汪軼俊，古艷峰，唐明亮

(上海宇航系統(tǒng)工程研究所,上海 201109)

長征四號乙/丙運載火箭末級空間碎片減緩技術(shù)研究與應(yīng)用

汪軼俊，古艷峰，唐明亮

(上海宇航系統(tǒng)工程研究所,上海 201109)

為有效減少空間碎片的產(chǎn)生，避免空間碎片危及空間活動和航天器安全，保護空間環(huán)境，對長征四號乙/丙(CZ-4B/4C)運載火箭末級空間碎片減緩技術(shù)及應(yīng)用進行了研究?；趪H上對運載火箭末級空間碎片減緩的鈍化和離軌等基本要求，確定了CZ-4B/4C運載火箭末級的鈍化和離軌技術(shù)。給出了改進后的剩余推進劑排放方案。介紹了其中推進劑管理、排放程序優(yōu)化設(shè)計、推進劑排放污染分析、全系統(tǒng)地面冷流試驗、排放程序兼顧離軌，以及高壓氣體釋放等關(guān)鍵技術(shù)。對CZ-4B/4C運載火箭28次LEO軌道發(fā)射任務(wù)事后的末級離軌效果統(tǒng)計表明：末級留軌近地點高度平均下降約200 km，留軌壽命降低約70%，采取的末級鈍化措施在LEO任務(wù)中的離軌效果明顯。討論了CZ-4B/4C運載火箭末級留軌時間控制中后續(xù)三級發(fā)動機二次點火離軌、三級發(fā)動機三次點火離軌和姿控正推推力器離軌等主動離軌方法發(fā)展及其關(guān)鍵技術(shù)。研究對推動我國運載火箭空間碎片減緩的發(fā)展有重要參考價值。

空間碎片； 減緩； 長征四號乙/丙(CZ-4B/4C)運載火箭； 末級鈍化； 剩余推進劑排放； 高壓氣體釋放； 末級被動離軌； 末級主動離軌

0 引言

從1957年第一顆人造衛(wèi)星入軌以來，人類的航天活動產(chǎn)生了大量空間碎片，其中主要有廢棄的航天器、火箭軌道級、正常操作時釋放的碎片、航天器或箭體因自身爆炸或碰撞形成的解體碎片等。1990年9月3日CZ-4 A Y2運載火箭將FY-1氣象衛(wèi)星(國際編號1990-81 A)發(fā)射入軌道后，末子級(國際編號1990-81D)在軌運行32 d，于1990年10月4日在軌解體，據(jù)觀測先后共形成用地基觀測設(shè)備可跟蹤的空間碎片79個。此次解體事件引起了國內(nèi)外航天界的重視。1999年10月14日，CZ-4B Y1運載火箭發(fā)射資源一號衛(wèi)星和巴西小衛(wèi)星，末子級在軌運行148 d后于2000年3月11日因剩余推進劑引起在軌解體。

部分彈道系數(shù)較大、軌道高度較低的空間碎片因大氣阻力、太陽光壓等因素可在較短時間內(nèi)返回地球。停留在近地點高度不超過600 km的近圓軌道上的空間碎片基本滿足留軌壽命不超過25年的約束條件[1]。但仍有大量空間碎片停留在近地空間，且數(shù)量逐漸增加。根據(jù)機構(gòu)間空間碎片協(xié)調(diào)委員會(IADC)報告：截至2012年，留在近地空間且被美國空間監(jiān)視網(wǎng)編目跟蹤的物體(LEO，尺寸不小于10 cm；GEO，尺寸不小于1 m)超過16 000個[2]。其中：75%集中在LEO區(qū)域，高度800 km附近的碎片密度最高。根據(jù)IADC的LEO空間碎片環(huán)境預(yù)測分析，按留軌25年、減緩措施成功概率90%等假設(shè)條件，至2209年時LEO的空間碎片(尺寸不小于10 cm)將增加30%，且軌道高度700～1 000 km內(nèi)的災(zāi)難性碰撞將是碎片數(shù)量增長的主要來源[3]。

