中國下一代運載火箭結構技術發展方向與關鍵技術分析

王國輝, 曾杜娟, 劉觀日, 吳會強

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

0 引言

結構為運載火箭發動機提供燃料貯存與推力傳遞功能，支撐全箭質量，并為有效載荷、控制、遙測等系統及單機設備提供安裝和保護。典型的運載火箭箭體結構包含燃燒劑貯箱、氧化劑貯箱、有效載荷整流罩、儀器艙、級間段、箱間段、尾段等部段。從我國現役運載火箭的干重分解來看，箭體結構在全箭干重中所占的比例達到50%或更高。從運載火箭主要功能實現、質量占比、研制經費與成本占比、研制周期等方面，結構都是運載火箭的主要和關鍵系統之一。

我國運載火箭結構技術經過60余年的發展，建立了獨立自主的結構研制體系與研制能力，形成了成熟的結構設計、制造及驗證技術體系。但近年來，隨著運載火箭的繁榮與多樣化發展，國內外箭體結構技術的發展也呈現出快速發展、多樣化發展的狀態，在結構形式選擇、材料與工藝選用等方面都基于各型火箭的自身定位呈現出多樣化的發展方向。迫切需要對近年來國內外運載火箭結構技術的發展趨勢進行分析，對我國箭體結構技術的現狀進行定位，并針對未來運載火箭型號研制的需求，提出我國下一代運載火箭結構的技術特征、發展方向及相應的關鍵技術，為我國運載火箭結構及相關技術的發展路線探索提供參考。

1 運載火箭結構技術發展歷程與技術現狀

1.1 中國運載火箭結構技術發展歷程

我國運載火箭結構技術早期以液體導彈結構技術為基礎，伴隨著我國運載火箭型號研制而逐步發展：箭體結構直徑從CZ-1火箭2.25 m直徑發展到CZ-2C火箭3.35 m直徑至CZ-5火箭5 m直徑。結構形式不斷豐富，從早期較單一的蒙皮桁條結構、化銑網格加筋結構形式發展至目前蒙皮桁條、夾層結構、機械銑網格加筋結構、碳纖維復合材料結構多種形式并舉，結構設計可以根據設計需求綜合考慮選擇不同的結構形式。貯箱主結構材料體系經歷了5A06鋁合金、2A14鋁合金、2219鋁合金的發展，材料性能不斷提升。結構設計手段與方法不斷精細化和自動化，從早期的工程算法和紙質圖紙下廠發展至目前可以通過量化的結構優化方法進行方案優化，結合精細有限元方法與三維數字化設計方法可以對結構從整體到局部的性能進行量化掌控和設計，設計方法的精細化程度不斷提升。制造技術方面，自動鉚接、焊接等自動化工藝逐步替代早期手工工藝，制造效率不斷提升，制造目標總從早期主要追求結構成型發展至目前對結構形性協同的考慮和追求越來越高，工藝的環保性成為重要的考慮因素。設計驗證方面越來越能夠模擬真實環境，從早期的單部段結構靜力試驗方法為主，發展出傳力更真實的聯合靜力試驗方法等，效率更高、覆蓋面更廣的數字強度試驗方法在新研制的火箭中廣泛應用。

1)我國第一型運載火箭CZ-1以第二代液體導彈為基礎，一、二級箭體結構在其基礎上改進，箭體結構直徑為2.25 m。貯箱主要采用5A06鋁合金，殼段主結構采用2A12鋁合金。一子級貯箱采用了化銑網格加筋壁板焊接結構，二子級貯箱為常溫共底形式，貯箱后底采用了傳遞發動機推力的錐形后底；殼段結構基本為半硬殼結構，整流罩采用了玻璃鋼錐殼與2A12半硬殼組合的結構形式。

2)從第三代液體導彈開始，突破了3.35 m直徑結構設計、制造與驗證技術，貯箱開始應用2A14材料，材料性能大幅提升。CZ-2C火箭在第三代液體導彈基礎上研制，箭體結構直徑為3.35 m，貯箱采用2A14鋁合金，殼段主結構采用2A12、7A09鋁合金。一子級貯箱筒段采用化銑斜置正交網格壁板拼焊結構，后箱后短殼采用了擴散集中力的放射筋結構。殼段為2A12半硬殼結構。整流罩采用了玻璃鋼蒙皮與鋁合金桁條、隔框組合的半硬殼結構。

