長征八號運載火箭總設(shè)計師宋征宇：重復(fù)使用航天運載器的發(fā)展及其關(guān)鍵技術(shù)

文章摘要

重復(fù)使用航天運載器是運載火箭的未來，也是滿足大規(guī)模、高效益進出太空的前提條件。文章回顧了重復(fù)使用航天運載器技術(shù)60多年的發(fā)展歷程，尤其是近10年來在商業(yè)航天的驅(qū)動下所取得的最新進展，同時總結(jié)了中國重復(fù)使用航天運載器技術(shù)，特別是垂直起降技術(shù)的進展。針對目前已被成功驗證為可行的垂直起降的重復(fù)使用方式，從液體火箭發(fā)動機推力調(diào)節(jié)、液體火箭發(fā)動機多次起動、著陸制導(dǎo)與控制、高精度導(dǎo)航、機構(gòu)方面對各項關(guān)鍵技術(shù)進行綜述和討論。提出中國重復(fù)使用航天運載器技術(shù)未來發(fā)展的建議，包括將經(jīng)濟性作為設(shè)計約束貫穿始終，建立重復(fù)使用設(shè)計方法與準則，突破載荷環(huán)境高精度預(yù)示技術(shù)，發(fā)展重復(fù)使用檢測、維護與評估技術(shù)，合理選擇動力系統(tǒng)類型，盡快實現(xiàn)垂直回收集成演示驗證，以及兼顧發(fā)展水平起降重復(fù)使用航天運載器技術(shù)，從而為中國未來實現(xiàn)大規(guī)模、高效益進出太空打下堅實基礎(chǔ)。

1.1? 國際發(fā)展態(tài)勢

可重復(fù)使用航天運載器的應(yīng)用研究可追溯至20世紀60年代，當時美國開展了X系列驗證機的大量研究。20世紀70年代，蘇聯(lián)、美國均研制了以航天飛機為代表的重復(fù)使用航天器。特別是美國，從1981年至2011年，航天飛機共執(zhí)行了135次飛行任務(wù)，代表了一個航天時代的頂峰。但由于高昂的發(fā)射維護成本等原因，航天飛機最終退出歷史舞臺。進入20世紀90年代，美國先后提出X-30超高速國家空天飛機、麥道航宇公司的“德爾塔三角快帆”以及洛克希德-馬丁公司的“冒險星”縮比原型機X-33。然而，由于當時技術(shù)和經(jīng)費等諸多的問題，上述項目均被擱置。21世紀初期，美國再次嘗試各類計劃，如以提高航天器戰(zhàn)時響應(yīng)能力為目標的“快速反應(yīng)、小載荷、經(jīng)濟上可承擔(dān)的發(fā)射”系統(tǒng)計劃、“經(jīng)濟可承受快速響應(yīng)航天運輸”計劃等，均同樣由于高額的經(jīng)費預(yù)算而中止。在此時間段，除了X-37B軌道試驗飛行器外，重復(fù)使用技術(shù)的應(yīng)用研發(fā)停滯不前。

近年來，隨著商業(yè)航天的崛起，低成本商業(yè)化需求促進了重復(fù)使用航天運載器的快速發(fā)展。其中，美國SpaceX公司的“獵鷹-9”（Falcon-9）運載火箭采取垂直起降技術(shù)，單個模塊最多使用12次，連續(xù)2次發(fā)射中轉(zhuǎn)周期最短至27 d。該公司還在研制“超重-星艦”完全重復(fù)使用運載火箭，并開展多次入軌級樣機SN系列驗證機的飛行試驗。此外，美國藍色起源公司“新謝潑德”火箭的一子級也采用垂直起降技術(shù)，載人太空艙采用降落傘進行著陸回收；英國維珍銀河公司采用載機空射技術(shù)，飛機與太空船均水平起降重復(fù)使用，并均完成多次驗證性飛行。

上述公司的成功，得益于前人開展的大量研究工作。其中，垂直起降回收方案適用于子級模塊規(guī)模大、發(fā)動機數(shù)量多的大中型火箭，其發(fā)動機節(jié)流能力較易實現(xiàn)。而對于中小型運載火箭，尤其在發(fā)動機數(shù)量少、推力大、深度節(jié)流困難的條件下，傘降回收也是一個可選方案，技術(shù)成熟度高，但回收體規(guī)模也較小，著陸沖擊難以克服。