為有效減少空間碎片的產(chǎn)生，避免空間碎片危及空間活動和航天器的安全，保護空間環(huán)境，聯(lián)合國和平利用太空委員會(COPUOS)制定了非強制性的7條指南：限制正常運行期間的碎片釋放；最小化運行階段的解體風(fēng)險；限制在軌碰撞可能性；避免故意破壞和其他危害行為；最小化任務(wù)后因剩余能源引發(fā)的解體風(fēng)險；限制完成任務(wù)后的航天器和運載火箭軌道級在LEO保護區(qū)域的停留時間；限制完成任務(wù)后的航天器和運載火箭軌道級長期干擾GEO保護區(qū)域。IADC空間碎片減緩指南和ISO空間碎片減緩標(biāo)準(zhǔn)列出四方面的相應(yīng)要求：正常運作過程中限制釋放碎片；預(yù)防在軌解體；任務(wù)后軌道處置；預(yù)防在軌碰撞。對只有末級留軌的運載火箭級來說，需采取以下措施：分離有效載荷過程中盡可能減少碎片的釋放；有效載荷分離后，運載火箭末級應(yīng)采取鈍化措施以消除末級火箭在軌解體生成碎片的潛在危險；應(yīng)盡可能離開運行軌道，控制末級留軌時間。

國外各主要火箭末級與有效載荷分離和防碰撞污染機動(CCAM)后，都將進行鈍化或離軌處置：對末級為低溫上面級，因規(guī)模較大，推進劑管理較難，一般采取吹除、燃燒剩余推進劑的鈍化措施，如Atlas 5，Delta 4，Ariane 5，H-2B，GSLV-MK3，F(xiàn)alcon9等運載火箭的上面級；對常溫推進劑上面級，一般具備多次點火能力，可根據(jù)需要進行鈍化或離軌，如Vega運載火箭的AVUM上面級、PROTON M運載火箭的Breeze M上面級和SOYUZ運載火箭的Fregat上面級。

根據(jù)對空間碎片減緩的有關(guān)要求，CZ-4B/4C運載火箭在1999年5月發(fā)射FY-1 C星/實踐五號衛(wèi)星任務(wù)中首次成功應(yīng)用了剩余推進劑排放措施。自2002年5月起，在已成功完成的48次CZ-4B/4C運載火箭發(fā)射任務(wù)中均對末級采取了鈍化措施——剩余推進劑排放與高壓氣體釋放，在軌末級箭體保持完整，有效控制了空間碎片的增加，同時通過排放段彈道設(shè)計，使排放兼顧離軌，既解決了末級鈍化問題，又通過離軌明顯縮短了末級的留軌壽命。本文介紹了CZ-4B/4C運載火箭末級空間碎片減緩技術(shù)研究及其應(yīng)用。

1 運載火箭末級空間碎片減緩基本要求

1.1 鈍化

鈍化是指將完成任務(wù)后的運載火箭攜帶的能量釋放，從而避免爆炸所采取的措施。為避免對衛(wèi)星不利，運載火箭末級剩余推進劑排放和高壓氣體釋放等鈍化措施的基本要求為：

a)確保為排放進行的火箭末級調(diào)姿等操作不與衛(wèi)星發(fā)生碰撞；

b)固體火箭和推進劑排放產(chǎn)生的羽流不直接對準(zhǔn)衛(wèi)星，排放產(chǎn)物應(yīng)不影響衛(wèi)星的正常運行。

1.2 離軌

離軌是指在運載火箭末級完成既定飛行任務(wù)后，人為地使其撤離有效載荷所處軌道所作的機動飛行。運載火箭末級離軌的基本要求為：

a)運載火箭末級離軌措施應(yīng)不影響運載火箭既定飛行任務(wù)的可靠性和安全性，或經(jīng)評估認(rèn)為帶來的風(fēng)險可接受；

b)運載火箭末級離軌效果應(yīng)以聯(lián)合國空間碎片工作組編制的《空間碎片減緩指南》規(guī)定“航天器在結(jié)束其運行任務(wù)后在軌道空間滯留時間不得超過25年”為目標(biāo)；

c)運載火箭末級離軌過程中應(yīng)確保不產(chǎn)生新的空間碎片。

2 CZ-4B/4C運載火箭簡介

CZ-4B/4C運載火箭末級結(jié)構(gòu)如圖1所示，末級長約5 m，結(jié)構(gòu)質(zhì)量約1 700 kg，任務(wù)結(jié)束后末級通常殘留剩余推進劑200～300 kg。

