洪剛，李紅兵，范鑫，楊帆，楊赧

（1.上海航天技術(shù)研究院，上海 201109；2.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109）

0 引言

長征六號甲（Long March 6A，CZ-6A）運(yùn)載火箭是我國首款固液捆綁運(yùn)載火箭，是長征六號改系列中型運(yùn)載火箭的基本型和優(yōu)先發(fā)展型火箭，由上海航天技術(shù)研究院抓總研制，主要用于發(fā)射太陽同步軌道及低地球軌道飛行器。長征六號甲運(yùn)載火箭在新一代液體火箭發(fā)展的基礎(chǔ)上捆綁固體助推器，形成了我國首款固液捆綁運(yùn)載火箭。該火箭技術(shù)上充分發(fā)揮了固體發(fā)動機(jī)推力大、液體發(fā)動機(jī)比沖高的技術(shù)優(yōu)勢，管理上開展了研制流程和數(shù)字化研制的應(yīng)用與探索，形成了一款低成本、高可靠固液捆綁運(yùn)載火箭。

長征六號甲運(yùn)載火箭于2022 年3 月29 日在太原衛(wèi)星發(fā)射中心成功首飛（如圖1 所示），將浦江二號和天鯤二號衛(wèi)星送入預(yù)定軌道，并精確入軌，這標(biāo)志著我國突破了火箭固液捆綁技術(shù)難題，為后續(xù)航天器按需發(fā)射及航天強(qiáng)國建設(shè)奠定了堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

圖1 長征六號甲火箭發(fā)射場景Fig.1 Launching of the CZ-6A launch vehicle

1 研制背景和歷程

增大運(yùn)載能力、降低發(fā)射成本、提高系統(tǒng)可靠性一直是世界運(yùn)載火箭研制最為關(guān)切的要點(diǎn)。采用高性能液體芯級、捆綁固體助推器的構(gòu)型正是解決這些問題的一個(gè)有效途徑。由于充分發(fā)揮了液體發(fā)動機(jī)比沖高、工作時(shí)間長以及固體助推器推力大、成本低的優(yōu)勢，這種構(gòu)型配置已逐漸成為當(dāng)今航天運(yùn)載火箭的主體模式之一。從20 世紀(jì)60 年代起，美國就開始致力于在已有的大、中型運(yùn)載火箭上挖掘潛力，如德爾它和宇宙神系列火箭、航天飛機(jī)等，都通過固體助推器捆綁液體芯級的改進(jìn)途徑有效地提高了火箭的運(yùn)載能力，取得了顯著的效益［1-9］；歐洲的阿里安火箭和日本的H 系列火箭都效仿美國，也都采取了相同的模式。中國航天經(jīng)過60 多年的發(fā)展，形成了“長征”系列火箭，之前捆綁火箭均使用液體助推器。隨著新一代運(yùn)載火箭的不斷發(fā)展，CZ-5、CZ-7、CZ-8 系列火箭都使用了液氧煤油助推模塊，通過模塊的組合形成不同的火箭構(gòu)型。

為滿足我國中大型衛(wèi)星發(fā)射需求及新一代運(yùn)載火箭型譜建設(shè)需要，長征六號改系列運(yùn)載火箭在新一代液氧煤油動力系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，采用模塊化、組合化、系列化設(shè)計(jì)，通過不同數(shù)量固體助推器和液體芯級組合形成合理運(yùn)載能力臺階、性價(jià)比較高的運(yùn)載火箭系列。

2018 年，長征六號改系列中型運(yùn)載火箭正式批復(fù)立項(xiàng)，以長六甲運(yùn)載火箭構(gòu)型作為型譜系列的基本型開展研制。2022 年3 月長征六號甲火箭首飛任務(wù)取得圓滿成功，作為我國第一款固液捆綁運(yùn)載火箭，標(biāo)志著我國新一代運(yùn)載火箭家族再添新成員，進(jìn)一步完善了我國新一代運(yùn)載火箭的型譜，對我國運(yùn)載火箭的發(fā)展意義重大。

2 總體方案及主要技術(shù)特點(diǎn)

長征六號甲火箭采用兩級半構(gòu)型，捆綁4 臺固體助推器，其組成如圖2 所示。全箭總長50 m，起飛推力720 t，起飛質(zhì)量530 t。700 km 高度太陽同步軌道（Sun-Synchronous Orbit，SSO）典型運(yùn)載能力為4 t 以上，主要用于近地軌道和太陽同步軌道衛(wèi)星的發(fā)射任務(wù)，可提供一箭一星、一箭多星等發(fā)射服務(wù)。

