徐丹丹，雷 寧，楊亦婷

(西安航天信息研究所，西安 710025)

0 引言

歐洲運載火箭經(jīng)過30余年的不斷迭代發(fā)展，形成了阿里安運載火箭系列和織女星運載火箭系列，較為全面地滿足了低地軌道不同運載能力的發(fā)射需求。歐洲在火箭研發(fā)理念上注重各代間技術的傳承和借鑒，大大縮短新型運載火箭的研制時間和研發(fā)成本，同時貫穿通用化、模塊化的設計理念，提高技術迭代的開放性。Vega運載火箭拉開了歐洲下一代和下下一代運載火箭研制的大幕，其固體動力裝置研發(fā)中采用了大量新技術和新工藝，包括大型碳/環(huán)氧纖維纏繞殼體、新型低成本高能量密度綠色氧化劑、新型低成本噴管出口錐等，有效降低了火箭的研制成本，進一步提高了運載火箭的未來市場競爭力。

由于Vega火箭固體發(fā)動機采用了很多新技術，因此在發(fā)動機研制過程中，不可避免地會遇到一些問題。本文主要分析了這些故障和問題的產(chǎn)生根源和相應的解決措施，旨在對國內(nèi)相關固體火箭發(fā)動機技術研究提供參考和借鑒。

1 織女星運載火箭及其固體發(fā)動機概述

Vega運載火箭是歐洲現(xiàn)役小型的、一次性使用的運載器，也是迄今為止最大的固體動力運載火箭?？椗腔鸺?0 m，最大直徑3 m，質(zhì)量137 t，能將300～2500 kg的有效載荷送入極地和低地球軌道。它采用三級固體火箭發(fā)動機加末端修正級液體火箭發(fā)動機構(gòu)型：第一級為P80固體發(fā)動機，第二級為Zefiro 23固體發(fā)動機，第三級為Zefiro 9固體發(fā)動機，末級為AVUM液體發(fā)動機[1]。

Vega運載火箭的研究始于2000年，2012年完成首飛，2013年完成首次商業(yè)飛行。截止到2020年12月，共進行了17次發(fā)射，成功15次，失敗2次。2019年7月10日，火箭遭遇了首次發(fā)射失敗。搭載阿聯(lián)酋首枚光學間諜衛(wèi)星的織女星火箭從法屬圭亞庫魯航天發(fā)射中心起飛130 s以后，因第二級Zefiro 23發(fā)動機前封頭熱結(jié)構(gòu)失效，導致火箭出現(xiàn)異常，發(fā)射任務失敗。2020年11月16日，因控制系統(tǒng)電纜裝反導致火箭上面級失去控制，“織女星”運載火箭火箭發(fā)射8 min后偏離預定軌道，發(fā)射任務失敗。

除了現(xiàn)役的Vega運載火箭，自2014年起，歐空局陸續(xù)開啟Vega C、Vega E、Vega C Light等一系列固體運載火箭的研發(fā)。Vega C運載火箭發(fā)動機采用三級固體火箭發(fā)動機加末端修正級液體火箭發(fā)動機構(gòu)型：第一級為P120C固體發(fā)動機，第二級為Zefiro 40固體發(fā)動機，第三級為Zefiro 9固體發(fā)動機，末級為改進型AVUM液體發(fā)動機。近地軌道約2300 kg的運載能力，計劃2021年首飛。Vega E運載火箭第一級采用P120C固體發(fā)動機，第二級為Zefiro 40固體發(fā)動機，第三級采用M10液體發(fā)動機，瞄準小型衛(wèi)星發(fā)射市場，計劃2024年首飛。Vega C Light是Vega C的縮小版本，該火箭僅由Zefiro 40、 Zefiro 9 (改進型) 和AVUM plus 組成，將用于發(fā)射重達幾百公斤甚至更少的有效載荷[2]。