1.2? 中國發(fā)展態(tài)勢

中國自20世紀80年代開始研究重復(fù)使用航天運載器技術(shù)，提出了多種構(gòu)型的重復(fù)使用航天運載器方案，主要包括升力式重復(fù)使用航天運載器和基于傳統(tǒng)火箭構(gòu)型的重復(fù)使用運載火箭。

在升力式重復(fù)使用航天運載器方面，中國整體處于并跑水平。其中，2021年中國首次開展了亞軌道重復(fù)使用航天運載器飛行演示驗證，取得圓滿成功。還開展了大量組合動力技術(shù)研究，包括渦輪基組合循環(huán)（TBCC）、火箭基組合循環(huán)（RBCC）、渦輪輔助火箭增強沖壓組合循環(huán)（TRRE）、預(yù)冷空氣渦輪火箭組合循環(huán)（PATR）等。

在基于傳統(tǒng)火箭構(gòu)型的重復(fù)使用運載火箭方面，主要利用長征火箭開展關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，其中的關(guān)鍵技術(shù)如下。

1）推力調(diào)節(jié)技術(shù)

長征八號（CZ-8）遙一運載火箭在首飛中，驗證了補燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動機的推力調(diào)節(jié)能力，推力變化通過設(shè)置在燃氣發(fā)生器燃料供應(yīng)路的流量調(diào)節(jié)器實現(xiàn)，其工作原理如圖1所示。

圖1? 具備節(jié)流功能的液氧煤油發(fā)動機系統(tǒng)組成

調(diào)節(jié)器中的馬達通過轉(zhuǎn)動減小調(diào)節(jié)器的開度，從而減少流向發(fā)生器中的燃料，并降低發(fā)生器中燃燒室的溫度。由此渦輪的輸出功率降低，導(dǎo)致流向發(fā)動機的液氧和煤油供應(yīng)量降低，從而降低推力。調(diào)節(jié)裝置中微小的變化就能產(chǎn)生足夠大的渦輪功率的變化，從而實現(xiàn)一定范圍的推力變化，但混合比基本維持不變。

2）垂直著陸制導(dǎo)與控制技術(shù)

利用“孔雀”飛行器驗證了基于在線軌跡規(guī)劃的自主制導(dǎo)方法，同時探索了柵格舵、姿控噴管和主發(fā)動機復(fù)合控制技術(shù)，在低空飛行實驗中取得了圓滿成功。在此基礎(chǔ)上，研制采用火箭發(fā)動機的垂直起降驗證飛行器，研究“高精度導(dǎo)航與在線軌跡規(guī)劃+跟蹤”的制導(dǎo)方法，實現(xiàn)閉環(huán)速度控制；研究適應(yīng)大靜不穩(wěn)和晃動極零現(xiàn)象的參數(shù)優(yōu)化方法，應(yīng)對著陸過程中支腿展開產(chǎn)生的箭體質(zhì)心和壓心劇烈變化；采用基于自抗擾控制的擴張狀態(tài)觀測器估計補償回路，確保著陸過程的姿態(tài)穩(wěn)定和控制精度；提出一種以遠離可行域邊界為目標的自主制導(dǎo)方法，以應(yīng)對發(fā)動機節(jié)流能力受限導(dǎo)致著陸段推重比大的情況。

3）重復(fù)使用機構(gòu)技術(shù)

依托CZ-2C和CZ-4B火箭先后搭載柵格舵系統(tǒng)完成了落區(qū)控制技術(shù)驗證，通過柵格舵的控制作用大大減小落區(qū)面積，也積累了在氣動設(shè)計、柵格舵展開鎖定機構(gòu)設(shè)計等方面的經(jīng)驗。通過CZ-8R運載火箭垂直返回技術(shù)攻關(guān)，完成面向3.35 m直徑垂直返回著陸緩沖機構(gòu)研制和全面的地面系統(tǒng)考核驗證。圖2和圖3給出了CZ-8R設(shè)計的著陸緩沖機構(gòu)和展開試驗場景。

圖2? 面向中國3.35 m直徑運載火箭著陸緩沖機構(gòu)

圖3? 著陸緩沖機構(gòu)展開試驗圖

4）火箭殘骸落區(qū)控制技術(shù)

