運載火箭創(chuàng)新技術(shù)驅(qū)動構(gòu)型優(yōu)化規(guī)律研究

牟 宇，樊晨霄，何兆偉

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引 言

一個國家進入空間的能力決定了其開展空間活動的能力及水平，運載火箭的綜合性能（技術(shù)性能、可靠性、經(jīng)濟性等）決定了一個國家進入空間的能力，而運載火箭構(gòu)型設計則決定了火箭的原始基因。構(gòu)型設計屬于運載火箭總體頂層設計，其本質(zhì)是考慮技術(shù)牽引性、可靠性、經(jīng)濟性和使用維護性等要求和約束下，開展的運載能力最優(yōu)的多學科優(yōu)化設計，需要在多約束下尋求大型復雜巨系統(tǒng)的最優(yōu)解。

傳統(tǒng)上，火箭構(gòu)型設計的基本內(nèi)容包括提出主要技術(shù)方案、進行總體參數(shù)計算和分配等，涉及到的重要特征參數(shù)包括級間比、推重比、長細比等表征火箭外形、質(zhì)量、動力的參數(shù)，這些參數(shù)直接決定了火箭的總體架構(gòu)與性能。進入新世紀以來，隨著基礎理論與工程技術(shù)的迅速發(fā)展，運載火箭構(gòu)型出現(xiàn)了新的需求和特征，如重復使用、故障診斷與處置、新一代高性能清潔動力等都已經(jīng)逐漸從技術(shù)驗證層面走向?qū)嶋H應用。面向新的技術(shù)發(fā)展趨勢，中國的長征五號、長征七號等運載火箭[1～4]代表了中國大中型運載火箭總體設計對新技術(shù)的應用，實現(xiàn)了大直徑的拓展、新型無毒無污染動力以及一定程度的模塊化、組合化設計，反映了中國運載火箭構(gòu)型設計理念和水平的進步。隨著美國的可重復使用火箭獵鷹9號不斷刷新復用記錄，以及超重-星艦、SLS火箭、火神火箭、歐洲阿里安6火箭、日本H3火箭[5]為代表的下一代運載火箭的研制工作持續(xù)推進，國外運載火箭在重復使用、智能化、先進動力等方面的技術(shù)水平得到了進一步提升。未來中國運載火箭的構(gòu)型設計應如何開展，還應制定同時符合國際航天技術(shù)發(fā)展趨勢和中國航天技術(shù)發(fā)展特點的路線和方向，從而滿足未來火箭技術(shù)特征要求和國家整體規(guī)劃發(fā)展需求，牽引中國進入空間能力達到世界一流水平。

1 運載火箭構(gòu)型設計原則

運載火箭構(gòu)型設計是一項涵蓋多學科的優(yōu)化設計工作。經(jīng)典火箭構(gòu)型設計流程是根據(jù)有效載荷質(zhì)量區(qū)間和目標軌道要求來確定運載能力需求，以此為基本出發(fā)點，采用類比法并綜合現(xiàn)有技術(shù)基礎，確定火箭的起飛規(guī)模，并通過質(zhì)量分析建立起火箭起飛質(zhì)量與各主要設計參數(shù)之間的關系[6]。在開展復雜的系統(tǒng)設計之前，對于火箭級數(shù)、推重比、級間比、發(fā)動機推力量級等設計往往需要在考慮技術(shù)先進性、可靠性和經(jīng)濟性的約束條件下，借鑒已有的經(jīng)驗和原則，在較短的時間內(nèi)確定一個合適的優(yōu)化初值或者目標，以提升設計效率，減少迭代次數(shù)，防止方案反復，體現(xiàn)了火箭總體從無到有的設計水平。

1.1 簡化系統(tǒng)構(gòu)成，提升可靠性

運載火箭屬于復雜巨系統(tǒng)工程，對于構(gòu)型設計來說，火箭構(gòu)型設計遵循發(fā)動機大推力、少臺數(shù)的設計原則。著名的齊奧爾科夫斯基公式（齊氏公式，式（1）），首次定量闡明了火箭理想速度與火箭排氣速度、火箭質(zhì)量比之間的關系，為火箭實現(xiàn)進入空間軌道，開展宇宙航行奠定了理論基礎。