表1列出了織女星火箭三級固體發(fā)動機主要性能與結(jié)構(gòu)參數(shù)。

表1 織女星火箭三級發(fā)動機主要性能與結(jié)構(gòu)參數(shù)

Vega火箭三級固體發(fā)動機采用了以下通用設計和技術，包括：(1)碳纖維增強復合材料(CFRP)殼體，通過纖維纏繞技術實現(xiàn)了一體化裙；(2)內(nèi)部低密度熱防護；(3)具有自耗性殼體的點火器；(4)低扭矩柔性接頭；(5)具有機電作動器(EMA)的推力向量控制(TVC)。

2 發(fā)動機研制故障

Vega運載火箭用固體發(fā)動機的研制過程并非一帆風順，也曾遇到過大大小小的問題。通過大量的資料分析，主要梳理總結(jié)了以下幾個發(fā)動機問題，分別是：(1)P80發(fā)動機靜態(tài)點火試驗工作過程中表現(xiàn)出嚴重的壓力振蕩；(2)Zefiro 16發(fā)動機工作過程中產(chǎn)生過多熔渣；(3)Zefiro 23發(fā)動機工作過程中機電作動器電流過度消耗；(4)Zefiro 9鑒定發(fā)動機(QM)點火試驗時噴管漏氣導致飛出；(5)Zefiro 9 研制發(fā)動機(DM)在靜態(tài)點火試驗時噴管過度侵蝕導致性能低于設計要求；(6)Zefiro 9 發(fā)動機柔性接頭在擺動測試期間發(fā)生機械故障； (7)Zefiro 9 鑒定發(fā)動機的兩次靜態(tài)點火試驗中負響應峰值；(8)Zefiro 9發(fā)動機性能離散。

2.1 P80發(fā)動機壓力振蕩

作為第一級或助推器的大型固體火箭發(fā)動機，在發(fā)動機燃燒室縱向聲學模態(tài)下，在穩(wěn)態(tài)過程中會產(chǎn)生壓力振蕩，進而對整個運載火箭結(jié)構(gòu)產(chǎn)生推力振蕩和動態(tài)載荷。大型分段式固體火箭發(fā)動機(如阿里安5 MPS和航天飛機助推器)和大型整體式翼柱型藥柱發(fā)動機(如P80發(fā)動機)都會出現(xiàn)這種壓力振蕩現(xiàn)象[3]。壓力振蕩(PO)的頻率接近燃燒室的第一縱向聲頻率，但有時也接近燃燒室的第二或第三縱向聲頻率。這些振蕩雖然不影響發(fā)動機壽命，但可能代表了一個重要的問題，必須在系統(tǒng)層面上加以考慮，主要有兩個原因：固體火箭發(fā)動機內(nèi)彈道特性對運載火箭總體結(jié)構(gòu)的影響以及壓力振蕩對固體火箭發(fā)動機推力的影響。由于壓力振蕩可能會對具有有效載荷要求的運載火箭性能產(chǎn)生嚴重影響，因此必須仔細評估其存在的情況，以便正確評定固體火箭發(fā)動機的結(jié)構(gòu)和相應運載火箭的構(gòu)型，特別是在設計的最初階段[4]。

之前有大量文獻研究了大型分段式固體火箭發(fā)動機內(nèi)出現(xiàn)的壓力振蕩現(xiàn)象，只有很少的文獻研究了大型后翼柱式固體火箭發(fā)動機(如P80、P120C發(fā)動機)壓力振蕩現(xiàn)象的特征[5-7]。P80發(fā)動機是目前歐洲Vega運載火箭第一級發(fā)動機，其改進型P120C發(fā)動機將是未來歐洲的Vega C、Vega E和阿里安6運載火箭的助推器，因此，對其壓力振蕩風險的評估尤其重要。

為了獲取固體火箭發(fā)動機壓力振蕩數(shù)據(jù)，研究人員對P80發(fā)動機飛行期間獲取的壓力信號進行處理[8]。根據(jù)對壓力傳感器在時域內(nèi)的整體分析，研究人員對P80發(fā)動機6次飛行期間測量的壓力振蕩，進行了綜合分析，如圖1所示。

