汪軼俊，古艷峰，唐明亮

(上海宇航系統(tǒng)工程研究所,上海 201109)

長(zhǎng)征四號(hào)乙/丙運(yùn)載火箭末級(jí)空間碎片減緩技術(shù)研究與應(yīng)用

汪軼俊，古艷峰，唐明亮

(上海宇航系統(tǒng)工程研究所,上海 201109)

為有效減少空間碎片的產(chǎn)生，避免空間碎片危及空間活動(dòng)和航天器安全，保護(hù)空間環(huán)境，對(duì)長(zhǎng)征四號(hào)乙/丙(CZ-4B/4C)運(yùn)載火箭末級(jí)空間碎片減緩技術(shù)及應(yīng)用進(jìn)行了研究?；趪?guó)際上對(duì)運(yùn)載火箭末級(jí)空間碎片減緩的鈍化和離軌等基本要求，確定了CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)的鈍化和離軌技術(shù)。給出了改進(jìn)后的剩余推進(jìn)劑排放方案。介紹了其中推進(jìn)劑管理、排放程序優(yōu)化設(shè)計(jì)、推進(jìn)劑排放污染分析、全系統(tǒng)地面冷流試驗(yàn)、排放程序兼顧離軌，以及高壓氣體釋放等關(guān)鍵技術(shù)。對(duì)CZ-4B/4C運(yùn)載火箭28次LEO軌道發(fā)射任務(wù)事后的末級(jí)離軌效果統(tǒng)計(jì)表明：末級(jí)留軌近地點(diǎn)高度平均下降約200 km，留軌壽命降低約70%，采取的末級(jí)鈍化措施在LEO任務(wù)中的離軌效果明顯。討論了CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)留軌時(shí)間控制中后續(xù)三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)二次點(diǎn)火離軌、三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)三次點(diǎn)火離軌和姿控正推推力器離軌等主動(dòng)離軌方法發(fā)展及其關(guān)鍵技術(shù)。研究對(duì)推動(dòng)我國(guó)運(yùn)載火箭空間碎片減緩的發(fā)展有重要參考價(jià)值。

空間碎片； 減緩； 長(zhǎng)征四號(hào)乙/丙(CZ-4B/4C)運(yùn)載火箭； 末級(jí)鈍化； 剩余推進(jìn)劑排放； 高壓氣體釋放； 末級(jí)被動(dòng)離軌； 末級(jí)主動(dòng)離軌

0 引言

從1957年第一顆人造衛(wèi)星入軌以來(lái)，人類(lèi)的航天活動(dòng)產(chǎn)生了大量空間碎片，其中主要有廢棄的航天器、火箭軌道級(jí)、正常操作時(shí)釋放的碎片、航天器或箭體因自身爆炸或碰撞形成的解體碎片等。1990年9月3日CZ-4 A Y2運(yùn)載火箭將FY-1氣象衛(wèi)星(國(guó)際編號(hào)1990-81 A)發(fā)射入軌道后，末子級(jí)(國(guó)際編號(hào)1990-81D)在軌運(yùn)行32 d，于1990年10月4日在軌解體，據(jù)觀測(cè)先后共形成用地基觀測(cè)設(shè)備可跟蹤的空間碎片79個(gè)。此次解體事件引起了國(guó)內(nèi)外航天界的重視。1999年10月14日，CZ-4B Y1運(yùn)載火箭發(fā)射資源一號(hào)衛(wèi)星和巴西小衛(wèi)星，末子級(jí)在軌運(yùn)行148 d后于2000年3月11日因剩余推進(jìn)劑引起在軌解體。