圖2 長征六號甲火箭組成Fig.2 Composition of the CZ-6A launch vehicle

一子級直徑3.35 m，采用2 臺推力120 t 的液氧煤油發(fā)動機(jī)，發(fā)動機(jī)可雙向搖擺提供控制力矩；二子級直徑3.35 m，采用1 臺推力18 t 的液氧煤油發(fā)動機(jī)，發(fā)動機(jī)可雙向搖擺提供控制力矩；捆綁4 枚直徑2 m 固體助推器，單枚助推器采用1 臺推力120 t的固體發(fā)動機(jī)，發(fā)動機(jī)可雙向搖擺提供控制力矩。通過前、后捆綁連接裝置實(shí)現(xiàn)與芯級的連接，通過側(cè)推火箭實(shí)現(xiàn)與芯級的分離。

標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)衛(wèi)星整流罩直徑4.2 m，長11 m，由球頭、馮卡門段、筒段、倒錐段組成，橫向通過爆炸螺栓連接解鎖，縱向通過線性裝置+爆炸螺栓連接解鎖；采用旋轉(zhuǎn)分離方案，分離能源為彈簧推力器。整流罩采用全透波復(fù)合材料，可滿足衛(wèi)星測試期間全向遠(yuǎn)程通信需求。同時(shí)根據(jù)衛(wèi)星尺寸，可選擇配套不同直徑和不同長度的衛(wèi)星整流罩。

全箭采用“一平兩垂”測發(fā)模式（水平轉(zhuǎn)運(yùn)，垂直組裝，垂直測試），依托固定發(fā)射塔架完成發(fā)射?；鸺蛇m應(yīng)-30～40 ℃發(fā)射環(huán)境溫度，在發(fā)射場的測發(fā)周期短，可實(shí)現(xiàn)液氧加注后無人值守。

我國運(yùn)載火箭前期主要以液體捆綁為主，使用固體發(fā)動機(jī)后，固體發(fā)動機(jī)與液體發(fā)動機(jī)同時(shí)工作，帶來了需要總體優(yōu)化、力熱環(huán)境預(yù)示、固液聯(lián)合搖擺控制等難題。同時(shí)，為了適應(yīng)固體發(fā)動機(jī)點(diǎn)火后必須耗盡關(guān)機(jī)的特點(diǎn)，為提高發(fā)射安全性，采用了芯級故障診斷技術(shù)和無人值守連接器起飛0 s 脫落技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)。

2.1 固液捆綁火箭總體優(yōu)化

固液捆綁運(yùn)載火箭的總體設(shè)計(jì)需要綜合考慮各個(gè)分系統(tǒng)之間的匹配和優(yōu)化，形成運(yùn)載能力最優(yōu)的總體構(gòu)型。通過多輪總體各專業(yè)間的聯(lián)合設(shè)計(jì)，優(yōu)化了固體發(fā)動機(jī)工作時(shí)間、傳力結(jié)構(gòu)特性、固體發(fā)動機(jī)內(nèi)彈道曲線形狀、發(fā)動機(jī)噴管膨脹比、飛行彈道、姿態(tài)控制策略等，達(dá)到運(yùn)載能力最優(yōu)的設(shè)計(jì)目標(biāo)。

在總體構(gòu)型論證和分離設(shè)計(jì)中，針對整流罩氣動外形、芯級與助推器相對位置、固體和液體發(fā)動機(jī)噴流特性、來流與發(fā)動機(jī)噴流氣動干擾下的底部阻力特性、助推分離噴流特性及分離運(yùn)動特性、芯級羽流與助推器的氣動干擾特性等進(jìn)行了迭代優(yōu)化，確定了火箭氣動布局設(shè)計(jì)，保證了氣動特性數(shù)據(jù)的正確性。采用基于動網(wǎng)格的多體分離技術(shù)，對助推分離噴流特性及分離運(yùn)動特性進(jìn)行了研究，保障了助推分離設(shè)計(jì)的有效性。

