重型運載火箭大型固體助推器技術研究

葉定友 高 波 甘曉松 王建儒

（航天動力技術研究院）

1 引言

運載火箭是目前世界上進入空間的主要運載工具，其規模和水平在很大程度上決定了人類進入空間的能力。重型運載火箭是我國實施太空發展戰略的重要步驟，對于提高進入空間能力，增強我國在國際社會的政治影響力，提高綜合國力有著重要的戰略意義。

我國在“三步走”戰略方針的正確指導下，已經實現了載人航天的偉大壯舉，并以“航天員出艙活動、空間交會對接和建設空間站”為目標的載人航天任務已經啟動。目前正在深化論證載人登月技術方案。動力系統作為運載火箭的核心，其技術水平的高低直接關系到載人登月總體方案的優劣。經過前期的論證，為確保我國載人登月技術方案達到“系統、全面、經濟可承受、途徑可實施”的目的，已經初步形成了我國實現載人登月的技術方案，特別在重型運載火箭技術方案中明確提出了采用千噸級推力大型固體火箭發動機作為助推器的技術方案和可行性論證。

固體火箭發動機結構簡單、可靠性高、機動性好、易實現大推力，是滿足大型、重型運載火箭大起飛推力的重要途徑之一。縱觀世界航天強國運載火箭技術的發展歷程，固體火箭發動機一直在航天運載領域占有相當的比例和獨特優勢，特別在運載火箭助推器方面獲得成功的應用和發展，目前國外捆綁運載火箭中固體助推器約占81%。特別是大型、重型運載火箭的發展幾乎都將固體火箭發動機作為助推級的首選動力。

本文將通過深入分析國外重型運載火箭動力技術發展的現狀與趨勢、探討國內已有的動力技術和研制能力，按照我國重型運載火箭對大型固體發動機的技術需求，提出了具體的技術方案，并分析其技術可行性。同時也提出了我國發展大型固體發動機技術的研制保障條件建設規劃。

2 國外重型運載火箭及其大型固體助推動力技術發展情況

2.1 美國重型運載火箭發展情況

2004年1月14日，美國總統布什宣布新的空間計劃，美國探索太空的新計劃要實現3個目標，其中最重要的一個目標是在2020年前重返月球，這也是更長遠太空探索計劃的跳板。為了安全和增加運載能力，美國此次重返月球融入“人貨分運”的思想，將載人探測飛行器獵戶座與月球登陸器先是分別發射至近地軌道，然后在太空將獵戶座與月球登陸器和上一級奔月運載火箭“飛離地球級”通過交會對接后一同進入奔月軌道。

Ares I和Ares V運載火箭的第一級發動機均為五段式固體火箭發動機。該大型固體發動機是在航天飛機RSRM的基礎上進行了改進，增加了一個發動機分段。RSRMV能夠產生約16457.6kN的真空推力，當與J-2X上面級發動機結合使用時，能夠將重量超過26308.8kg的載荷送至低地軌道。

2009年9月，NASA與ATK公司首次成功地進行了“戰神”Ⅰ五段式發動機研制試驗。除驗證了本級的基本性能特征外，還獲得了諸如侵蝕燃燒，推力振蕩與推力減小等方面的寶貴資料。2009年10月，“戰神”I-X在佛羅里達州肯尼迪航天中心首次進行了試飛。來自700多個機載傳感器的數據表明，運載火箭在飛行中有效地進行了控制和穩定。“戰神”I-X在飛行中的推力振蕩頻率和幅度也與航天飛機測量的數據一致。在奧巴馬宣布取消“重返月球計劃”后，美國繼續開展大型固體助推器研究工作。2010年 8月31日完成了“戰神”1火箭DTM-2發動機的低溫性能試驗，有效驗證了發動機低溫工作的性能和一些新型材料的低溫工作性能，地面點火試驗獲取了53個重要參數，結果顯示所有性能全部達標。