部分彈道系數(shù)較大、軌道高度較低的空間碎片因大氣阻力、太陽(yáng)光壓等因素可在較短時(shí)間內(nèi)返回地球。停留在近地點(diǎn)高度不超過(guò)600 km的近圓軌道上的空間碎片基本滿(mǎn)足留軌壽命不超過(guò)25年的約束條件[1]。但仍有大量空間碎片停留在近地空間，且數(shù)量逐漸增加。根據(jù)機(jī)構(gòu)間空間碎片協(xié)調(diào)委員會(huì)(IADC)報(bào)告：截至2012年，留在近地空間且被美國(guó)空間監(jiān)視網(wǎng)編目跟蹤的物體(LEO，尺寸不小于10 cm；GEO，尺寸不小于1 m)超過(guò)16 000個(gè)[2]。其中：75%集中在LEO區(qū)域，高度800 km附近的碎片密度最高。根據(jù)IADC的LEO空間碎片環(huán)境預(yù)測(cè)分析，按留軌25年、減緩措施成功概率90%等假設(shè)條件，至2209年時(shí)LEO的空間碎片(尺寸不小于10 cm)將增加30%，且軌道高度700～1 000 km內(nèi)的災(zāi)難性碰撞將是碎片數(shù)量增長(zhǎng)的主要來(lái)源[3]。

為有效減少空間碎片的產(chǎn)生，避免空間碎片危及空間活動(dòng)和航天器的安全，保護(hù)空間環(huán)境，聯(lián)合國(guó)和平利用太空委員會(huì)(COPUOS)制定了非強(qiáng)制性的7條指南：限制正常運(yùn)行期間的碎片釋放；最小化運(yùn)行階段的解體風(fēng)險(xiǎn)；限制在軌碰撞可能性；避免故意破壞和其他危害行為；最小化任務(wù)后因剩余能源引發(fā)的解體風(fēng)險(xiǎn)；限制完成任務(wù)后的航天器和運(yùn)載火箭軌道級(jí)在LEO保護(hù)區(qū)域的停留時(shí)間；限制完成任務(wù)后的航天器和運(yùn)載火箭軌道級(jí)長(zhǎng)期干擾GEO保護(hù)區(qū)域。IADC空間碎片減緩指南和ISO空間碎片減緩標(biāo)準(zhǔn)列出四方面的相應(yīng)要求：正常運(yùn)作過(guò)程中限制釋放碎片；預(yù)防在軌解體；任務(wù)后軌道處置；預(yù)防在軌碰撞。對(duì)只有末級(jí)留軌的運(yùn)載火箭級(jí)來(lái)說(shuō)，需采取以下措施：分離有效載荷過(guò)程中盡可能減少碎片的釋放；有效載荷分離后，運(yùn)載火箭末級(jí)應(yīng)采取鈍化措施以消除末級(jí)火箭在軌解體生成碎片的潛在危險(xiǎn)；應(yīng)盡可能離開(kāi)運(yùn)行軌道，控制末級(jí)留軌時(shí)間。

國(guó)外各主要火箭末級(jí)與有效載荷分離和防碰撞污染機(jī)動(dòng)(CCAM)后，都將進(jìn)行鈍化或離軌處置：對(duì)末級(jí)為低溫上面級(jí)，因規(guī)模較大，推進(jìn)劑管理較難，一般采取吹除、燃燒剩余推進(jìn)劑的鈍化措施，如Atlas 5，Delta 4，Ariane 5，H-2B，GSLV-MK3，F(xiàn)alcon9等運(yùn)載火箭的上面級(jí)；對(duì)常溫推進(jìn)劑上面級(jí)，一般具備多次點(diǎn)火能力，可根據(jù)需要進(jìn)行鈍化或離軌，如Vega運(yùn)載火箭的AVUM上面級(jí)、PROTON M運(yùn)載火箭的Breeze M上面級(jí)和SOYUZ運(yùn)載火箭的Fregat上面級(jí)。

根據(jù)對(duì)空間碎片減緩的有關(guān)要求，CZ-4B/4C運(yùn)載火箭在1999年5月發(fā)射FY-1 C星/實(shí)踐五號(hào)衛(wèi)星任務(wù)中首次成功應(yīng)用了剩余推進(jìn)劑排放措施。自2002年5月起，在已成功完成的48次CZ-4B/4C運(yùn)載火箭發(fā)射任務(wù)中均對(duì)末級(jí)采取了鈍化措施——剩余推進(jìn)劑排放與高壓氣體釋放，在軌末級(jí)箭體保持完整，有效控制了空間碎片的增加，同時(shí)通過(guò)排放段彈道設(shè)計(jì)，使排放兼顧離軌，既解決了末級(jí)鈍化問(wèn)題，又通過(guò)離軌明顯縮短了末級(jí)的留軌壽命。本文介紹了CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)空間碎片減緩技術(shù)研究及其應(yīng)用。