式中 v為速度增量；ω為噴流相對火箭的速度；0m和mk分別為發(fā)動機工作開始和結(jié)束時的火箭質(zhì)量。這個公式為多級火箭設計提供了理論依據(jù)：上一級推進劑耗盡時，通過級間分離可有效降低 km的值，從而在消耗同等推進劑的前提下提升速度增量。因此，在一定起飛規(guī)模下，級數(shù)適當增加可提升運載能力。

目標軌道的不同，對火箭進入軌道的速度增量需求也不同。近地軌道對火箭入軌速度需求低，但針對入軌的載荷重量較大或入軌點高度較高（太陽同步軌道最高可達6000 km），因此可采用末級大推重比的火箭；地球同步軌道或者需要脫離地球引力束縛的深空探測軌道，對入軌速度要求高，更多級數(shù)的火箭則更容易達到需要的速度增量。

目前，世界主要航天大國均推出了兩級（半）火箭替代傳統(tǒng)的多級火箭。例如美國的宇宙神5、德爾它4、歐洲的阿里安5和日本的H2B系列火箭均采用了兩級（半）火箭構(gòu)型。其進一步加長一子級火箭工作時間，結(jié)合小推力、高比沖的末級動力，能夠滿足之前三級火箭才能完成的任務，而一級規(guī)模的增大也使得級間分離的高度和速度相對較高，如表1所示。

表1 現(xiàn)役世界主流火箭一二級分離速度與高度 Tab.1 The Stage Separation of the World's Mainstream Rockets

1.2 選取合適起飛推重比，匹配規(guī)模與能力

推重比是運載火箭起飛的額定推力與起飛質(zhì)量之比[6]，是衡量火箭總體性能的一項基本參數(shù)。根據(jù)力學定律可列出火箭級在速度方向上的簡化動力學方程。

式中 m為火箭質(zhì)量；v為火箭相對速度；P為有效推力；CD為火箭阻力系數(shù)；q為動壓；SM為火箭最大橫截面積；g為重力加速度；α為攻角；θ為當?shù)貜椀纼A角。對式（2）積分可得一級停火點速度，對時間做變換后可得：

式中 μ為火箭級停火點質(zhì)量比，μ越小理想速度越大；SPI為火箭發(fā)動機比沖；N0為火箭推重比，N0=P0/(m·g0)。

從式（3）可看出，在影響火箭速度因素中，推重比 0N表征火箭的起飛加速性。0N越大，火箭加速性越好，特別是一級重力損失越小，但阻力損失可能相應加大，所以火箭的推重比需要保持在合理區(qū)間范圍內(nèi)。世界現(xiàn)役主流火箭的推重比區(qū)間集中在1.2～1.4之間。

以某兩級運載火箭為例，在保持起飛總質(zhì)量以及級間比不變條件下改變起飛推重比，得到不同的速度變化規(guī)律以及一二級級間分離速度，并分析其阻力損失情況，結(jié)果見表2。

表2 不同推重比條件下的一二級級間分離速度和阻力損失 Tab.2 The DV Lost Due to Resistance with Different TWR

1.3 選取合理長細比，確定基本尺寸參數(shù)

運載火箭長細比是指火箭總長度與其芯級直徑的比值，也是確定火箭構(gòu)型的一項基本參數(shù)。當火箭的起飛質(zhì)量確定后，火箭的長細比主要取決于直徑大小，情況統(tǒng)計見表3[7,8]。火箭長細比與彈性頻率直接相關，其一階彈性頻率與箭體直徑比長度的平方成正相關，即 f ∝ D /l2。所以長細比越大，全箭彈性頻率越低，不利于火箭姿控系統(tǒng)的彈性振動穩(wěn)定控制。