2010年4月15日，奧巴馬在肯尼迪航天中心宣布了新太空探索計劃，表示美國將放棄旨在重返月球的“星座計劃”，而將火星作為美國載人航天計劃的目的地，他希望在本世紀30年代中期之前將航天員送上火星。隨著航天飛機的退役，Ares項目的總結，美國開始考慮下一代重型航天運載器的研究。目前有多種方案提交，包括一些新概念技術。但國會與NASA目前有很大的分歧。國會希望下一代重型航天運載器能充分利用現有技術，即航天飛機與Ares項目的固體助推器技術。美國下一代重型運載火箭的論證方案中，提出了發展Jupiter-130火箭，該火箭主要總結了Ares火箭在技術方案、研制經費、研制周期等方面的教訓，以“安全、可靠、簡單、快捷”為指導，采用航天飛機和“阿波羅”登月的成熟技術，在主動力方面堅持采用兩枚航天飛機4段式固體助推器成熟技術，芯級動力采用航天飛機的SSME發動機，箭體結構尺寸盡可能與航天飛機一致，近地軌道運載能力130t。特別指出如果現在啟動該項目，到2013年即可實現應用，將有效填補航天飛機退役和重型火箭研制之間的空缺。

2.2 歐空局重型運載火箭計劃

2008年6月，歐洲發布了《空間探索體系研究報告》，報告詳細討論了歐洲2016年～2030年的空間探索體系結構方案，計劃分四個階段實施：第一個階段到2020年，主要開展國際空間站的利用和機器人探索月球和火星；第二個階段為2025年前后，開展國際空間站的近地軌道科學活動和為載人登月做準備；第三階段為2025年～2030年前后，包括月球常駐人員基地建設，并為載人登陸火星做準備；第四個階段為2035年之后，根據載人登月獲取信息實現載人登陸火星。歐洲空間探索體系方案的載人任務需要載重50t的運載火箭進行多次近地軌道發射，阿里安5運載火箭的改進型將是最佳的可選方案。

歐洲航天局（ESA）“阿里安”5火箭的最新型號—中期改進型（ME）計劃于2016年投入使用，該型火箭能夠將重11.2t的有效載荷送入近地轉移軌道。這一運載能力比阿里安公司目前在役的“阿里安”5 ECA提高16%。它將能夠提供21t的近地球軌道衛星運載能力。ME型火箭沒有改變“阿里安”5火箭下面級，仍舊采用兩枚大型固體助推器作為助推動力，上面級需要一個新型發動機。

2.3 國外大型固體發動機技術發展

縱觀世界各國大型、重型運載火箭的發展歷程，液體芯級捆綁固體助推已成為國外大型運載火箭發展的一條主要技術途徑。這種動力組合可以充分發揮固體大推力、液體長時間工作的技術優點，形成性價比較高的運載火箭起飛級動力。目前，這種趨勢正在不斷發展，如美國替代航天飛機的“戰神”系列火箭，歐洲新研發的“阿里安”5火箭，日本最新的H-2A、H-2B火箭（H-2B火箭運載能力已經超過了我國）、印度新研的GSLV火箭等無不采用了大型固體火箭發動機作為助推器。大型固體發動機在世界范圍內已經得到充分發展，成為是大型運載火箭動力發展的主要趨勢。

美國的固體助推器主要是“大力神”系列和“宇宙神”系列、航天飛機以及“戰神”系列運載火箭固體助推器。“大力神”4助推器直徑為3.2m，分3～5段，最大裝藥量312t；航天飛機助推器RSRM直徑3.71m，長38.4m，分4段，裝藥量約503t；正在開展用于“戰神”火箭的RSRMV助推器[1]，長47.45m，直徑3.71m，裝藥量達到630t，燃燒室采用5段式結構。

歐洲航天局主要是“阿里安”5運載火箭P230固體助推器，其尺寸和性能與“大力神”4助推器相似，直徑約3.05m，長31.16m，裝藥量達237t，分為3段；日本的主要是H-2B運載火箭固體助推器，直徑1.8m，長23.4m，分4段，裝藥質量59t；印度大型固體助推器主要是 GSLV-MK III捆綁固體助推器S-200，其直徑3.2m，裝藥量達到200t以上。日本、印度等國近年來在大型固體發動機技術領域投入了大量的經費，發展起來的大型固體發動機能力已經超過我國。國外典型的固體助推器發動機基本參數見表1。

