新一代固液捆綁運載火箭研制及創新

洪剛，李紅兵，范鑫，楊帆，楊赧

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

0 引言

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

長征六號甲運載火箭于2022 年3 月29 日在太原衛星發射中心成功首飛（如圖1 所示），將浦江二號和天鯤二號衛星送入預定軌道，并精確入軌，這標志著我國突破了火箭固液捆綁技術難題，為后續航天器按需發射及航天強國建設奠定了堅實基礎。

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

1 研制背景和歷程

增大運載能力、降低發射成本、提高系統可靠性一直是世界運載火箭研制最為關切的要點。采用高性能液體芯級、捆綁固體助推器的構型正是解決這些問題的一個有效途徑。由于充分發揮了液體發動機比沖高、工作時間長以及固體助推器推力大、成本低的優勢，這種構型配置已逐漸成為當今航天運載火箭的主體模式之一。從20 世紀60 年代起，美國就開始致力于在已有的大、中型運載火箭上挖掘潛力，如德爾它和宇宙神系列火箭、航天飛機等，都通過固體助推器捆綁液體芯級的改進途徑有效地提高了火箭的運載能力，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。中國航天經過60 多年的發展，形成了“長征”系列火箭，之前捆綁火箭均使用液體助推器。隨著新一代運載火箭的不斷發展，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型。

為滿足我國中大型衛星發射需求及新一代運載火箭型譜建設需要，長征六號改系列運載火箭在新一代液氧煤油動力系統的基礎上，采用模塊化、組合化、系列化設計，通過不同數量固體助推器和液體芯級組合形成合理運載能力臺階、性價比較高的運載火箭系列。

2018 年，長征六號改系列中型運載火箭正式批復立項，以長六甲運載火箭構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取得圓滿成功，作為我國第一款固液捆綁運載火箭，標志著我國新一代運載火箭家族再添新成員，進一步完善了我國新一代運載火箭的型譜，對我國運載火箭的發展意義重大。

2 總體方案及主要技術特點

長征六號甲火箭采用兩級半構型，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，起飛質量530 t。700 km 高度太陽同步軌道（Sun-Synchronous Orbit，SSO）典型運載能力為4 t 以上，主要用于近地軌道和太陽同步軌道衛星的發射任務，可提供一箭一星、一箭多星等發射服務。

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 的液氧煤油發動機，發動機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 的液氧煤油發動機，發動機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的固體發動機，發動機可雙向搖擺提供控制力矩。通過前、后捆綁連接裝置實現與芯級的連接，通過側推火箭實現與芯級的分離。

標準狀態衛星整流罩直徑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；采用旋轉分離方案，分離能源為彈簧推力器。整流罩采用全透波復合材料，可滿足衛星測試期間全向遠程通信需求。同時根據衛星尺寸，可選擇配套不同直徑和不同長度的衛星整流罩。

全箭采用“一平兩垂”測發模式（水平轉運，垂直組裝，垂直測試），依托固定發射塔架完成發射。火箭可適應-30～40 ℃發射環境溫度，在發射場的測發周期短，可實現液氧加注后無人值守。

我國運載火箭前期主要以液體捆綁為主，使用固體發動機后，固體發動機與液體發動機同時工作，帶來了需要總體優化、力熱環境預示、固液聯合搖擺控制等難題。同時，為了適應固體發動機點火后必須耗盡關機的特點，為提高發射安全性，采用了芯級故障診斷技術和無人值守連接器起飛0 s 脫落技術等關鍵技術。

2.1 固液捆綁火箭總體優化

固液捆綁運載火箭的總體設計需要綜合考慮各個分系統之間的匹配和優化，形成運載能力最優的總體構型。通過多輪總體各專業間的聯合設計，優化了固體發動機工作時間、傳力結構特性、固體發動機內彈道曲線形狀、發動機噴管膨脹比、飛行彈道、姿態控制策略等，達到運載能力最優的設計目標。

在總體構型論證和分離設計中，針對整流罩氣動外形、芯級與助推器相對位置、固體和液體發動機噴流特性、來流與發動機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動特性、芯級羽流與助推器的氣動干擾特性等進行了迭代優化，確定了火箭氣動布局設計，保證了氣動特性數據的正確性。采用基于動網格的多體分離技術，對助推分離噴流特性及分離運動特性進行了研究，保障了助推分離設計的有效性。