CZ-4B/4C運載火箭末級推進劑貯箱采用共底貯箱，動力裝置由2臺獨立工作的YF-40系列高空液體火箭發(fā)動機并聯(lián)組成(單臺發(fā)動機推力約50 kN)，2臺發(fā)動機并聯(lián)安裝在共底貯箱后底的三級發(fā)動機艙上，發(fā)動機可在安裝位置進行雙向搖擺，以提供飛行中的控制力矩。CZ-4B/4C運載火箭末級設(shè)置了在星箭分離后能排放貯箱內(nèi)剩余推進劑和高壓氣瓶余氣的功能，經(jīng)排放操作鈍化末級箭體，以消除在軌解體的潛在危險；通過排放段彈道設(shè)計，使排放兼顧離軌，有效控制末級留軌時間。

為適應(yīng)衛(wèi)星姿態(tài)定向和精度需求，CZ-4B/4C運載火箭末級還配置了姿控發(fā)動機，由姿控發(fā)動機貯箱、4個機組共14個推力器組成，安裝在三級發(fā)動機艙，用于在滑行段、星箭分離前調(diào)姿段、星箭分離后排放段提供姿態(tài)控制力矩、推進劑沉底管理和末速修正等。

3 CZ-4B/4C運載火箭末級鈍化及離軌

3.1 末級鈍化與離軌研究

CZ-4B/4C運載火箭末級任務(wù)后的鈍化采用經(jīng)專用排放管路進行剩余推進劑排放的方案，在增壓輸送系統(tǒng)中為燃料和氧化劑的排放各增設(shè)一套專用的通徑30 mm排放電爆活門和排放管，分別通過它們將貯箱內(nèi)剩余推進劑排放出箭體。該方案對CZ-4B/4C運載火箭末級的技術(shù)改動小，不涉及三級發(fā)動機系統(tǒng)，對運載火箭完成發(fā)射衛(wèi)星入軌的工作可靠性無影響。經(jīng)過優(yōu)化與改進，排放系統(tǒng)方案減小了對箭體姿態(tài)的干擾，如圖2所示。

對推進劑排放的近場流場進行分析和計算，結(jié)果表明：改進前排放方案因受排放管布局限制，排出的液態(tài)推進劑部分噴射在箭體設(shè)備上，同時在箱底上產(chǎn)生不均勻壓力場，兩者共同作用產(chǎn)生了較大的干擾力矩；算得的偏航、俯仰、滾動方向最大干擾力矩大于運載火箭控制能力，會使運載火箭姿態(tài)產(chǎn)生發(fā)散。對排放方案進行優(yōu)化改進后，排放管射流方向指向箭體外，算得的干擾力矩明顯減小，排放干擾收斂在火箭的控制范圍內(nèi)。

在排放系統(tǒng)研制過程中，分析了推進劑排放產(chǎn)生的羽流場，開展了推進劑排放對衛(wèi)星可能的污染后果分析及驗證性試驗，并進行了全尺寸地面冷流試驗等。根據(jù)飛行試驗結(jié)果，對排放系統(tǒng)方案進行了改進，最終確定了CZ-4B/4C運載火箭排放系統(tǒng)方案及排放程序。

3.1.1 推進劑管理

為保證貯箱內(nèi)剩余推進劑能盡快排出，在星箭分離后采取推進劑管理措施，使推進劑在排放過程中沉底，推進劑管理采用姿控沉底發(fā)動機(200，45 N各2個)和固體正推火箭形成一個慣性力場，以實現(xiàn)推進劑可靠沉底。