由于液體芯級和固體助推在飛行過程中，存在動態(tài)耦合現(xiàn)象，因此針對全箭構(gòu)建了運(yùn)載火箭縱-橫-扭一體化理論分析模型和推進(jìn)劑貯箱的三維空間板-殼-梁組合模型，通過我國首次單固體發(fā)動機(jī)助推器狀態(tài)模態(tài)試驗(yàn)及全箭模態(tài)試驗(yàn)修正彈性模型，以便正確反映了捆綁火箭全箭復(fù)雜空間模態(tài)，其典型頻率振型如圖3 所示。

圖3 全箭振型模態(tài)Fig.3 Typical frequency mode of vibration

2.2 固液捆綁火箭力熱環(huán)境預(yù)示

力熱環(huán)境預(yù)示是關(guān)系飛行成敗的關(guān)鍵因素，條件過于嚴(yán)苛，則相關(guān)單機(jī)產(chǎn)品研制困難同時(shí)成本增加，條件不能有效覆蓋，則影響飛行安全。由于缺乏固體捆綁火箭飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，因此存在認(rèn)識不到位的風(fēng)險(xiǎn)。

固體發(fā)動機(jī)加速性好，但產(chǎn)生的瞬態(tài)激勵(lì)較液體發(fā)動機(jī)惡劣。從國內(nèi)外運(yùn)載的低頻正弦振動環(huán)境來看，正弦激勵(lì)主要由運(yùn)載火箭飛行過程中的瞬態(tài)工況引起，增加固液捆綁后由于外激勵(lì)源增加，通過結(jié)構(gòu)傳遞引起的振動響應(yīng)也將有所增大，起飛時(shí)刻的力學(xué)環(huán)境也將更為惡劣。

全箭開展了多輪捆綁火箭全箭力學(xué)環(huán)境預(yù)示分析，同時(shí)基于有限元法/統(tǒng)計(jì)能量法完成了全箭全頻域建模技術(shù)研究，建立了箭體全頻域仿真模型，開展了全箭聲振耦合分析，形成了較為合理的力學(xué)環(huán)境條件。

由于固體發(fā)動機(jī)火焰含有大量固體Al2O3粒子，因此除了高溫燃?xì)馔?，還需要考慮高溫粒子的沖刷和輻射熱［10-13］。在研制過程中，針對固-液發(fā)動機(jī)噴流氣固兩相流特性，開展了起飛、上升過程不同粒徑固體顆粒影響下的干擾流場分布特性研究和干擾激波演變規(guī)律研究，揭示了飛行全過程固體顆粒影響下噴流形態(tài)分布特性和激波演變機(jī)理及其對底部熱環(huán)境的影響因素，突破了固液捆綁火箭氣固兩相噴流熱環(huán)境仿真方法，獲得了飛行過程中底部噴流交互反流作用規(guī)律和芯級及助推底部熱環(huán)境分布規(guī)律。

針對捆綁火箭產(chǎn)生的擾動氣動加熱作用，開展了基于數(shù)值仿真的助推頭錐激波角及干擾區(qū)域研究，結(jié)合工程算法獲得了擾動氣動下芯級箭體表面的熱環(huán)境分布規(guī)律。不同顆粒直徑噴流流場分布如圖4 所示，由圖可以看出，顆粒直徑越大降速增溫效果越明顯。

圖4 不同粒徑的兩相流分布熱分析結(jié)果Fig.4 Thermal analysis results of the two-phase flow distribution with different particle sizes

2.3 固液捆綁聯(lián)合搖擺控制

火箭飛行姿態(tài)穩(wěn)定是方案設(shè)計(jì)可行性的重要組成部分。液體芯級捆綁固體助推器后，為確保姿態(tài)穩(wěn)定，要求助推器和芯級同時(shí)參與全箭的穩(wěn)定控制，為此需要建立精確的姿態(tài)動力學(xué)模型，同時(shí)對固體發(fā)動機(jī)推力不同步、工作時(shí)間偏差、關(guān)機(jī)不同步等情況進(jìn)行分析，全面評估其對姿控系統(tǒng)的影響，確定合理的發(fā)動機(jī)擺動方案；需要研究2 種固液“發(fā)動機(jī)-伺服系統(tǒng)”回路的動態(tài)特性和彈性模態(tài)耦合情況下的姿態(tài)控制方法，完成控制器及校正網(wǎng)絡(luò)的設(shè)計(jì)，最終通過頻域、時(shí)域仿真，驗(yàn)證方案的可行性。