(a)Maximum, minimum and average pressure oscillations

總的來說，從統(tǒng)計分析來看，振蕩現(xiàn)象集中在發(fā)動機工作階段的前半段，在頻率含量方面僅包含發(fā)動機燃燒室的第一縱向模式。在壓力曲線中可以清楚地看到4個壓力振蕩脈沖，在飛行中這些壓力脈沖的最大振幅具有很大的重復性，從第一個脈沖到最后一個脈沖逐漸減小。第一個壓力脈沖在發(fā)動機燃燒開始之后立刻出現(xiàn)(B0)；第二個壓力脈沖表征了發(fā)動機的最大工作壓力期間和之后的頭端壓力(B1)；第三個壓力脈沖出現(xiàn)在壓力曲線拐點期間和之后(B2)；最后一個壓力脈沖振幅最小，表征了發(fā)動機的續(xù)航階段(B3)。前兩個壓力脈沖(B0-B1)發(fā)生在后翼柱區(qū)域和潛入腔對整個推進劑質(zhì)量增加起主要作用的時候，而B2和B3壓力脈沖發(fā)生在后翼柱區(qū)域和潛入?yún)^(qū)域即將燃盡的時候。

研究人員用AGAR模型對P80發(fā)動機內(nèi)彈道和壓力振蕩的數(shù)值模擬表明，該模型能夠很好地描述織女星火箭前6次成功飛行過程中經(jīng)歷的壓力振蕩的整個包絡線，給出了模型的2個校準參數(shù)，具有合理、有界、規(guī)則的變化，分別對應于飛行數(shù)據(jù)庫中壓力振蕩的最大和最小包絡線，如圖2所示[9]。

(a)AGAR maximum pressure oscillation envelope (b)AGAR minimum pressure oscillation envelope

研究人員采用壓力振蕩演示驗證發(fā)動機(POD-Y)研究了P120C固體火箭發(fā)動機內(nèi)部燃燒不穩(wěn)定性，于2015年3月進行了試驗[10]。試驗在最大壓力為11 MPa的情況下持續(xù)了22 s。該演示驗證發(fā)動機是可重復使用的，采用38個傳感器，專家可以將模擬數(shù)據(jù)與觀測結(jié)果進行比較。

通過采用新的推進劑配方和優(yōu)化的整體式藥柱設計，可以減少固體火箭發(fā)動機點火時發(fā)生的壓力振蕩現(xiàn)象。研究人員發(fā)現(xiàn)，采用氦氣而不是氮氣作為保壓介質(zhì)，可以消減壓力振蕩現(xiàn)象，見圖3[11]。

圖3 兩種保壓介質(zhì)作用比較[11]

ZAGHI S等[12]針對固體發(fā)動機壓力振蕩開展了理論和數(shù)值研究。加壓氣體會影響點火器熱氣流與燃燒室?guī)缀涡螤钭兓g的相互作用：具有不同壓縮性的加壓氣體可以促進或限制燃燒過程中壓力振蕩的產(chǎn)生。研究表明，使用更輕且更易壓縮的氦氣能夠抑制發(fā)動機點火瞬態(tài)時的壓力振蕩。P80的兩次靜態(tài)點火測試分別使用氦氣和氮氣作為加壓氣體。研究了3D模擬、準1D模擬以及靜態(tài)點火試驗數(shù)據(jù)，結(jié)果表明，使用氮氣作為加壓氣體，發(fā)動機點火瞬態(tài)時的壓力振蕩明顯高于使用氦氣作為加壓氣體的情況，如圖4和圖5所示[12]。在所有三級發(fā)動機中，都采用了這種解決方案。

圖4 采用氦氣的P80 DM點火試驗(2006)[12]