3.1.2 排放程序優(yōu)化設(shè)計

為保證排放過程能進行遙測，需盡快將星箭距離拉開至大于1 km。排放程序設(shè)計時，考慮運載火箭平臺工作區(qū)間、運載火箭姿態(tài)調(diào)整、箭上能源、遙測距離等限制因素，采用由固體火箭拉開距離、姿控沉底發(fā)動機加速等措施，保證了在燃料排放、氧化劑排放過程中仍具遙測能力。結(jié)合排放開始時末級姿態(tài)，同時考慮專用排放管的指向，避免排放過程中直接對準(zhǔn)衛(wèi)星從而造成對衛(wèi)星可能的污染。

3.1.3 推進劑排放污染分析

排放方案中需重點考慮剩余推進劑排放對衛(wèi)星的影響。用氣體擴散理論模型、自由分子流模型和點源模型三種方法計算了排放污染量，并分析了推進劑的固態(tài)顆粒對衛(wèi)星的影響，結(jié)果表明：由三種方法算得的衛(wèi)星與排放物在空間的總遭遇量大不于7×10-7g/cm2，能滿足衛(wèi)星的指標(biāo)要求(1×10-6g/cm2)。

為驗證推進劑排放污染理論分析效果，對不同的衛(wèi)星試片進行了污染試驗，其中主要包括9種遙感光學(xué)部件和太陽電池片單體，并進行了二次污染試驗，試驗中污染量為理論計算結(jié)果的10倍，試驗后對各參試部件性能進行測試。試驗結(jié)果表明：剩余推進劑排放不會對衛(wèi)星產(chǎn)生不可接受的污染。

3.1.4 全系統(tǒng)地面冷流試驗

采用CZ-4B/4C運載火箭三級貯箱，以水為介質(zhì)測試不同增壓參數(shù)對排放速率的影響，通過系統(tǒng)級實物試驗考核排放系統(tǒng)的工作效能，確定排放系統(tǒng)的流量和流速等設(shè)計參數(shù)，同時確定了排放過程中增壓輸送系統(tǒng)的工作程序。

3.1.5 排放程序兼顧離軌

剩余推進劑排放程序如圖3所示。在衛(wèi)星分離后、星箭之間達到安全距離后，啟動排放段程序。為確保排放過程中的羽流角(排放羽流與星箭質(zhì)心連線的夾角，如圖4所示)滿足要求，安排了調(diào)姿過程。在末級姿態(tài)滿足要求后，利用姿控正推推力器進一步拉開星箭距離并實現(xiàn)貯箱內(nèi)推進劑沉底，利于推進劑進入專用排放管排放，姿控正推推力器一直工作至推進劑耗盡。排放開始點選擇時，首先考慮衛(wèi)星的安全，其次考慮箭上設(shè)備的能力，在星箭分離后盡快啟動排放操作。整個排放過程中由姿控發(fā)動機系統(tǒng)提供姿態(tài)控制力矩，建立穩(wěn)定姿態(tài)。

CZ-4B/4C運載火箭利用剩余推進劑排放過程中排放正推火箭、姿控正推推力器和專用排放管產(chǎn)生的力，共同作用使末級火箭脫離任務(wù)軌道。在末級鈍化的同時兼顧離軌效果，通?？墒鼓┘壔鸺壍澜攸c降低100 km多，軌道不同，離軌結(jié)果不盡相同。

3.1.6 高壓氣體釋放

CZ-4B/4C運載火箭三級動力系統(tǒng)工作結(jié)束后，排放剩余推進劑時，增壓氣瓶中剩余的增壓氣體通過電磁閥動作打開進入貯箱，經(jīng)由推進劑專用排放管排出箭體。

CZ-4B/4C運載火箭姿控發(fā)動機系統(tǒng)在完成排放任務(wù)后，姿控氣瓶的剩余氣體通過減壓器常值耗氣孔最終放空。

3.2 實施效果

對CZ-4B/4C運載火箭多次太陽同步軌道和低傾角LEO軌道任務(wù)事后分析表明：由于推進劑排放具不同程度的減速效果，末級近地點高度較設(shè)計值降低了約100 km。對比28次LEO任務(wù)的星箭分離后、推進劑排放完成后的末級外測軌道參數(shù)，用微分-積分法可得末級留軌壽命降幅值及相應(yīng)百分比見表1[4]。