表3 國內(nèi)外典型運載火箭長細比統(tǒng)計 Tab.3 Statistics of Slenderness Ratio of Typical Launch Vehicles at Home and Abroad

液體火箭姿態(tài)控制設計應確保運載火箭剛體、晃動、彈性等不同頻段運動穩(wěn)定性。通過圖1分析可知長細比過大，一方面將導致彈性頻率降低，增加姿控系統(tǒng)對晃動、彈性運動穩(wěn)定控制的難度；另一方面彈性頻率過低，會進一步壓低剛體控制截頻，使得剛體截頻無法覆蓋高空風的干擾頻率，導致火箭控制精度下降。因此火箭的長細比需要控制在合理的范圍內(nèi)。

圖1 液體運載火箭姿控系統(tǒng)特征頻率分布 Fig.1 The Liquid Launch Vehicle Attitude Control Frequency Distribution

1.4 基礎級模塊化，拓展運載能力區(qū)間

經(jīng)典構(gòu)型設計中，常通過“基礎級芯級模塊+不同數(shù)量助推器”的捆綁方案，實現(xiàn)多個能力區(qū)間的匹配。模塊化設計重點考慮模塊通用、能量密度適中、組成的系列火箭運載能力區(qū)間適中，從而匹配更加靈活多樣的有效載荷發(fā)射任務。

美國的改進型一次性運載火箭發(fā)展計劃，就通過模塊化設計形成具有不同運載能力的一次性運載火箭系列，通過增減助推器模塊數(shù)量精準匹配有效載荷重量，進一步降低了發(fā)射成本。俄羅斯的安加拉火箭則通過采用高度標準化的通用芯級和通用二子級模塊，實現(xiàn)了近地軌道覆蓋3.8 ～50 t，地球同步轉(zhuǎn)移軌道覆蓋2.4 ～19 t的載荷發(fā)射能力。

2 驅(qū)動運載火箭技術(shù)發(fā)展的新需求與新趨勢

2.1 火箭動力垂直起降重復使用

重復使用是下一代運載火箭的核心特征之一，代表了未來運載火箭技術(shù)發(fā)展趨勢，也是實現(xiàn)低成本與高頻度發(fā)射的重要途徑。火箭動力垂直起降運載器概念于20世紀60年代提出。目前，藍色起源公司和太空探索技術(shù)公司（SpaceX）均將火箭動力垂直起降技術(shù)投入了工程應用。SpaceX公司已成功進行了100次以上的一級重復使用的入軌發(fā)射，一級箭體最多復用達到14次。

火箭動力垂直起降的回收方式對運載火箭構(gòu)型設計提出了新的要求，需要基礎級發(fā)動機在再入過程中具備再次啟動和推力調(diào)節(jié)的能力。特別是在最后的著陸段，由于要確保一子級箭體平穩(wěn)垂直降落并回收使用，要求最終的子級推重比接近1左右，基礎級多機并聯(lián)的布局將降低對單臺發(fā)動機的節(jié)流能力需求[9]。

2.2 故障診斷與容錯重構(gòu)

運載火箭故障診斷與容錯重構(gòu)包括故障診斷、任務重構(gòu)、容錯控制3項技術(shù)。故障診斷技術(shù)是進行容錯重構(gòu)設計的前提和基礎，確保故障“檢得出”；任務重構(gòu)技術(shù)指當火箭出現(xiàn)故障等非預期工況時，明確火箭“飛到哪”；容錯控制技術(shù)是指故障火箭穩(wěn)定控制能力下降時，確保火箭“飛得穩(wěn)”。通過此技術(shù)，可確保運載火箭在典型故障工況下仍可進入原軌道或次優(yōu)軌道，提升任務可靠性和安全性。故障診斷與容錯重構(gòu)技術(shù)應用的前提是運載火箭需具備一定的冗余能力。