表1 國外大型固體發動機主要性能參數

2.4 國外發展特點與趨勢分析

美國、歐洲等航天強國在重型運載火箭方面的發展已經呈現出以下幾方面的發展趨勢和技術特點。

（1）要發展重型運載火箭，大推力的火箭發動機必不可少，為了提高可靠性、降低發動機組合數量，發動機推力一般都要求在500噸級以上。

（2）高比沖的氫氧發動機作為芯級，大型固體助推發動機作為助推動力成為國外大型、重型運載火箭動力的主要形式。

（3）后續重型運載火箭的發展非常強調可靠性和技術繼承性，特別是美國Ares火箭、“戰神”火箭以及新近提出的重型火箭技術方案，在動力技術方面都是基于成熟技術，不斷改進、不斷增強。

（4）發展重型運載火箭涉及國家戰略發展與力量的可持續發展等方面的因素，在重點技術環節，國家往往深度介入。如在航天飛機、Ares火箭以及后續重型火箭的動力選擇方面，美國國會處于維護固體動力技術的戰略地位，強行要求采用大型固體發動機作為助推動力。

3 我國發展大型固體助推發動機的技術基礎和研制能力

我國大型固體助推發動機技術基礎逐步壯大，研保條件不斷提升，發展時機已經成熟。我國固體火箭發動機經過多年的發展與建設，已經形成不同系列固體發動機的設計、研制、生產、測試的能力。

圖1 Φ2.0m整體式大推力固體發動機

圖2 Φ1.0m分段式固體發動機

通過大型固體發動機技術發展的多年積累，已經全面掌握了各型固體發動機的設計和工藝制造方法。僅通過一年的研制，于2009年初完成了國內最大直徑2m的整體式大型固體發動機研制與熱試，推力提升至120t。2010年初成功完成了國內首臺1m直徑分段式固體發動機地面熱試車，有效驗證了關鍵技術的攻關成果。

在研制能力方面，國內目前已經具備直徑2.25m、百噸級裝藥量以內的大型固體發動機研制、生產和試驗能力。在此基礎上結合后續研制條件建設，在“十二五”末，大型固體火箭發動機研制能力將提升至500t級推力水平。充分發揮固體發動機技術繼承性高的優點，在現有條件基礎上發展千噸級推力大型固體助推器，不存在重大技術瓶頸，研制過程中面臨的主要難點是大型固體發動機的研制保障條件建設，但國內具備相關生產基礎。

4 大型固體助推器需求初步分析

我國在不斷加快太空探索進程的同時，進入太空的規模也在不斷擴大，可能的任務包括向空間站運送重型構件、人員補給、載人登月、深空探測等。為滿足后續大規模進入太空的需要，發展重型運載火箭勢在必行。根據我國目前載人登月技術方案的前期論證結果，要實現近地軌道130t運載能力的需求，采用大推力液體芯級發動機和推力千噸的固體火箭發動機作為重型運載火箭的起飛級動力成為首選的動力組合方案。固體火箭發動機通過分段對接技術可以在有限的規模內實現百噸級甚至千噸級的推力，技術成熟度高、攻關難度小，所組合的運載火箭地面起飛發動機臺數少、可靠性高，是滿足重型運載火箭千噸級起飛推力的一條有效途徑。因此，發展適合我國重型運載火箭的千噸推力量級的大型固體火箭發動機研究可以有效彌補目前國內運載火箭運載能力的不足，走出一條符合中國特色的航天運載發展之路。

5 我國重型運載火箭大型固體助推發動機技術方案

5.1 大型固體助推發動機技術方案

依據我國目前重型運載火箭的初步論證結果，其主要方案之一將采用兩級半、捆綁助推器的構型方案。通過深入論證，初步形成了重型運載火箭五段式固體助推器方案，該發動機直徑可優選3.5m，燃燒室采用分段裝藥結構，總長約49m，平均推力大于1000t。采用金屬殼體、HTPB推進劑，全軸擺動柔性噴管和小火箭式點火發動機。采用標準中間段設計，通過中間段數量的調整實現不同的助推能力，結構簡圖具體見圖3。