由于液體芯級和固體助推在飛行過程中，存在動態耦合現象，因此針對全箭構建了運載火箭縱-橫-扭一體化理論分析模型和推進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動機助推器狀態模態試驗及全箭模態試驗修正彈性模型，以便正確反映了捆綁火箭全箭復雜空間模態，其典型頻率振型如圖3 所示。

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

2.2 固液捆綁火箭力熱環境預示

力熱環境預示是關系飛行成敗的關鍵因素，條件過于嚴苛，則相關單機產品研制困難同時成本增加，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數據，因此存在認識不到位的風險。

固體發動機加速性好，但產生的瞬態激勵較液體發動機惡劣。從國內外運載的低頻正弦振動環境來看，正弦激勵主要由運載火箭飛行過程中的瞬態工況引起，增加固液捆綁后由于外激勵源增加，通過結構傳遞引起的振動響應也將有所增大，起飛時刻的力學環境也將更為惡劣。

全箭開展了多輪捆綁火箭全箭力學環境預示分析，同時基于有限元法/統計能量法完成了全箭全頻域建模技術研究，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環境條件。

由于固體發動機火焰含有大量固體Al2O3粒子，因此除了高溫燃氣外，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-液發動機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律研究，揭示了飛行全過程固體顆粒影響下噴流形態分布特性和激波演變機理及其對底部熱環境的影響因素，突破了固液捆綁火箭氣固兩相噴流熱環境仿真方法，獲得了飛行過程中底部噴流交互反流作用規律和芯級及助推底部熱環境分布規律。

針對捆綁火箭產生的擾動氣動加熱作用，開展了基于數值仿真的助推頭錐激波角及干擾區域研究，結合工程算法獲得了擾動氣動下芯級箭體表面的熱環境分布規律。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果Fig.4 Thermal analysis results of the two-phase flow distribution with different particle sizes

2.3 固液捆綁聯合搖擺控制

火箭飛行姿態穩定是方案設計可行性的重要組成部分。液體芯級捆綁固體助推器后，為確保姿態穩定，要求助推器和芯級同時參與全箭的穩定控制，為此需要建立精確的姿態動力學模型，同時對固體發動機推力不同步、工作時間偏差、關機不同步等情況進行分析，全面評估其對姿控系統的影響，確定合理的發動機擺動方案；需要研究2 種固液“發動機-伺服系統”回路的動態特性和彈性模態耦合情況下的姿態控制方法，完成控制器及校正網絡的設計，最終通過頻域、時域仿真，驗證方案的可行性。

根據長征六號甲運載火箭特點，開展了固液捆綁火箭聯合搖擺姿態控制關鍵技術攻關工作，主要有三通道耦合性分析和聯合搖擺控制分配方案設計。通過多變量頻域分析方法完成了三通道耦合性分析，確定三通道對角優勢度較好，可以基于主對角元完成姿控設計；提出了合理可行的三通道控制方案，包括芯助分配、伺服機構控制分配。

完成了穩定控制系統設計并通過數學仿真驗證。仿真結果表明，聯合搖擺控制方案正確，網絡設計結果合理；針對4 臺固體發動機推力不同步問題，從起飛漂移、控制能力2 方面完成姿態控制影響分析，結果顯示滿足指標要求。

2.4 大功率機電伺服系統技術

固體助推器采用可全向搖擺的潛入式柔性噴管，參與全箭姿態控制。由于擺動力矩較大，需要采用大功率伺服系統，同時固體發動機柔性噴管周圍空間狹小、環境惡劣，因此采用伺服電機與傳動機構一體化結構設計方案，在確保性能的前提下，達到小體積及高比功率。

針對CZ-6A 火箭固體伺服系統大功率、小體積、高精度等技術特點，采用雙核MCU 伺服控制技術；采用FPGA 芯片實現雙路1553B 通信，DSP 技術實現雙路30 kW 永磁同步電機的精確閉環控制；采用“超前校正+雙陷波”控制算法，最終實現固體發動機噴管的高精度和高動態運動控制。采用270 V 高壓大功率鋰離子電池給固體伺服系統高可靠供電。

伺服系統產品在研制階段，完成了伺服系統與鋰電池、固體發動機的聯合搖擺試驗，控制器、伺服機構的可靠性增長試驗及可靠性強化試驗，對復雜和極限環境工況下的工作能力進行充分驗證，產品可靠性評估指標在0.999 7 以上。