故障診斷與容錯重構(gòu)技術(shù)已成熟應用于國外火箭。例如，2021年2月16日，獵鷹9火箭在執(zhí)行星鏈一箭60星任務時，一級1臺發(fā)動機在上升段因防熱裙破損導致燃氣內(nèi)漏而關機，任務重構(gòu)后將衛(wèi)星準確送達預定位置，發(fā)射主任務取得成功。

3 創(chuàng)新技術(shù)驅(qū)動運載火箭構(gòu)型變化分析

3.1 垂直起降重復使用技術(shù)對火箭構(gòu)型優(yōu)化的驅(qū)動

火箭一子級的回收可分為動力垂直回收和無動力水平帶翼飛回兩種方式。動力垂直回收的結(jié)構(gòu)效率及經(jīng)濟性、對任務及故障的適應性更高，原因如下：動力垂直回收可通過預留推進劑實現(xiàn)軟著陸，結(jié)構(gòu)增重較小，且具備一定故障冗余能力；帶翼飛回則必須確保足夠升阻比以實現(xiàn)減速，飛回力熱環(huán)境嚴酷，需額外增加熱防護系統(tǒng)，還涉及到水平著陸機構(gòu)及變構(gòu)型機構(gòu)設計，增加了復雜度，降低了可靠性[10]。

3.1.1 影響級間比設計準則

與一次性火箭級間比優(yōu)化方法不同，重復使用火箭需額外考慮回收對運載能力及環(huán)境條件的約束，并使用發(fā)動機節(jié)流能力及經(jīng)過設計的開關機數(shù)量，是典型的兩點邊值條件下的多目標優(yōu)化問題。垂直起降火箭子級的級間比不能太大，否則級間分離高度太高，會造成一子級返回時熱流和動壓太大，引起額外的結(jié)構(gòu)質(zhì)量增重和更多的推進劑需求。從近年發(fā)展趨勢看，近地載荷任務增多，有利于火箭一子級重復使用。為提升抗干擾能力和著陸精度，基礎級單臺發(fā)動機推力不能太大，否則節(jié)流要求太高。因此在一定起飛規(guī)模的要求下，火箭的基礎級臺數(shù)相比原來會有一定增加。

在對最優(yōu)運載能力構(gòu)型的影響上，以某3.5 m直徑的重復使用火箭為例進行分析。由表4可看出，垂直返回功能的增加令火箭的級間比向更小的趨勢變化。

表4 3.5m串聯(lián)構(gòu)型運載能力優(yōu)化 Tab.4 3.5m Series Configuration Carrying Capacity Optimization

根據(jù)以上分析，不同入軌條件下的重復使用對火箭運載能力損失在30%～60%之間，特別是發(fā)射軌道高度較高的任務時，火箭運載能力損失更大，即使二級能力較強的獵鷹9號火箭在考慮回收后的運載能力損失也在30%以上[11]，針對重復使用重新設計級間比有助于提升火箭重復使用后的運載能力。

3.1.2 對動力系統(tǒng)要求更高

為滿足火箭返回段任務剖面，基礎級發(fā)動機需要搖擺和多次起動，可牽引發(fā)動機多機布局適應性、面推比、深度節(jié)流、在線檢測和評估等一系列技術(shù)發(fā)展。

基礎級發(fā)動級推力適度且較宜使用多臺中心對稱布局，典型代表是獵鷹9號火箭的一級發(fā)動機。多機布局需要滿足發(fā)動機搖擺對空間的包絡需求，盡量緊湊布局、壓縮單機最大外包絡。若著陸時發(fā)動機的節(jié)流能力可使火箭實現(xiàn)懸停，要比無懸停能力的情況下高度/速度雙過零控制要求更為可靠，如圖2所示是某重復使用火箭在著陸推重比為1.1和1.5時的著陸精度分析對比。由分析可見，著陸時刻推重比越接近1，越有利于著陸精度控制。

圖2 著陸關機時刻水平位置偏差散布 Fig.2 Horizontal Position Deviation Distribution at the Time of Landing Shutdown

