我國新一代中型高軌運載火箭發展研究

王小軍，徐利杰

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

0 引言

我國長征系列運載火箭歷經了從最初的艱苦創業、走向世界，到21世紀初的載人飛行、圓夢奔月，再到近些年的高密度發射、產業化發展等多個發展階段，實現了從無到有，從串聯到捆綁，從一箭一星到一箭多星，從發射衛星到發射載人飛船和月球探測器，從現役運載火箭到新一代運載火箭等一系列重大跨越;逐步發展成為由多種型號組成的運載火箭系列，具備進入低、中、高等多種軌道的能力，入軌精度達到國際先進水平[1-2]。特別是以CZ-6、CZ-7和CZ-5為代表的新一代運載火箭相繼成功首飛和應用發射，使我國運載火箭綜合能力進入國際先進行列。為了盡快形成更新換代能力，填補我國GTO軌道7.0t的運載能力空白，我國開展了新一代高軌運載火箭CZ-7A的論證和研制，即在CZ-7基礎上，增加CZ-3A氫氧三子級，在海南文昌發射GTO軌道衛星，運載能力不低于7.0t[3-5]。

由于CZ-7A火箭基于現有模塊構建，設計有待進一步優化，主要體現在以下幾個方面：1)整流罩直徑采用4.2m，不能適應大型衛星包絡的需求；2)運載系數低于國外先進水平，火箭性能還有進一步提升的空間；3)尚未形成合理的運載能力梯度。因此，結合國外運載火箭發展趨勢、我國運載火箭領域的最新技術發展以及建設航天強國和世界一流企業的要求，需要持續完善我國新一代運載火箭構型，以更少的火箭級數、模塊和發動級臺數，減少分離次數，簡化系統，滿足后續GTO軌道有效載荷的發射任務需求，從而降低火箭成本，提升市場競爭力。

本文在對國內外運載火箭發展趨勢進行研判的基礎上，結合我國衛星發射需求，開展了我國中型高軌運載火箭的發展研究，提出了構型優化方案，為后續新一代高軌火箭的優化和發展提供參考。

1 國內外運載火箭發展趨勢研判

通過對世界各國運載火箭發展趨勢的研判，各航天國家的主要發展趨勢體現為：

(1)世界各國正在開展下一代運載火箭的研制，成本因素成為主要驅動力

近年來，SpaceX公司在法爾肯9火箭的研制和發射中大放異彩，并且逐步進入和占領商業航天，乃至政府和軍事航天發射領域。為了應對SpaceX公司在主流發射市場上的不斷挑戰，美國發射聯盟(ULA)正在研制火神下一代運載火箭(NGLS)，取代德爾塔4和宇宙神5兩型改進型一次性運載火箭(EELV)，通過構型的精簡、產品性能的提升，增強市場競爭力；同時，美國空軍還支持藍色起源公司的新格倫(New Glenn)以及諾格創新公司的歐米伽(OmegA)火箭的研制，這三型火箭均預計于2021年首飛。

俄羅斯在完成安加拉火箭首飛后，又提出聯盟5火箭的研制計劃；歐洲則將阿里安6火箭作為其下一代運載器(NGL)，目的是滿足歐洲持續的科學和商業市場發展需求，同時降低發射成本，預計2020年首飛；日本正在研制H3新一代主力火箭，預計GTO軌道運載能力為6.5t，是H2A運載能力的1.6倍，但成本僅為H2A火箭的一半，且發射準備時間由H2A火箭的2年縮減至1年，預計2020年前后首飛。

通過對國外運載火箭研制趨勢的分析，預計2021年前后，世界各主要航天國家將推出以低成本、高可靠為代表的下一代運載火箭。

(2)采用“模塊化、組合化、系列化”設計思路,提高市場競爭力

面對主流發射市場激烈競爭的局面，各國研制火箭均采用了“模塊化、組合化、系列化”的設計思路，采用更少的模塊組合形成滿足不同運載能力需求的構型，采用標準化、模塊化的衛星適配器、整流罩，繼承前期成熟火箭構型模塊的研制基礎，最大程度地降低火箭研制費用，減少產品生產設備數量和規模，提升產品配套能力，縮短任務準備周期，簡化發射場的使用操作流程，并最終提升了火箭產品市場競爭力。