由表1可知：28次LEO任務(wù)對應(yīng)的CZ-4B/4C運載火箭末級留軌近地點高度平均下降約200 km，留軌壽命降低約70%，其中7次任務(wù)的末級軌道壽命降至1年以內(nèi)，最短的僅25 d。CZ-4B/4C運載火箭末級在LEO任務(wù)中的離軌效果尤為顯著。

4 末級離軌技術(shù)發(fā)展

CZ-4B/4C運載火箭采用了任務(wù)后末級推進劑排放和高壓氣體釋放的減緩方案，同時依靠發(fā)動機排放過程中產(chǎn)生一定的推力使末級脫離任務(wù)軌道，以期盡早返回大氣層隕落，取得了較好的空間碎片減緩效果。

運載火箭末級留軌時間控制方法主要有主動離軌和被動離軌兩種。主動離軌指任務(wù)結(jié)束后，利用自身攜帶的動力裝置進行軌道機動，使末級減速、近地點高度降低，離開衛(wèi)星運行軌道或直接再入大氣層。自身攜帶的動力裝置可包括液體火箭發(fā)動機、姿控發(fā)動機或固體火箭等。被動離軌指任務(wù)結(jié)束后，借助外部作用力降低運載火箭末級軌道，目前主要有增阻裝置、太陽帆和軌道索等方法。

表1 CZ-4B/4C運載火箭末級離軌效果

CZ-4B/4C運載火箭末級動力裝置包括三級發(fā)動機和姿控發(fā)動機，后續(xù)可重點開展主動離軌技術(shù)的研究和應(yīng)用，具體如下。

a)CZ-4B運載火箭三級發(fā)動機二次點火離軌

CZ-4B運載火箭三級發(fā)動機配置的為一次工作狀態(tài)YF-40系列發(fā)動機，三級關(guān)機后實施星箭分離。為實現(xiàn)火箭末級留軌時間控制，CZ-4B運載火箭可配置兩次工作狀態(tài)的YF-40系列發(fā)動機及相應(yīng)配套系統(tǒng)，通過星箭分離后三級發(fā)動機二次點火實施末級主動離軌。其中：星箭分離后離軌段推進劑管理、相關(guān)的飛行程序和離軌彈道設(shè)計是關(guān)鍵技術(shù)。

b)CZ-4C運載火箭三級發(fā)動機三次點火離軌

在兩次工作狀態(tài)YF-40系列三級發(fā)動機基礎(chǔ)上修改設(shè)計，使之具備三次點火的功能，在星箭分離后實施發(fā)動機三次起動，以實現(xiàn)CZ-4C運載火箭末級留軌時間控制。其中：YF-40系列發(fā)動機三次點火技術(shù)改進、箭上相關(guān)系統(tǒng)適應(yīng)性更改是關(guān)鍵技術(shù)。

c)CZ-4B/4C運載火箭姿控正推推力器離軌

可利用姿控正推推力器產(chǎn)生的推力用于CZ-4B/4C運載火箭末級離軌，可使用4臺姿控發(fā)動機正推推力器(2臺45 N，2臺196 N)實現(xiàn)末級任務(wù)后離軌。在星箭分離結(jié)束一定時間后，通過調(diào)姿使火箭箭體與速度相反，然后起動姿控發(fā)動機正推推力器，使火箭減速并離開軌道。離軌過程中利用姿控發(fā)動機保持姿態(tài)穩(wěn)定。其中：長程工作推力室的可靠性、并聯(lián)貯箱推進劑排放控制是關(guān)鍵技術(shù)。

