劉 秉，李 東，黃 兵，黃 輝，李平岐

（1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2. 西北工業(yè)大學(xué) 無人系統(tǒng)技術(shù)研究院，西安 710072；3. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076）

引 言

“長征五號”（CZ-5）運(yùn)載火箭是為滿足中國航天發(fā)展對大運(yùn)載能力的迫切需求而研制的新一代大型運(yùn)載火箭，于2006年正式立項(xiàng)，2016年11月3日首飛取得圓滿成功，填補(bǔ)了中國大推力無毒無污染液體火箭的空白，使中國火箭技術(shù)水平和運(yùn)載能力進(jìn)入世界前列，是中國由航天大國邁向航天強(qiáng)國的重要標(biāo)志[1]。

“長征五號”運(yùn)載火箭在研制階段開展了二百余項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)研究，形成了一系列技術(shù)成果，其中總體技術(shù)方案設(shè)計(jì)及優(yōu)化是整個火箭研制的重中之重，通過總結(jié)吸取國內(nèi)外運(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，廣泛采用先進(jìn)的設(shè)計(jì)仿真手段，策劃實(shí)施多項(xiàng)大型地面試驗(yàn)，獲取相應(yīng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對總體設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行必要驗(yàn)證[2-3]，推動了中國大型氫氧運(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)技術(shù)的進(jìn)步與發(fā)展。

本文首先介紹“長征五號”運(yùn)載火箭的研制背景、研制目標(biāo)和總體關(guān)鍵技術(shù)；其次介紹“長征五號”運(yùn)載火箭在總體優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)方面取得的突破性進(jìn)展；在此基礎(chǔ)上，介紹了“長征五號”運(yùn)載火箭為進(jìn)一步滿足深空探測任務(wù)的需要，在軌道設(shè)計(jì)、飛行熱環(huán)境預(yù)示、器箭接口設(shè)計(jì)等總體設(shè)計(jì)技術(shù)方面采取的優(yōu)化與改進(jìn)措施；最后介紹了運(yùn)載火箭總體技術(shù)的發(fā)展趨勢。

1 火箭概況

1.1 研制背景

世界上各航天大國均將大力發(fā)展先進(jìn)的航天運(yùn)載技術(shù)確立為保持其航天技術(shù)領(lǐng)先地位、鞏固和加強(qiáng)其國際地位的首要戰(zhàn)略部署之一。進(jìn)入21世紀(jì)，世界主要航天大國先后研制成功了新一代運(yùn)載火箭，2002年美國的“宇宙神5”（Atlas Ⅴ）、“德爾塔4”（Delta Ⅳ）系列火箭先后首飛成功，基于模塊化設(shè)計(jì)理念，其近地軌道（Low Earth Orbit，LEO）運(yùn)載能力達(dá)到20 t級、地球同步轉(zhuǎn)移軌道達(dá)到13 t級；歐洲的“阿里安 5”（ArianeⅤ）火箭也于1995年實(shí)現(xiàn)首飛，改進(jìn)型的“阿里安 5 ESC-A”（ArianeⅤ ESC-A）和“阿里安 5 ESC-B”（ArianeⅤE SC-B）的地球同步轉(zhuǎn)移軌道（Geostationary Transfer Orbit，GTO）運(yùn)載能力分別為10.5 t和12 t；俄羅斯正在研制一種新型火箭——“安加拉”（Angara）系列，其中“安加拉 5”（Angara Ⅴ）火箭的近地軌道運(yùn)載能力達(dá)28 t，地球同步轉(zhuǎn)移軌道運(yùn)載能力為15 t；日本的H-2A于2003年8月正式投入使用，其近地軌道運(yùn)載能力最大可達(dá)到23 t，地球同步軌道運(yùn)載能力達(dá)到9.5 t。圖1是2006年世界主要火箭運(yùn)載能力比較（LEO）。

圖1 2006年世界主要火箭運(yùn)載能力比較（近地軌道）Fig. 1 Comparison of the world’s major rocket launch capabilities in 2006（LEO）

中國雖然獨(dú)立自主地研制了14種不同型號的“長征”系列運(yùn)載火箭，適用于發(fā)射近地軌道、地球同步轉(zhuǎn)移軌道和太陽同步軌道衛(wèi)星，但與世界先進(jìn)的運(yùn)載火箭相比，在運(yùn)載能力、可靠性、成本以及環(huán)境保護(hù)與航區(qū)安全等方面還存在著較大差距。

國際新型運(yùn)載火箭在設(shè)計(jì)過程中都采用了通用化、組合化、系列化的發(fā)展模式來降低生產(chǎn)成本，提高適用性。而中國“長征”系列運(yùn)載火箭型號偏多，型譜重疊；采取單件小批量生產(chǎn)方式，生產(chǎn)成本高居不下。

“長征”系列運(yùn)載火箭的一、二子級和助推器均使用四氧化二氮和偏二甲肼推進(jìn)劑，這些推進(jìn)劑有一定的腐蝕性和毒性。由于歷史原因，中國的發(fā)射場均在內(nèi)陸，存在航區(qū)和人員安全以及環(huán)境污染問題。環(huán)境保護(hù)已成為國際發(fā)展趨勢，也是中國的一項(xiàng)基本國策。國外新一代運(yùn)載火箭均使用液氫、液氧、煤油等無毒、無污染推進(jìn)劑。中國運(yùn)載火箭如果繼續(xù)使用四氧化二氮和偏二甲肼推進(jìn)劑等有毒推進(jìn)劑，將直接影響今后參與國際競爭。運(yùn)載火箭發(fā)展面臨的環(huán)境保護(hù)問題越來越嚴(yán)峻。

綜上所述，中國現(xiàn)役的運(yùn)載火箭與國際先進(jìn)火箭水平在運(yùn)載能力、可靠性、成本和環(huán)境保護(hù)等方面的差距較大，研制無毒、無污染、大運(yùn)載能力、高可靠性、低成本的新型大推力火箭成為中國航天事業(yè)可持續(xù)發(fā)展的當(dāng)務(wù)之急[4-8]。

