿足高軌大質(zhì)量通信衛(wèi)星發(fā)射需求，同時(shí)開展箭體可控回收試驗(yàn)，獵鷹9V1.1火箭再次升級(jí)至V1.2（圖5）。與V1.1相比，獵鷹9V1.2火箭一子級(jí)單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)海平面推力增加了102.3 kN，延長(zhǎng)了二子級(jí)隼-1D發(fā)動(dòng)機(jī)噴管，最高推力達(dá)到934.1 kN，同時(shí)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(dòng)機(jī)性能和混合比；并對(duì)推進(jìn)劑貯箱結(jié)構(gòu)尺寸進(jìn)行了調(diào)整，級(jí)間段加長(zhǎng)以適應(yīng)二子級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)延長(zhǎng)的噴管，改進(jìn)后全箭長(zhǎng)度達(dá)到69.9 m，在一子級(jí)海上平臺(tái)可控回收的基礎(chǔ)上，地球同步轉(zhuǎn)移軌道運(yùn)載能力提升至5.5 t，性能參數(shù)及運(yùn)載能力變化過程見表3。

表3 獵鷹9火箭性能參數(shù)及運(yùn)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(jìn)劑熱力學(xué)性能相對(duì)于飽和狀態(tài)會(huì)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(nèi)進(jìn)行了兩次重大升級(jí)，運(yùn)載能力得到顯著提升。SpaceX公司并未停止對(duì)獵鷹9火箭的改進(jìn)，后續(xù)將持續(xù)提升隼-1D發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，最終目標(biāo)是將獵鷹9火箭近地軌道運(yùn)載能力提升至22.8 t，地球同步轉(zhuǎn)移軌道運(yùn)載能力提升至8.8 t。同時(shí)，計(jì)劃推出并聯(lián)三個(gè)芯一級(jí)的獵鷹9重型火箭，通過采用并聯(lián)芯級(jí)的交叉輸送（Cross feed）技術(shù)，近地軌道運(yùn)載能力預(yù)計(jì)可到達(dá)50 t。

4 提高運(yùn)載能力措施分析

火箭設(shè)計(jì)是一個(gè)復(fù)雜的系統(tǒng)工程，除了滿足先進(jìn)性要求外，其可靠性、安全性、低成本、工藝性、維護(hù)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(yīng)用的最佳平衡點(diǎn)，結(jié)構(gòu)效率、推進(jìn)效率和速度損失是影響運(yùn)載能力的關(guān)鍵因素。

4.1 增加推進(jìn)劑加注量

在火箭構(gòu)型保持不變的情況下，通過優(yōu)化級(jí)間比、增加推進(jìn)劑加注量，能夠顯著提高運(yùn)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(xiàng)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(jìn)劑密度也能增加推進(jìn)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(shí)提高近10%，同時(shí)飽和蒸汽壓降低96%，通過采用過冷推進(jìn)劑加注，既能提高推進(jìn)劑密度，同時(shí)能夠提高推進(jìn)劑品質(zhì)、降低發(fā)動(dòng)機(jī)泵入口壓力限制范圍，貯箱氣枕壓力的降低進(jìn)一步影響貯箱設(shè)計(jì)，也能降低增壓用氣體質(zhì)量。因此采用過冷推進(jìn)劑加注，能夠多方面提升運(yùn)載能力。

推進(jìn)劑加注量增加和推進(jìn)劑溫度的變化，需要在充分開展發(fā)動(dòng)機(jī)地面試車考核的情況下應(yīng)用，同時(shí)發(fā)射場(chǎng)需要配備相應(yīng)的推進(jìn)劑過冷加注系統(tǒng)，滿足火箭使用需求。

4.2 箭體結(jié)構(gòu)優(yōu)化減重

結(jié)構(gòu)優(yōu)化減重是運(yùn)載器設(shè)計(jì)永恒的主題，運(yùn)載器設(shè)計(jì)和應(yīng)用前期，主要是通過工藝改進(jìn)、選用新材料、優(yōu)化傳力路徑等方式，提高結(jié)構(gòu)效率。機(jī)械銑貯箱壁板相對(duì)化銑能夠更好地控制壁板厚度偏差；攪拌摩擦焊技術(shù)的應(yīng)用，能夠提高接頭的焊接強(qiáng)度、降低焊接區(qū)厚度；貯箱結(jié)構(gòu)采用密度低、強(qiáng)度高的鋁鋰合金代替?zhèn)鹘y(tǒng)的鋁銅合金更能提高結(jié)構(gòu)效率；復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的應(yīng)用能夠進(jìn)一步提高結(jié)構(gòu)效率，目前除了應(yīng)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(yīng)用，特別是獵鷹9火箭在液氧介質(zhì)中應(yīng)用高壓復(fù)合材料氣瓶，進(jìn)一步提高了結(jié)構(gòu)效率。