1 運(yùn)載火箭末級(jí)空間碎片減緩基本要求

1.1 鈍化

鈍化是指將完成任務(wù)后的運(yùn)載火箭攜帶的能量釋放，從而避免爆炸所采取的措施。為避免對(duì)衛(wèi)星不利，運(yùn)載火箭末級(jí)剩余推進(jìn)劑排放和高壓氣體釋放等鈍化措施的基本要求為：

a)確保為排放進(jìn)行的火箭末級(jí)調(diào)姿等操作不與衛(wèi)星發(fā)生碰撞；

b)固體火箭和推進(jìn)劑排放產(chǎn)生的羽流不直接對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星，排放產(chǎn)物應(yīng)不影響衛(wèi)星的正常運(yùn)行。

1.2 離軌

離軌是指在運(yùn)載火箭末級(jí)完成既定飛行任務(wù)后，人為地使其撤離有效載荷所處軌道所作的機(jī)動(dòng)飛行。運(yùn)載火箭末級(jí)離軌的基本要求為：

a)運(yùn)載火箭末級(jí)離軌措施應(yīng)不影響運(yùn)載火箭既定飛行任務(wù)的可靠性和安全性，或經(jīng)評(píng)估認(rèn)為帶來(lái)的風(fēng)險(xiǎn)可接受；

b)運(yùn)載火箭末級(jí)離軌效果應(yīng)以聯(lián)合國(guó)空間碎片工作組編制的《空間碎片減緩指南》規(guī)定“航天器在結(jié)束其運(yùn)行任務(wù)后在軌道空間滯留時(shí)間不得超過(guò)25年”為目標(biāo)；

c)運(yùn)載火箭末級(jí)離軌過(guò)程中應(yīng)確保不產(chǎn)生新的空間碎片。

2 CZ-4B/4C運(yùn)載火箭簡(jiǎn)介

CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)結(jié)構(gòu)如圖1所示，末級(jí)長(zhǎng)約5 m，結(jié)構(gòu)質(zhì)量約1 700 kg，任務(wù)結(jié)束后末級(jí)通常殘留剩余推進(jìn)劑200～300 kg。

CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)推進(jìn)劑貯箱采用共底貯箱，動(dòng)力裝置由2臺(tái)獨(dú)立工作的YF-40系列高空液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)組成(單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)推力約50 kN)，2臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)安裝在共底貯箱后底的三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)艙上，發(fā)動(dòng)機(jī)可在安裝位置進(jìn)行雙向搖擺，以提供飛行中的控制力矩。CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)設(shè)置了在星箭分離后能排放貯箱內(nèi)剩余推進(jìn)劑和高壓氣瓶余氣的功能，經(jīng)排放操作鈍化末級(jí)箭體，以消除在軌解體的潛在危險(xiǎn)；通過(guò)排放段彈道設(shè)計(jì)，使排放兼顧離軌，有效控制末級(jí)留軌時(shí)間。

為適應(yīng)衛(wèi)星姿態(tài)定向和精度需求，CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)還配置了姿控發(fā)動(dòng)機(jī)，由姿控發(fā)動(dòng)機(jī)貯箱、4個(gè)機(jī)組共14個(gè)推力器組成，安裝在三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)艙，用于在滑行段、星箭分離前調(diào)姿段、星箭分離后排放段提供姿態(tài)控制力矩、推進(jìn)劑沉底管理和末速修正等。

3 CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)鈍化及離軌

3.1 末級(jí)鈍化與離軌研究

CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)任務(wù)后的鈍化采用經(jīng)專(zhuān)用排放管路進(jìn)行剩余推進(jìn)劑排放的方案，在增壓輸送系統(tǒng)中為燃料和氧化劑的排放各增設(shè)一套專(zhuān)用的通徑30 mm排放電爆活門(mén)和排放管，分別通過(guò)它們將貯箱內(nèi)剩余推進(jìn)劑排放出箭體。該方案對(duì)CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)的技術(shù)改動(dòng)小，不涉及三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)，對(duì)運(yùn)載火箭完成發(fā)射衛(wèi)星入軌的工作可靠性無(wú)影響。經(jīng)過(guò)優(yōu)化與改進(jìn)，排放系統(tǒng)方案減小了對(duì)箭體姿態(tài)的干擾，如圖2所示。