1.2 研制目標(biāo)

“長征五號”運(yùn)載火箭以提升中國進(jìn)入空間的能力為目標(biāo)，瞄準(zhǔn)國際主流運(yùn)載技術(shù)的發(fā)展水平，提升國際航天發(fā)射市場競爭力，標(biāo)準(zhǔn)GTO運(yùn)載能力達(dá)到14 t，LEO軌道運(yùn)載能力達(dá)到25 t，比現(xiàn)役運(yùn)載火箭能力提升2.5倍以上，同時堅(jiān)持“無毒、無污染、低成本、高可靠、適應(yīng)性強(qiáng)、安全性好”為原則。以“1個系列、2種發(fā)動機(jī)（后續(xù)增加至3型新發(fā)動機(jī)）、3個模塊”為技術(shù)途徑。采用冗余等措施，飛行可靠性設(shè)計(jì)值達(dá)到0.98。

在研制工作中，總體技術(shù)方案設(shè)計(jì)及優(yōu)化是整個火箭研制的重點(diǎn)。

1.3 總體關(guān)鍵技術(shù)

針對“長征五號”運(yùn)載火箭的總體設(shè)計(jì)與驗(yàn)證工作，需要開展的技術(shù)研究內(nèi)容包括：

1）基于提升運(yùn)載能力的火箭總體優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)；

2）搖擺助推發(fā)動機(jī)姿態(tài)控制總體設(shè)計(jì)技術(shù)；

3）理論仿真與試驗(yàn)結(jié)合的大型捆綁火箭力、熱學(xué)環(huán)境預(yù)示技術(shù)；

4）新型氫氧低溫火箭測試發(fā)射模式及流程優(yōu)化設(shè)計(jì)。

2 基于提升運(yùn)載能力的火箭總體優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)

2.1 氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)

在總體方案和幾何約束的情況下，“長征五號”運(yùn)載火箭確定采用馮·卡門整流罩外形和助推器斜頭錐的氣動外形方案，通過對整流罩球頭半徑和卡門曲線長度優(yōu)化，開展斜頭錐外側(cè)母線當(dāng)?shù)匚锩娼莾?yōu)化，減低火箭的跨聲速脈動壓力環(huán)境[9]，助推器與芯級間連接距離優(yōu)化，減低全箭的零攻角阻力，以滿足靜穩(wěn)定性需求；開展氣動布局方案優(yōu)劣勢對比，確定采用安定翼正常式氣動布局，并進(jìn)行了幾何外形尺寸優(yōu)化設(shè)計(jì)。建立的卡門頭–捆綁斜頭錐助推器–安定翼面捆綁火箭氣動布局方案，滿足了低零攻角阻力、較高靜穩(wěn)定性、較低脈動壓力環(huán)境的總體要求，經(jīng)過多次縮比風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，證明本方法形成的氣動布局在大型運(yùn)載火箭氣動布局設(shè)計(jì)范圍具有先進(jìn)性。

2.2 軌道優(yōu)化設(shè)計(jì)

在進(jìn)行“長征五號”運(yùn)載火箭軌道設(shè)計(jì)過程中，完成多輪次百余條軌道優(yōu)化計(jì)算，確定了任務(wù)最優(yōu)軌道，基于蒙特卡羅打靶方法，計(jì)算了10萬余條偏差軌道，預(yù)估出火箭運(yùn)載能力；通過對7千多個風(fēng)修正軌道的計(jì)算和分析，確定了風(fēng)修正軌道方案。通過采用橫、縱全向風(fēng)修正和主動減載方法，可以使火箭對發(fā)射場氣象條件的適應(yīng)能力進(jìn)一步增強(qiáng)。除熱帶氣旋等極端天氣外，“長征五號”運(yùn)載火箭滿足高空風(fēng)發(fā)射條件的概率提升至98%以上。

發(fā)射時的高空風(fēng)場條件對氣動載荷的大小有很重要的影響。“長征五號”運(yùn)載火箭軌道設(shè)計(jì)過程中，根據(jù)發(fā)射前測量的風(fēng)速和風(fēng)向進(jìn)行載荷估計(jì)，適時對軌道進(jìn)行修正，并與設(shè)計(jì)載荷條件進(jìn)行比較，以滿足火箭能夠承受的載荷條件。通過上述方法提升不同風(fēng)場條件下火箭準(zhǔn)時發(fā)射的概率。

為滿足深空探測任務(wù)的需要，“長征五號”運(yùn)載火箭采用了“滿足探測器復(fù)雜分離姿態(tài)約束的末端調(diào)姿優(yōu)化技術(shù)”，在末級發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)后，通過設(shè)置專門的末速修正工作段，對發(fā)動機(jī)推力后效進(jìn)行精確控制，以滿足探測器高精度的軌道需求；通過設(shè)置姿態(tài)調(diào)整段，在時間和天線指向等多約束條件下，實(shí)現(xiàn)火箭與探測器組合體姿態(tài)的精確調(diào)整，滿足地月轉(zhuǎn)移軌道/地火轉(zhuǎn)移軌道的器箭分離姿態(tài)要求。

2.3 推進(jìn)劑混合比偏差優(yōu)化設(shè)計(jì)