利用CZ-2C火箭開展了整流罩落區(qū)控制應(yīng)用研究，采用減速傘作為控制裝置；利用CZ-3B火箭開展了助推器落區(qū)控制飛行試驗，通過翼傘將助推器導(dǎo)引至預(yù)定的安全區(qū)域降落。圖4為CZ-3B火箭助推器傘控系統(tǒng)全程飛行剖面。

圖4? 助推器傘控系統(tǒng)全程飛行剖面

5）傘降回收技術(shù)

開展了一子級傘降陸地回收技術(shù)和一子級動力艙段空中回收技術(shù)研究。降落傘系統(tǒng)采用2具減速傘+3具主傘方案，并利用布置在一子級前后端的氣囊系統(tǒng)對著陸過程進行緩沖。完成5 t級回收體大型群傘+緩沖氣囊空投飛行試驗（圖5）、傘降回收全尺寸箭體尾段結(jié)構(gòu)疲勞試驗，突破“柵格舵+群傘+氣囊”回收總體設(shè)計、子級回收大型群傘設(shè)計、自吸氣型大型緩沖氣囊、智能掛取系統(tǒng)設(shè)計等關(guān)鍵技術(shù)。

圖5 ?大型群傘+氣囊陸上回收空投試驗驗證

綜上，由于發(fā)動機節(jié)流深度與國外大推力發(fā)動機相比仍存在差距，這制約了中國基于傳統(tǒng)構(gòu)型的重復(fù)使用運載火箭的研發(fā)，整體尚處于跟跑 狀態(tài)。但正由于此，中國學(xué)者突破了在推重比遠大于1（6~8）的嚴苛條件下，在線自主軌跡規(guī)劃和制導(dǎo)與控制技術(shù)；并在著陸速度存在較大偏差（不超過5 m/s）的條件下，克服了大跨距、短窗口、高偏差、強沖擊等系列設(shè)計難題，實現(xiàn)著陸緩沖機構(gòu)可靠展開、準確鎖定、穩(wěn)定減速與高效緩沖等多項功能。上述兩項技術(shù)具有國際領(lǐng)先水平。

考慮到垂直回收是中大型運載火箭的主要復(fù)用方式，本節(jié)重點針對這種模式討論關(guān)鍵技術(shù)。垂直回收的典型工作場景如圖6所示。

圖6? 垂直回收的典型工作場景示意圖

2.1? 液體火箭發(fā)動機推力調(diào)節(jié)

當前發(fā)動機推力調(diào)節(jié)技術(shù)主要包括具有流量調(diào)節(jié)能力的高壓降噴注器、多集液腔噴注器、針栓噴注器、氣體噴注和噴管喉部調(diào)節(jié)方法5種途徑。

大范圍推力調(diào)節(jié)使發(fā)動機供應(yīng)系統(tǒng)、渦輪泵、燃燒組件大范圍偏離額定工況工作，供應(yīng)系統(tǒng)穩(wěn)定裕度降低，有可能導(dǎo)致振動加大、噴注器霧化不足、產(chǎn)生不穩(wěn)定燃燒等問題。因此，發(fā)動機大范圍推力調(diào)節(jié)需要突破適應(yīng)大范圍流量調(diào)節(jié)的噴注器技術(shù)和推力室技術(shù)、適應(yīng)大范圍推力調(diào)節(jié)的渦輪泵技術(shù)和調(diào)節(jié)器技術(shù)等。

2.2? 液體火箭發(fā)動機多次起動

對垂直起降重復(fù)使用運載火箭，發(fā)動機多次高可靠點火起動成為基本條件。

1）多次點火方案

如果推進劑組合為非自燃狀態(tài)，少量的次數(shù)可考慮使用藥柱或者點火導(dǎo)管等方式來實施；若需超過3次以上的點火能力，宜考慮采用火炬點火等方式來實現(xiàn)，以減少發(fā)動機總裝結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性和系統(tǒng)工作難度。

2）發(fā)動機入口壓力保障

當火箭模塊進入到回收階段時，貯箱氣枕大；同時推進劑處于低重力階段，推進劑和貯箱氣枕內(nèi)氣體摻混導(dǎo)致箱壓出現(xiàn)較大幅度的下降。對于低溫推進劑貯箱，其箱壓下降幅度更為明顯。為保證入口壓力，需降低發(fā)動機對入口壓力的需求，或者通過貯箱的特殊設(shè)計來加以解決。

