宋征宇，劉立東，陳曉飛，徐珊姝，吳義田

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

0 引 言

中國航天的可持續(xù)發(fā)展,需要研制與需求相匹配的運載火箭。“十三五”初期,中國可執(zhí)行中低軌及太陽同步軌道(SSO)載荷的現(xiàn)役常規(guī)火箭有CZ-2系列、CZ-4系列等,僅能承擔1～3 t區(qū)間的發(fā)射任務。新一代火箭中只有CZ-11、CZ-6火箭覆蓋SSO軌道1 t以下的載荷,CZ-5、CZ-7火箭面向空間站及高軌衛(wèi)星發(fā)射任務,導致在SSO領域1～5 t的能力區(qū)間存在空白,如圖1所示。

根據(jù)“十四五”預示,中低軌市場軍、民、商高密度組網(wǎng)等發(fā)射任務爆發(fā)式增長。其中,SSO軌道1～5 t的載荷需求占比高達73%,同時低軌組網(wǎng)、重大載荷、拼車發(fā)射等任務需求非常迫切,中低軌發(fā)射任務呈爆發(fā)式增長[1-2]。

圖1 中國新一代運載火箭能力空白Fig.1 Performance gap within China’s next-generation launch vehicles

以中國SSO軌道任務為例,“十四五”期間的任務預示如圖2所示。

圖2 中國“十四五”期間SSO軌道任務預示Fig.2 The task foreshadowed for China’s SSO missions during the 14th Five-Year Plan period

針對上述需求,長征八號(CZ-8)運載火箭定位為填補中國新一代運載火箭700 km SSO 3～4.5 t衛(wèi)星發(fā)射的能力空白,兼顧近地軌道和地球同步轉移軌道發(fā)射能力,同時面向商業(yè)衛(wèi)星發(fā)射市場積極參與競爭。CZ-8及其無助推器構型分別于2020年和2022年完成了首飛,逐漸成為新一代主力中型火箭。

本文介紹CZ-8系列運載火箭的構型及其技術特點,總結已突破的各項關鍵技術。在外部市場需求的驅動下,為進一步提高CZ-8火箭的運載能力和市場競爭力,縮短發(fā)射響應時間,CZ-8正在開展改進型的研制工作,同時配套的商業(yè)發(fā)射工位也在建設之中,本文對這一進展及其關鍵技術也進行了介紹。

1 CZ-8系列火箭的組成

CZ-8系列運載火箭的研制按照“模塊化、通用化、系列化、產(chǎn)品化、商業(yè)化”的總體思路,首先研制CZ-8基本型火箭,迅速投向發(fā)射服務市場,填補運載能力空白。在不增加研制內(nèi)容和經(jīng)費的情況下,衍生出無助推器構型,實現(xiàn)新一代運載火箭SSO 3 t以下運載能力的覆蓋[3-4]。為應對更大運載能力的需求,研制3.35 m通用氫氧末級[3]及5.2 m直徑整流罩,形成CZ-8改進型火箭。整個系列構型梯度合理、模塊通用強、性價比高。

1.1 CZ-8基本型火箭

長征八號基本型全箭總長約50.3 m,起飛質量約358 t,起飛推力約480 t。700 km SSO運載能力最大可達5.5 t,運載效率為國內(nèi)同等級別火箭最高水平。在基本型火箭基礎上去掉兩個助推器,700 km SSO運載能力約3 t?；拘蛢煞N構型的主要特點如圖3所示。

圖3 CZ-8基本型火箭(含無助推器構型)Fig.3 Basic LM-8 configurations (including no-side-booster configuration)

兩型火箭可滿足中國航天后續(xù)90%以上的中低軌發(fā)射任務需求。

1.2 CZ-8改進型火箭

CZ-8改進型(CZ-8G)運載火箭換裝通用氫氧末級和更大直徑的整流罩,可滿足有效載荷增重、使用包絡及入軌高度等要求,進一步提升中低軌有效載荷發(fā)射能力,滿足中國未來通信、導航及遙感等低軌巨型星座組網(wǎng)發(fā)射的迫切需求。CZ-8基本型與改進型的比對如圖4所示。

圖4 CZ-8改進型與基礎型的對比Fig.4 Comparison of the upgraded version and the basic version of LM-8