(3)采用創新技術,不斷提高火箭性能和可靠性、降低發射成本

伴隨著航天全球化的發展趨勢，運載技術發展速度明顯加快，以美國為代表的航天大國已由單純追求更大運載能力向“快速、經濟、可靠、安全”等方向轉變。其中，減少火箭模塊、子級模塊或重要部段采用重復使用技術是提升火箭市場競爭力的有力手段，如法爾肯9系列火箭、火神系列和阿里安6系列火箭等。此外，采用一體化設計、鋁鋰合金、復合材料、智慧控制等先進技術，利用在線故障診斷與控制律重構，通過漸近式發展和技術的迭代，在提高火箭運載系數和飛行可靠性的同時，降低單位有效載荷的發射成本。

(4)采用綠色環保推進劑，減少環境污染

有毒推進劑的生產、運輸、儲存、使用、試驗、銷毀到殘骸內剩余推進劑的處理等環節均對環境危害大，且需要付出巨大成本代價，不符合綠色環保的國際發展潮流。目前，除了俄羅斯質子號運載火箭外，國外主流國家、主流運載火箭均采用綠色環保推進劑。

(5)采用先進測發技術，縮短發射周期，實現加注無人值守

國外大中型運載火箭在發射場測試的流程一般20天左右，發射場人員幾十人，火箭到發射臺后基本實現無人自動操作；具備在多處不同地點進行協同遠程發射控制、輔助支持工作的能力。與其他航天強國相比，我國航天發射任務在射前準備過程中自動化程度較低，發射區操作特別是在火箭推進劑開始加注后，仍無法做到前端無人值守，存在一定的安全風險；其次，新一代運載火箭測試發射時間長，發射場測試流程一般在40天左右。因此，還需要采用先進測發技術，進一步縮短我國新一代運載火箭的發射周期，應用零秒連接器、自動對接等先進技術，實現加注后前端無人值守，降低安全風險。

2 需求分析

2.1 衛星發射需求分析

按照初步統計分析，從2018—2035年我國預計發射航天器1600余顆，年度發射趨勢與2017年10月歐洲咨詢公司發布的《衛星制造與發射全球市場分析報告》所披露的國際發射趨勢大體相同。其中,GEO軌道衛星預計120余顆，2025年前，年均都在10顆以上;單星質量5000kg～6000kg的衛星數量最多，約為60顆，占高軌發射的50%，未來5500kg以上的高軌衛星將開始逐步發展；8000kg左右的衛星30余顆，約占30%。另外，針對GTO衛星質量增加，衛星對整流罩直徑也提出了更高要求，要求具備5.2m整流罩的發射能力。

結合我國高軌衛星的發射需求，我國新一代中型高軌衛星需要覆蓋GTO 7000kg以下及8000kg左右兩個區間的市場需求。火箭整流罩可選4.2m或5.2m。

2.2 技術發展需求分析

新一代中型運載火箭于2006年開始啟動研制，經10年的攻關研制，于2016年首飛并取得圓滿成功，為我國新一代中型系列構型火箭的發展奠定了堅實的基礎。

隨著研制的逐步深入和運載火箭的技術進步，新一代液氧煤油發動機YF-100性能進一步提升，新材料、新工藝、電氣一體化、YF-75D發動機、子級可重復使用等先進技術也取得了突破[6-8]。因此，需要推進新技術的應用，持續開展運載火箭構型優化和能力提升，提高市場競爭力。本文重點針對我國新一代中型高軌火箭的構型開展優化論證，主要考慮在西昌發射，后續用于實現對CZ-3A系列火箭的更新換代，同時內陸發射場的落區安全可控也作為重要的指標予以考慮。