3.1.3 替代模塊化精準匹配

隨著火箭重復使用技術(shù)的逐步應用，原本通過模塊精細組合匹配有效載荷質(zhì)量，以降低發(fā)射費用的方法正在發(fā)生變化[12]。獵鷹9號Block5可重復使用的一級結(jié)構(gòu)效率達到0.935，每次任務視情充分利用二級發(fā)動機多次點火，提升多類軌道發(fā)射任務的能力[13]。其于2021年發(fā)射的科學觀測載荷IXPE質(zhì)量僅340 kg。運載能力有較大富裕，但由于其發(fā)射價格與原本計劃發(fā)射的小型空射型飛馬座火箭差別不大（大約5000萬美元），仍獲得了此次發(fā)射合同，顛覆了傳統(tǒng)發(fā)射市場準則。因此，重復使用可以在確保經(jīng)濟性的前提下，有效拓展火箭的任務剖面，從而降低火箭模塊化壓力，使得通過模塊化設計精準匹配有效載荷的需求變得沒有以前那么敏感。

以往中國一次性火箭研制都是工程牽引，將工程需求作為最大運載能力指標，因此中國火箭起飛推重比都較小，任務適應性不高，面對新需求往往需再新研火箭。相比之下，美國獵鷹9號Block5火箭的起飛推重比為1.42。其芯級模塊貯箱基本相同，更加有利于大規(guī)模配套生產(chǎn)。獵鷹重型火箭也僅在此基礎上做了CBC構(gòu)型改進，從而省去了大量構(gòu)型論證帶來的額外工作量[14,15]。

3.2 故障診斷與容錯重構(gòu)技術(shù)對火箭構(gòu)型優(yōu)化的驅(qū)動

故障診斷與容錯重構(gòu)技術(shù)將對動力冗余、串并聯(lián)構(gòu)型等設計提出新的要求。

3.2.1 牽引動力冗余及提升可靠性

運載火箭具備一定的動力冗余能力是故障診斷與容錯重構(gòu)技術(shù)應用的前提。優(yōu)先選用合理的小推力多機并聯(lián)構(gòu)型，通過可靠性評估來確定推力大小和發(fā)動機臺數(shù)。當系統(tǒng)一臺發(fā)動機出現(xiàn)故障被關閉后，其它發(fā)動機可以通過提高推力的方式彌補故障發(fā)動機的推力損失，從而保障系統(tǒng)的總推力不變。假設單臺發(fā)動機的可靠性與推力大小無關，則冗余1臺和2臺發(fā)動機下的系統(tǒng)可靠性可用式（4）和式（5）來表示。

式中 R1，R2分別為冗余1臺和2臺發(fā)動機下的子級動力系統(tǒng)的可靠性； Cnm為從n個不同元素中取出m個元素的組合數(shù)。

發(fā)動機推力提升的范圍比較有限，一般小于額定推力的20%。表5的計算結(jié)果表明，發(fā)動機冗余可以顯著提高動力系統(tǒng)的可靠性。在一定范圍內(nèi)，適度的增加冗余發(fā)動機臺數(shù)，可有效提升可靠性[16]。

表5 采用非冗余和冗余發(fā)動機可靠性對比表 Tab.5 Reliability under Different Redundancy Capability

3.2.2 優(yōu)先選用串聯(lián)構(gòu)型

并聯(lián)火箭助推器單臺發(fā)動機出現(xiàn)故障時，由于推進劑消耗量偏離額定工況，難以保證推進劑均勻消耗，將導致全箭質(zhì)量分布不均，進而出現(xiàn)新的復雜全箭彈性模態(tài)，這將使得容錯姿態(tài)控制設計難度大大提升；串聯(lián)火箭出現(xiàn)單臺發(fā)動機故障時，推進劑消耗量出現(xiàn)變化，僅使得全箭質(zhì)量分布在時間上出現(xiàn)延滯，進而火箭模態(tài)變化變慢，一般不會出現(xiàn)新的模態(tài)，對于該情況的姿控系統(tǒng)設計可通過諸元切換等方式來解決。