圖5 采用氮氣的P80 QM點火試驗(2007)[12]

2.2 Zefiro系列發(fā)動機噴管故障

Zefiro系列發(fā)動機噴管是織女星Vega運載火箭發(fā)動機研發(fā)過程中的一個主要問題。

Zefiro 23發(fā)動機和Zefiro 9發(fā)動機的噴管技術源自Zefiro 16發(fā)動機噴管，采用了整體式喉部和入口段(ITE)結(jié)構(gòu)，ITE由高密度4D碳/碳材料制成；出口錐采用碳/酚醛材料；出口錐外殼采用鋁材料；噴管固定體采用鋁制成，EPDM橡膠絕熱層；柔性接頭由不銹鋼增強件和低模量橡膠彈性層交替組成，由擋板保護。柔性接頭采用橡膠傳遞模塑(RTM)工藝成形[17]。

2.2.1 Zefiro 9 QM噴管漏氣飛出問題

2007年3月，Zefiro 9 QM點火試驗時，在燃燒時間35 s后，由于噴管內(nèi)氣體泄漏導致內(nèi)部壓力突然降低，在發(fā)動機工作約35 s后噴管飛出，試驗失敗。為此，成立一個調(diào)查小組，指出了噴管設計和部分組件生產(chǎn)質(zhì)量上的一些缺陷(主要是碳-酚醛絕熱材料工藝問題)[13]。

艾維歐(Avio)公司在以下方面對發(fā)動機進行了改進：(1)對發(fā)動機材料重新進行全面的性能表征，特別是用于C-C噴管喉部絕熱層的碳-酚醛材料以及工作溫度達2000 ℃的材料；(2)重新設計了噴管；(3)對碳-酚醛絕熱層的制造工藝進行改進以提高質(zhì)量；(4)增加發(fā)動機的裝藥量(560 kg)以提高發(fā)動機的性能，使運載器的有效載荷運載能力提高60 kg；(5)新設計的Zefiro 9發(fā)動機具有很高的肉厚分數(shù)(達0.8)，從而使發(fā)動機燃燒室的容積比之前明顯減小[14]。上述改進有很多應用在Zefrio 23 QM噴管上，Zefrio 23 QM成功進行點火試驗，從而驗證了這些改進的合理性。

在對碳酚醛材料進行表征的過程中，研究人員發(fā)現(xiàn)由于碳酚醛材料在高溫下會揮發(fā)變薄，因此難以在高溫下進行試驗，在應力條件測試其力學性能[15]。研究人員設計了專用試驗裝置，用夾具夾住碳酚醛試樣并施加拉應力，夾具上裝有陶瓷罩保持其隔熱，然后將試驗所需熱量傳輸給試樣進行試驗，分別在200、400、600、800 ℃下進行了試驗(圖6)。利用這種試驗方法對碳酚醛材料在高溫下的性能進行了表征[18]。

圖6 在試驗夾具中的碳酚醛試樣，夾具上裝有陶瓷罩[18]

2.2.2 Zefiro 9 DM噴管過度侵蝕問題

2005年12月19日，Zefiro 9發(fā)動機在意大利撒丁島進行首次DM地面點火試驗，發(fā)動機被安置在一個籠形結(jié)構(gòu)中，并固定在試驗臺上，試驗總體成功。分析試驗結(jié)果發(fā)現(xiàn)，由于噴管喉部過度燒蝕(達73%)，加之推進劑燃燒效率偏低，導致發(fā)動機總壓力沖量損失(圖7)，發(fā)動機性能比預測值稍低，沒有完全滿足技術要求，推測在飛行狀態(tài)下真空比沖會下降1.2%。在結(jié)構(gòu)和熱性能方面，發(fā)動機表現(xiàn)出良好的性能，形成的氧化鋁熔渣很少[18]。

圖7 Zefiro 9 DM性能比較[18]

