楊建民，崔照云，李 君

（1.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076；2.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引言

1978年1月，長征二號(hào)（CZ-2）火箭成功完成第4 顆返回式衛(wèi)星發(fā)射之后，返回式衛(wèi)星技術(shù)升級，衛(wèi)星質(zhì)量增加到2 500 kg。為滿足任務(wù)需求，在長征二號(hào)火箭的基礎(chǔ)上，進(jìn)行運(yùn)載能力提升和可靠性增長等全方位的升級換代，命名為長征二號(hào)丙（CZ-2C）運(yùn)載火箭，長征二號(hào)丙火箭于1982 年9 月9日首飛并取得圓滿成功。其后以長征二號(hào)丙火箭為基礎(chǔ)，先后研制了長征二號(hào)捆、長征三號(hào)、長征三號(hào)甲系列、長征二號(hào)F 等火箭。1987 年8 月5 日，長征二號(hào)丙火箭圓滿完成第9 顆返回式衛(wèi)星的發(fā)射任務(wù)，成功搭載法國馬特拉宇航公司研制的微重力試驗(yàn)裝置，這是中國長征系列火箭首次提供對外搭載發(fā)射服務(wù)，打開了中國運(yùn)載火箭服務(wù)世界的大門。1998 年底，長征二號(hào)丙火箭以17 次發(fā)射圓滿成功的成績，被授予中國第一個(gè)“金牌火箭”稱號(hào)。

1 長征二號(hào)丙火箭構(gòu)型

1982年首飛成功以來，圍繞任務(wù)需求，先后研制了CZ-2C/FP、CZ-2C/SM、CZ-2C/SMA和CZ-2C/YZ-1S四型上面級，研制了3350M、3350L 和4200C 三型整流罩［1］。

CZ-2C/FP 構(gòu)型火箭是在兩級狀態(tài)基本型基礎(chǔ)上，增加1 臺(tái)百公斤級裝藥量的三軸穩(wěn)定控制固體上面級，其由固體變軌發(fā)動(dòng)機(jī)、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)、結(jié)構(gòu)、控制和測量等系統(tǒng)組成，是中國首個(gè)固態(tài)上面級火箭。700 km SSO 運(yùn)載能力從兩級狀態(tài)的960 kg 提高到1 900 kg。1997—1999 年，該構(gòu)型以一箭雙星并聯(lián)旋轉(zhuǎn)分離形式，連續(xù)成功發(fā)射2顆模擬星及12顆美國銥衛(wèi)星［2-5］。

CZ-2C/SM 構(gòu)型是在兩級狀態(tài)基本型基礎(chǔ)上，增加1臺(tái)噸級裝藥量的大推力固體上面級SM，SM固體上面級發(fā)動(dòng)機(jī)工作段采用自旋穩(wěn)定方式。GTO運(yùn)載能力為1 300 kg。2003年和2004年，先后成功發(fā)射探測一號(hào)、探測二號(hào)衛(wèi)星。

CZ-2C/SMA 上面級是在FP 上面級基礎(chǔ)上改進(jìn)研制而成，為中國首型內(nèi)支撐串聯(lián)結(jié)構(gòu)方案，電氣系統(tǒng)也進(jìn)行了全面升級。2008 年9 月、2010 年10 月和2018 年7 月，先后3 次以一箭雙星方式成功發(fā)射HJ-1A/1B 衛(wèi)星、實(shí)踐九號(hào)A/B 衛(wèi)星和巴基斯坦遙感衛(wèi)星PRSS-1/PAKTES-1A。

YZ-1 上面級在與CZ-3B/3C 火箭組合完成多組MEO和IGSO北斗衛(wèi)星發(fā)射之后，針對LEO的任務(wù)特點(diǎn)進(jìn)行適應(yīng)性調(diào)整而形成YZ-1S上面級，與CZ-2C火箭組合形成的CZ-2C/YZ-1S 構(gòu)型火箭700 km SSO 軌道運(yùn)載能力為2 500 kg、GTO 軌道運(yùn)載能力為1 000 kg，具備一箭多星發(fā)射及星座部署能力。CZ-2C/YZ-1S構(gòu)型具有任務(wù)適應(yīng)能力強(qiáng)、運(yùn)載能力覆蓋面廣、單機(jī)產(chǎn)品化程度高、系統(tǒng)可靠性高的特點(diǎn)，運(yùn)載能力完全覆蓋CZ-2C/SMA 構(gòu)型、基本覆蓋CZ-2C/SM 構(gòu)型。當(dāng)前CZ-2C 系列火箭主要提供CZ-2C 兩級狀態(tài)基本型和CZ-2C/YZ-1S 構(gòu)型。CZ-2C系列火箭各型上面級見圖1。