若考慮繼承性、生產(chǎn)制造、運輸制約等實際條件而必須采用并聯(lián)構(gòu)型時，可進一步攻關推進劑交叉輸送、火箭頻率在線辨識等動力和電氣系統(tǒng)關鍵技術(shù)，提升火箭運載能力的同時，提高飛行魯棒性、支撐容錯控制的實現(xiàn)。

3.3 先進系統(tǒng)技術(shù)對火箭構(gòu)型優(yōu)化的驅(qū)動

綜合電子技術(shù)、發(fā)動機技術(shù)等不斷發(fā)展，也為火箭構(gòu)型優(yōu)化提供了新的途徑。

3.3.1 發(fā)動機節(jié)流和再次起動技術(shù)

隨著發(fā)動機技術(shù)的飛速發(fā)展，越來越多的運載火箭使用了發(fā)動機推力調(diào)節(jié)，以改善火箭飛行性能，提高發(fā)射任務的可靠性[17]。國外典型的運載火箭質(zhì)子號M、宇宙神、德爾它-4等在起動段、最大動壓段和關機段都實施了發(fā)動機推力調(diào)節(jié)，提高了運載火箭性能。

以某型捆綁火箭為例進行載荷分析，在最大qa（動壓與攻角之積）狀態(tài)下，對比3種工況的各類輸入數(shù)據(jù)，如表6。芯級節(jié)流、助推節(jié)流工況下載荷攻角雖然分別增大了12%和8%，但最大qa值相對于標準彈道依然分別下降了4%和7%，對應得到的芯級載荷相比標準彈道均有一定降低。

表6 最大qa狀態(tài)3種工況的計算輸入對比 Tab.6 Calculation Input Comparison of Three Working Conditions of Maximum qa State

對于火箭末級，可通過發(fā)動機節(jié)流降低最大過載提升末級結(jié)構(gòu)效率。末級發(fā)動機的再次起動能力也可提升火箭多任務適應性，通過霍曼轉(zhuǎn)移軌道，以最小速度增量代價和能量需求實現(xiàn)變軌，間接實現(xiàn)運載能力提升[18]。相比于采用二次起動入軌，采用降弧段一次入軌后入軌點高度和運載能力的變化情況見表7。

表7 二級二次起動對運載能力的影響 Tab.7 The Influnce of the 2nd Ignition of 2nd Stage

3.3.2 先進姿態(tài)控制技術(shù)

姿控穩(wěn)定性設計對于火箭構(gòu)型長細比有著較強約束，可通過先進姿態(tài)控制提升系統(tǒng)魯棒性以及自適應性，放寬長細比約束。

為了進一步解決低頻彈性控制難題，可以采用速率陀螺加權(quán)控制、自適應陷波濾波等措施。以某型火箭起飛時刻為例，一階彈性頻率達到0.8 Hz左右，且二階彈性頻率1.5 Hz，三階彈性頻率2 Hz，彈性模態(tài)頻率低頻密集，仍采用傳統(tǒng)姿控設計方案的話，難以滿足穩(wěn)定裕度指標。為解決低頻彈性控制難題，基于空間模態(tài)抵消的思想，增設速率陀螺，通過硬件濾波的形式來削弱彈性響應，結(jié)果見圖3。除了硬件濾波，還可以通過自適應濾波算法來實現(xiàn)對彈性的穩(wěn)定控制，基于角速度信號，飛行中實時辨識角速度信號中的彈性頻率成分，在線生成陷波器，實現(xiàn)對彈性頻率的穩(wěn)定控制。通過應用上述先進姿態(tài)控制技術(shù)，突破了0.8 Hz超低頻彈性穩(wěn)定控制難題和同等大型運載火箭的長細比18的約束，支撐了中國某大型捆綁火箭研制工作。

圖3 某運載火箭采用雙速率陀螺加權(quán)控制后 Fig.3 Launch Vehicle Controlled by Double Rate Gyro Weighted Control