對(duì)推進(jìn)劑排放的近場(chǎng)流場(chǎng)進(jìn)行分析和計(jì)算，結(jié)果表明：改進(jìn)前排放方案因受排放管布局限制，排出的液態(tài)推進(jìn)劑部分噴射在箭體設(shè)備上，同時(shí)在箱底上產(chǎn)生不均勻壓力場(chǎng)，兩者共同作用產(chǎn)生了較大的干擾力矩；算得的偏航、俯仰、滾動(dòng)方向最大干擾力矩大于運(yùn)載火箭控制能力，會(huì)使運(yùn)載火箭姿態(tài)產(chǎn)生發(fā)散。對(duì)排放方案進(jìn)行優(yōu)化改進(jìn)后，排放管射流方向指向箭體外，算得的干擾力矩明顯減小，排放干擾收斂在火箭的控制范圍內(nèi)。

在排放系統(tǒng)研制過(guò)程中，分析了推進(jìn)劑排放產(chǎn)生的羽流場(chǎng)，開(kāi)展了推進(jìn)劑排放對(duì)衛(wèi)星可能的污染后果分析及驗(yàn)證性試驗(yàn)，并進(jìn)行了全尺寸地面冷流試驗(yàn)等。根據(jù)飛行試驗(yàn)結(jié)果，對(duì)排放系統(tǒng)方案進(jìn)行了改進(jìn)，最終確定了CZ-4B/4C運(yùn)載火箭排放系統(tǒng)方案及排放程序。

3.1.1 推進(jìn)劑管理

為保證貯箱內(nèi)剩余推進(jìn)劑能盡快排出，在星箭分離后采取推進(jìn)劑管理措施，使推進(jìn)劑在排放過(guò)程中沉底，推進(jìn)劑管理采用姿控沉底發(fā)動(dòng)機(jī)(200，45 N各2個(gè))和固體正推火箭形成一個(gè)慣性力場(chǎng)，以實(shí)現(xiàn)推進(jìn)劑可靠沉底。

3.1.2 排放程序優(yōu)化設(shè)計(jì)

為保證排放過(guò)程能進(jìn)行遙測(cè)，需盡快將星箭距離拉開(kāi)至大于1 km。排放程序設(shè)計(jì)時(shí)，考慮運(yùn)載火箭平臺(tái)工作區(qū)間、運(yùn)載火箭姿態(tài)調(diào)整、箭上能源、遙測(cè)距離等限制因素，采用由固體火箭拉開(kāi)距離、姿控沉底發(fā)動(dòng)機(jī)加速等措施，保證了在燃料排放、氧化劑排放過(guò)程中仍具遙測(cè)能力。結(jié)合排放開(kāi)始時(shí)末級(jí)姿態(tài)，同時(shí)考慮專(zhuān)用排放管的指向，避免排放過(guò)程中直接對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星從而造成對(duì)衛(wèi)星可能的污染。

3.1.3 推進(jìn)劑排放污染分析

排放方案中需重點(diǎn)考慮剩余推進(jìn)劑排放對(duì)衛(wèi)星的影響。用氣體擴(kuò)散理論模型、自由分子流模型和點(diǎn)源模型三種方法計(jì)算了排放污染量，并分析了推進(jìn)劑的固態(tài)顆粒對(duì)衛(wèi)星的影響，結(jié)果表明：由三種方法算得的衛(wèi)星與排放物在空間的總遭遇量大不于7×10-7g/cm2，能滿(mǎn)足衛(wèi)星的指標(biāo)要求(1×10-6g/cm2)。

為驗(yàn)證推進(jìn)劑排放污染理論分析效果，對(duì)不同的衛(wèi)星試片進(jìn)行了污染試驗(yàn)，其中主要包括9種遙感光學(xué)部件和太陽(yáng)電池片單體，并進(jìn)行了二次污染試驗(yàn)，試驗(yàn)中污染量為理論計(jì)算結(jié)果的10倍，試驗(yàn)后對(duì)各參試部件性能進(jìn)行測(cè)試。試驗(yàn)結(jié)果表明：剩余推進(jìn)劑排放不會(huì)對(duì)衛(wèi)星產(chǎn)生不可接受的污染。