圖1 CZ-2C系列火箭各型上面級Fig.1 LM 2C upper stages

CZ-2C系列火箭在內(nèi)陸發(fā)射場均執(zhí)行過多次發(fā)射任務(wù)，與發(fā)射場及測控系統(tǒng)的接口成熟且穩(wěn)定。

CZ-2C 系列火箭先后研制了3350M、3350L 和4200C 三型整流罩，以提供不同的可用包絡(luò)空間。3350L型整流罩是在3350M型整流罩的基礎(chǔ)上，柱段增加一個(gè)2 361 mm 高度的模塊化框段，均為玻璃鋼蒙皮材料結(jié)構(gòu)方案，同時(shí)增加2 組縱向分離爆炸螺栓。4200C整流罩則是組合CZ-3B火箭整流罩的前錐段、柱段和CZ-2F火箭整流罩倒錐段研制而成，柱段5 400 mm高度匹配當(dāng)前整流罩鐵路運(yùn)輸包裝箱的最大可用長度狀態(tài)。還研制了中國首型局部突出的異型整流罩，為特殊衛(wèi)星量身定做精準(zhǔn)的局部擴(kuò)張空間。CZ-2C 系列火箭各構(gòu)型首飛時(shí)間和運(yùn)載能力見表1，整流罩構(gòu)型見圖2，CZ-2C 構(gòu)型運(yùn)載能力見圖3，CZ-2C/YZ-1S構(gòu)型運(yùn)載能力見圖4。

表1 CZ-2C系列火箭各構(gòu)型Tab.1 LM-2C configurations

圖2 CZ-2C系列火箭整流罩構(gòu)型（單位: mm）Fig.2 LM-2C fairings diagram

圖3 CZ-2C構(gòu)型運(yùn)載能力Fig.3 The capacity of LM-2C basic configuration

圖4 CZ-2C/YZ-1S構(gòu)型運(yùn)載能力Fig.4 The capacity of LM-2C/YZ-1S configuration

2 長征二號(hào)丙火箭技術(shù)創(chuàng)新

2.1 系統(tǒng)和總體持續(xù)改進(jìn)提升可靠性

隨著理論認(rèn)識(shí)的提升和工程實(shí)踐的深化，系統(tǒng)和總體設(shè)計(jì)圍繞可靠性增長持續(xù)改進(jìn)優(yōu)化。發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)多個(gè)關(guān)鍵部件制造工藝從焊接升級為一體化成型，產(chǎn)品質(zhì)量均勻性和生產(chǎn)效率得到提升。密封結(jié)構(gòu)及密封材料的持續(xù)改進(jìn)使火箭已具有加注推進(jìn)劑之后停放60 天的能力?？刂葡到y(tǒng)在2013 年從氣浮平臺(tái)過渡到雙七表激光捷聯(lián)慣性組合，在2019 年則升級為單十表激光捷聯(lián)慣性組合，故障適應(yīng)性從單點(diǎn)故障到一度冗余、兩度冗余，單機(jī)重量及復(fù)雜性均大幅下降。隨著準(zhǔn)實(shí)時(shí)雙向高空風(fēng)補(bǔ)償技術(shù)、主動(dòng)減載技術(shù)和一級導(dǎo)引控制技術(shù)的應(yīng)用，火箭具備了80 m/s風(fēng)速發(fā)射能力，發(fā)射概率和飛行安全性均得到提升。圖5為發(fā)動(dòng)機(jī)制造工藝升級對比［6-7］。

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)制造工藝升級對比Fig.5 Comparison of engine manufacturing process upgrades

2.2 基于數(shù)據(jù)挖掘提升運(yùn)載能力

除研制不同狀態(tài)的上面級以提升運(yùn)載能力外，長征二號(hào)丙兩級狀態(tài)基本型火箭還從多個(gè)維度持續(xù)改進(jìn)，不斷提升運(yùn)載能力及任務(wù)適應(yīng)性以匹配持續(xù)增長的發(fā)射任務(wù)需求。