箭體結(jié)構(gòu)優(yōu)化減重對(duì)火箭其他系統(tǒng)影響較小，通過地面試驗(yàn)?zāi)軌虻玫捷^為充分的驗(yàn)證考核，通常是國(guó)內(nèi)外火箭提升運(yùn)載能力的首選。

4.3 發(fā)動(dòng)機(jī)性能提升

發(fā)動(dòng)機(jī)性能優(yōu)劣直接影響火箭運(yùn)載能力，在航天飛機(jī)和獵鷹9火箭提升運(yùn)載能力措施中，提高發(fā)動(dòng)機(jī)推力和比沖占據(jù)非常重要的角色。對(duì)于高空發(fā)動(dòng)機(jī)，通過延伸噴管可以顯著提高比沖。縱觀我國(guó)現(xiàn)役火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，一旦投入工程應(yīng)用，主要性能指標(biāo)通常不再持續(xù)提升。

4.4 總體優(yōu)化設(shè)計(jì)

火箭總體優(yōu)化既包括總體參數(shù)優(yōu)化，也包括火箭構(gòu)型優(yōu)化。從火箭總體構(gòu)型考慮，盡量選用推力大的發(fā)動(dòng)機(jī)作為基礎(chǔ)級(jí)動(dòng)力，選用比沖高的發(fā)動(dòng)機(jī)作為上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)，開展載荷姿控聯(lián)合設(shè)計(jì)降低結(jié)構(gòu)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(yùn)載能力。此外對(duì)于并聯(lián)貯箱，采取推進(jìn)劑交叉輸送技術(shù)，目前看也是一項(xiàng)創(chuàng)新技術(shù)手段，可以提高火箭運(yùn)載能力［10］，該技術(shù)需要火箭在設(shè)計(jì)時(shí)頂層考慮，對(duì)于構(gòu)型確定的在飛火箭，暫不具備應(yīng)用條件。

此外，推進(jìn)劑剩余量也是影響火箭運(yùn)載能力的重要指標(biāo)，特別是入軌級(jí)推進(jìn)劑剩余量。如何在確?；鸺胲壙煽啃缘那疤嵯拢ㄟ^總體優(yōu)化設(shè)計(jì)，合理減少推進(jìn)劑安全余量，提高推進(jìn)劑的利用率也是火箭設(shè)計(jì)需要關(guān)注的問題。

5 結(jié)論

通過上述分析可知，在運(yùn)載火箭研制過程中，通過總體優(yōu)化設(shè)計(jì)、箭體結(jié)構(gòu)減重、發(fā)動(dòng)機(jī)性能提升、增加推進(jìn)劑加注量等方法可以適當(dāng)提升火箭運(yùn)載能力，對(duì)我國(guó)大型火箭的研制工作具有重要的現(xiàn)實(shí)意義。

（References）

［1］ 龍樂豪.液體彈道導(dǎo)彈與運(yùn)載火箭系列：總體設(shè)計(jì)［M］.北京：中國(guó)宇航出版社，2009：46-49.Long Lehao.Series of Missile and Launch Vehicle：General Design［M］.Beijing：China Astronautic Publishing House，2009：46-49.（in Chinese）

［2］ 龍樂豪.CZ-3A系列火箭［J］.導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)，1999，（4）：1-6.Long Lehao.CZ-3A series launch vehicle［J］.Missiles and Space Vehicles，1999，（4）：1-6.（in Chinese）

［3］ Chang I S.European space launch failures［C］／／36th Joint Propulsion Conference and Exhibit，Huntsville，2000：112-118.

［4］ Blair J C，Ryan R S，Schutzenhofer L A.Lessons learned in engineering［R］.NASA／CR-2011-216468，M-1317，2011.

［5］ Speak C A，Wilks R K，Jones K W.Space shuttle SRM performance improvement［C］／／17th Joint Propulsion Conference，Colorado Springs，1981：23-25.

［6］ Hale J R，Klatt F P.SSME improvements for routine Shuttle operations［C］／／21st Joint Propulsion Conference，Monterey，CA，United State，1985：37-38.

［7］ Pilet J C，Conners D D.External tank program-legacy of success［C］／／AIAA SPACE 2011 Conference＆Exposition，Long Beach，California，2011：11-13.

［8］ SpaceX Corporation.Falcon 9 User’s Guide［M］.CA，United State：Space Exploration Technologies Corporation，2009.

［9］ Tomsik T M.Recent advances and applications in cryogenic propellant densification technology［R］.NASA／TM-2000-209941，E-12189，NAS 1.15：209941，2000.

［10］ Gormley T J，Vaddey S.Cross-feed technologies for NLS evolution［C］／／AIAA，Space Programs and Technologies Conference，Huntsville，1992：6-9.

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(qiáng)，男，博士，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)榛鸺傮w設(shè)計(jì)。E-mail：arhqiang2001＠163.com

（責(zé)任編輯：龐迎春）