2.5 芯一級發動機健康診斷技術

近幾年，國內外對火箭發射安全性提出了很高的要求，尤其是獵鷹9 火箭在發動機未點火的狀態下發生爆炸［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。針對火箭發射安全性問題，對燃料加注過程安全性、起飛前點火安全性和故障預案處理進行了關鍵技術攻關，為確保發射安全，設置了芯一級發動機健康診斷系統。

針對火箭固體發動機點火后不可逆的特點，采用了芯一級液體發動機先點火，點火后由健康診斷系統對發動機狀態進行診斷，在確認芯一級發動機狀態正常后再進行固體發動機點火的方案，如圖5所示。當芯一級液體發動機診斷為異常時，則自動實施芯級發動機緊急關機，不再進行固體發動機點火。該方案將固液混合動力有機結合在一起，極大地提高了火箭點火過程的安全性。

圖5 發動機診斷時序Fig.5 Engine diagnostic timing sequence

2.6 火箭發射無人值守技術

為實現無人值守目標，進一步提高火箭發射自動化水平和可靠性，提高故障狀態處置的安全性和快速響應能力，從發射流程統籌考慮，開展了液氧加注后前端無人值守的全系統設計。

在國內首次實現芯一級液氧、煤油加泄連接器自動對接、自動脫落技術；芯二級液氧、煤油加泄連接器和整流罩空調送風連接器起飛零秒自動脫落技術，如圖6 所示。全箭在液氧加注前，發射塔架前端無人值守，防止加注過程中出現故障造成人身傷害。同時，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，即確保推進劑能夠正常加注和泄出，還可以根據實際情況靈活調整加注預案，提高發射流程適應性。

圖6 起飛0 s 脫落連接器在發動機點火瞬間照片Fig.6 Photo of the 0 s takeoff connector at the moment of engine ignition

2.7 分段式固體發動機

與液體助推器相比，固體助推器的優點是起飛推力大、可靠性高、結構簡單且成本低，為捆綁式運載火箭的首選［17-19］。但采用固體發動機時需要根據全箭構型開展迭代優化后，針對發動機開展專項攻關，尤其是作為助推器用發動機，需要在傳力結構、工作時間、內彈道設計等方面進行專項研究。長六甲運載火箭使用4 臺直徑2 m 的分段式固體助推發動機，單臺發動機推力120 t，額定工作時間115 s。

分段式固體發動機作為助推器，具有與液體芯級捆綁連接、對稱2 臺發動機工作同步性要求高的使用特點及難點。該固體助推發動機與液體芯級捆綁連接的主傳力點設置在后段殼體筒段部位，為國內外首次，其集中載荷大、受力情況復雜，通過對殼體筒段外部捆綁連接結構優化設計、仿真分析和試驗驗證，能有效擴散集中載荷，降低對殼體和藥柱的影響，實現與液體芯級可靠捆綁與連接。對稱2 臺助推發動機采用同批燃料同時混合、同鍋藥漿一分為二澆注2 臺燃燒室并在相同環境條件下同時固化的工藝措施，并采取同時運輸、同地貯存、溫度控制等措施有效解決了發動機工作時間偏差難題，實現對稱2臺固體助推發動機工作同步性滿足火箭使用要求。這些新技術都在首次試飛中得到了考驗。

3 研制創新與探索

CZ-6A運載火箭2018年10月立項批復，到2021年7月合練和試樣投產，最終2022年3月實現首飛。在短短的三年半時間里，在系統設計、研制流程、數字化模式轉型等方面進行了創新和探索。

3.1 系統設計與成本控制的結合

低成本火箭是設計出來的，不是省出來的。CZ-6A 運載火箭始終貫徹低成本設計理念，從設計源頭奠定降低火箭成本的基礎。在項目啟動之初即深入貫徹低成本設計理念，廣泛進行系列化、通用化、組合化設計，提高火箭系統集成度，充分繼承成熟產品和技術，縮短研制周期，降低設計成本。在火箭構型論證時，充分利用固體發動機相比液體發動機結構簡單，單機部組件少，可以運用成熟技術的優勢，開展了固體助推模塊的固液捆綁構型論證工作。采用固體發動機作為助推器，大大地降低了研制費用，并且顯著地縮短了研制和生產周期。針對固體助推的大熱流及高溫沖刷，新研發了以成本控制和使用效率為目標的防熱涂層。