對歷史飛行數(shù)據(jù)開展橫向一致性比對及設(shè)計(jì)狀態(tài)匹配性分析，提取發(fā)動(dòng)機(jī)比沖偏差、流量偏差的階段性系統(tǒng)偏移特征。辨識(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力線偏斜和全箭質(zhì)心偏差等影響運(yùn)載能力的主要原始數(shù)據(jù)偏差的分布規(guī)律及變化歷程。結(jié)果表明發(fā)動(dòng)機(jī)流量及混合比、比沖等參數(shù)偏差呈現(xiàn)散布平穩(wěn)、均值隨時(shí)域變化的階段性特征，發(fā)動(dòng)機(jī)推力線偏斜、全箭質(zhì)心橫移等參數(shù)偏差遠(yuǎn)低于設(shè)計(jì)邊界。一子級原40%的耗盡關(guān)機(jī)概率降低到5%以內(nèi)，一子級落區(qū)范圍縮小50%，且二級初始軌道偏差亦大幅縮小，綜合二級自身飛行段主要偏差的優(yōu)化，原用于保障各偏差狀態(tài)的推進(jìn)劑安全量需求也顯著縮小，釋放運(yùn)載潛力超過150 kg。過程中開發(fā)了天地一致性仿真分析軟件、大子樣數(shù)據(jù)快速分析工具及數(shù)據(jù)管理平臺(tái)［8］。

長征二號(hào)丙火箭先后采用彈道準(zhǔn)實(shí)時(shí)雙向高空風(fēng)補(bǔ)償技術(shù)、基于慣組加速度計(jì)的主動(dòng)減載控制技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了4200C 整流罩構(gòu)型火箭SSO 軌道發(fā)射任務(wù)在60 m/s 高空風(fēng)狀況下的氣動(dòng)載荷不超過2 200 Pa·rad，因此大直徑整流罩狀態(tài)全箭結(jié)構(gòu)不需加強(qiáng)。基于攻角、擺角匹配的精細(xì)化載荷計(jì)算技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了全箭分布載荷的精確預(yù)示，貯箱前后短殼等歷史結(jié)構(gòu)薄弱環(huán)節(jié)的剩余強(qiáng)度系數(shù)從不足0.98提升到1.05以上。結(jié)合機(jī)械銑工藝，迭代優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)末子級結(jié)構(gòu)減重超過150 kg。

2023年1月13日，多項(xiàng)技術(shù)成果優(yōu)化組合應(yīng)用之下，長征二號(hào)丙火箭將4 305 kg的亞太6E衛(wèi)星精確送入200 km×500 km、28.5°軌道，運(yùn)載能力提升超過300 kg。圖6為一級飛行段發(fā)動(dòng)機(jī)擺角統(tǒng)計(jì)。

圖6 一級飛行段發(fā)動(dòng)機(jī)擺角統(tǒng)計(jì)Fig.6 The engine angles statistics of 1st stage flights

2.3 攻克多星快速分離技術(shù)

長征二號(hào)丙火箭通過組合應(yīng)用成熟的反推火箭和分離彈簧，實(shí)現(xiàn)分離速度差的精確控制，在3 s 內(nèi)完成串聯(lián)雙星和適配器的分離，可確保近場、遠(yuǎn)場安全。該技術(shù)已經(jīng)過多次飛行考核驗(yàn)證，避免了配套輔助動(dòng)力系統(tǒng)導(dǎo)致的運(yùn)載能力下降、測控弧段損失和增加硬件環(huán)節(jié)導(dǎo)致的系統(tǒng)可靠性降低。精細(xì)化載荷分布計(jì)算與分時(shí)放行條件見圖7。串聯(lián)、并聯(lián)衛(wèi)星快速分離見圖8。

圖7 精細(xì)化載荷分布計(jì)算與分時(shí)放行條件Fig.7 The refined load distribution calculation and time-based release conditions

續(xù)圖7

圖8 串聯(lián)、并聯(lián)衛(wèi)星快速分離（TK3為游機(jī)關(guān)機(jī)時(shí)序）Fig.8 The rapid separation of series-connected and parallelconnected satellites (TK3 is the vernier engine turning off time）

2.4 搭載驗(yàn)證子級再入安全控制技術(shù)

2019年7月，中國首個(gè)基于柵格舵的火箭一子級再入落點(diǎn)精確控制技術(shù)在長征二號(hào)丙火箭發(fā)射任務(wù)中成功應(yīng)用，一級二級分離的柵格舵展開與鎖定、再入預(yù)定高度后的準(zhǔn)確起控與姿態(tài)穩(wěn)定、航程控制等設(shè)計(jì)流程動(dòng)作全部有序完成，最終一子級殘骸落點(diǎn)與設(shè)定落點(diǎn)偏差不超過2 km。寬馬赫數(shù)復(fù)雜包線的柵格舵再入子級氣動(dòng)設(shè)計(jì)與精確預(yù)示技術(shù)、高動(dòng)態(tài)強(qiáng)氣動(dòng)耦合條件下的子級再入控制技術(shù)等多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)得到突破與驗(yàn)證。一子級再入精確控制技術(shù)搭載飛行見圖9。