根據(jù)長征六號甲運(yùn)載火箭特點(diǎn)，開展了固液捆綁火箭聯(lián)合搖擺姿態(tài)控制關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)工作，主要有三通道耦合性分析和聯(lián)合搖擺控制分配方案設(shè)計(jì)。通過多變量頻域分析方法完成了三通道耦合性分析，確定三通道對角優(yōu)勢度較好，可以基于主對角元完成姿控設(shè)計(jì)；提出了合理可行的三通道控制方案，包括芯助分配、伺服機(jī)構(gòu)控制分配。

完成了穩(wěn)定控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)并通過數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證。仿真結(jié)果表明，聯(lián)合搖擺控制方案正確，網(wǎng)絡(luò)設(shè)計(jì)結(jié)果合理；針對4 臺固體發(fā)動機(jī)推力不同步問題，從起飛漂移、控制能力2 方面完成姿態(tài)控制影響分析，結(jié)果顯示滿足指標(biāo)要求。

2.4 大功率機(jī)電伺服系統(tǒng)技術(shù)

固體助推器采用可全向搖擺的潛入式柔性噴管，參與全箭姿態(tài)控制。由于擺動力矩較大，需要采用大功率伺服系統(tǒng)，同時(shí)固體發(fā)動機(jī)柔性噴管周圍空間狹小、環(huán)境惡劣，因此采用伺服電機(jī)與傳動機(jī)構(gòu)一體化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案，在確保性能的前提下，達(dá)到小體積及高比功率。

針對CZ-6A 火箭固體伺服系統(tǒng)大功率、小體積、高精度等技術(shù)特點(diǎn)，采用雙核MCU 伺服控制技術(shù)；采用FPGA 芯片實(shí)現(xiàn)雙路1553B 通信，DSP 技術(shù)實(shí)現(xiàn)雙路30 kW 永磁同步電機(jī)的精確閉環(huán)控制；采用“超前校正+雙陷波”控制算法，最終實(shí)現(xiàn)固體發(fā)動機(jī)噴管的高精度和高動態(tài)運(yùn)動控制。采用270 V 高壓大功率鋰離子電池給固體伺服系統(tǒng)高可靠供電。

伺服系統(tǒng)產(chǎn)品在研制階段，完成了伺服系統(tǒng)與鋰電池、固體發(fā)動機(jī)的聯(lián)合搖擺試驗(yàn)，控制器、伺服機(jī)構(gòu)的可靠性增長試驗(yàn)及可靠性強(qiáng)化試驗(yàn)，對復(fù)雜和極限環(huán)境工況下的工作能力進(jìn)行充分驗(yàn)證，產(chǎn)品可靠性評估指標(biāo)在0.999 7 以上。

2.5 芯一級發(fā)動機(jī)健康診斷技術(shù)

近幾年，國內(nèi)外對火箭發(fā)射安全性提出了很高的要求，尤其是獵鷹9 火箭在發(fā)動機(jī)未點(diǎn)火的狀態(tài)下發(fā)生爆炸［14-16］，火箭爆炸后未對在崗人員造成人身安全，值得借鑒和深思。針對火箭發(fā)射安全性問題，對燃料加注過程安全性、起飛前點(diǎn)火安全性和故障預(yù)案處理進(jìn)行了關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，為確保發(fā)射安全，設(shè)置了芯一級發(fā)動機(jī)健康診斷系統(tǒng)。

針對火箭固體發(fā)動機(jī)點(diǎn)火后不可逆的特點(diǎn)，采用了芯一級液體發(fā)動機(jī)先點(diǎn)火，點(diǎn)火后由健康診斷系統(tǒng)對發(fā)動機(jī)狀態(tài)進(jìn)行診斷，在確認(rèn)芯一級發(fā)動機(jī)狀態(tài)正常后再進(jìn)行固體發(fā)動機(jī)點(diǎn)火的方案，如圖5所示。當(dāng)芯一級液體發(fā)動機(jī)診斷為異常時(shí)，則自動實(shí)施芯級發(fā)動機(jī)緊急關(guān)機(jī)，不再進(jìn)行固體發(fā)動機(jī)點(diǎn)火。該方案將固液混合動力有機(jī)結(jié)合在一起，極大地提高了火箭點(diǎn)火過程的安全性。

圖5 發(fā)動機(jī)診斷時(shí)序Fig.5 Engine diagnostic timing sequence

2.6 火箭發(fā)射無人值守技術(shù)