3 我國中型高軌運載火箭發展研究

3.1 基礎構型

新一代中型高軌火箭基礎構型是在CZ-7火箭基礎上，與CZ-3A系列火箭三子級組合化形成三級半構型運載火箭，芯一級采用3.35m直徑，安裝兩臺YF-100，芯二級并聯安裝4臺單機推力180kN的YF-115液氧煤油發動機，采用兩機固定、兩機雙擺實現控制；芯三級采用兩臺YF-75發動機，采用雙機雙擺；捆綁4個2.25m直徑的助推器，分別安裝一臺YF-100，發動機單擺；整流罩直徑4.2m，在發射場整流罩與有效載荷整體垂直運輸、吊裝，火箭整體示意圖如圖1所示。

圖1 三級半高軌基礎構型整體示意圖Fig.1 The sketch of a three and half stages basic launch vehicle for GTO mission

基于當前我國新一代中型高軌運載火箭的構型方案，從優化末級、二級推力、采用兩級半構型等方案開展構型優化論證分析。

3.2 氫氧末級構型優化

3.2.1 末級主動力選擇

氫氧末級具有高比沖性能的特點，國外主流運載火箭，如宇宙神5火箭的通用半人馬座末級、德爾塔IV火箭的末級、火神火箭的ACES末級、阿里安5火箭的ESC-A/B末級、H2A/H2B火箭的末級等均采用氫氧動力。我國的CZ-3A、CZ-5火箭也均采用氫氧推進劑作為末級的主動力。

新一代中型高軌運載火箭建議采用氫氧末級作為主動力，立足現有成熟發動機，當前可選方案為YF-75和YF-75D兩型，分別為CZ-3A系列火箭和CZ-5火箭末級主發動機。YF-75D是在YF-75燃氣發生器循環基礎上進行改進而成的閉式膨脹循環發動機，在推力、比沖等關鍵參數上有所提升。這兩型發動機從技術先進性、經濟性、發動機適應性、系統固有可靠性、驗證可靠性和使用維護性等方面對比見表1。YF-75D采用閉式膨脹循環，混合比高，整體結構效率更好，系統方案優于采用燃氣發生器循環的YF-75，后續拓展性強，故優先選用YF-75D發動機。

表1 YF-75與YF-75D分析比較

注：“+”代表優于，“-”代表相比較差，“O”代表各有優劣。

針對三級半構型和兩級半構型，末級采用兩臺YF-75、兩臺YF-75D、單臺YF-75D、單臺YF-75E(比YF-75D增大噴口面積，比沖大約增加10s)等4種狀態進行運載能力分析，包括兩級半和三級半兩個構型，主要結論如下：

1)末級采用兩臺YF-75發動機狀態與采用單臺YF-75D狀態運載能力相當；

2)末級采用單臺YF-75E發動機，即加大噴管狀態，運載能力相比不加大噴管狀態大約提高200kg；

3)末級采用兩臺YF-75D發動機狀態運載能力最大，相比單臺YF-75D構型，能力大約提高400kg～600kg。

通過對發動機性能、火箭成本、不同構型運載能力、系統復雜度及后續拓展性等方面進行綜合考慮，建議末級優先選用單臺YF-75D狀態，后續可進一步加大噴口面積，提升運載能力。

3.2.2 末級直徑選擇

當前CZ-3A火箭氫氧三子級采用3.0m直徑，相比3.35m直徑存在如下問題：

1)模塊高度較高，導致全箭較長，對全箭載荷、彈性控制等方面均有不利影響；

2)二三級級間段需要從3.35m過渡到3.0m，級間分離間隙較?。?/p>

3)由于整流罩倒錐角限制，末級3.0m直徑很難過渡到5.2m，限制了大直徑整流罩的使用。

結合衛星需求、結構效率及全箭控制等方面，建議末級采用3.35m直徑，加注規模20t級。

3.3 助推器和芯一級主動力優化

YF-100液氧煤油高壓補燃發動機是為新一代運載火箭配套研制的無毒、無污染、高性能、高可靠的基本動力裝置，是我國首個采用補燃循環、自身起動、變工況調節技術的液體火箭發動機，經過了CZ-5、CZ-6、CZ-7等新一代運載火箭的飛行驗證。