針對以上問題，對發(fā)動機進行了以下改進：(1)通過改變AP粒度最大程度地減少在推進劑燃燒表面形成大的團聚體，從彈道角度來說，主要是增加了特征速度效率ηc*；(2)增加C/C喉襯密度以減少燒蝕；(3)噴管膨脹比略微增加，減少噴管喉部直徑，增加出口錐直徑；(4)基于以上改進，發(fā)動機的最大預期工作壓強(MEOP)有所增加。

2.3 Zefiro 23發(fā)動機機電作動器電流過度消耗問題

Vega火箭三級固體發(fā)動機采用機電式推力向量控制(TVC)系統(tǒng)，增加了發(fā)動機的可靠性，降低了成本。TVC系統(tǒng)包括：2個機電作動器(EMA)、1個電子盒(包括電源單元和數(shù)字控制模塊)、1套鋰離子電池組以及電纜束。TVC系統(tǒng)采用相互垂直的兩個機電式作動器來控制噴管的俯仰和偏航。每個EMA內(nèi)置直流永磁三相電機，由一電源驅(qū)動器驅(qū)動，其中嵌入了數(shù)控模塊，從飛行程序軟件中獲取指令。電源驅(qū)動器和數(shù)控模塊裝在一起，稱為合成電源驅(qū)動器(IPDU)。它有2個獨立通道，每個通道有3個從內(nèi)到外的嵌套循環(huán)回路構(gòu)成的控制系統(tǒng)：(1)電流回路，比對標準值Iq與實測值；(2)速率回路，取決于Iq(與發(fā)動機力矩有關)，比對標準值與實測值；(3)位置回路，比對1553 I/F發(fā)出值與作動器的實際測量值。三級發(fā)動機作動器的主要特性指標如表2所示。在Zefiro 23發(fā)動機研制過程中，由于Zefiro 23發(fā)動機存在渦旋場[16](圖8)，引起側(cè)向力增大，從而導致機電作動器的電流過度消耗(圖9)。

表2 作動器的主要特性

圖8 Zefiro 23 發(fā)動機渦旋場-CFD(2014)[16]

圖9 Zefiro 23側(cè)向力引起機電作動器電流過度消耗(2014)[16]

2.4 柔性接頭問題

柔性接頭是發(fā)動機殼體和可動噴管之間的非剛性連接，通過兩個垂直放置的作動器施加力，使噴管實現(xiàn)在任何方向上的偏轉(zhuǎn)。柔性接頭的構(gòu)型旨在通過柔性結(jié)構(gòu)再現(xiàn)球面運動。因此，它是以層壓的方式、由一系列具有球形截面的橡膠、鋼或復合材料層組成[17]。

Zefiro 23發(fā)動機和Zefiro 9發(fā)動機柔性接頭由不銹鋼增強件和低模量橡膠彈性層交替組成，由擋板保護[18]。Zefiro 40發(fā)動機柔性接頭為自防護式，由2個接口環(huán)(一個固定，另一個可移動)、9個增強墊片和彈性件組成。增強墊片由混合復合材料制成，較小直徑處采用層狀碳-環(huán)氧樹脂和玻璃-環(huán)氧樹脂； 在與熱燃氣接觸的較高直徑區(qū)域采用玻璃-環(huán)氧樹脂，使該部件的質(zhì)量顯著減小[19]。彈性件采用低模量合成橡膠層，與Zefiro 23發(fā)動機和Zefiro 9發(fā)動機通常使用的天然橡膠相比，將提供更穩(wěn)定的力學性能。復合材料增強墊片為球面形結(jié)構(gòu)，突出于橡膠墊，避免使用熱防護件?；旌蠌秃喜牧蠅|片通過手工分層纖維預浸帶并在高壓釜中固化來制造。Zefiro 40發(fā)動機柔性接頭設計如圖10所示[20]。

圖10 Zefiro 40發(fā)動機自防護式柔性接頭設計[20]