為實(shí)現(xiàn)無人值守目標(biāo)，進(jìn)一步提高火箭發(fā)射自動化水平和可靠性，提高故障狀態(tài)處置的安全性和快速響應(yīng)能力，從發(fā)射流程統(tǒng)籌考慮，開展了液氧加注后前端無人值守的全系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

在國內(nèi)首次實(shí)現(xiàn)芯一級液氧、煤油加泄連接器自動對接、自動脫落技術(shù)；芯二級液氧、煤油加泄連接器和整流罩空調(diào)送風(fēng)連接器起飛零秒自動脫落技術(shù)，如圖6 所示。全箭在液氧加注前，發(fā)射塔架前端無人值守，防止加注過程中出現(xiàn)故障造成人身傷害。同時(shí)，一級加泄連接器自動對接、自動脫落，二級加泄連接器起飛零秒自動脫落，即確保推進(jìn)劑能夠正常加注和泄出，還可以根據(jù)實(shí)際情況靈活調(diào)整加注預(yù)案，提高發(fā)射流程適應(yīng)性。

圖6 起飛0 s 脫落連接器在發(fā)動機(jī)點(diǎn)火瞬間照片F(xiàn)ig.6 Photo of the 0 s takeoff connector at the moment of engine ignition

2.7 分段式固體發(fā)動機(jī)

與液體助推器相比，固體助推器的優(yōu)點(diǎn)是起飛推力大、可靠性高、結(jié)構(gòu)簡單且成本低，為捆綁式運(yùn)載火箭的首選［17-19］。但采用固體發(fā)動機(jī)時(shí)需要根據(jù)全箭構(gòu)型開展迭代優(yōu)化后，針對發(fā)動機(jī)開展專項(xiàng)攻關(guān)，尤其是作為助推器用發(fā)動機(jī)，需要在傳力結(jié)構(gòu)、工作時(shí)間、內(nèi)彈道設(shè)計(jì)等方面進(jìn)行專項(xiàng)研究。長六甲運(yùn)載火箭使用4 臺直徑2 m 的分段式固體助推發(fā)動機(jī)，單臺發(fā)動機(jī)推力120 t，額定工作時(shí)間115 s。

分段式固體發(fā)動機(jī)作為助推器，具有與液體芯級捆綁連接、對稱2 臺發(fā)動機(jī)工作同步性要求高的使用特點(diǎn)及難點(diǎn)。該固體助推發(fā)動機(jī)與液體芯級捆綁連接的主傳力點(diǎn)設(shè)置在后段殼體筒段部位，為國內(nèi)外首次，其集中載荷大、受力情況復(fù)雜，通過對殼體筒段外部捆綁連接結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)、仿真分析和試驗(yàn)驗(yàn)證，能有效擴(kuò)散集中載荷，降低對殼體和藥柱的影響，實(shí)現(xiàn)與液體芯級可靠捆綁與連接。對稱2 臺助推發(fā)動機(jī)采用同批燃料同時(shí)混合、同鍋藥漿一分為二澆注2 臺燃燒室并在相同環(huán)境條件下同時(shí)固化的工藝措施，并采取同時(shí)運(yùn)輸、同地貯存、溫度控制等措施有效解決了發(fā)動機(jī)工作時(shí)間偏差難題，實(shí)現(xiàn)對稱2臺固體助推發(fā)動機(jī)工作同步性滿足火箭使用要求。這些新技術(shù)都在首次試飛中得到了考驗(yàn)。

3 研制創(chuàng)新與探索

CZ-6A運(yùn)載火箭2018年10月立項(xiàng)批復(fù)，到2021年7月合練和試樣投產(chǎn)，最終2022年3月實(shí)現(xiàn)首飛。在短短的三年半時(shí)間里，在系統(tǒng)設(shè)計(jì)、研制流程、數(shù)字化模式轉(zhuǎn)型等方面進(jìn)行了創(chuàng)新和探索。

3.1 系統(tǒng)設(shè)計(jì)與成本控制的結(jié)合

低成本火箭是設(shè)計(jì)出來的，不是省出來的。CZ-6A 運(yùn)載火箭始終貫徹低成本設(shè)計(jì)理念，從設(shè)計(jì)源頭奠定降低火箭成本的基礎(chǔ)。在項(xiàng)目啟動之初即深入貫徹低成本設(shè)計(jì)理念，廣泛進(jìn)行系列化、通用化、組合化設(shè)計(jì)，提高火箭系統(tǒng)集成度，充分繼承成熟產(chǎn)品和技術(shù)，縮短研制周期，降低設(shè)計(jì)成本。在火箭構(gòu)型論證時(shí)，充分利用固體發(fā)動機(jī)相比液體發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)簡單，單機(jī)部組件少，可以運(yùn)用成熟技術(shù)的優(yōu)勢，開展了固體助推模塊的固液捆綁構(gòu)型論證工作。采用固體發(fā)動機(jī)作為助推器，大大地降低了研制費(fèi)用，并且顯著地縮短了研制和生產(chǎn)周期。針對固體助推的大熱流及高溫沖刷，新研發(fā)了以成本控制和使用效率為目標(biāo)的防熱涂層。