YF-100K發動機是以YF-100發動機為基礎，發動機噴管改為泵后擺動。發動機搖擺部分質量大幅減少，發動機推力和比沖性能略有提升，對發動機多機并聯布局搖擺間隙和伺服機構功率需求降低，可采用電動伺服進行搖擺控制。

針對三級半構型和兩級半構型，助推器和芯一級均采用YF-100K和均采用YF-100發動機的GTO運載能力進行對比，采用YF-100K發動機的GTO運載能力大約超出500kg。因此，綜合考慮發動機的發展，建議新一代中型高軌運載火箭后續構型助推器和芯一級發動機由YF-100更換為YF-100K發動機。

3.4 三級半構型優化

3.4.1 二級推力優化

對于發射近地點高度約200km左右的LEO和GTO，火箭入軌點通常在近地點附近(高度較低)，火箭在較短的時間內即可進入軌道。通常情況下，火箭起飛并完成垂直段飛行后，迅速轉彎，至一二級分離時通常俯仰程序角約為20°?；鸺^載越大，加速越明顯，地球重力轉彎效果越弱；相反，加速能力越弱，地球重力轉彎效果越強。從圖2可知，火箭在飛行過程中彈道逐步轉彎，若能利用地球重力的轉彎作用，可以使火箭飛行攻角一直控制在較小的水平(推力均用來加速)，節省火箭飛行能量，從而提高運載能力。因此，火箭各級飛行推力太小和太大都不合理，原因分析如下：

1)推力太大，火箭必須以較大的負攻角飛行，提供一指向地球的推力分量來提供火箭轉彎所需的向心力；

2)推力太小，火箭必須以較大的正攻角飛行，提供一指向地球引力反方向的分量來克服重力的轉彎效果；

3)對于某特定的軌道，在推力、級間比可調的條件下，通過彈道優化，可求得滿足運載能力要求的最優推力和級間比。

圖2 火箭發射不同軌道示意圖Fig.2 The sketch of different orbits of launch vehicles

在二級采用4臺YF-115的情況下，推力僅為72t，火箭加速性能偏弱，在地球重力作用下，彈道下墜較快，火箭為抵抗重力作用，飛行攻角大(產生推力分量來抵消重力的作用)，損失運載能力。因此，增大二級推力，有助于改善火箭飛行的彈道特性，提高運載性能。

針對三級半構型發射GTO軌道任務，隨著二級推力逐步增加，火箭的GTO運載能力逐步增加，對應的最優二級加注量也逐步增加，如圖3所示。因此，二級推力增加有助于GTO運載能力提高，針對最優運載能力需要增加二級推進劑加注量。

圖3 CZ-734構型二級推力、加注量與最優運載能力的關系(GTO)Fig.3 The relationship of capacity with thrust and propellants of the second stage of CZ-734

結合當前我國發動機的發展情況，對于三級半構型，二級建議采用單臺YF-100M發動機替代當前的4臺YF-115發動機，總推力由72t提高到146t。從理論上分析，三級半構型在最優加注量的情況下，GTO運載能力將可提升1600kg左右，同時可減少二級發動機臺數，對火箭成本和可靠性均有好處。

3.4.2 助推器不分離

我國目前共有4個發射場，除了海南文昌發射場建設在沿海之外，其他3個發射場均位于內陸，包括酒泉衛星發射中心、太原衛星發射中心、西昌衛星發射中心。在大多數發射方向上，航區均大范圍跨越我國內陸地區，尤其是東射向和南射向，涵蓋了我國廣闊的人口稠密區，安全性問題突出，內陸發射場主要發射射向如圖4所示。