CZ-8G同樣為兩級半火箭:芯一級為直徑3.35 m的液氧煤油推進劑模塊,采用2臺YF-100發(fā)動機,發(fā)動機具備推力調節(jié)能力,與CZ-8基本型相同;芯二級為新研的3.35 m直徑氫氧末級,采用2臺YF-75H發(fā)動機;捆綁2個2.25 m直徑液體助推器,采用1臺YF-100發(fā)動機,與CZ-8基本型狀態(tài)一致;采用5.2 m直徑整體吊整流罩。全箭總長約50.5 m,起飛質量約371 t,起飛推力約480 t,700 km SSO任務運載能力不低于6400 kg。

2 CZ-8基本型火箭關鍵技術

CZ-8基本型采用模塊化組合的研制理念,但模塊跨系列組合后面臨全剖面的適應性問題,包括總體設計的適應性、實時飛行的適應性、地面設施的適應性等?？傮w設計中,面臨低成本快速獲取全箭動特性的需求,同時深低溫模塊需適應淺箱二次啟動的新剖面,面向市場需解決大量異構衛(wèi)星的快速布局與安全性分析問題。實時飛行中,載荷條件超出模塊承載能力,如何有效降低載荷成為挑戰(zhàn)。而為解決發(fā)射工位短缺的瓶頸,需開展地面設施快速兼容性設計。綜上,解決了如下關鍵技術。

2.1 全箭模態(tài)虛實融合精細化預示技術

針對動特性低成本精準量化需求,CZ-8取消了全箭模態(tài)試驗,提出基于連接剛度敏感度的模態(tài)分析、局部三維精細化建模的振型斜率預示等方法,解決動力學模型準確性量化評估和試驗數(shù)據(jù)缺失下傳統(tǒng)梁模型難以預示局部振型斜率的難題[5-6]。全箭模態(tài)模型虛擬組裝采用“五步走”的工作流程,如圖5所示。

全箭動特性參數(shù)預示誤差小于2%,研制周期縮短12個月,并節(jié)省了大量的試驗經(jīng)費。

準確預測動力學模型由于無法應對連接部位和界面的力學特性而受到阻礙[7],因此模態(tài)實驗曾被認為是火箭研制過程中必不可少的重大試驗項目,歷史上未曾開展模態(tài)試驗的火箭均發(fā)生了重大故障[8]。CZ-8成為首個未開展全箭模態(tài)試驗并首飛成功的中型捆綁火箭,其第二次飛行在取消助推器和更換整流罩后,同樣采用了仿真預示的方法獲取動力學參數(shù)并飛行成功。上述實踐為重型運載火箭、新一代載人登月等大型運載火箭取消全箭模態(tài)試驗提供借鑒意義。

圖5 全箭模態(tài)虛實融合精細化預示技術Fig.5 Modal prediction technologies with virtual-real fusion

2.2 微重力下深冷推進劑“剛體/兩相流體”耦合特性預示技術

CZ-8基本型的氫氧末級主要用于發(fā)射地球同步轉移軌道(GTO),在面臨SSO發(fā)射任務的新飛行剖面時,需采用“末級滑行+二次短時工作”的模式以提高運載能力,由此帶來大氣枕、微重力環(huán)境下深低溫推進劑氣液兩相流場精確預示與控制的迫切需求。其中,發(fā)動機入口壓力需求高、補壓系統(tǒng)相對于大氣枕條件的增壓能力不足,對微重力下低溫貯箱壓力變化、推進劑運動特性的預示精度和控制均提出了更高要求,是決定發(fā)動機二次起動成敗的關鍵難題。

CZ-8攻克了“六自由度剛彈動力學-流體動力學”跨專業(yè)聯(lián)合貯箱壓力預示這一關鍵技術,建立了跨專業(yè)聯(lián)合仿真平臺,如圖6所示[9]。本技術大幅降低深低溫推進劑箱壓等指標預示偏差,提高了微重力環(huán)境下低溫貯箱壓力設計水平,有效提升SSO運載能力達10%。

圖6 多專業(yè)聯(lián)合貯箱壓力預示仿真Fig.6 Joint multi-disciplinary simulation of the tank pressure