3.2 產(chǎn)品研制流程的優(yōu)化與創(chuàng)新

作為新研發(fā)的火箭型號，針對傳統(tǒng)研制流程，在產(chǎn)品研制方面開展了以下3 方面工作：

1）針對全周期產(chǎn)品投產(chǎn)策劃，創(chuàng)新性地展開了試驗(yàn)產(chǎn)品通用化設(shè)計(jì)，將模態(tài)箭和合練箭合二為一，大大縮短了研制周期，節(jié)省了研制費(fèi)用。研制初期，針對靜力試驗(yàn)、模態(tài)試驗(yàn)和合練試驗(yàn)的產(chǎn)品投產(chǎn)情況進(jìn)行了綜合評估，對可兼顧產(chǎn)品提出了適應(yīng)性兼顧需求和系統(tǒng)仿真分析評估，將模態(tài)箭適應(yīng)性改進(jìn)后，總裝成合練箭進(jìn)行合練試驗(yàn)。將各階段的產(chǎn)品技術(shù)狀態(tài)控制及改進(jìn)精確控制到每個(gè)組件，在滿足模態(tài)試驗(yàn)要求的同時(shí)，達(dá)到了改造后滿足合練要求的目的，從而實(shí)現(xiàn)產(chǎn)品投產(chǎn)流程的創(chuàng)新簡化。

2）以產(chǎn)品化型譜為目標(biāo)開展系統(tǒng)反設(shè)計(jì)迭代，改變了以往的系統(tǒng)設(shè)計(jì)后再提單機(jī)指標(biāo)的正向設(shè)計(jì)流程，增加了產(chǎn)品化型譜逆向迭代。根據(jù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)指標(biāo)選配適用的單機(jī)，優(yōu)選型譜產(chǎn)品，并進(jìn)行了一系列驗(yàn)證試驗(yàn)，在確保進(jìn)度的同時(shí)也有效降低了成本，充分提升了型號產(chǎn)品的固有可靠性，全箭產(chǎn)品化率高達(dá)93%以上。

3）通過全面梳理電氣、動力及箭地操作各方面的射前工作項(xiàng)目，簡化火箭發(fā)射流程。相比常規(guī)火箭，射前流程縮短了近3.5 h。通過采用一級加注連接器自動對接和脫落、二級加注連接器和整流罩空調(diào)送風(fēng)連接器起飛零秒脫落、取消二級供氣連接器等多項(xiàng)創(chuàng)新性的無人值守技術(shù)，最終實(shí)現(xiàn)了火箭發(fā)射前4.0 h全體工作人員從發(fā)射塔架撤離，提高了火箭發(fā)射安全性。

3.3 數(shù)字火箭的應(yīng)用與探索

長征六號甲運(yùn)載火箭從立項(xiàng)伊始就定位為一種數(shù)字火箭，充分應(yīng)用數(shù)字化技術(shù)與手段，積極探索基于模型的數(shù)字化模式轉(zhuǎn)型［20-22］，面向工程總體層面不斷探索數(shù)字交付與應(yīng)用新方法［23-24］，實(shí)現(xiàn)了一代火箭一代數(shù)字化技術(shù)的突破。

在研制過程中，深化落實(shí)基于模型的型號研制和閉環(huán)驗(yàn)證，以設(shè)計(jì)樣機(jī)模型-性能樣機(jī)模型-工藝制造樣機(jī)模型貫穿型號研制全流程，以虛擬仿真、實(shí)物試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)分層分級的閉環(huán)驗(yàn)證，其典型應(yīng)用層級如圖7所示。

圖7 CZ-6A 火箭數(shù)字化應(yīng)用層級Fig.7 Digital application hierarchy diagram of the CZ-6A launch vehicle