3.1.4 全系統(tǒng)地面冷流試驗(yàn)

采用CZ-4B/4C運(yùn)載火箭三級(jí)貯箱，以水為介質(zhì)測(cè)試不同增壓參數(shù)對(duì)排放速率的影響，通過(guò)系統(tǒng)級(jí)實(shí)物試驗(yàn)考核排放系統(tǒng)的工作效能，確定排放系統(tǒng)的流量和流速等設(shè)計(jì)參數(shù)，同時(shí)確定了排放過(guò)程中增壓輸送系統(tǒng)的工作程序。

3.1.5 排放程序兼顧離軌

剩余推進(jìn)劑排放程序如圖3所示。在衛(wèi)星分離后、星箭之間達(dá)到安全距離后，啟動(dòng)排放段程序。為確保排放過(guò)程中的羽流角(排放羽流與星箭質(zhì)心連線(xiàn)的夾角，如圖4所示)滿(mǎn)足要求，安排了調(diào)姿過(guò)程。在末級(jí)姿態(tài)滿(mǎn)足要求后，利用姿控正推推力器進(jìn)一步拉開(kāi)星箭距離并實(shí)現(xiàn)貯箱內(nèi)推進(jìn)劑沉底，利于推進(jìn)劑進(jìn)入專(zhuān)用排放管排放，姿控正推推力器一直工作至推進(jìn)劑耗盡。排放開(kāi)始點(diǎn)選擇時(shí)，首先考慮衛(wèi)星的安全，其次考慮箭上設(shè)備的能力，在星箭分離后盡快啟動(dòng)排放操作。整個(gè)排放過(guò)程中由姿控發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)提供姿態(tài)控制力矩，建立穩(wěn)定姿態(tài)。

CZ-4B/4C運(yùn)載火箭利用剩余推進(jìn)劑排放過(guò)程中排放正推火箭、姿控正推推力器和專(zhuān)用排放管產(chǎn)生的力，共同作用使末級(jí)火箭脫離任務(wù)軌道。在末級(jí)鈍化的同時(shí)兼顧離軌效果，通?？墒鼓┘?jí)火箭軌道近地點(diǎn)降低100 km多，軌道不同，離軌結(jié)果不盡相同。

3.1.6 高壓氣體釋放

CZ-4B/4C運(yùn)載火箭三級(jí)動(dòng)力系統(tǒng)工作結(jié)束后，排放剩余推進(jìn)劑時(shí)，增壓氣瓶中剩余的增壓氣體通過(guò)電磁閥動(dòng)作打開(kāi)進(jìn)入貯箱，經(jīng)由推進(jìn)劑專(zhuān)用排放管排出箭體。

CZ-4B/4C運(yùn)載火箭姿控發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)在完成排放任務(wù)后，姿控氣瓶的剩余氣體通過(guò)減壓器常值耗氣孔最終放空。

3.2 實(shí)施效果

對(duì)CZ-4B/4C運(yùn)載火箭多次太陽(yáng)同步軌道和低傾角LEO軌道任務(wù)事后分析表明：由于推進(jìn)劑排放具不同程度的減速效果，末級(jí)近地點(diǎn)高度較設(shè)計(jì)值降低了約100 km。對(duì)比28次LEO任務(wù)的星箭分離后、推進(jìn)劑排放完成后的末級(jí)外測(cè)軌道參數(shù)，用微分-積分法可得末級(jí)留軌壽命降幅值及相應(yīng)百分比見(jiàn)表1[4]。

由表1可知：28次LEO任務(wù)對(duì)應(yīng)的CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)留軌近地點(diǎn)高度平均下降約200 km，留軌壽命降低約70%，其中7次任務(wù)的末級(jí)軌道壽命降至1年以?xún)?nèi)，最短的僅25 d。CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)在LEO任務(wù)中的離軌效果尤為顯著。