2.3 異構群星快速布局及近遠場聯(lián)合仿真技術

隨著衛(wèi)星種類及數(shù)量的急劇增加,異構衛(wèi)星如何布局、在狹小的空間下如何操作,已成為影響共享發(fā)射效率的重要因素。并且,衛(wèi)星數(shù)量大幅增多后,近遠場分離安全性設計等涉及的優(yōu)化參數(shù)呈指數(shù)增長。CZ-8為了加快多星發(fā)射的論證實施過程,研制了上下游專業(yè)聯(lián)動設計的集成開發(fā)平臺。

該技術通過禁忌搜索與差分進化相結合的降階優(yōu)化和智能算法,解決多源衛(wèi)星在復雜約束下快速布局與近場安全性的動靜聯(lián)合優(yōu)化問題,壓縮偏差傳遞帶來的設計余量30%。該技術將迭代速度由周級縮減至分鐘級,任務論證及產(chǎn)品響應速度從18個月壓縮至3個月。

2.4 基于主動力調節(jié)的飛行剖面減載優(yōu)化方法

CZ-8通過模塊組合后發(fā)現(xiàn),其二級結構的承載不能滿足飛行剖面的需求,特別是彎矩指標,已大于結構的承受能力,如圖7所示。

圖7 彎矩載荷Fig.7 Bending moment load

CZ-8提出以箭體承載為約束、發(fā)射概率為目標、多種載荷控制技術聯(lián)合為手段的逆向設計方法,將準實時彈道風修正、主動減載、載荷精細化等方法首次在液體火箭中集成應用,減載效果達44.9%。有關此方面的詳細討論可參考文獻[10-12]。

2.5 基于流量調節(jié)的大推力液體發(fā)動機推力調節(jié)技術

為了減小飛行中的動壓,在大氣層內(nèi)飛行時采用了主動節(jié)流技術,將發(fā)動機推力降低至75%。采用高精度流量調節(jié)器,通過步進電機精確調節(jié)控制調節(jié)器流量實現(xiàn)發(fā)動機飛行中實時、精確大范圍連續(xù)推力調節(jié)[13-14]。

圖8 伺服機構在推力調節(jié)過程中的工作情況Fig.8 Working conditions of the servo mechanism during throttling

2.6 強自主性的上升段飛行控制方法

CZ-8基本型火箭提出了一種跨滑行段的迭代制導控制方法:在二級一次飛行段以亞軌道為終端目標,在滑行段自主控制滑行時序,在二級二次飛行段以最終目標軌道為終端目標。首次實現(xiàn)了大氣層外“動力-滑行-動力”全程優(yōu)化,提升偏差適應能力。

在CZ-8/Y2任務中提出了一種滑行段姿態(tài)變化率主動抑制的自主補償制導方法,其工作原理如圖9所示[16]。在二級一次關機前插入以主動力為控制力的姿態(tài)調整過程,滿足滑行起始時刻的姿態(tài)精度,并預測和補償由此帶來的關機狀態(tài)誤差。該方法降低了滑行段因晃動帶來的換熱換質對箱壓和溫度的影響,支撐了淺箱啟動的設計。

圖9 考慮終端姿態(tài)約束的自主補償制導方法Fig.9 An autonomous compensation guidance method considering terminal attitude constraints

在二級二次飛行段提出了一種速度補償?shù)淖兡繕私馕鲋茖Х椒?實時補償?shù)绦蚪瞧顚е碌暮笮_量偏差,并將其轉換為新的制導關機量,從而將制導終端目標由關機點拓展至入軌點。該方法將半長軸偏差降低了一個數(shù)量級。

針對取消全箭模態(tài)試驗后箭體動力學特性可能存在較大偏差的可能性,提出了自適應增廣控制方法,引入彈性能量在線獲取模塊,實時提取飛行中的彈性能量信號,設計自適應律為彈性能量的函數(shù)。當控制指令中含有較強的彈性運動信息時,在線減小增益、調整網(wǎng)絡參數(shù)以增強濾波,減弱彈性振動影響[17]。其原理框圖如圖10所示。