圖9 一子級再入精確控制技術(shù)搭載飛行Fig.9 The fine control technology of 1st stage reentry on board test

長征二號(hào)丙火箭正開展整流罩分離體再入控制技術(shù)攻關(guān)，先后在不同任務(wù)中搭載測量整流罩再入過程中的彈道及姿態(tài)、力熱環(huán)境等關(guān)鍵參數(shù)，基本掌握整流罩分離后再入過程的動(dòng)力學(xué)特征，完成引導(dǎo)傘、減速傘及滑翔翼傘的研制，突破和驗(yàn)證了減速傘超聲速條件下的開傘技術(shù)，歷史性地實(shí)現(xiàn)了整流罩再入過程中跨聲速段由姿態(tài)高速翻轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)為平穩(wěn)飛行。至今為止，各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)已被全面突破并分步通過考核驗(yàn)證，即將進(jìn)入全系統(tǒng)集成飛行驗(yàn)證階段［9-10］。

除直接進(jìn)行再入體主動(dòng)控制外，長征二號(hào)丙火箭先后完成一子級導(dǎo)引控制技術(shù)和整流罩射程分離技術(shù)的研究與應(yīng)用。飛行數(shù)據(jù)表明，采取一級導(dǎo)引控制技術(shù)之后，一二級分離點(diǎn)的速度偏差降低到2 m/s 內(nèi)，位置偏差降到200 m內(nèi)，對應(yīng)的殘骸落點(diǎn)主動(dòng)段偏差為極小值。當(dāng)前一子級及整流罩落區(qū)范圍已縮小50%以上，提升了落區(qū)安全性，提升了任務(wù)落區(qū)的可選擇性，也大幅減少了任務(wù)過程中落區(qū)人口疏散工作的壓力和難度。整流罩再入精確控制技術(shù)示意見圖10。

圖10 整流罩再入精確控制技術(shù)示意Fig.10 The fine control technology of fairing reentry

為提高末級推進(jìn)劑燃燒排放的離軌精準(zhǔn)性，長征二號(hào)丙火箭將原有的定時(shí)排放改為在線基于姿態(tài)信息決策的半主動(dòng)控制，實(shí)現(xiàn)利用剩余推進(jìn)劑燃燒排放的精確減速離軌目標(biāo)，大幅縮短了末級再入時(shí)間。

2.5 模塊化搭載發(fā)射適配器

針對LEO軌道搭載發(fā)射需求強(qiáng)烈的狀況，長征二號(hào)丙火箭在實(shí)踐過程中先后研制了獨(dú)立支撐結(jié)構(gòu)、平臺(tái)化結(jié)構(gòu)、側(cè)掛結(jié)構(gòu)等多種形式的微納星搭載適配器，并提供與主任務(wù)控制系統(tǒng)解耦的分離指令、分離驅(qū)動(dòng)等不同狀態(tài)的電氣接口，支撐衛(wèi)星便捷設(shè)計(jì)。

2.6 新技術(shù)搭載驗(yàn)證平臺(tái)

長征二號(hào)丙火箭自身的高可靠性和強(qiáng)魯棒性，成為新技術(shù)、新方案、新材料、新工藝的理想搭載驗(yàn)證平臺(tái)，見圖11。先后成功搭載驗(yàn)證了在線故障診斷與決策技術(shù)，新型無線溫度、無線振動(dòng)、無線圖像技術(shù)，整流罩降噪技術(shù)和顆粒阻尼器降低頻振動(dòng)技術(shù)。

圖11 新技術(shù)搭載驗(yàn)證Fig.11 New technology deployment verification

3 總結(jié)與展望

自1982 年首飛圓滿成功以來，長征二號(hào)丙運(yùn)載火箭在41年的歷程中持續(xù)推進(jìn)技術(shù)創(chuàng)新和工程實(shí)踐，運(yùn)載能力和可靠性穩(wěn)步增長，當(dāng)前運(yùn)載系數(shù)約1.94%，飛行可靠性為98.9%，處于國內(nèi)外中型火箭的領(lǐng)先水平。

憑借高成熟度、LEO軌道合適的運(yùn)載能力和可選擇的整流罩包絡(luò)空間，長征二號(hào)丙運(yùn)載火箭市場需求強(qiáng)勁。后續(xù)將圍繞結(jié)構(gòu)精細(xì)化制造、電氣集成化持續(xù)提升長征二號(hào)丙火箭的能力和任務(wù)響應(yīng)效率。長征二號(hào)丙火箭將持續(xù)提供可靠、便捷的飛行驗(yàn)證平臺(tái)，助推新技術(shù)、新材料的技術(shù)攻關(guān)及飛行驗(yàn)證。