3）推進劑管理問題

為實現(xiàn)基于火箭動力的重復(fù)使用，貯箱內(nèi)將預(yù)留一定量的推進劑供發(fā)動機再次起動和回收過程使用?；厥漳K會經(jīng)歷微重力階段，此時推進劑將大概率處于漂浮狀態(tài)。因此，在需要發(fā)動機再次點火起動之前，提前保證推進劑處于沉底狀態(tài)。這使得回收模塊推進劑管理難度大幅增加。

2.3? 著陸制導(dǎo)與控制

1）著陸段全程制導(dǎo)和開關(guān)機控制方法

火箭在再入稠密大氣的過程必須滿足動壓、熱流、過載等再入約束，這涉及慣性調(diào)姿段和動力減速段的聯(lián)立優(yōu)化。若將動力減速結(jié)束后的飛行軌跡視為一條連接火箭與目標著陸點的軌道，則可以采用迭代制導(dǎo)或閉路制導(dǎo)，具有較強的適應(yīng)性。在此基礎(chǔ)上，還可以采用幾何位置與時間更新雙層迭代制導(dǎo)方法。

火箭在垂直著陸時刻，還需同時滿足質(zhì)心和繞心耦合的終端約束，這涉及氣動減速段和動力軟著陸段的聯(lián)立優(yōu)化。在氣動減速段由于箭體底部結(jié)構(gòu)復(fù)雜，且進入稠密大氣時不確定性擾動最大，因此要求制導(dǎo)系統(tǒng)盡可能通過反饋控制的方式，利用氣動力將火箭導(dǎo)引向目標著陸點。Lu提出基于預(yù)測校正的氣動減速段再入制導(dǎo)算法以提升著陸精度。比例導(dǎo)引通過增加偏置項，也能夠在控制速度位置的同時對終端姿態(tài)進行約束。Song等利用數(shù)值方法分析動力軟著陸段可行域與發(fā)動機推力調(diào)節(jié)能力的關(guān)系，并提出自適應(yīng)開機方法。這類算法在約束適應(yīng)性上相比于解析方法具有明顯的優(yōu)勢，其中基于凸優(yōu)化的直接法已被應(yīng)用于火星著陸和Falcon-9火箭的助推器著陸。但是對于存在非凸約束優(yōu)化問題的在線求解，受限于理論上的收斂性難題尚未實現(xiàn)工程應(yīng)用。

2）異類執(zhí)行機構(gòu)復(fù)合控制技術(shù)

在慣性調(diào)姿段，為完成近180°的大范圍調(diào)姿，采用直接力控制的方式，在遠離質(zhì)心的位置安裝反作用控制系統(tǒng)（Reaction Control System, RCS）。針對大范圍調(diào)姿引起的推進劑大幅度晃動問題，Shtessel等提出利用滑模觀測器重構(gòu)晃動模態(tài)，并設(shè)計了能夠補償晃動影響的控制器；Pei等則利用自適應(yīng)增廣控制器實時抑制火箭的晃動不穩(wěn)定性。

在動力減速段，通過搖擺發(fā)動機實現(xiàn)飛行姿態(tài)穩(wěn)定控制。針對發(fā)動機點火后尾焰羽流對箭體的作用，以及模型不確定性和外部干擾，Hall等設(shè)計了一種連續(xù)滑模控制方法，具有良好的魯棒性。Wang等結(jié)合魯棒自適應(yīng)控制和反步控制方法，控制可重復(fù)使用運載火箭的再入姿態(tài)。

在氣動減速段，利用柵格舵氣動力矩進行姿態(tài)調(diào)整是有效的方法。在柵格舵控制能力不足時可引入RCS復(fù)合控制，提升橫側(cè)向機動能力。

在動力軟著陸段，氣動舵控制效率逐漸降低。此時，箭體質(zhì)心和壓心變化較大，著陸支腿展開存在動態(tài)過程，且展開不同步對姿態(tài)有沖擊。以增強適應(yīng)性為目標的辨識與自抗擾控制方法是主要的研究方向。