“長征五號”運(yùn)載火箭采用兩對液體推進(jìn)劑助推器，每個助推器包括兩臺YF-100發(fā)動機(jī)，每臺發(fā)動機(jī)可以分別獨(dú)立關(guān)機(jī)。由于每個助推器的加注量、推進(jìn)劑流量存在偏差，采用耗盡關(guān)機(jī)方式會導(dǎo)致助推器耗盡關(guān)機(jī)信號到達(dá)時，其它助推器推進(jìn)劑剩余量較大，從而降低運(yùn)載能力。因此提出一種適用于“長征五號”運(yùn)載火箭技術(shù)特點(diǎn)的液體推進(jìn)劑助推器的預(yù)測關(guān)機(jī)方法，通過在助推器貯箱內(nèi)安裝預(yù)測關(guān)機(jī)傳感器，預(yù)測推進(jìn)劑消耗較快的一對助推器各關(guān)閉一臺發(fā)動機(jī)的時間，使兩對助推器推進(jìn)劑同時到達(dá)耗盡關(guān)機(jī)液位，從而減小助推器推進(jìn)劑剩余量，提升火箭的運(yùn)載能力。

為了盡可能減少飛行過程中由于兩種推進(jìn)劑加注量偏差、飛行過程中的干擾因素、發(fā)動機(jī)自身性能散差等因素帶來火箭兩種推進(jìn)劑消耗混合比的偏差，避免造成推進(jìn)劑剩余量增加、影響火箭的運(yùn)載能力，同時考慮一級半構(gòu)型火箭[“長征五號乙”（CZ-5B）]對一級推進(jìn)劑混合比偏差調(diào)節(jié)的需求，“長征五號”運(yùn)載火箭成為中國首個在芯一級飛行過程中采用“利用系統(tǒng)”的運(yùn)載火箭型號。

利用系統(tǒng)控制器接收貯箱內(nèi)的液位傳感器實(shí)時測得剩余推進(jìn)劑信息，根據(jù)預(yù)定的控制目標(biāo)，輸出控制指令給發(fā)動機(jī)上的利用調(diào)節(jié)閥門。發(fā)動機(jī)上的利用調(diào)節(jié)閥門作為控制剩余推進(jìn)劑混合比偏差的執(zhí)行裝置，對混合比偏差實(shí)時進(jìn)行調(diào)節(jié)。

在利用系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程中，通過開展芯一級、芯二級利用系統(tǒng)仿真分析和自動判讀軟件設(shè)計(jì)，使用低溫推進(jìn)劑利用系統(tǒng)仿真平臺，確定了發(fā)動機(jī)閥門動作次數(shù)等性能指標(biāo)要求，提高了測試判讀效率和質(zhì)量[10-11]。

2.4 載荷優(yōu)化設(shè)計(jì)

“長征五號”運(yùn)載火箭飛行載荷設(shè)計(jì)中，根據(jù)火箭實(shí)際飛行狀態(tài)，即火箭飛行中俯仰方向和偏航方向的攻擺角等情況進(jìn)行全箭載荷設(shè)計(jì)以全面覆蓋火箭飛行載荷，尤其是對捆綁火箭，能真實(shí)反映不同象限的助推器載荷和捆綁連接件等集中載荷，避免了漏工況的可能性，使全箭載荷設(shè)計(jì)更合理?；诹W(xué)等效原則，提供飛行全程各時刻各貯箱的晃動頻率、晃動質(zhì)量、晃動質(zhì)心位置和晃動阻尼。防晃設(shè)計(jì)通過在箱壁布設(shè)環(huán)形防晃板、在箱底布設(shè)十字隔板實(shí)現(xiàn)。針對火箭豎立時可能發(fā)生的側(cè)翻，計(jì)算了各加注狀態(tài)下使火箭發(fā)生翻倒的最低風(fēng)速。依據(jù)計(jì)算結(jié)果，優(yōu)化了發(fā)射場操作流程，有效降低了助推器尾段的剪力載荷。

“長征五號”運(yùn)載火箭為中國首個研究實(shí)施主動載荷控制技術(shù)的火箭，通過分析和全箭模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果，選取在火箭箭體一階彈性波節(jié)點(diǎn)位置安裝單獨(dú)的橫、法向加表，實(shí)時敏感橫、法向過載信息，輸入控制回路實(shí)施反饋控制，以降低飛行攻角，進(jìn)而降低飛行載荷。采用主動減載控制技術(shù)后的芯級彎矩可以減少49%，助推彎矩可以減少18%，取得了明顯的減載效果。

針對“長征五號”運(yùn)載火箭芯級和助推器推力相差懸殊（約為1∶9）、芯一級工作時間長的技術(shù)特點(diǎn)，采用助推支撐、前捆綁點(diǎn)傳力的全新布局形式，優(yōu)化了傳力路徑，如圖2所示。這種傳力路徑使得“長征五號”運(yùn)載火箭近地軌道運(yùn)載能力提升約1.2 t，地球同步轉(zhuǎn)移軌道運(yùn)載能力提升約400 kg；前捆綁傳力使助推器剛度提高，有利于改善火箭局部模態(tài)、降低火箭穩(wěn)定系統(tǒng)設(shè)計(jì)難度，并且前捆綁主傳力使全箭縱向一、二階頻率窗口較寬，有利于火箭縱向耦合振動的抑制設(shè)計(jì)。

圖2 前支點(diǎn)傳力與后支點(diǎn)傳力方案對比Fig. 2 Comparison of fore and rear strap-on force transfer schemes

以助推器尾段支撐載荷最小、結(jié)構(gòu)重量最輕為設(shè)計(jì)目標(biāo)，對“長征五號”運(yùn)載火箭射前操作流程進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，并進(jìn)行了多方案比較分析。把傳統(tǒng)載荷計(jì)算變?yōu)檩d荷設(shè)計(jì)，開展載荷、結(jié)構(gòu)迭代設(shè)計(jì)，通過載荷優(yōu)化的方法確定射前操作程序。具體方案為針對助推尾段與支腿載荷集中問題，在完成助推煤油箱加注之后，撤去主支點(diǎn)與發(fā)射臺之間的連接螺栓，使由主支點(diǎn)單獨(dú)承受剪力、彎矩的情況變?yōu)橛扇c(diǎn)共同承剪；通過優(yōu)化射前操作程序，將防風(fēng)螺栓的卸除時刻由液氧加注之后調(diào)整為液氧加注之前。按照新的約束方式對助推器尾段與支腿載荷重新計(jì)算，滿足地面風(fēng)速的發(fā)射條件要求，并能夠有效降低全箭翻倒力矩，大大減少了助推器尾段支撐載荷，尾段截面剪力載荷降低70%，減載效果明顯。