圖4 我國內陸發射場主要發射射向Fig.4 The main launch direction of China’s inland launch center

減小火箭殘骸對落區造成的影響，一方面可通過減少火箭殘骸數量，減少落點分布；另一方面可通過傘降或基于柵格舵實現殘骸落區定點控制。

對于三級半的基礎構型，由于受落區限制，在西昌發射場需要通過彈道設計調整落區，相比火箭的最優性能約損失運載能力1200kg。針對二級采用YF-100M發動機的三級半改進構型，在西昌發射GTO任務，考慮助推器與芯一級不分離，通過彈道分析，助推器和芯一級可落于CZ-3B一級落區，二級落區位于臺灣海峽以東、北馬里亞納群島以西的太平洋海域，落區安全較好。同時，后續考慮在助推器和芯一級組合體上增加可控翼傘或柵格舵，實施殘骸落點的可控回收，進一步縮小落區范圍，降低對落區的影響。

通過助推器不分離，可將三級半構型的殘骸由7個減少為3個，特別是落在內陸的殘骸由5個減少為1個，最大程度減小火箭殘骸多落區的影響。采用助推器不分離方案，簡化了級間捆綁和分離結構的設計，提高了全箭分離系統的可靠性。

3.4.3 構型狀態

通過優化，未來優化的三級半構型基本方案為：芯一級直徑3.35m，安裝兩臺YF-100K發動機；芯二級直徑3.35m，采用單臺YF-100M發動機；芯三級直徑3.35m，采用單臺YF-75D發動機；捆綁4枚2.25m助推器，每個助推器安裝1臺YF-100K發動機，助推器與芯一級不分離；可采用4.2m或5.2m整流罩。與基礎構型相比，主要狀態變化如圖5所示。

圖5 三級半二級換YF-100M構型與基本構型對比Fig.5 The comparison between a basic type and a second stage with YF-100M type of a three and a half stages launch vehicle

相比基礎構型，該構型的主要特點如下：

1)全箭包含7個主要模塊，8臺發動機，相比基礎構型，少了4臺發動機；

2)四助推構型在西昌發射，GTO運載能力為8.2t，去掉兩個助推器后GTO運載能力為5.5t，具有一定的運載能力梯度，可覆蓋我國主要衛星發射需求；

3)助推器和芯一級模塊可以與我國新一代中型火箭實現通用化；

4)助推器與芯一級不分離，在西昌發射，助推器和芯一級的組合體可選擇在CZ-3A系列火箭的芯一級落區，后續通過可控翼傘等進一步縮小落區，減少對落區造成的影響。

3.5 兩級半構型優化

采用兩級半構型發射GTO軌道，需要取消二子級，原二級提供的速度增量需要由芯一級或助推器承擔，由于原構型2.25m助推器長細比已接近12，不宜進一步加長。因此，兩級半構型的主要方案有兩個方向：

1)取消液氧煤油二級，加長一子級，即將原二級的加注量全部加到一級；

2)取消液氧煤油二級，采用3個3.35m通用芯級捆綁方案，即將原二級的加注量平均分配到3個通用模塊中。

以下分別對兩種狀態的構型開展分析。

3.5.1 加長芯一級狀態

采用加長狀態的芯一級，直徑3.35m，安裝兩臺YF-100K發動機，總加注量接近240t，總長接近34m；芯二級直徑3.35m，采用單臺YF-75D發動機；捆綁4枚2.25m助推器，每個助推器安裝1臺YF-100K發動機，可采用4.2m或5.2m整流罩。與基礎構型相比，主要狀態變化如圖6所示。

圖6 兩級半構型一級加長狀態與基本構型對比Fig.6 The comparison between a basic type and a longer first stage of a two and half stages launch vehicle