2.4? 高精度導(dǎo)航

重復(fù)使用航天運載器的返回過程對導(dǎo)航精度要求很高。隨著火箭距離著陸場越來越近，大氣環(huán)境更為復(fù)雜，慣性/衛(wèi)星組合導(dǎo)航方法已無法滿足任務(wù)需求。應(yīng)當結(jié)合地面輔助導(dǎo)航方法提升導(dǎo)航精度，例如采用差分全球定位系統(tǒng)（Differential Global Positioning System, DGPS）高精度導(dǎo)航，可將其基站布置在著陸場。

對于海上著陸，在火箭高度較低時可增加微波測距測速的方式，補償DGPS在高度方向精度不足的缺點。用于自主著艦的聯(lián)合精密進近與著陸系統(tǒng)可以無視天氣和強干擾電磁環(huán)境的影響而安全起降，能夠滿足可重復(fù)使用火箭地面與海上著陸的導(dǎo)航精度。

2.5? 機構(gòu)

1）柵格舵

典型柵格舵系統(tǒng)的組成包括舵、解鎖機構(gòu)、展開鎖定機構(gòu)和傳動機構(gòu)等。柵格舵良好的外形設(shè)計是減緩翼元壁面之間氣流壅塞，提高升阻比的關(guān)鍵。流線型剖面的翼元壁面具有降低阻力的效果，結(jié)合鈍圓頭的前緣能夠?qū)α骶€型剖面的尖銳前緣進行有效的防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計。美國“獵戶座”飛船的逃逸飛行器測試過整體后掠式柵格舵，超音速性能更佳。翼元壁面的局部前后掠也能夠改善整體的氣動特性，并改善整體后掠帶來的結(jié)構(gòu)安裝不便問題。Falcon-9火箭的柵格舵就改進為翼元壁面的局部后掠式，對降低零升阻力和提高升阻比有明顯貢獻。

2）著陸緩沖機構(gòu)

為確保機構(gòu)整體可靠性，設(shè)計方案多基于盡量少的運動構(gòu)件與單自由度方案開展，通過選用不同的運動副與組合形式開展方案設(shè)計。王英超等開展簡化機構(gòu)動力學(xué)分析，用以研究該機構(gòu)對著陸穩(wěn)定性的分析。袁晗等基于運動學(xué)分析方法對運載火箭返回著陸穩(wěn)定性進行了建模，并分析相關(guān)參數(shù)的影響，提出適用性更強的運載火箭著陸安全性判據(jù)條件。

目前典型的著陸緩沖機構(gòu)包括Falcon-9和“新格倫號”火箭采取的兩種倒三角式、“新謝潑德”火箭采取的四邊形式，以及哈爾濱工業(yè)大學(xué)團隊所設(shè)計的主腿可折疊倒三角形式。機構(gòu)各方案優(yōu)劣與運載火箭返回質(zhì)量特性、穩(wěn)定性需求、著陸狀態(tài)等因素相關(guān)。

岳帥等采用滾珠鎖定形式開展著陸機構(gòu)設(shè)計及動力學(xué)分析，并通過氣壓驅(qū)動形式實現(xiàn)對著陸機構(gòu)伸縮展開鎖定與收攏解鎖。Yue等通過設(shè)計液體彈簧緩沖裝置實現(xiàn)著陸機構(gòu)緩沖功能設(shè)計及優(yōu)化。液壓緩沖雖然能實現(xiàn)重復(fù)使用，但往往需采取液氣組合或與機械彈簧組合的設(shè)計形式，設(shè)計方案偏于復(fù)雜。田保林等使用鋁蜂窩緩沖形式，通過預(yù)壓形式降低緩沖初期的峰值效應(yīng)。肖杰等則采用氣驅(qū)能源，通過改變主腿氣腔兩端氣壓差實現(xiàn)伸展與收縮動作的執(zhí)行。

3）冷氣推沖分離機構(gòu)

冷氣推沖分離機構(gòu)已應(yīng)用到Falcon-9和Falcon重型火箭的級間分離、整流罩分離和助推器分離中，以替代傳統(tǒng)基于火工能源的分離裝置。這一改變實現(xiàn)了產(chǎn)品的重復(fù)使用，并做到可檢測，有效提高火箭安全性與可靠性。類似的概念也應(yīng)用在冷氣推沖衛(wèi)星釋放機構(gòu)中。