2.5 結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

“長征五號”運(yùn)載火箭的Ф5 m液氫貯箱，工作在20 K超低溫區(qū)，容積是上一代氫箱的8倍。隨著直徑增大，高承載與輕質(zhì)化矛盾突出。針對箱底與圓柱段結(jié)合部位剛度突變帶來的大附加載荷，“長征五號”運(yùn)載火箭采用低附加彎曲應(yīng)力的三心球冠底方案，優(yōu)化關(guān)鍵焊縫位置，解決了復(fù)雜載荷下低溫貯箱變形協(xié)調(diào)與應(yīng)力突變難題，貯箱容積與結(jié)構(gòu)重量比相比中國上一代火箭大幅提高。

“長征五號”運(yùn)載火箭通過薄殼結(jié)構(gòu)將助推器近千t推力在有限空間內(nèi)均勻擴(kuò)散，并安全傳遞到芯級。采用傳力與布局兩級變構(gòu)型拓?fù)鋬?yōu)化、力與力矩定向解耦等技術(shù)，研制了國際上承載能力最大的400 t級鈦合金3D打印捆綁接頭，攻克了千t級集中載荷在薄殼結(jié)構(gòu)的有限空間內(nèi)均勻擴(kuò)散和傳遞的難題。

“長征五號”運(yùn)載火箭二級氧箱采用懸掛貯箱方案，在一級飛行段，受軸向慣性載荷、箱壓的影響，軸向拉載荷成為二級氧箱的設(shè)計(jì)工況。若在一級飛行段降低二級氧箱的增壓壓力，能夠減少貯箱的設(shè)計(jì)載荷，減少結(jié)構(gòu)質(zhì)量。為滿足助推器分離前芯二級氧箱的增壓壓力要求，采用射前小量級增壓方案，在助推分離后開始箭上補(bǔ)壓，可以降低芯二級氧箱結(jié)構(gòu)質(zhì)量約60 kg。

3 搖擺助推發(fā)動機(jī)姿態(tài)控制總體設(shè)計(jì)技術(shù)

“長征五號”運(yùn)載火箭按照系列構(gòu)型思想研制，對6個構(gòu)型開展控制力分析。由于其芯級推力較助推器偏小，深入論證顯示需要采取“芯級與助推發(fā)動機(jī)聯(lián)合搖擺”的控制策略才可以滿足飛行姿態(tài)穩(wěn)定的需要。“長征五號”運(yùn)載火箭提出了一套適用多種捆綁助推構(gòu)型，多臺發(fā)動機(jī)、多伺服聯(lián)合的搖擺布局方案，并制定了中國首個助推與芯級發(fā)動機(jī)聯(lián)合搖擺的控制力分配策略?！伴L征五號”運(yùn)載火箭與傳統(tǒng)火箭相比具有顯著特點(diǎn)：助推發(fā)動機(jī)擺動參與姿態(tài)控制；全箭彈性特性復(fù)雜，彈性模態(tài)呈現(xiàn)空間分布的特點(diǎn)，縱、橫、扭模態(tài)耦合現(xiàn)象突出，存在低頻、密集的助推器局部模態(tài)，且助推器局部模態(tài)通過助推發(fā)動機(jī)搖擺引入控制回路；助推發(fā)動機(jī)存在嚴(yán)重質(zhì)量偏心，“助推發(fā)動機(jī)–伺服系統(tǒng)”諧振頻率低，存在伺服回路與全箭姿態(tài)控制回路耦合共振的風(fēng)險。

圍繞擺助推姿態(tài)控制方案，開展運(yùn)載火箭縱橫扭大回路耦合動力學(xué)研究，采取理論與試驗(yàn)結(jié)合、多種手段交叉使用的方式展開攻關(guān)[12-14]。

1）根據(jù)控制力論證結(jié)果，明確發(fā)動機(jī)–伺服機(jī)構(gòu)搖擺局部方式，制定多臺發(fā)動聯(lián)合搖擺策略。

2）開展多輪共一千余個姿態(tài)動力學(xué)模型參數(shù)計(jì)算，建立體現(xiàn)火箭剛體、晃動、彈性運(yùn)動耦合關(guān)系、符合聯(lián)合搖擺控制特點(diǎn)的火箭飛行力學(xué)模型；建立“發(fā)動機(jī)–伺服機(jī)構(gòu)”小回路局部動力學(xué)模型；建立脈動壓力等隨機(jī)干擾力學(xué)模型。

3）利用多項(xiàng)大型地面試驗(yàn)與理論計(jì)算結(jié)合，精細(xì)化設(shè)計(jì)姿態(tài)動力學(xué)模型參數(shù)。設(shè)計(jì)并實(shí)施帶慣組儀器艙角振動試驗(yàn)，獲取“慣性組合+支架”的綜合傳遞特性；設(shè)計(jì)并實(shí)施帶橫法向加表與速率陀螺支架的艙段振動試驗(yàn)、結(jié)合模態(tài)試驗(yàn)等，獲得支架特性，優(yōu)化敏感元件安裝位置，改進(jìn)濾波設(shè)計(jì)；設(shè)計(jì)并實(shí)施帶箭體邊界的伺服機(jī)構(gòu)動靜態(tài)特性測試試驗(yàn)，獲取真實(shí)邊界下機(jī)架變形角與伺服機(jī)構(gòu)動態(tài)特性等，改進(jìn)設(shè)計(jì)；模態(tài)試驗(yàn)后，采用多體虛擬樣機(jī)仿真手段等全面校核彈性數(shù)據(jù)處理方法的正確性、控制參數(shù)設(shè)計(jì)結(jié)果的正確性。