圖10 彈性自適應增廣控制Fig.10 Elastic adaptive augmented control

2.7 高可靠自主診斷和容錯控制技術

為降低成本簡化系統(tǒng)配置,CZ-8不再采用三冗余慣組配置,而是簡化為雙慣組,因此無法實現(xiàn)故障下的“三取二”表決。提出了利用GPS信息輔助以及滑行段基于哥氏加速度的故障診斷技術,解決了慣性測量系統(tǒng)故障定位、隔離與系統(tǒng)重構的難題。

針對速率陀螺振型斜率極性在飛行中隨著推進劑消耗而反轉(受可安裝位置的限制)的問題,提出了基于在線加權融合的虛擬測量方法,確保振型斜率在飛行全程不變,實現(xiàn)一階彈性穩(wěn)定控制。

對于蛋雞料，適宜的粒度為7～18目。經(jīng)改進后對輥粉碎機粉碎的玉米粒度(61.22±2.44)%遠遠高于理想粒度的基本要求，而經(jīng)錘片粉碎機粉碎的玉米粒度在7～18目的比例平均僅達到(30.67±1.30)%，不能達到理想粒度的基本要求。因此，本試驗中，改良對輥粉碎機對玉米粒度有顯著影響，值得在飼料生產(chǎn)中推廣應用。

針對姿控噴管極性錯誤(長征系列火箭曾經(jīng)發(fā)生的故障之一)引發(fā)的失利,提出了基于狀態(tài)觀測器辨識總力矩從而對極性錯誤進行確認和重構的方法,可在極性故障下自主挽救任務。具備各控制通道噴管極性錯誤、安裝錯誤、軟件接口錯誤等故障情況下的應急處理能力,提高了飛行可靠性和智能化水平。

更為詳細的討論可參考文獻[18]。

2.8 空間與結構強約束下地面支持系統(tǒng)重構優(yōu)化

CZ-8首次采用了模塊化“Z”字型擺桿結構,可根據(jù)不同型號需求進行整體快速更換,解決了長軸聯(lián)動、大跨度異型擺桿快速擺開難題,達到了同一套擺桿系統(tǒng)適應四型運載火箭的使用要求。

基于結構約束提出了倒“U”型低溫介質加注管路布局方案,解決了在勢能快速變化的不利影響下低溫介質流動多目標調控與評估難題。

3 CZ-8改進型的研制

改進型火箭面臨運載能力提升、整流罩尺寸增大、可靠性提升等需求,需將現(xiàn)有的3 m直徑氫氧末級升級為3.35 m直徑,并提升發(fā)動機性能,開展增壓、結構、發(fā)動機、電氣等關鍵技術攻關,具體如下。

3.1 氫氧末級閉式增壓設計與驗證技術

目前現(xiàn)役火箭的氫氧末級氫箱均采用開式自生增壓方案,從發(fā)動機引出氫經(jīng)換熱器加溫后,通過自生增壓管進入氫箱進行增壓。飛行過程中氫箱壓力達到氫保險閥打開壓力時氫保險閥打開排氣,保證貯箱結構安全。

開式自生增壓方案系統(tǒng)簡單、技術成熟,但存在保險閥關不上的成敗型單點失效環(huán)節(jié),對保險閥單機可靠性要求極高。開式自生增壓的增壓氣體利用效率較低,易造成工質和能源的浪費,對提高運載能力不利[19]。

為避免上述風險以及提高推進劑利用的效率,增壓輸送系統(tǒng)氫箱采用閉式自生增壓。根據(jù)設計方案并結合發(fā)動機端氣氫來流狀態(tài)和電磁閥動作特性,完成增壓電磁閥壓力帶精細化設計,驗證了閉式自生增壓設計方案的可靠性。

3.2 大直徑氫氧共底貯箱設計與制造技術

針對液氫/液氧介質共底貯箱,目前中國僅有CZ-3A系列3 m直徑氫氧雙層蜂窩夾層真空共底的研制經(jīng)驗[20]。由于蜂窩夾層共底結構為非完全密封的空腔,存在回吸空氣現(xiàn)象;若出現(xiàn)推進劑緊急泄出情況,共底溫度回升會導致回吸的空氣膨脹,存在共底結構受到破壞的風險。CZ-8G氫氧末級共底貯箱擬采用PMI(Poly methacry limide)夾層共底結構[21],可將旋壓金屬夾層空腔全部填充高密度PMI泡沫,在保證結構強度剛度的同時,無需靶場抽真空流程。