從國內(nèi)氣驅(qū)機構(gòu)研究看，杜正剛等采用正交設(shè)計法分析了氣瓶容積、氣壓、介質(zhì)溫度和噴管擴張比對分離沖量的影響。馬鑫等介紹一種氣動式有效載荷分離釋放機構(gòu)，采用兩型薄型氣缸配合實現(xiàn)分離推力的寬幅調(diào)節(jié)。但是飛行產(chǎn)品中還未有類似技術(shù)得到驗證。

垂直回收方式的關(guān)鍵技術(shù)還涉及箭體/發(fā)動機防熱、海上回收平臺等，限于篇幅，本文不再展開介紹。

中國若要實現(xiàn)重復(fù)使用航天運載器技術(shù)，需要從設(shè)計源頭出發(fā)提升重復(fù)使用性能，如重復(fù)使用次數(shù)、維護維修周期和成本等，從而提升重復(fù)使用的經(jīng)濟效益。這就需要解決如下諸多基礎(chǔ)問題和技術(shù)難題。

3.1? 將經(jīng)濟性作為設(shè)計約束貫穿始終

經(jīng)濟性對重復(fù)使用航天運載器非常重要，否則可能重蹈美國航天飛機的覆轍。需要綜合考慮全壽命周期成本和重復(fù)使用后帶來的運載能力損失兩大因素，其中全壽命周期成本不僅僅包括研制費、制造費和發(fā)射場費用，還包括回收費和維護維修費。

由于涉及重復(fù)使用技術(shù)的攻關(guān)，重復(fù)使用航天運載器的研制費高于一次性運載火箭。由于重復(fù)使用航天運載器增加著陸緩沖機構(gòu)、柵格舵、回收控制系統(tǒng)等硬件，其制造費也高于一次性運載火箭。發(fā)射場費用主要由推進劑費用、測試、運輸和發(fā)射、發(fā)射場管理和地面技術(shù)支持系統(tǒng)等費用構(gòu)成，這與一次性使用火箭相當?；厥召M主要包括箭體結(jié)構(gòu)的回收、運輸和檢查等費用。維護維修費包括主要部件的維護、修復(fù)更換費用和維修的人工成本等。

以兩級中大型運載火箭為例，考慮未來利用該火箭執(zhí)行進入空間任務(wù)總規(guī)模為1萬t，并以其一次性使用運載能力20 t為基準。假設(shè)一子級重復(fù)使用后運載能力損失20%，兩級完全重復(fù)使用后運載能力損失40%；并綜合考慮研發(fā)和制造費用的增加，以及回收和維護維修費用的增加，分析得到如圖7所示結(jié)果。

圖7? 重復(fù)使用運載火箭單次發(fā)射成本、單位載荷發(fā)射成本與重復(fù)使用次數(shù)之間的關(guān)系

圖7（a）為重復(fù)使用后單次發(fā)射成本與一次性運載火箭的比值，圖7（b）為單位載荷發(fā)射成本與一次性運載火箭的比值；比值小于1說明得到了降低費用的效益，且比值越小效益越好?？梢钥吹剑谥貜?fù)使用次數(shù)很少時單位載荷發(fā)射成本并沒有減少，且對于完全重復(fù)運載器而言這種情況更顯著。當重復(fù)使用次數(shù)增加，發(fā)射成本不斷下降。當火箭完全重復(fù)使用且復(fù)用次數(shù)足夠多時，全箭制造成本將趨于0，最終發(fā)射成本集中于發(fā)射場、回收費和維護維修費。因此，為最終達到大幅降低進入空間成本的目標，同時還需努力降低發(fā)射場、回收費和維護維修費。

需要指出的是，如果重復(fù)使用后運載能力損失較大，且火箭回收的部分占火箭總成本的比例較低，或者火箭維修的費用過高，將導(dǎo)致回收效率大幅下降，甚至出現(xiàn)單位載荷發(fā)射成本與一次性運載火箭的比值永遠大于1的情況。因此，方案設(shè)計需要首先考慮經(jīng)濟性因素。