Zefiro系列發(fā)動機柔性接頭(FJ)目前采用橡膠傳遞模塑(RTM)工藝制造。確定了復合材料和橡膠后固化粘合作為一種備用工藝。

Zefiro 9的柔性接頭在研發(fā)測試期間由于不穩(wěn)定性而發(fā)生了機械故障[21]。后續(xù)進一步開展了改進計劃，包括改變彈性體的配方以及增加金屬墊片的厚度。在專用工作臺上對新的柔性接頭進行了單獨測試，通過在加壓條件下的推力向量控制工作臺來模擬其功能(圖11)。

圖11 柔性接頭作動試驗裝置[21]

2.5 發(fā)動機性能問題

Vega火箭發(fā)動機研制過程中也遇到過發(fā)動機性能問題。

2.5.1 Zefiro 9 鑒定發(fā)動機的兩次靜態(tài)點火試驗中負響應峰值問題

2008年10月，歐空局在意大利撒丁島的試驗場進行了Zefiro 9 QM2的靜態(tài)點火試驗。2009年4月，進行了Zefiro 9 VT的靜態(tài)點火試驗。在Zefiro 9 QM2和Zefiro 9 VT這兩次靜態(tài)點火試驗過程中，發(fā)動機點火后約幾毫秒時刻，試車臺軸向力傳感器上均測試到一個未預見到的負的響應峰值。出現(xiàn)這種異常狀況的根源在于點火時發(fā)動機燃燒室前后端壓強的不平衡[22]。這是由于Zefiro 9A使用了與老式Zefiro 9相同的點火器，但新的Zefiro 9A燃燒室體積減少到原來的1/3，造成點火器過大(圖12)。因此，對點火器進行了重新設計，主要減小點火前期的負的峰值力。重新設計的點火器采用了不同的藥柱設計，點火器殼體與之前的設計相同，但是藥柱長度減少，采用3個傾斜點火器噴管，而不是之前的6個，確保具有與之前設計同樣的最大預期工作壓強[23]。

(a)Zefiro 9 QM2-VT test stand reaction (2008-2009) (b)Zefiro 9A QM2-VT CFD Supersonic blockage (2010)

2.5.2 Zefiro 9發(fā)動機的性能離散問題

固體火箭發(fā)動機的性能預測始終受分散和不確定性的影響，因為分散性和不確定性通常會影響表征其性能的大多數(shù)參數(shù)，包括推進劑燃燒速率，特征速度，及噴管喉部侵蝕等。 因此，通常通過實驗和理論方法對發(fā)動機的性能分散進行準確評估，并使其最小化。實際上，一旦發(fā)動機點火，其總體性能與理論上預測的標稱性能之間會有細微的差別。 這可以通過在靜態(tài)點火測試期間記錄的實驗數(shù)據(jù)以及在發(fā)動機飛行過程中記錄的遙測數(shù)據(jù)來證實。這種性能分散是眾所周知的，并且在系統(tǒng)級別已得到仔細考慮，因此，它對發(fā)射器總體任務的影響通常是可承受的或可忽略不計的。 但不能排除的是，有時即使很小的發(fā)動機性能偏差也會影響某些系統(tǒng)級別的要求，而且由于通常無法預測這種偏差是否會發(fā)生，從而導致發(fā)動機的性能相對于理論預期值可能會過高或過低[24]。對于Vega運載火箭第三級Zefiro 9發(fā)動機來說這個問題更為突出：實際上，Vega第三級的燃盡條件受到嚴格限制，必須仔細考慮發(fā)動機性能的分散，以實現(xiàn)最佳的入軌[25]。

如圖13所示，Zefiro 9發(fā)動機的加速度表現(xiàn)出明顯的隨時間變化的性能超出預期值，當發(fā)動機燃盡時，總比沖比標稱值高約1%。

圖13 Zefiro 9發(fā)動機擾動性能和標稱性能[25]