相比基礎構型，該構型的主要特點如下：

1)全箭包含6個主要模塊，7臺發動機，相比基礎構型，少了5臺發動機；

2)兩級半芯一級加長構型，在西昌發射GTO軌道的運載能力為7.2t，去掉兩個助推器GTO運載能力為5.0t，具備一定的運載能力梯度覆蓋；

3)芯一級總長接近34m，在內陸發射場的運輸比較困難，初步分析只能分段運輸，在發射場進行總裝；

4)由于芯級加長，助推器不加長，因此助推器前捆綁點和中捆綁點需要分別捆綁在芯一級的氧箱和燃箱筒段上，貯箱捆綁點局部需要加強；

5)由于芯一級加長，工作時間較長，無法實現助推器與芯級不分離，在西昌發射，4助推器落區可選擇在CZ-3A系列火箭的芯一級落區，后續通過可控翼傘等進一步縮小落區，減少對落區造成的影響。

3.5.2 通用芯級并聯狀態

采用3.35m通用芯級，芯一級直徑3.35m，安裝兩臺YF-100K發動機，總加注量180t級，總長接近32m；芯二級直徑3.35m，采用單臺YF-75D發動機；捆綁2枚3.35m通用芯一級，可采用4.2m或5.2m整流罩。與基礎構型相比，主要狀態變化如圖7所示。

圖7 兩級半通用芯級構型與基本構型對比Fig.7 The comparison between a basic type and a common core stage type of a two and half stages launch vehicle

相比基本型，該構型的主要特點如下：

1)全箭包含2種狀態4個主要模塊，7臺發動機，相比基礎構型，少了5臺發動機；

2)兩級半通用芯級并聯構型，在西昌發射GTO軌道的運載能力為6.5t；

3)芯一級總長接近32m，在內陸發射場的鐵路運輸基本可行；

4)為了實現運載能力最優，同時控制飛行過載，需要對芯一級進行節流，助推器耗盡后先分離，芯一級再推力調節到正常工況，繼續工作；

5)無法實現助推器與芯級不分離，在西昌發射，2助推器落區可選擇在CZ-3A系列火箭的芯一級落區，后續通過可控翼傘等進一步縮小落區，減少對落區造成的影響；

6)該構型運載能力偏低，需采用新型材料提高運載能力，且構型相對單一，難以實現運載能力梯度覆蓋。

3.6 小結

通過對氫氧末級、基礎級的主動力的改進和優化分析，末級采用3.35m安裝單臺YF-75D及基礎級采用YF-100K發動機，對各構型的運載能力、可靠性、成本等方面均具有一定的優勢，因此不管后續采用哪個構型，這兩個改進和優化的方向都是確定的。

針對三級半和兩級半等不同構型的特點對比分析如表2所示，通過分析可知：

1)目前的三級半基礎構型二級推力偏小，二級換用單臺YF-100M發動機構型可顯著提升GTO運載能力；

2)三級半構型的運載能力要大于兩級半構型，采用兩枚2.25m助推器和4枚2.25m助推器狀態，可實現5.5t～8.2t的能力梯度；

3)兩級半通用芯級并聯構型，當前運載能力為6.5t，后續需要采用新材料進一步提升結構效率才能滿足GTO不低于7.0t的要求。

表2 兩級半和三級半構型對比分析表

4 結論

本文在對國外運載火箭發展現狀及趨勢分析的基礎上，結合我國高軌衛星的發射需求，開展了我國新一代中型高軌運載火箭的構型優化分析，確定了氫氧末級和基礎級動力系統的狀態，針對兩級半和三級半兩種構型開展構型優化分析和論證，初步分析結論如下：

1)保持目前三級半構型不變，將一級和助推器動力換用YF-100K，助推器不分離，二級發動機換用YF-100M，三級動力換用YF-75D，三級直徑換用3.35m，并采用5.2m整流罩，在西昌發射，四助推狀態GTO運載能力不低于8.2t，兩助推狀態運載能力不低于5.5t，可覆蓋絕大部分GTO軌道衛星的發射需求，其經濟性優于目前的基礎構型；

2)從模塊種類和模塊數量最少、組織生產和成本優化角度出發，后續高軌構型也可選擇兩級半通用芯級并聯構型，在西昌發射，GTO運載能力不低于6.5t，后續通過子級結構效率的提升，可進一步提高運載能力，滿足GTO軌道運載能力不低于7.0t的要求。