4 未來運載火箭構(gòu)型優(yōu)化技術(shù)發(fā)展建議

著眼中國航天發(fā)展總體要求，需結(jié)合重復使用、故障診斷及容錯重構(gòu)等新發(fā)展趨勢，完善火箭構(gòu)型設計方法，實現(xiàn)火箭技術(shù)性能的持續(xù)提升。

4.1 結(jié)合創(chuàng)新技術(shù)發(fā)展，完善火箭構(gòu)型設計準則，實現(xiàn)火箭性能與技術(shù)的持續(xù)提升

經(jīng)典的火箭構(gòu)型設計工作往往有明確工程任務牽引，通常根據(jù)任務需求確定火箭的運載能力和重要構(gòu)型參數(shù)。在此基礎上考慮各種限制以及模塊化等需求，明確各級發(fā)動機推力、結(jié)構(gòu)質(zhì)量以及發(fā)動機布局等。在重復使用等新趨勢驅(qū)動下，經(jīng)典火箭構(gòu)型設計方法已不能完全適用，各專業(yè)傳統(tǒng)工作界面也已打破，火箭構(gòu)型設計面臨新挑戰(zhàn)。

重復使用火箭的總體設計需開展上升段與返回段聯(lián)合設計，各專業(yè)耦合更加緊密。火箭子級返回各類設計約束非線性更強、更為復雜，對級間比的選取、基礎級發(fā)動機的布局及推力選擇等提出了與一次性火箭不同的需求；另一方面，故障檢測及任務重構(gòu)為火箭構(gòu)型設計帶來了新思路，提出了通過發(fā)動機節(jié)流、故障容錯等提升可靠性的新途徑，并牽引出彈道重規(guī)劃、結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測等一系列新的技術(shù)發(fā)展方向。

重復使用、故障檢測及任務重構(gòu)均對構(gòu)型設計起到了顯著牽引作用，在多個方面有著相同的技術(shù)需求。需大力發(fā)展發(fā)動機深度節(jié)流及多次起動技術(shù)，支撐構(gòu)型方案落地，逐步實現(xiàn)對子級箭體甚至是全箭的回收復用；通過構(gòu)型優(yōu)化提升故障適應能力，發(fā)展在線自主決策與快速規(guī)劃技術(shù)，確保在故障狀態(tài)下仍能充分利用火箭的剩余能力完成對應目標，從而應對未來更復雜的宇航發(fā)射任務。

4.2 進一步加大總體多專業(yè)協(xié)同設計和聯(lián)合仿真能力建設，有力支撐多約束下的總體構(gòu)型優(yōu)化

面對重復使用等新的應用場景，過去作為弱約束的箭體過載、熱流等條件轉(zhuǎn)變?yōu)橹饕埽瑲鈩恿岘h(huán)境精確預示、載荷精細化設計、氣動-彈道-載荷聯(lián)合優(yōu)化、故障診斷容錯重構(gòu)、防熱承力一體化等新要求凸顯。需要將發(fā)動機主動節(jié)流等新的設計變量結(jié)合進構(gòu)型設計，通過彈道、姿控、載荷等多專業(yè)聯(lián)合仿真加快優(yōu)化迭代周期，實現(xiàn)新需求下火箭構(gòu)型設計的多專業(yè)快速優(yōu)化。通過建立運載火箭總體快速協(xié)同設計及聯(lián)合仿真、GNC聯(lián)合優(yōu)化設計及仿真、多體動力學聯(lián)合仿真等能力，提高總體小回路設計效率和質(zhì)量。

建立運載火箭總體協(xié)同設計方法，使用基于模型的數(shù)字化協(xié)同設計工具，完善各專業(yè)核心功能模塊的結(jié)構(gòu)化數(shù)據(jù)庫，提升小回路高效快速迭代能力；通過建立GNC聯(lián)合設計與仿真平臺，實現(xiàn)上升段/返回段力學模型標準化與通用化；通過建立多體動力學聯(lián)合仿真平臺，構(gòu)建基于多體動力學模型的建模與仿真方法，解決考慮復雜力學環(huán)境條件下的多體動力學與控制耦合設計與仿真難題，提供直觀全面的仿真結(jié)果以支撐新構(gòu)型的總體參數(shù)優(yōu)化。