4 末級(jí)離軌技術(shù)發(fā)展

CZ-4B/4C運(yùn)載火箭采用了任務(wù)后末級(jí)推進(jìn)劑排放和高壓氣體釋放的減緩方案，同時(shí)依靠發(fā)動(dòng)機(jī)排放過(guò)程中產(chǎn)生一定的推力使末級(jí)脫離任務(wù)軌道，以期盡早返回大氣層隕落，取得了較好的空間碎片減緩效果。

運(yùn)載火箭末級(jí)留軌時(shí)間控制方法主要有主動(dòng)離軌和被動(dòng)離軌兩種。主動(dòng)離軌指任務(wù)結(jié)束后，利用自身攜帶的動(dòng)力裝置進(jìn)行軌道機(jī)動(dòng)，使末級(jí)減速、近地點(diǎn)高度降低，離開(kāi)衛(wèi)星運(yùn)行軌道或直接再入大氣層。自身攜帶的動(dòng)力裝置可包括液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)或固體火箭等。被動(dòng)離軌指任務(wù)結(jié)束后，借助外部作用力降低運(yùn)載火箭末級(jí)軌道，目前主要有增阻裝置、太陽(yáng)帆和軌道索等方法。

表1 CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)離軌效果

CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)動(dòng)力裝置包括三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)和姿控發(fā)動(dòng)機(jī)，后續(xù)可重點(diǎn)開(kāi)展主動(dòng)離軌技術(shù)的研究和應(yīng)用，具體如下。

a)CZ-4B運(yùn)載火箭三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)二次點(diǎn)火離軌

CZ-4B運(yùn)載火箭三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)配置的為一次工作狀態(tài)YF-40系列發(fā)動(dòng)機(jī)，三級(jí)關(guān)機(jī)后實(shí)施星箭分離。為實(shí)現(xiàn)火箭末級(jí)留軌時(shí)間控制，CZ-4B運(yùn)載火箭可配置兩次工作狀態(tài)的YF-40系列發(fā)動(dòng)機(jī)及相應(yīng)配套系統(tǒng)，通過(guò)星箭分離后三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)二次點(diǎn)火實(shí)施末級(jí)主動(dòng)離軌。其中：星箭分離后離軌段推進(jìn)劑管理、相關(guān)的飛行程序和離軌彈道設(shè)計(jì)是關(guān)鍵技術(shù)。

b)CZ-4C運(yùn)載火箭三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)三次點(diǎn)火離軌

在兩次工作狀態(tài)YF-40系列三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)上修改設(shè)計(jì)，使之具備三次點(diǎn)火的功能，在星箭分離后實(shí)施發(fā)動(dòng)機(jī)三次起動(dòng)，以實(shí)現(xiàn)CZ-4C運(yùn)載火箭末級(jí)留軌時(shí)間控制。其中：YF-40系列發(fā)動(dòng)機(jī)三次點(diǎn)火技術(shù)改進(jìn)、箭上相關(guān)系統(tǒng)適應(yīng)性更改是關(guān)鍵技術(shù)。