3)CZ-3火箭一級、二級箭體直徑為3.35 m，結構由上海航天技術研究院負責研制；三級箭體直徑為2.25 m，結構由中國運載火箭技術研究院負責研制。CZ-3首次研制了2.25 m直徑蜂窩夾層的氫氧共底貯箱，首次在上面級采用了蜂窩夾層結構，包括儀器艙、有效載荷支架等。在CZ-3基礎上，研制了CZ-3A系列運載火箭，研制了3 m直徑蜂窩夾層共底氫氧共底貯箱，研制了937B、1194、1666等國際標準星箭接口包帶，有效載荷支架、儀器艙、整流罩均采用了蜂窩夾層結構。材料體系方面，貯箱仍選用2A14鋁合金，殼段材料主要選用了2A12、7A04、7A09鋁合金等。CZ-4A系列火箭研制了2.9 m直徑常溫共底貯箱。

4)CZ-2E火箭在CZ-2C基礎上突破了捆綁火箭結構技術，首次研制了4.2m直徑大整流罩結構，整流罩分離采用了氣囊式縱向分離裝置，首次研制了碳纖維復合材料過渡支架結構，Φ1868、Φ2042大直徑接口包帶。CZ-2F火箭在CZ-2E基礎上，首次研制了載人火箭逃逸系統及相關結構，對全箭結構部段開展了破壞試驗，獲得了結構性能數據；儀器艙、飛船支架等上面級結構應用了1420鋁鋰合金并對貯箱網格進行了參數優化；研制了Φ2800直徑接口包帶。

5)2006年以來，隨著我國新一代運載火箭CZ-5、CZ-6、CZ-7、CZ-11的研制，運載火箭結構相關技術進入了新的階段。突破了5 m直徑艙段、液氫液氧貯箱、整流罩結構技術；首次實現了前捆綁點傳力式捆綁結構研制；首次研制了2.25 m直徑的PMI夾層液氧煤油共底貯箱結構。在結構設計技術方面，三維數字化設計與有限元計算工具全面應用于運載火箭結構設計，運載火箭結構強度分析的精準程度大幅提升，具備了復雜載荷下復雜結構力學響應過程及承載性能預報能力；結構優化技術引入運載火箭結構設計過程，提升了結構輕質化水平；部分貯箱加筋壁板采用了三角形網格加筋形式；為了適應海南發射場的發射環境，系統地實現了火箭結構的防雨防水設計。在材料體系方面，貯箱結構材料全面應用了焊接性更好的2219鋁合金，慣組支架等結構應用了比剛度更高的鎂合金。在制造工藝方面，攪拌摩擦焊技術應用于貯箱縱縫焊接；高性能整體鍛環技術取得突破并應用于貯箱過渡段環；自動鉚技術大量應用于殼段結構裝配，金屬增材制造技術開始應用于捆綁接頭等不易加工結構、個性化定制結構，機械銑工藝替代化銑工藝用于加筋壁板及異形結構的制造，制造精度、一致性及環保性都大幅提升。

1.2 國外運載火箭結構技術發展現狀

1.2.1 美國

(1)土星V號

土星V號是美國國家航空航天局(NASA)為阿波羅計劃和天空實驗室計劃研制的三級重型運載火箭，于1967年首飛，1973年退役，共發射了13次，其中一子級、二子級箭體直徑10.06 m，三子級直徑6.6 m。一子級箱體材料為2219鋁合金，軸壓筒段采用蒙皮-桁條-環框式結構，箱底為瓜瓣拼焊結構，分兩層焊接，上下層各8塊，前箱推進劑通過5個隧道管輸送。二子級和三子級箱體材料均為2014鋁合金，為液氫液氧共底貯箱，前箱為液氫箱，后箱為液氧箱，共底結構上凸，液氧箱筒段是機械銑網格結構，液氫箱為蒙皮-桁條-環框式結構。艙段結構基本采用了蒙皮桁條式半硬殼結構。在推力傳遞方面，一級采用“殼段+十字橫梁”結構將5臺F-1液氧煤油發動機總計約34 000 kN推力傳遞至箭體，二級采用“錐形殼段+十字橫梁”結構將5臺J-2液氫液氧發動機總計約5 150 kN推力傳遞至箭體，三級采用貯箱箱底直接傳遞1臺J-2發動機約900 kN推力。