3.2? 建立重復(fù)使用設(shè)計方法與準則

在設(shè)計初期需要考慮重復(fù)使用的需求，而一次性運載火箭的設(shè)計方法和設(shè)計準則已不再完全適用。對于垂直起降運載器，采用多臺發(fā)動機并聯(lián)設(shè)計是有利于定點軟著陸控制的（但也并非一定要設(shè)計成多臺發(fā)動機并聯(lián)的方案），應(yīng)把操作、維護、壽命周期和成本等作為重點考慮因素，提升重復(fù)使用性能。航天運載器系統(tǒng)功率密度大、內(nèi)外部工作環(huán)境惡劣是制約航天運輸系統(tǒng)重復(fù)使用性能提升的關(guān)鍵因素。為此，需要改進系統(tǒng)設(shè)計理念，實現(xiàn)從基于性能設(shè)計到基于可靠性設(shè)計的轉(zhuǎn)變。研究航天運載器全壽命周期設(shè)計方法，以疲勞壽命、耐久性與損傷容限設(shè)計為基礎(chǔ)，制定壽命設(shè)計模型及準則，并大量應(yīng)用新材料、新工藝和新技術(shù)，提升關(guān)鍵部件的重復(fù)使用性能及長壽命工作能力。

3.3? 突破載荷環(huán)境高精度預(yù)示技術(shù)

為提升重復(fù)使用設(shè)計性能，如重復(fù)使用次數(shù)、使用維護性等，需要實現(xiàn)載荷精細化設(shè)計，這就需要開展載荷環(huán)境高精度預(yù)示，為動力系統(tǒng)、防熱系統(tǒng)和結(jié)構(gòu)系統(tǒng)等設(shè)計提供精確的輸入。除回收一子級外，如果要回收入軌級，箭體將從軌道再入，其環(huán)境更為惡劣，面臨防熱、控制等更嚴峻的挑戰(zhàn)，對載荷環(huán)境預(yù)示精確度要求更高。需要研究全任務(wù)流程載荷與力學(xué)環(huán)境激勵源作用機理，揭示動態(tài)載荷與力學(xué)環(huán)境的傳播規(guī)律，形成適用于重復(fù)使用運載火箭的外激勵表征—動載荷識別—響應(yīng)預(yù)示至載荷與力學(xué)環(huán)境條件設(shè)計能力。研究復(fù)雜構(gòu)型氣動力熱環(huán)境高精度預(yù)示方法，揭示氣動力熱物理效應(yīng)和流動機理，發(fā)展適用的數(shù)值計算方法和力熱環(huán)境高精度預(yù)示模型，縮小天地差異。

3.4? 發(fā)展重復(fù)使用檢測、維護與評估技術(shù)

需要在全壽命周期內(nèi)進行箭體嚴格的檢測，對關(guān)鍵易損部件進行維護、維修或更換；制定維護維修策略，對回收后是否可以再次使用要進行有效的評估。應(yīng)考慮系統(tǒng)易組裝和易拆卸設(shè)計，應(yīng)用增材制造等先進工藝大幅減少或消除焊縫；采用模塊化設(shè)計，可獨立快速拆卸，或在盡可能少影響其他部件的前提下實現(xiàn)快速拆卸。研究箭體結(jié)構(gòu)無損、集成化、微型化自感知的理論和方法，構(gòu)建系統(tǒng)薄弱部位與關(guān)鍵結(jié)構(gòu)一體化監(jiān)測網(wǎng)絡(luò)，獲得強環(huán)境適應(yīng)性、寬感知范圍和高精度的溫度、應(yīng)變、振動等數(shù)據(jù)，實現(xiàn)性能狀態(tài)快速評估。利用數(shù)據(jù)挖掘等技術(shù)進行異常診斷與健康監(jiān)測/預(yù)測，實現(xiàn)故障準確定位。采用智能化技術(shù)提升快速測試發(fā)射和檢測維護的效率、準確度及全面性，全面提高使用維護快速性、便捷性和有效性。

3.5? 合理選擇重復(fù)使用動力系統(tǒng)類型

動力的選擇對重復(fù)使用航天運載器的未來發(fā)展具有重要意義。在重復(fù)使用火箭動力類型的選擇方面，當前主要考慮液氧煤油和液氧甲烷兩種動力類型。由表1可以看出，液氧煤油發(fā)動機與液氧甲烷發(fā)動機性能差別不大，但液氧甲烷發(fā)動機的重復(fù)使用性能更好。從國際上重復(fù)使用運載火箭動力類型的選擇情況來看，兩種類型發(fā)動機均有應(yīng)用，但采用液氧甲烷發(fā)動機的新型重復(fù)使用運載火箭更加廣泛。基于中國長征火箭主發(fā)動機的技術(shù)基礎(chǔ)，短期內(nèi)液氧煤油動力發(fā)展基礎(chǔ)好，可基于此進行改進，并開展重復(fù)使用技術(shù)飛行演示驗證。從長期看，液氧甲烷動力在重復(fù)使用性能、深空探測原位制取等方面具有優(yōu)勢，可用于后續(xù)的升級換代。