4.3 牽引核心動力等單機產(chǎn)品技術(shù)升級

發(fā)動機多次起動與深度節(jié)流、故障診斷與任務重構(gòu)等核心關鍵技術(shù)與構(gòu)型設計密切相關，需盡早攻關突破。應基于新的需求，持續(xù)推進已有發(fā)動機的改進優(yōu)化，基礎級著力構(gòu)建推力量級適宜、推質(zhì)比大的發(fā)動機型譜，發(fā)展多機并聯(lián)技術(shù)；末級在傳統(tǒng)追求高比沖的同時，進一步挖潛大推力性能。在構(gòu)型設計中考慮動力冗余設計，降低故障危害程度甚至大幅減小故障影響，確保火箭有冗余能力來完成飛行任務。

綜上，在需求牽引和技術(shù)發(fā)展的雙重驅(qū)動下，火箭構(gòu)型設計將朝著以下方向持續(xù)發(fā)展：

a）級數(shù)減少，高能化：通過高性能發(fā)動機的發(fā)展、新型材料、先進結(jié)構(gòu)/機構(gòu)等的應用，提升子級模塊性能的同時，令火箭構(gòu)型以更少的級數(shù)、更少的模塊數(shù)量實現(xiàn)較高的運載效率。

b）容錯重構(gòu)，智能化：通過先進測量、故障診斷能力及任務重規(guī)劃和系統(tǒng)重構(gòu)技術(shù)的實施，令動力冗余成為提升火箭可靠性的有效途徑，牽引構(gòu)型模塊向多臺數(shù)發(fā)動機并聯(lián)方向發(fā)展，提升火箭可靠裕度。

c）子級復用，航班化：重復使用帶來的不對稱競爭優(yōu)勢凸顯，火箭設計之初即需兼顧返回及復用任務剖面，牽引回收子級的發(fā)動機向大面推比緊湊中心布局、多次起動等方向發(fā)展，提升末級發(fā)動機推力、推質(zhì)比及子級結(jié)構(gòu)效率，全箭級間比向減小趨勢發(fā)展。

d）模塊兼容，通用化：改變傳統(tǒng)模塊組合形成系列構(gòu)型進行運載能力區(qū)間覆蓋的理念，在重復使用解決了火箭發(fā)射經(jīng)濟性的基礎上，構(gòu)型向著一款火箭覆蓋不同軌道、運載能力向下兼容的方向發(fā)展，富裕運載能力及返回預留推進劑轉(zhuǎn)化為主任務的可靠性提升。

e）需求聚焦、一體化：近年來近地任務需求迅速增長，星箭一體化設計是提升組網(wǎng)任務發(fā)射效率的有效技術(shù)途徑。此外，火箭構(gòu)型自身也向著深度一體化的方向發(fā)展，電氣一體化、傳力一體化、能源一體化等都將不斷提升火箭的性能和效率。

5 結(jié)束語

經(jīng)過60多年的自主創(chuàng)新，中國運載火箭發(fā)展經(jīng)歷了從無到有、從老到新的發(fā)展階段。未來，隨著人類空間利用活動的日益增多，航班化、智能化將成為未來世界航天運輸系統(tǒng)的主要特征，對運載火箭的可靠性、任務適應性、快響性等提出了更高要求。運載火箭構(gòu)型設計對新技術(shù)、新理念的結(jié)合程度直接決定了火箭的生命力。面對新的需求、機遇和挑戰(zhàn)，應立足中國國情和戰(zhàn)略發(fā)展需要，不斷創(chuàng)新、不斷突破，持續(xù)開展構(gòu)型優(yōu)化、性能提升工作，增加新功能、融入新要素，打造可靠性高、適應性好、生命力強的運載火箭產(chǎn)品體系。