4）開展對包括助推器局部模態(tài)對控制與載荷的影響、“發(fā)動機(jī)–伺服機(jī)構(gòu)”局部動力學(xué)特性（含諧振與偏心）對控制的影響、“POGO-姿態(tài)控制”大回路耦合影響、復(fù)雜空間模態(tài)排列與仿真算法、大型液體貯箱防晃板布局優(yōu)化、脈動壓力、陣風(fēng)等隨機(jī)干擾對控制與載荷的影響等動力學(xué)與控制耦合分析與研究工作，確保全箭動力學(xué)穩(wěn)定的同時實(shí)現(xiàn)控制品質(zhì)最優(yōu)[15-18]。

4 理論仿真與試驗(yàn)結(jié)合的大型捆綁火箭力、熱學(xué)環(huán)境預(yù)示技術(shù)

“長征五號”運(yùn)載火箭采用全新的動力系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和運(yùn)輸方案，從環(huán)境激勵源到結(jié)構(gòu)傳遞關(guān)系均與現(xiàn)役運(yùn)載火箭型號有較大差異，無法使用現(xiàn)役火箭遙測試驗(yàn)數(shù)據(jù)作為直接依據(jù)。

利用相似外推法，基于對現(xiàn)役“長征”系列火箭飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的統(tǒng)計(jì)分析，建立全箭力學(xué)環(huán)境與發(fā)動機(jī)、箭體結(jié)構(gòu)之間的映射關(guān)系，搭載發(fā)動機(jī)試車等大型地面試驗(yàn)，利用試驗(yàn)實(shí)測數(shù)據(jù)，外推預(yù)示得到全箭低、高頻振動以及噪聲環(huán)境；通過在有限元模型上加載外力的有限元分析法，分析關(guān)鍵位置節(jié)點(diǎn)在外力下的響應(yīng)實(shí)現(xiàn)對全箭低頻振動環(huán)境的預(yù)示結(jié)果修正；通過統(tǒng)計(jì)能量法，對噪聲環(huán)境及由聲激勵引起的高頻振動環(huán)境進(jìn)行預(yù)示，輔助進(jìn)行了“長征五號”運(yùn)載火箭儀器艙及整流罩內(nèi)噪聲環(huán)境與隨機(jī)振動環(huán)境的預(yù)示。

上述力學(xué)環(huán)境預(yù)示方法經(jīng)過了動力系統(tǒng)試驗(yàn)驗(yàn)證考核，證明了“長征五號”運(yùn)載火箭力學(xué)環(huán)境條件制定的正確性與合理性。在此基礎(chǔ)上，開展儀器艙聲振聯(lián)合試驗(yàn)、級間段振動試驗(yàn)、地面機(jī)柜振動噪聲試驗(yàn)等多項(xiàng)整艙級力學(xué)驗(yàn)證性試驗(yàn)，研究試驗(yàn)邊界的影響，暴露薄弱環(huán)節(jié)，為優(yōu)化設(shè)備布局、改進(jìn)設(shè)計(jì)提供依據(jù)。與此同時，策劃實(shí)施并開展了包括一級及助推器底板、后過渡段、助推尾翼等5項(xiàng)熱振試驗(yàn)為代表的整艙級綜合環(huán)境試驗(yàn)考核，驗(yàn)證系統(tǒng)間接口和產(chǎn)品對力熱綜合環(huán)境的適應(yīng)性。

“長征五號”運(yùn)載火箭多噴管底部熱環(huán)境復(fù)雜，5 m直徑芯級+3.35 m直徑助推、8臺液氧煤油發(fā)動機(jī)和2臺氫氧發(fā)動機(jī)的構(gòu)型無成熟計(jì)算方法和設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)可參考，全新發(fā)動機(jī)，噴管排列、噴流參數(shù)、尾段結(jié)構(gòu)與在飛火箭差異很大，無現(xiàn)役火箭飛行遙測數(shù)據(jù)參考；低溫發(fā)動機(jī)和推進(jìn)劑使用規(guī)模前所未有，艙段低溫環(huán)境預(yù)示及控制難度大。受氣動加熱、高低溫組件等耦合影響，熱環(huán)境理論預(yù)示難度大；采用新卡門頭、斜頭錐外形，氣動加熱預(yù)示精度未經(jīng)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證；固有的天地差異性使地面試驗(yàn)無法全面驗(yàn)證設(shè)計(jì)的正確性，產(chǎn)品或系統(tǒng)間接口的環(huán)境適應(yīng)性缺乏驗(yàn)證，難以開展有效的地面羽流膨脹試驗(yàn)。

從機(jī)理分析、飛行遙測反算、工程計(jì)算、搭載發(fā)動機(jī)試車測量、搭載飛行遙測、熱流考核試驗(yàn)、數(shù)值仿真計(jì)算7個方面開展技術(shù)攻關(guān)。

搭載發(fā)動機(jī)單/雙試車，精細(xì)設(shè)計(jì)熱流測量方案，直接測量地面噴流輻射熱環(huán)境，修正輻射熱預(yù)示的無限長半圓柱法，建立單–多臺發(fā)動機(jī)熱遞推關(guān)系。

成功探索運(yùn)載火箭軌道屬性的空間外熱流預(yù)示方法，將軌道程序角同軌道六要素一并引入空間外熱流預(yù)示，對全年、全天可能的任務(wù)軌道進(jìn)行預(yù)示與分析，完成多種軌道方案空間外熱流研究，獲得飛行器軌道、飛行姿態(tài)等對太陽輻射、地球紅外、地球反照等空間外熱流的影響；全面分析了不同發(fā)射時間對軌道地影持續(xù)時間的影響，確定了箭體各個部位所接收到的空間熱流隨飛行時間的變化。