圖3 五段式固體發動機方案

5.2 關鍵技術

依據上述初步技術方案，梳理出大型固體助推器的重大關鍵技術主要有：

（1）大型固體助推器分段對接技術

分段對接技術是實現固體發動機大型化的關鍵技術，目前分段式發動機廣泛采用的殼體連接方式是帶定位栓的插裙-U形槽連接密封結構。在分段藥柱絕熱層對接部位擬“J”型絕熱對接結構[2]，“J”型絕熱對接結構是指分段藥柱接頭處絕熱層貼合面以壓配合或粘接形式對接，該貼合面垂直于發動機軸線。同時，分段式發動機流場分析表明：分段式內孔燃燒裝藥，各段裝藥之間的絕熱環、裝藥內表面及內型面轉角處可能分別形成障礙脫落渦、表面脫落渦及轉角脫落渦。渦脫落可能會與發動機的聲場相互作用形成聲渦耦合，導致發動機產生一定頻率的壓強震蕩，并形成強烈的燃燒不穩定，給分段裝藥的固體發動機帶來了安全隱患[3][4][5]。故聲渦耦合分析技術也是大型分段式發動機研制必須解決的關鍵技術，需采用理論分析、試驗研究與數值模擬相結合的研究方法。

（2）大尺寸柔性噴管設計與制造技術

目前碳/碳材料發展迅速，其耐燒蝕性好、比強度高、膨脹系數小、導熱率低，未來的高性能助推器將主要通過采用該種材料作為噴喉材料來減輕燒蝕。大型固體助推器喉徑在Φ600mm～Φ1500mm之間，隨著結構尺寸的增加，喉襯成型工藝對喉襯的力學和燒蝕性能影響較大，在生產中也存在氣象沉積（CVD）周期長，喉襯內部及表面性能差異大等缺點。因此需要按照大型碳/碳喉襯的使用要求，開展大型喉襯熱結構設計及工藝技術研究，更新工藝設備，實踐新的喉襯制備工藝和方法提高喉襯熱結構性能，降低成本，提升我國大型發動機噴管設計及生產水平。

（3）大型固體助推器推力偏差控制技術

由于固體助推器之間推力存在偏差，會對運載器主體產生干擾力矩，影響飛行穩定性，并增加控制系統的復雜性和工作負載。目前，引起推力不平衡的因素很多，但最主要的有點火時間不同步、固體推進劑燃速和燃面的偏差、喉襯燒蝕的不一致性等。首先須從生產工藝上保證固體助推器工作性能的一致性：如對于分段式固體助推器，將同批次對稱使用的兩個助推器的每段藥柱由同次混合的藥漿輪流澆注，以保證每段藥柱的均勻一致。此外，可通過采用合理的布局結抅以減小推力不平衡性，主要是將助推器噴管或助推器本身以適當的角度傾斜安裝，使助推器工作末期出現的最大推力不平衡時刻的推力矢量通過運載火箭重心，使火箭只承受平移力。

（4）大型固體助推器低成本技術

從設計源頭準確把握固體助推器高可靠和低成本的特點，在現有固體發動機研制基礎上，通過采用低成本設計方法、設計思路，簡化工藝、降低檢測。重點從占發動機成本比重高的推進劑、復合材料等方面入手。例如采用廉價高強度鋼、低成本的丁羥推進劑、低成本喉襯材料等方法降低成本；在生產工藝方面，可采用低成本生產工藝，如推進劑常溫固化工藝、連續混合工藝、組批生產工藝等；在性能測試方面，可選用工藝成熟且通用化、系列化的原材料，可以做到材料性能檢測數量的最小化以及檢測類型的最少化；另外，可進一步發展發動機部組件的重復使用技術以及發動機退役再利用技術等。

6 我國運載火箭大型固體助推器發展設想

6.1 發展路線

依據“需求牽引，技術引領，統籌安排，快速推進”的指導思想，按照“航天運載，動力先行”的發展原則，結合我國載人登月的初步論證結果，現有大型固體發動機研制基礎和技術能力，運載火箭大型固體助推器研制計劃分為以下兩個階段：

第一階段（2011年～2015年）：主要以重型運載火箭千噸級固體助推器應用為背景，以關鍵技術突破為重點，推動千噸級固體發動機工程立項。逐步通過直徑1m、2.25m和3.5m分段式固體發動機技術驗證，全面突破千噸級固體發動機各項關鍵技術，最終實現裝藥量200t、推力500t級大型固體發動機技術的演示驗證。