為了完成PMI夾層共底結構設計,首先應獲取PMI夾層的基礎力學性能和失效模式進行綜合評估,以確定夾層共底是否滿足不同溫度工況下的內(nèi)壓、外壓載荷條件,并對共底進行結構設計和有限元分析校核,同時針對連接結構進行設計。相關試驗及仿真結果如圖11所示。

圖11 PMI夾層結構彎曲試驗及仿真Fig.11 Bending test and simulation of PMI sandwich structure

3.3 發(fā)動機推力提升及驗證技術

為提高全箭的運載能力,在保證工作可靠性的前提下,需在現(xiàn)有膨脹循環(huán)發(fā)動機YF-75D的基礎上將單機真空推力提升1 t[22]。這使得發(fā)動機組件壓力水平和渦輪泵轉速普遍升高,各組件需開展仿真分析及驗證試驗,并重新評估工作適應性和工作裕度,必要時開展設計優(yōu)化改進。

圖12 渦輪應力云圖Fig.12 Stress nephogram of the turbo-pump

發(fā)動機渦輪泵轉速提升后,存在工作轉速與臨界轉速裕度不足的風險[23]。通過開展臨界轉速影響因素分析并采取相應措施,提升臨界轉速裕度。同時開展發(fā)動機整機拉偏試驗、整機級研制及鑒定試車、全系統(tǒng)試車等,確保發(fā)動機的適應性并具有一定的工作裕度。

3.4 電靜壓伺服機構設計與制造技術

與傳統(tǒng)電液伺服機構相比,電靜壓伺服機構(EHA)的元組件更少、配套簡化,取消了以伺服閥為主的復雜液壓元件,有利于滿足大批量生產(chǎn)、驗收、交付的需求。另外,電靜壓伺服機構還具有使用維護便捷、重量輕的優(yōu)點。樣機如圖13所示。

圖13 雙余度電靜壓伺服系統(tǒng)樣機Fig.13 Prototype of the duplex EHA system

雙余度電靜壓伺服機構采用高集成一體化的模塊化設計方案,實現(xiàn)了整體化自足式設計[24]。雙伺服電機泵并聯(lián)設計實現(xiàn)最大功率輸出,單伺服電機泵工作時亦可滿足基本搖擺功能需求,從而具備了一度故障容錯能力,具有較高的可靠性和安全性[25]。

3.5 VPX架構測控與通信設計技術

VPX架構測控與通信設計技術應用于CZ-8G火箭測量系統(tǒng),按照功能集中式規(guī)劃、信息集中式管理、設備分布式組合的“集中-分布”式原則,實現(xiàn)統(tǒng)一數(shù)據(jù)傳輸與管理、統(tǒng)一供配電,完成遙測參數(shù)的采集、處理及傳輸功能。VPX架構綜合電子技術通過統(tǒng)一化機械接口和電氣接口通用化設計,實現(xiàn)艙段級不同產(chǎn)品、不同功能模塊的高可重用性,形成標準化產(chǎn)品,縮減型號產(chǎn)品規(guī)模和數(shù)量,降低成本,適合大規(guī)模生產(chǎn)。

分布式模塊化綜合電子數(shù)據(jù)綜合技術具備任意功能模塊“即插即用”能力。全箭采用三級數(shù)據(jù)綜合方式,依次為模塊級數(shù)據(jù)綜合、單機級數(shù)據(jù)綜合、系統(tǒng)級數(shù)據(jù)綜合,逐級完成全箭分布式采集數(shù)據(jù)的匯集綜合處理,形成地基遙測和天基測控下行鏈路PCM數(shù)據(jù)流。系統(tǒng)采用標準化設計方案,集成了傳統(tǒng)的數(shù)據(jù)采集設備、變換設備、基帶設備等多個設備,將其以VPX背板的形式進行集成化處理,替代傳統(tǒng)復雜的系統(tǒng)電纜網(wǎng)絡。典型的系統(tǒng)組成如圖14所示[26]。

圖14 綜合電子設備機箱三維爆炸圖Fig.14 Three-dimensional explosive view of the integrated electronic equipment