目前采用的閉環(huán)制導策略是根據(jù)預測的發(fā)動機標稱性能推算出燃盡條件，而不考慮實際的瞬時情況。 由于發(fā)動機性能的離散，預期推力水平與實際飛行推力之間的誤差會影響制導效率。研究人員提出了將Vega運載器第三級發(fā)動機Zefiro 9的性能離散對整體發(fā)射任務的影響降至最低的方法[26]。 該方法是將基于直接飛行測量值的發(fā)動機性能分散預測工作納入到制導過程中，以控制發(fā)動機燃盡時的運載器。在飛行過程中，有關發(fā)動機性能的唯一有用的直接信息是通過運載器加速度的瞬時值給出的，并且加速度的瞬時值與燃盡時的總沖之間的關系并不明確。為了分析此問題并探索找到解決方案的可能性，開發(fā)了一種用于分析發(fā)動機推進性能的仿真工具，從實時飛行中的測量開始，能夠?qū)Πl(fā)動機燃燒期間的整體性能進行預測，從而為制導和控制系統(tǒng)提供可能性來執(zhí)行有效的修訂。必須指出的是，在進行預測時，發(fā)動機的燃盡時間和拖尾段應該有一定的余量，以便為控制系統(tǒng)留出足夠的時間來進行恢復。

綜上所述，Vega三級固體火箭發(fā)動機在靜態(tài)點火試驗過程中曾遇到多個問題，涉及推進劑、噴管、柔性接頭、點火器等發(fā)動機部件。表3總結(jié)了這些故障的產(chǎn)生根源、相應的解決措施以及開展的相關研究。

表3 織女星火箭三級發(fā)動機研制主要故障及解決措施

3 結(jié)束語

歐洲織女星運載火箭固體發(fā)動機的研制過程反映出一些引人注意的特點，對于型號研制降低成本、提高效率具有一定借鑒價值：

(1)發(fā)動機設計強調(diào)各系統(tǒng)間協(xié)同布局發(fā)展，注重各代間技術的傳承和借鑒。貫穿通用化、模塊化的設計理念，提高技術迭代的開放性。如Vega系列運載火箭二、三級發(fā)動機Zefiro 23、Zefiro 9及Zefiro 40的設計都是基于Zefiro 16 發(fā)動機開展技術演示驗證活動的；Vega P80發(fā)動機噴管的設計大量借鑒了之前在阿里安5 P230發(fā)動機噴管上所作的改進成果；P120C發(fā)動機基于P80發(fā)動機的設計積累，研發(fā)出既可用作Vega C第一級發(fā)動機、又可用作阿里安6助推發(fā)動機的模塊化通用化型號類型。

(2)發(fā)動機改進計劃伊始就強調(diào)降低成本問題。如織女星研發(fā)伊始就針對發(fā)動機各個部件，重點是噴管，從設計、生產(chǎn)工藝和新材料應用等方面采取了大量降成本措施。

(3)發(fā)動機設計、工藝、材料甚至試驗等研發(fā)活動中，有意識聯(lián)合政府機構(gòu)或大學研發(fā)中心，主動引入了大量基礎性仿真技術和實驗技術，不勝枚舉。

歐洲新型運載火箭的研發(fā)更加強調(diào)低成本和綠色環(huán)保的國際發(fā)射市場競爭和政策環(huán)境需求，在運載火箭固體動力裝置的研發(fā)中采用大量新技術、新材料和新工藝，包括大型碳/環(huán)氧纖維纏繞殼體、新型輕質(zhì)低成本噴管、新型機電推力向量控制系統(tǒng)等，有效降低火箭的研制成本，進一步提高了運載火箭的市場競爭力。

正是由于運載火箭固體動力裝置所采用的大量新技術、新工藝和新材料，在發(fā)動機研制和鑒定試驗過程中也出現(xiàn)了大大小小的問題。期望通過對這些問題的梳理，對相應的解決方案進行分析，為國內(nèi)固體運載火箭的研發(fā)提供借鑒和參考。