1）以設(shè)計(jì)與仿真的閉環(huán)驗(yàn)證，提升設(shè)計(jì)正確性與迭代優(yōu)化效率。

利用CAD 計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)手段，基于三維骨架模型，總體、結(jié)構(gòu)、動力專業(yè)實(shí)現(xiàn)多專業(yè)并行協(xié)同設(shè)計(jì)，以貯箱結(jié)構(gòu)快速設(shè)計(jì)、復(fù)材艙體快速設(shè)計(jì)等8類快速工具有效支撐全箭三維數(shù)字樣機(jī)快速構(gòu)建。并以三維數(shù)字樣機(jī)為基礎(chǔ)，完成了型號研制全流程數(shù)字化仿真試驗(yàn)工作，包括全箭氣動、晃動、模態(tài)、強(qiáng)度、分離、發(fā)射場數(shù)字化合練等的仿真分析工作，有效提升了設(shè)計(jì)正確性，提高了迭代優(yōu)化效率。

2）基于模型的設(shè)計(jì)向工藝制造準(zhǔn)確傳遞，提升制造符合性與質(zhì)量一致性。

以全三維數(shù)字模型為統(tǒng)一數(shù)據(jù)源，基于PDM數(shù)據(jù)管理平臺的統(tǒng)一狀態(tài)管控，形成數(shù)字化設(shè)計(jì)制造IPT 協(xié)同模式，開展面向模型的工藝設(shè)計(jì)和生產(chǎn)轉(zhuǎn)型，實(shí)現(xiàn)了研制過程不出一張二維紙質(zhì)圖。構(gòu)建基于PBOM 技術(shù)的工藝設(shè)計(jì)模式，打通“工藝-MES-ERP”數(shù)據(jù)鏈路，實(shí)現(xiàn)生產(chǎn)過程數(shù)字化管理。

3）以流程化數(shù)字化的質(zhì)量確認(rèn)，提升總測與飛行試驗(yàn)的操作有效性。

充分利用數(shù)字化手段開展試驗(yàn)驗(yàn)證，開展基于各大型試驗(yàn)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)的治理、綜合分析與應(yīng)用工作，圍繞數(shù)據(jù)分析場景，開展數(shù)據(jù)資產(chǎn)的多維度應(yīng)用，提升專業(yè)數(shù)據(jù)分析效率。將型號試驗(yàn)數(shù)字化平臺（LDM）作為數(shù)字化平臺的重要組成部分（如圖7所示），實(shí)現(xiàn)總測、發(fā)射場的任務(wù)流程化、流程表單化、表單結(jié)構(gòu)化，精確指派崗位工作，高效落實(shí)質(zhì)量確認(rèn)，充分分析多維度數(shù)據(jù)。構(gòu)建了前后方互通的數(shù)據(jù)鏈路，高效支撐遠(yuǎn)程測發(fā)判讀，同步驅(qū)動發(fā)射場景仿真。

4 結(jié)束語

按照我國航天事業(yè)發(fā)展的統(tǒng)籌規(guī)劃、分布實(shí)施原則，在研制長征六號甲同時(shí)，已經(jīng)在同步研制長征六號改系列其他構(gòu)型火箭，從總體設(shè)計(jì)、系統(tǒng)方案、試驗(yàn)驗(yàn)證、產(chǎn)品統(tǒng)型等多維度兼顧其他構(gòu)型，實(shí)現(xiàn)各構(gòu)型循序漸進(jìn)，協(xié)調(diào)發(fā)展。同時(shí)，采用模塊化、組合化、系列化發(fā)展路徑，通過助推器的調(diào)整，可形成單芯級、捆綁2 臺固體助推器、捆綁4 臺固體助推器、捆綁通用芯級等多種構(gòu)型，形成運(yùn)載能力覆蓋范圍廣、梯度合理、性價(jià)比高的運(yùn)載火箭系列，滿足未來衛(wèi)星多樣化的密集發(fā)射需求。

長征六號甲運(yùn)載火箭是我國首次實(shí)現(xiàn)的固液捆綁火箭，推動了中國運(yùn)載火箭技術(shù)的進(jìn)步，實(shí)現(xiàn)了中國運(yùn)載火箭從純液體火箭到固液捆綁火箭的突破。作為中型運(yùn)載火箭的主力軍，在太陽同步軌道及低軌衛(wèi)星發(fā)射任務(wù)中承擔(dān)重要角色，為我國未來大規(guī)模進(jìn)入太間、開發(fā)空間資源提供了堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。