5 結(jié)束語

本文介紹了CZ-4B/4C運載火箭末級空間碎片減緩技術(shù)研究及應(yīng)用，對CZ-4B/4C運載火箭末級采取了鈍化措施，包括剩余推進劑排放與高壓氣體釋放操作。多次飛行試驗結(jié)果表明：其在軌末級箭體保持完整，鈍化成功率100%，有效控制了空間碎片的增加，同時在剩余推進劑排放過程中兼顧了一定的離軌效果，在LEO發(fā)射任務(wù)中離軌效果尤其顯著。為進一步掌握火箭末子級在軌運動狀態(tài)的規(guī)律，CZ-4B/4C運載火箭將持續(xù)開展末子級留軌測量設(shè)備的搭載應(yīng)用，在火箭末子級與衛(wèi)星分離后，實現(xiàn)對運載火箭排放段軌道參數(shù)和任務(wù)后火箭末子級軌道參數(shù)的測量，以及對末子級鈍化后運動狀態(tài)信息、在軌環(huán)境信息的測量，為后續(xù)末子級在軌利用、空間碎片減緩提供精確的軌道數(shù)據(jù)和環(huán)境測量數(shù)據(jù)。同時，后續(xù)還將對主動離軌進行研究，以實現(xiàn)運載火箭末級任務(wù)后受控準(zhǔn)確離軌，推動我國空間碎片減緩事業(yè)的發(fā)展，為國際空間碎片減緩貢獻力量。

[1] ISO. ISO TC 20/SC 14/WG 3 Space systems——estimation of orbit lifetime: ISO 27852: 2010(E)[S]. Geneva: ISO, 2010.

[2] Inter-Agency Space Debris Coordination Committee, Space debris-IADC assessment report for 2011[R]. IADC-12-06, 2013.

[3] LIOU J C. Stability of the future LEO environment[R]. IADC-12-08, Rev.1, 2013.

[4] 肖業(yè)倫, 陳少龍. 一種高效的計算衛(wèi)星軌道壽命的方法[J]. 中國空間科學(xué)技術(shù), 2002, 22(2): 44-48.

ResearchandApplicationofSpaceDebrisMitigationTechnologyforOrbitalStageofCZ-4B/4CLaunchVehicle

WANG Yi-jun， GU Yan-feng， TANG Ming-liang

(Aerospace System Engineering Shanghai, Shanghai 201109, China)

In order to reduce the generation of space debris effectively to avoid the space debris endangerment to the safety of space activities and spacecrafts and protect the space environment, the space debris mitigation technology and its application for orbital stage of CZ-4B/4C launch vehicle were studied in this paper. Based on the general requirements of the passivation and de-orbit for the orbital stage of launch vehicle in the world, the technology of the passivation and de-orbit for the orbital stage of CZ-4B/4C launch vehicle was presented. The improved scheme of the residual propellant venting was given. The key technologies were introduced, which were the propellant management, optimal design of venting procedure, pollution analysis of propellant venting, ground cold flow test of overall system, de-orbit considering in venting procedure, and releasing of high pressure gas. The statistic of de-orbit results of the orbital stage of CZ-4B/4C launch vehicle in 28 LEO launchings shows that perigee altitude of the orbital stage has reduced about 200 km averagely and the orbit life has reduced about 70%, which means that the orbital stage passovation measures taken for CZ-4B/4C launch vehicle are effective in LEO launching. The future development and key technology of orbit life control for the orbital stage of CZ-4B/4C launch vehicle were discussed, which were the active de-orbit methods such as the second starting of the third engine, the third starting of the third engine and forward push thruster of the attitude control for de-orbit. The study has an important value to the development of space debris mitigation for launch vehicle in China.

space debris; mitigation; CZ-4B/4C launch vehicle; orbital stage passivation; residual propellant venting; high pressure gas releasing; active de-orbit of orbital stage; passive de-orbit of orbital stage

1006-1630(2017)06-0001-06

V528

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2017.06.001

2017-06-08；

2017-11-28

汪軼俊(1977—)，男，研究員，長征四號乙系列運載火箭總設(shè)計師，主要從事運載火箭總體設(shè)計及相關(guān)領(lǐng)域的研究。