c)CZ-4B/4C運(yùn)載火箭姿控正推推力器離軌

可利用姿控正推推力器產(chǎn)生的推力用于CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)離軌，可使用4臺(tái)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)正推推力器(2臺(tái)45 N，2臺(tái)196 N)實(shí)現(xiàn)末級(jí)任務(wù)后離軌。在星箭分離結(jié)束一定時(shí)間后，通過(guò)調(diào)姿使火箭箭體與速度相反，然后起動(dòng)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)正推推力器，使火箭減速并離開(kāi)軌道。離軌過(guò)程中利用姿控發(fā)動(dòng)機(jī)保持姿態(tài)穩(wěn)定。其中：長(zhǎng)程工作推力室的可靠性、并聯(lián)貯箱推進(jìn)劑排放控制是關(guān)鍵技術(shù)。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文介紹了CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)空間碎片減緩技術(shù)研究及應(yīng)用，對(duì)CZ-4B/4C運(yùn)載火箭末級(jí)采取了鈍化措施，包括剩余推進(jìn)劑排放與高壓氣體釋放操作。多次飛行試驗(yàn)結(jié)果表明：其在軌末級(jí)箭體保持完整，鈍化成功率100%，有效控制了空間碎片的增加，同時(shí)在剩余推進(jìn)劑排放過(guò)程中兼顧了一定的離軌效果，在LEO發(fā)射任務(wù)中離軌效果尤其顯著。為進(jìn)一步掌握火箭末子級(jí)在軌運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的規(guī)律，CZ-4B/4C運(yùn)載火箭將持續(xù)開(kāi)展末子級(jí)留軌測(cè)量設(shè)備的搭載應(yīng)用，在火箭末子級(jí)與衛(wèi)星分離后，實(shí)現(xiàn)對(duì)運(yùn)載火箭排放段軌道參數(shù)和任務(wù)后火箭末子級(jí)軌道參數(shù)的測(cè)量，以及對(duì)末子級(jí)鈍化后運(yùn)動(dòng)狀態(tài)信息、在軌環(huán)境信息的測(cè)量，為后續(xù)末子級(jí)在軌利用、空間碎片減緩提供精確的軌道數(shù)據(jù)和環(huán)境測(cè)量數(shù)據(jù)。同時(shí)，后續(xù)還將對(duì)主動(dòng)離軌進(jìn)行研究，以實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭末級(jí)任務(wù)后受控準(zhǔn)確離軌，推動(dòng)我國(guó)空間碎片減緩事業(yè)的發(fā)展，為國(guó)際空間碎片減緩貢獻(xiàn)力量。

[1] ISO. ISO TC 20/SC 14/WG 3 Space systems——estimation of orbit lifetime: ISO 27852: 2010(E)[S]. Geneva: ISO, 2010.

[2] Inter-Agency Space Debris Coordination Committee, Space debris-IADC assessment report for 2011[R]. IADC-12-06, 2013.

[3] LIOU J C. Stability of the future LEO environment[R]. IADC-12-08, Rev.1, 2013.

[4] 肖業(yè)倫, 陳少龍. 一種高效的計(jì)算衛(wèi)星軌道壽命的方法[J]. 中國(guó)空間科學(xué)技術(shù), 2002, 22(2): 44-48.

ResearchandApplicationofSpaceDebrisMitigationTechnologyforOrbitalStageofCZ-4B/4CLaunchVehicle

WANG Yi-jun， GU Yan-feng， TANG Ming-liang

(Aerospace System Engineering Shanghai, Shanghai 201109, China)

In order to reduce the generation of space debris effectively to avoid the space debris endangerment to the safety of space activities and spacecrafts and protect the space environment, the space debris mitigation technology and its application for orbital stage of CZ-4B/4C launch vehicle were studied in this paper. Based on the general requirements of the passivation and de-orbit for the orbital stage of launch vehicle in the world, the technology of the passivation and de-orbit for the orbital stage of CZ-4B/4C launch vehicle was presented. The improved scheme of the residual propellant venting was given. The key technologies were introduced, which were the propellant management, optimal design of venting procedure, pollution analysis of propellant venting, ground cold flow test of overall system, de-orbit considering in venting procedure, and releasing of high pressure gas. The statistic of de-orbit results of the orbital stage of CZ-4B/4C launch vehicle in 28 LEO launchings shows that perigee altitude of the orbital stage has reduced about 200 km averagely and the orbit life has reduced about 70%, which means that the orbital stage passovation measures taken for CZ-4B/4C launch vehicle are effective in LEO launching. The future development and key technology of orbit life control for the orbital stage of CZ-4B/4C launch vehicle were discussed, which were the active de-orbit methods such as the second starting of the third engine, the third starting of the third engine and forward push thruster of the attitude control for de-orbit. The study has an important value to the development of space debris mitigation for launch vehicle in China.

space debris; mitigation; CZ-4B/4C launch vehicle; orbital stage passivation; residual propellant venting; high pressure gas releasing; active de-orbit of orbital stage; passive de-orbit of orbital stage

1006-1630(2017)06-0001-06

V528

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2017.06.001

2017-06-08；

2017-11-28

汪軼俊(1977—)，男，研究員，長(zhǎng)征四號(hào)乙系列運(yùn)載火箭總設(shè)計(jì)師，主要從事運(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)及相關(guān)領(lǐng)域的研究。