針對發(fā)動機(jī)真空羽流復(fù)雜干擾流場預(yù)示，成功實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)真空復(fù)雜干擾羽流場的CFD/DSMC聯(lián)合仿真預(yù)示：為應(yīng)對流場中氣體密度變化較大的特征，采用了網(wǎng)格自適應(yīng)算法，提高了流場計(jì)算精度；采用靜態(tài)隨機(jī)負(fù)載平衡（Load Balance，LB）技術(shù)，在預(yù)處理階段將計(jì)算區(qū)域的網(wǎng)格以隨機(jī)的方式平均分配給所有的處理器，成功解決DSMC并行計(jì)算等工程應(yīng)用問題，實(shí)現(xiàn)了理論研究向工程應(yīng)用的成功轉(zhuǎn)化以及復(fù)雜外形三維復(fù)雜干擾流場的CFD/DSMC耦合求解，獲得了“長征五號”運(yùn)載火箭二級尾艙噴流熱流條件，如圖3所示。

圖3 “長征五號”火箭二級尾艙流場Fig. 3 2nd core-stage engine plume of LM-5

建立節(jié)點(diǎn)熱網(wǎng)絡(luò)模型，進(jìn)行低溫艙段吹除熱環(huán)境預(yù)示，合理設(shè)計(jì)吹除管路布置。精細(xì)設(shè)計(jì)動力系統(tǒng)試車搭載熱環(huán)境測量方案，通過試車結(jié)果驗(yàn)證并修訂艙段熱環(huán)境預(yù)示。

通過工程計(jì)算與數(shù)值仿真的方法對全箭小火箭噴流影響進(jìn)行技術(shù)攻關(guān)機(jī)理分析，搭載地面火工品試驗(yàn)、助推器分離試驗(yàn)、真空艙點(diǎn)火試驗(yàn)等多次側(cè)推火箭試驗(yàn)，對全箭正、反、側(cè)推火箭制定細(xì)化局部的熱環(huán)境條件，為熱防護(hù)提供依據(jù)。

5 新型氫氧低溫火箭測試發(fā)射模式及流程優(yōu)化設(shè)計(jì)

多氫氧模塊動力系統(tǒng)、天氣多變的發(fā)射條件都對火箭測試發(fā)射方案的總體設(shè)計(jì)提出了前所未有的挑戰(zhàn)，不僅需要在滿足使用環(huán)境的同時為地面測試發(fā)射設(shè)備提供環(huán)境防護(hù)，還需要結(jié)合可量化的測試性分析方法制定發(fā)射場測試項(xiàng)目，結(jié)合發(fā)射時間、安全性及后處理等綜合因素設(shè)計(jì)合理可靠的測試發(fā)射模式及對應(yīng)的地面測試控制發(fā)射系統(tǒng)總體方案，在縮短發(fā)射周期的同時確保產(chǎn)品測試覆蓋，提高發(fā)射可靠性。

針對海南發(fā)射場高溫高濕、天氣多變的復(fù)雜發(fā)射環(huán)境和火箭規(guī)模大、發(fā)射場流程復(fù)雜的特點(diǎn)，國內(nèi)首次提出了“新三垂”測發(fā)模式，采用地面測發(fā)設(shè)備與活動發(fā)射平臺集成布局方式，提出了適應(yīng)大型箭體結(jié)構(gòu)的吊裝、全方位瞄準(zhǔn)方法，實(shí)現(xiàn)了火箭在技術(shù)區(qū)完成測試后，轉(zhuǎn)場過程中箭體與發(fā)射臺電、氣、液連接狀態(tài)不變，有效地保留了技術(shù)區(qū)測試的完整性，將大型低溫氫氧火箭發(fā)射區(qū)測試時間大幅縮短，突破了沿海發(fā)射場臺風(fēng)等極端天氣預(yù)測的瓶頸，提高了發(fā)射可靠性[19-20]。圖4是“長征五號”火箭轉(zhuǎn)運(yùn)時的場景。

圖4 “長征五號”火箭轉(zhuǎn)運(yùn)Fig. 4 Transportation of LM-5

針對火箭復(fù)雜的動力系統(tǒng)及全新基于1553B總線傳輸體制的電氣系統(tǒng)，采用基于功能覆蓋的量化矩陣分析方法，有效辨識測試不覆蓋項(xiàng)，首次提出并實(shí)現(xiàn)了慣性器件安裝及小轉(zhuǎn)臺極性檢查測試，去除了僅靠人員保障的單點(diǎn)環(huán)節(jié)，杜絕了曾多次導(dǎo)致飛行失利的極性隱患，提高了飛行可靠性；采用全工況測試覆蓋的先進(jìn)理念，通過低溫浸泡、立體式臺架測試等手段在實(shí)現(xiàn)功能測試的同時確保覆蓋真實(shí)工況；同時針對人工判讀效率低、正確性無法保障的薄弱環(huán)節(jié)，實(shí)現(xiàn)了測試數(shù)據(jù)自動判讀技術(shù)，確?；鸺w行前測試的有效性。

針對新一代大型氫氧火箭動力系統(tǒng)射前流程復(fù)雜、操作風(fēng)險高的難題，為了確保無法正常發(fā)射時后處理的可靠性和安全性，首次提出零秒脫落的整流罩空調(diào)及箭地氣液連接方案，設(shè)計(jì)了可以滿足二級氫排連接器脫落后處理要求的氫緊急排氣連接器，提高了二級加排連接器重新對接前的安全性，有效提高了火箭射前故障狀態(tài)下的推遲發(fā)射及應(yīng)急處理能力；同時創(chuàng)新性地提出了通過發(fā)動機(jī)預(yù)冷路的推進(jìn)劑泄出方案，實(shí)現(xiàn)了貯箱內(nèi)推進(jìn)劑在加泄連接器脫落后高效、可靠的泄出，有效避免了塔上排氫的風(fēng)險，提高了整個加泄系統(tǒng)的安全性，達(dá)到低溫動力的國際先進(jìn)水平。