3.2 產品研制流程的優化與創新

作為新研發的火箭型號，針對傳統研制流程，在產品研制方面開展了以下3 方面工作：

1）針對全周期產品投產策劃，創新性地展開了試驗產品通用化設計，將模態箭和合練箭合二為一，大大縮短了研制周期，節省了研制費用。研制初期，針對靜力試驗、模態試驗和合練試驗的產品投產情況進行了綜合評估，對可兼顧產品提出了適應性兼顧需求和系統仿真分析評估，將模態箭適應性改進后，總裝成合練箭進行合練試驗。將各階段的產品技術狀態控制及改進精確控制到每個組件，在滿足模態試驗要求的同時，達到了改造后滿足合練要求的目的，從而實現產品投產流程的創新簡化。

2）以產品化型譜為目標開展系統反設計迭代，改變了以往的系統設計后再提單機指標的正向設計流程，增加了產品化型譜逆向迭代。根據系統設計指標選配適用的單機，優選型譜產品，并進行了一系列驗證試驗，在確保進度的同時也有效降低了成本，充分提升了型號產品的固有可靠性，全箭產品化率高達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目，簡化火箭發射流程。相比常規火箭，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送風連接器起飛零秒脫落、取消二級供氣連接器等多項創新性的無人值守技術，最終實現了火箭發射前4.0 h全體工作人員從發射塔架撤離，提高了火箭發射安全性。

3.3 數字火箭的應用與探索

長征六號甲運載火箭從立項伊始就定位為一種數字火箭，充分應用數字化技術與手段，積極探索基于模型的數字化模式轉型［20-22］，面向工程總體層面不斷探索數字交付與應用新方法［23-24］，實現了一代火箭一代數字化技術的突破。

在研制過程中，深化落實基于模型的型號研制和閉環驗證，以設計樣機模型-性能樣機模型-工藝制造樣機模型貫穿型號研制全流程，以虛擬仿真、實物試驗實現分層分級的閉環驗證，其典型應用層級如圖7所示。

圖7 CZ-6A 火箭數字化應用層級Fig.7 Digital application hierarchy diagram of the CZ-6A launch vehicle

1）以設計與仿真的閉環驗證，提升設計正確性與迭代優化效率。

利用CAD 計算機輔助設計手段，基于三維骨架模型，總體、結構、動力專業實現多專業并行協同設計，以貯箱結構快速設計、復材艙體快速設計等8類快速工具有效支撐全箭三維數字樣機快速構建。并以三維數字樣機為基礎，完成了型號研制全流程數字化仿真試驗工作，包括全箭氣動、晃動、模態、強度、分離、發射場數字化合練等的仿真分析工作，有效提升了設計正確性，提高了迭代優化效率。

2）基于模型的設計向工藝制造準確傳遞，提升制造符合性與質量一致性。

以全三維數字模型為統一數據源，基于PDM數據管理平臺的統一狀態管控，形成數字化設計制造IPT 協同模式，開展面向模型的工藝設計和生產轉型，實現了研制過程不出一張二維紙質圖。構建基于PBOM 技術的工藝設計模式，打通“工藝-MES-ERP”數據鏈路，實現生產過程數字化管理。

3）以流程化數字化的質量確認，提升總測與飛行試驗的操作有效性。

充分利用數字化手段開展試驗驗證，開展基于各大型試驗的試驗數據的治理、綜合分析與應用工作，圍繞數據分析場景，開展數據資產的多維度應用，提升專業數據分析效率。將型號試驗數字化平臺（LDM）作為數字化平臺的重要組成部分（如圖7所示），實現總測、發射場的任務流程化、流程表單化、表單結構化，精確指派崗位工作，高效落實質量確認，充分分析多維度數據。構建了前后方互通的數據鏈路，高效支撐遠程測發判讀，同步驅動發射場景仿真。

4 結束語

按照我國航天事業發展的統籌規劃、分布實施原則，在研制長征六號甲同時，已經在同步研制長征六號改系列其他構型火箭，從總體設計、系統方案、試驗驗證、產品統型等多維度兼顧其他構型，實現各構型循序漸進，協調發展。同時，采用模塊化、組合化、系列化發展路徑，通過助推器的調整，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型，形成運載能力覆蓋范圍廣、梯度合理、性價比高的運載火箭系列，滿足未來衛星多樣化的密集發射需求。

長征六號甲運載火箭是我國首次實現的固液捆綁火箭，推動了中國運載火箭技術的進步，實現了中國運載火箭從純液體火箭到固液捆綁火箭的突破。作為中型運載火箭的主力軍，在太陽同步軌道及低軌衛星發射任務中承擔重要角色，為我國未來大規模進入太間、開發空間資源提供了堅實基礎。