第二階段（2016年～2020年）：實現直徑Φ3.5m，千噸級推力大型分段式固體助推器的工程研制，全面滿足重型運載火箭技術需求。

6.2 初步研制流程

（1）美國航天飛機固體助推器總裝流程

航天飛機固體助推器的設計、研發、制造和地面試驗都在猶它州的錫奧科爾公司瓦薩奇分部中進行。航天飛機固體助推器燃燒室各段從瓦薩奇公司經公路運往鐵路入口，再通過鐵路運往佛羅里達州的肯尼迪航天中心發射場。

航天飛機固體助推器點火裝置、殼體、燃燒室、噴管等部組件的研制全部集中在錫奧科爾公司瓦薩奇分部進行。地面試驗前，發動機燃燒室前段與點火裝置連接、后段與噴管連接，各段運往試車臺后，在試車臺進行臥式總裝、檢測，完成地面熱試車。飛行試驗前，固體助推器在試驗場立式裝配、總裝、檢測、運輸。兩個固體助推器在發射場運載器裝配大樓（VAB）中進行裝配。首先將燃燒室各分段立式連接，再將助推器與液體芯級和軌道器相連接。總裝完成后，使用運輸車慢速將航天飛機送到發射臺。抵達發射臺后，移動發射臺下降被安放在幾處固定座上，運輸車駛離發射臺。

（2）歐空局“阿里安”5助推器總裝流程

“阿里安”5火箭固體助推器（MPS）的研制任務主要由法國、德國和意大利承擔。德國MAN公司研制分段式殼體金屬件，然后送往意大利Avio進行殼體的準備、絕熱（前段S1也在位于Avio公司澆注23t～25t的推進劑），完成絕熱層粘貼的S2與S3發動機殼體被放入專門的容器里，經海上從Avio運到Regulus裝藥廠，法國的SNECMA提供噴管。固體助推器的總裝、檢測和地面試驗，飛行試驗均在庫魯航天中心進行。

“阿里安”5固體助推發動機在助推器組裝廠房里進行，將點火裝置、燃燒室、噴管與TVC組裝到一起。其它部件如頭錐、反推發動機、降落傘以及外部熱防護層也在助推器組裝廠房（BIP）內完成組裝。每臺完成裝藥的MPS被放置在軌道轉運的專門平臺上，平臺座落在導軌上以備進行發射前與Vulcain引擎和液體發動機EPS段的最后總裝。最后“阿里安”5的推進系統與衛星一起在火箭總裝廠房（BIL）完成最后的總裝。BIP與BIL在位于圭亞那航天中心廠區內并由專門的導軌連接至“阿里安”5的發射臺。

（3）我國發展千噸級固體助推發動機的總裝流程

為充分利用國內已經具備和正在建設的固體發動機設計、推進劑原材料、部件加工、裝藥總裝和試驗條件。考慮我國鐵路目前可供運輸的最大直徑為Φ3.5m，故可在內地建設滿足直徑Φ3.5m發動機技術攻關和小批量研制的保障條件，發動機完成分段裝藥后通過鐵路運輸的方式分段運至港口，并經海運至海南發射場，在海南發射場完成分段對接和總裝檢測，該技術方案與美國相似。在內地修建千噸級固體發動機研制能力，通過鐵路運輸的研制流程可以充分利用現有基礎能力和資源。

7 發展建議

我國發展重型運載火箭是進行研究月球、利用月球、深空探測等航天活動的基礎，單機大推力火箭發動機又是實現重型運載火箭大起飛推力、并保持高可靠性的必要途徑。按照我國載人登月重型運載火箭對固體動力技術提出了技術需求，結合現有大型固體發動機的研制基礎，通過初步的技術方案論證、技術可行性分析、關鍵技術分析等方面的綜合論證，初步形成如下結論：

（1）在重型運載火箭中采用大起飛推力的固體發動機已成為國外航天運載技術發展的一種有效趨勢。國外大型運載火箭均不同程度的采用了固體助推加液體芯級的起飛級動力組合形式。

（2）按照單機推力1000t的技術需求，經初步論證，直徑3.5m固體助推器動力是首選方案，該系列發動機既能滿足總體指標要求，又能最大限度利用現有能力、設備，技改量小、條件保障投入少，是一條經濟可行的技術方案。

（3）按照動力先行的原則，千噸級推力大型固體發動機關鍵技術攻關勢在必行。

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