4 CZ-8系列火箭未來發(fā)展展望

CZ-8系列火箭通過持續(xù)不斷的技術創(chuàng)新和可靠性成果的工程應用,提升火箭的綜合技術性能。后續(xù)結合商業(yè)發(fā)射工位的應用,將開展快速測發(fā)、面向商業(yè)市場改進等工作,進一步提高火箭的市場競爭力。

4.1 改進型“三垂”測發(fā)模式

CZ-8系列火箭在商業(yè)發(fā)射工位將采用改進型三垂快速測發(fā)模式,既能滿足7～10天快速測發(fā)需求,也可與其他中型火箭(如CZ-7A等)實現(xiàn)兼容,增大了商業(yè)工位適應不同火箭發(fā)射需求的能力。測發(fā)模式的示意如圖15所示。

該測發(fā)模式充分吸收“三垂”測發(fā)模式的優(yōu)點,縮減發(fā)射區(qū)的測試項目,并盡量保證了火箭在總測區(qū)和發(fā)射區(qū)的測試狀態(tài)基本一致。同時,吸收“一平兩垂”測發(fā)模式地面設備簡單和恢復周期短的優(yōu)點,采用公路運輸車運輸3個子級模塊,發(fā)射區(qū)建設固定勤務塔進行吊裝。

圖15 改進型“三垂”測發(fā)模式Fig.15 The improved launch mode of vertical assembly, test and transfer

火箭在總測區(qū)垂直狀態(tài)測試完成后,可以多發(fā)火箭垂直狀態(tài)存儲,處于“待發(fā)”狀態(tài),可隨時轉場至發(fā)射區(qū)進行測試發(fā)射,實現(xiàn)轉場后快速發(fā)射,降低發(fā)射區(qū)建設規(guī)模,縮短發(fā)射準備時間[27],進一步提高了高密度發(fā)射和快速響應發(fā)射的能力。

4.2 面向商業(yè)市場的設計方案

CZ-8在零組部件大規(guī)模高效生產(chǎn)的基礎上,將大力推進脈動裝配生產(chǎn)線(Pulse assembly lines)。這也是復雜大型裝配提高效率和產(chǎn)品發(fā)展的必然趨勢。圖16是文昌總裝總測廠房年產(chǎn)50枚CZ-8運載火箭的脈動生產(chǎn)線布局示意圖。

圖16 CZ-8系列火箭脈動生產(chǎn)線Fig.16 Pulse assembly lines of LM-8 family

在結構設計和制造方面,新一代運載火箭為追求性能極限,在貯箱筒段中均采用機械銑實現(xiàn)筒段壁板上網(wǎng)格加筋的精細化生產(chǎn),但加工周期較長、對設備要求高。如改用光筒殼方案,加工周期顯著縮短。箱底傳統(tǒng)上采用瓜瓣拼焊制造工藝,該工藝周期長、焊接要求高。如改用箱底整體成型工藝,產(chǎn)品一致性好,加工周期縮短近80%。

在綜合電子方面,通過電氣系統(tǒng)的功能融合和資源整合,可以進一步降低產(chǎn)品成本。有關這方面的討論內(nèi)容可參考CZ-8融合型的設計方案[4,28]。

5 結束語

CZ-8基本型火箭在三年內(nèi)完成了研制,并圓滿實現(xiàn)了兩個構型的首飛,成功將27顆民、商衛(wèi)星精確送入軌道。CZ-8火箭700 km太陽同步軌道運載能力達5.5 t,改進型的運載能力不低于6.4 t,應用前景廣闊,并具備太陽同步軌道、近地軌道、地球同步轉移軌道、地月轉移軌道的發(fā)射能力,對中國空間基礎設施的建設、滿足中低軌衛(wèi)星發(fā)射爆發(fā)式增長需求具有重要意義。以滿足CZ-8等中型運載火箭發(fā)射低軌巨型星座為牽引,商業(yè)發(fā)射工位和火箭總裝脈動線等也開始建設,開創(chuàng)了中國航天發(fā)展的新模式。CZ-8系列火箭將持續(xù)承擔以國家航天重大工程為代表的各類載荷發(fā)射任務,支撐航天強國建設。