“長征五號”運(yùn)載火箭液氫總加注量超過400 m3，針對液氫推進(jìn)劑著火能量低、在空氣中極易點(diǎn)燃的風(fēng)險，首次提出并實(shí)現(xiàn)了液氫加注開始后前端無人值守的全新測發(fā)模式，攻克了前后端雙閉環(huán)增壓控制、連續(xù)液位前后端控加注等多項(xiàng)技術(shù)難題，采用多冗余策略、多備份通道的遠(yuǎn)距離測發(fā)控方案，提高了射前加注、增壓、連接器控制等各項(xiàng)操作的可靠性，實(shí)現(xiàn)了液氫推進(jìn)劑風(fēng)險的有效控制，提高低溫火箭發(fā)射的安全性，達(dá)到了氫加注后無人值守的目標(biāo)。

6 適應(yīng)深空探測任務(wù)的總體技術(shù)優(yōu)化

為滿足深空探測任務(wù)要求，“長征五號”運(yùn)載火箭需實(shí)現(xiàn)窄窗口發(fā)射和可靠性的全面提升。為此，“長征五號”運(yùn)載火箭在基本型火箭的技術(shù)狀態(tài)基礎(chǔ)上進(jìn)行適應(yīng)性改進(jìn)設(shè)計(jì)與試驗(yàn)，開展關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)工作，地月轉(zhuǎn)移軌道運(yùn)載能力達(dá)到8.2 t，地火轉(zhuǎn)移軌道運(yùn)載能力達(dá)到5 t。

6.1 奔月/奔火軌道設(shè)計(jì)及優(yōu)化技術(shù)

由于月球/火星探測器系統(tǒng)、運(yùn)載火箭系統(tǒng)、發(fā)射場系統(tǒng)、測控系統(tǒng)等規(guī)模龐大，系統(tǒng)復(fù)雜，發(fā)射延遲的概率較大，為了節(jié)省月球/火星探測器系統(tǒng)用于軌道中途修正的推進(jìn)劑消耗，需要“長征五號”運(yùn)載火箭在30～50 min的發(fā)射窗口內(nèi)，預(yù)先裝訂連續(xù)3～5條的發(fā)射軌道，每條軌道發(fā)射窗口寬度為10 min，增加發(fā)射機(jī)會，滿足月球/火星探測器發(fā)射窗口要求。

針對多軌道控制技術(shù)，開展了適應(yīng)多軌道發(fā)射的姿控和制導(dǎo)方案設(shè)計(jì)，包括多軌道箭體模型特性分析技術(shù)研究、提高冗余信息管理適應(yīng)性的在線健康管理技術(shù)研究，結(jié)果表明姿控和制導(dǎo)系統(tǒng)可以適應(yīng)發(fā)射窗口不同引起的參數(shù)偏差，滿足發(fā)射任務(wù)需求。

針對月球探測軌道設(shè)計(jì)，“長征五號”運(yùn)載火箭按照近月約束展開軌道設(shè)計(jì)的方式，建立了完整的地球出發(fā)主動段軌道直到近月軌道的精確地月轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)方法，考慮了火箭及探測器對地月轉(zhuǎn)移軌道的特定約束要求，滿足運(yùn)載火箭運(yùn)載能力、穿越大氣段可靠飛行、航落區(qū)安全、測控系統(tǒng)約束等限制條件，設(shè)計(jì)出滿足探月三期近月軌道根數(shù)要求的地月轉(zhuǎn)移軌道（Lunar Transfer Orbit，LTO）。開展了多約束LTO多軌道數(shù)學(xué)模型設(shè)計(jì)研究，將多約束LTO近月點(diǎn)軌道約束轉(zhuǎn)化為對火箭射向、滑行時間、等間隔發(fā)射時刻約束的計(jì)算模型設(shè)計(jì)。開展地月轉(zhuǎn)移軌道射向與發(fā)射時間的關(guān)系研究、地月轉(zhuǎn)移時間與發(fā)射時間的關(guān)系研究、地月轉(zhuǎn)移軌道窗口搜索技術(shù)研究、月球探測攝動力模型建模技術(shù)研究等，完成2020年11月連續(xù)2 d、每天50 min窗口的奔月軌道設(shè)計(jì)，每天5條軌道的射向固定，滿足探測器、殘骸落區(qū)及航區(qū)測控的要求。

針對火星探測軌道設(shè)計(jì)，開展地火轉(zhuǎn)移軌道優(yōu)化，“長征五號”運(yùn)載火箭以運(yùn)載能力（不低于5.0 t）、滑行能力（不超過1 000 s）、射向及航落區(qū)等約束條件為輸入，通過多輪發(fā)射方案優(yōu)化，尋找出連續(xù)14 d、每天30 min的發(fā)射窗口。通過迭代優(yōu)化將連續(xù)14 d發(fā)射軌道的射向、滑行時間、分離姿態(tài)統(tǒng)一，實(shí)現(xiàn)42條軌道的助推和一級飛行段理論軌道統(tǒng)一，通過42套二級迭代制導(dǎo)目標(biāo)諸元實(shí)現(xiàn)了連續(xù)14 d、每日10 min發(fā)射窗口覆蓋。

6.2 多軌道自動裝訂及發(fā)射技術(shù)

為了節(jié)省探測器用于軌道中途修正的推進(jìn)劑消耗，“長征五號”運(yùn)載火箭實(shí)現(xiàn)了窄窗口多軌道發(fā)射方式，根據(jù)發(fā)射時間自動切換不同軌道，如圖5所示。

圖5 “長征五號”火箭多軌道自動選擇Fig. 5 Multi-orbit choice of LM-5

窄窗口多軌道的發(fā)射方式在“嫦娥五號”月球探測器、“天問一號”火星探測器發(fā)射任務(wù)中已成功應(yīng)用。

6.3 長時間滑行熱環(huán)境預(yù)示與管理技術(shù)