表1 液氧煤油發(fā)動機與液氧甲烷發(fā)動機性能對比

3.6? 盡快實現(xiàn)垂直回收集成演示驗證

對于進出空間重復(fù)使用航天運載器，垂直起降方式較為適合中大型運載火箭，還可以拓展應(yīng)用于未來地外行星的著陸與起飛，并已經(jīng)被美國SpaceX公司證實其重復(fù)使用應(yīng)用具有可行性。中國應(yīng)盡早開展運載火箭垂直起降的集成演示驗證，早日實現(xiàn)有工程應(yīng)用價值的重復(fù)使用。垂直回收技術(shù)對中大型運載火箭而言是一個新的任務(wù)流程，需要突破的關(guān)鍵技術(shù)在第2節(jié)已經(jīng)進行詳細介紹。如在海上平臺回收，還涉及到著陸后在海上平臺自動鎖定防傾倒問題。

盡管中國在垂直著陸制導(dǎo)與控制和著陸緩沖機構(gòu)等方面取得了突破，但仍需通過集成演示驗證來帶動其他關(guān)鍵技術(shù)的突破并積累經(jīng)驗。目前階段尤其要聚焦于低壓條件下的發(fā)動機多次啟動和推進劑管理、進一步提高發(fā)動機的節(jié)流深度，以及箭體/發(fā)動機防熱等難題。

3.7 ?兼顧發(fā)展水平起降重復(fù)使用航天運載器技術(shù)

除垂直起降方式外，水平起降方式可以有效利用地球大氣，在特定應(yīng)用場景下具有優(yōu)勢。水平起降可以采用火箭動力或組合動力，但由于水平起降需要設(shè)計較大的機翼和起落架等裝置，其整體結(jié)構(gòu)效率不高，且當前組合動力技術(shù)成熟度低、推力量級小，至今還未有工程成功應(yīng)用的先例。但若合理設(shè)計方案和應(yīng)用場景，例如把組合動力水平起降方式用于發(fā)射小型載荷，采用火箭動力水平起降方式，則可實現(xiàn)大規(guī)模洲際極速遠程運輸?shù)取?/span>

與相對成熟的一次性運載火箭相比，重復(fù)使用航天運載器的設(shè)計仍面臨較大的挑戰(zhàn)，技術(shù)成熟度不高，且種類很少。目前，僅Falcon-9火箭證明了采用火箭動力垂直起降是可以實現(xiàn)重復(fù)使用的，并取得了商業(yè)上的成功。長征火箭一直以來為重復(fù)使用持續(xù)地開展關(guān)鍵技術(shù)驗證，也提出了完整的回收解決方案。然而，火箭回收僅是重復(fù)使用的第一步，還需要解決本文提出的設(shè)計、健康監(jiān)測等一系列難題。此外，還需要考慮市場的驅(qū)動力，以及衛(wèi)星與火箭產(chǎn)能的匹配、發(fā)射工位的可用性等外部因素。

重復(fù)使用不僅僅帶來運輸成本的下降，還將催生新的應(yīng)用場景和需求。例如，利用回收級開展搭載試驗、實施空間飛行器如衛(wèi)星的回收和利用等，應(yīng)用前景廣闊。長征火箭將延續(xù)一貫的傳統(tǒng)，繼續(xù)推進關(guān)鍵技術(shù)的突破，走多樣化發(fā)展之路，并在適當?shù)臅r機推出可復(fù)用的、具有中國特色的、滿足不同用戶需求的產(chǎn)品。

本文轉(zhuǎn)載自“前瞻科技雜志 ”，原標題《綜述與述評 | 長征八號運載火箭總設(shè)計師宋征宇：重復(fù)使用航天運載器的發(fā)展及其關(guān)鍵技術(shù)》。

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