相比GTO任務(wù)，深空探測任務(wù)對二級滑行時間提出更長的要求，由600 s延長到1 000 s。

二級大氣層外飛行期間，箭體受太陽直接輻射、地球紅外輻射、地球反照、真空、冷黑空間背景的共同作用時間加長。

對二級飛行段的換熱方式和熱源影響因素進(jìn)行了詳細(xì)分析，提出了二級長時間滑行的熱環(huán)境條件，并通過儀器艙和二級尾段典型設(shè)備的熱真空試驗(yàn)驗(yàn)證，如圖6所示。開展了各分系統(tǒng)對二級1 000 s長滑狀態(tài)的適應(yīng)能力的分析研究。經(jīng)確認(rèn)，“長征五號”運(yùn)載火箭芯二級可以適應(yīng)1 000 s長時間滑行，部分潛在風(fēng)險已實(shí)施相應(yīng)的適應(yīng)性改進(jìn)措施，滿足深空探測任務(wù)的需要。

圖6 “長征五號”火箭箭載設(shè)備熱真空試驗(yàn)Fig. 6 Thermal vacuum test of LM-5’s equipment

6.4 器箭接口總體優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)

通過開展探測器與火箭接口電磁兼容預(yù)測分析（如圖7所示）、探測器與火箭動力學(xué)耦合分析技術(shù)研究（如圖8所示），并與地面原理性驗(yàn)證試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，提高器箭電磁兼容環(huán)境、低頻振動環(huán)境的預(yù)示精度[21]。

圖7 探測器與火箭電磁環(huán)境仿真Fig. 7 EMC simulation of detector and launch vehicle

圖8 探測器與火箭電磁兼容試驗(yàn)Fig. 8 EMC test of detector and launch vehicle

7 總體技術(shù)發(fā)展展望

隨著以“長征五號”為代表的新一代運(yùn)載火箭研制成功，中國運(yùn)載火箭型譜不斷完善，進(jìn)入空間能力不斷提升，然而與世界先進(jìn)水平仍有差距。

從任務(wù)需求角度看，以國際空間站為代表的近地軌道載人飛行任務(wù)需求旺盛；美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）提出的“阿爾忒彌斯”（Artemis）載人登月項(xiàng)目獲得拜登政府的繼續(xù)支持；除此之外，美國還將載人飛行的目光投向了月球以遠(yuǎn)的深空。SpaceX公司提出火星移民設(shè)想，計(jì)劃2024年采用“超重–星艦”（Super Heavy Starship）首次載人飛往火星[22-27]。中國在深空探測領(lǐng)域還將繼續(xù)開展科學(xué)探測活動，“十四五”規(guī)劃綱要中明確提出，要開展星際探測、發(fā)展新一代重型運(yùn)載火箭和重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)。這些任務(wù)的實(shí)施，均對火箭的運(yùn)載能力、可靠性、智能化水平、研制模式提出了更高要求[28-33]。

7.1 適應(yīng)典型故障的制導(dǎo)控制律重構(gòu)技術(shù)

基于在線任務(wù)切換，在設(shè)計(jì)過程中根據(jù)發(fā)動機(jī)等關(guān)鍵設(shè)備故障程度分級，提前裝訂多套飛行諸元，在飛行過程中根據(jù)故障診斷的結(jié)果切換至對應(yīng)的飛行諸元。結(jié)合火箭的有效載荷自身變軌能力，在不滿足目標(biāo)軌道要求時，將有效載荷送入一個預(yù)設(shè)的應(yīng)急軌道，通過有效載荷自身變軌實(shí)現(xiàn)工程目標(biāo)，后期再通過在軌加注技術(shù)保證有效載荷原有性能不受影響。

7.2 在線軌跡規(guī)劃技術(shù)

隨著迭代制導(dǎo)技術(shù)的成熟、基于總線架構(gòu)的箭上硬件水平提升，開展在線軌跡規(guī)劃設(shè)計(jì)已成為可能。在線軌跡規(guī)劃其核心技術(shù)在于構(gòu)建多約束快速規(guī)劃動力學(xué)優(yōu)化模型，采用非線性優(yōu)化算法，針對故障狀態(tài)在線生成最省能量的全新軌跡[34-35]（如圖9所示）。這種途徑的適應(yīng)性更好，能夠充分發(fā)揮火箭的剩余能力。通過飛行搭載驗(yàn)證等技術(shù)途徑，提前驗(yàn)證相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)，實(shí)現(xiàn)快速迭代，可及早進(jìn)入工程實(shí)施階段。

圖9 飛行軌跡在線規(guī)劃示意圖Fig. 9 General view of projected trajectory reconfiguration

8 結(jié) 論

“長征五號”運(yùn)載火箭的成功研制，大幅提升中國進(jìn)入空間能力、推動中國運(yùn)載火箭全面升級換代。近年來，“長征五號”運(yùn)載火箭在中國深空探測領(lǐng)域重大工程任務(wù)中發(fā)揮了關(guān)鍵作用。本文對“長征五號”運(yùn)載火箭總體優(yōu)化與設(shè)計(jì)相關(guān)技術(shù)進(jìn)行系統(tǒng)總結(jié)，以更好地滿足深空探測任務(wù)的實(shí)際需求，同時分析了運(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展趨勢。

“長征五號”運(yùn)載火箭還將繼續(xù)承擔(dān)探月工程四期、載人空間站工程空間實(shí)驗(yàn)室艙段發(fā)射、行星探測等重大科技專項(xiàng)任務(wù)的發(fā)射，在未來大載荷地球同步轉(zhuǎn)移軌道、中高軌道等發(fā)射任務(wù)中擔(dān)當(dāng)主要角色，為航天強(qiáng)國建設(shè)做出貢獻(xiàn)。