(2)航天飛機

航天飛機由NASA在1972年提出，1981年成功首飛，2011年最終退役，共發射135次。航天飛機由軌道飛行器、兩個固體助推器和外貯箱組成。其中外貯箱是最大的結構單元，也是唯一不可重復使用的結構，主要功能是為軌道飛行器的3個主發動機貯存和供給推進劑，同時在發射中作為結構骨架實現固體助推器的推力傳遞。外貯箱直徑8.4 m，由液氧箱、箱間段、液氫箱組成，如圖1所示。兩個固體助推器分別通過前后兩個捆綁點捆綁在外貯箱上(單個助推器推力12 899 kN)，其中前捆綁點位于箱間段，為主傳力點，后捆綁點位于液氫箱底部。

圖1 航天飛機外貯箱結構Fig.1 External tank of the space shuttle

為了適應前捆綁點載荷，航天飛機外貯箱箱間段設計為金屬半硬殼+橫梁結構形式，長6.58 m，質量6 259 kg，除連接件和橫梁插接結構為鋼之外，其余結構均為鋁合金。液氧箱長16.7 m，質量5 602 kg。前底為卵形，由8塊化銑瓜瓣拼焊而成，后底由12塊帶加強筋的化銑瓜瓣與頂蓋拼焊而成，其中頂蓋直徑3.556 m。液氫箱長約21 m，質量為13 109 kg。液氫箱前、后底均為由12塊化銑瓜瓣與3.556 m直徑頂蓋拼焊而成的橢球底。

為滿足航天任務需求，航天飛機外貯箱經歷了3次重大的輕質化提升，其采取的措施包括貯箱選材由2219鋁合金升級為2195鋁合金、結構形式由環框結構向正置正交網格加筋結構優化等，同時開展了大量穩定性試驗來積累數據摸索網格加筋結構的試驗修正系數。

(3)Space Launch System(SLS)

目前研制中的SLS Block1構型為一級半構型。其芯一級由美國波音公司負責研制，結構直徑8.4 m，總長64.6 m，干重約85 275 kg，材料選用2219鋁合金。芯一級安裝4臺RS-25發動機(海平面總推力約744 t)，捆綁兩個固體助推器(單個助推器推力約1 600 t)。芯一級發動機推力傳遞至發動機艙，兩個固體助推器推力通過前捆綁點傳遞至芯一級箱間段。芯一級結構由10個不同長度的筒段、4個箱底、7個環組成前裙、箱間段、液氧箱、液氫箱、發動機艙共5個結構艙段，如圖2所示。每個筒段均由8塊壁板縱向拼接而成。由于NASA主張最大限度利用航天飛機的硬件和基礎設施來建造新的運載器，SLS直徑與航天飛機外掛貯箱一致，芯級結構基本繼承了航天飛機的外掛貯箱結構，但艙段結構形式由蒙皮桁條結構改為整體性更強更高的整體壁板拼接結構。SLS絕熱結構由土星V和航天飛機外貯箱繼承而來，主體采用噴涂環保聚氨酯泡沫。

圖2 SLS Block1芯級各部段結構Fig.2 SLS Block1 core stage structure

(4)法爾肯9(Falcon 9)

Falcon 9由SpaceX公司研制，結構直徑為3.66 m，一級安裝9臺Merlin 1D發動機(單臺海平面推力約84 t)，二級安裝一臺Merlin 真空發動機(真空推力約98 t)，一級結構可以重復使用。貯箱布局方面一子級、二子級采用相同結構形式的下凹式內輸送液氧煤油共底貯箱，前箱為液氧箱，后箱為煤油箱，貯箱筒段為2198鋁鋰合金攪拌摩擦焊蒙皮桁條結構。推力傳遞方面，一級發動機推力通過八爪結構(Octaweb)將推力傳遞至箭體。均勻承載結構方面，級間段采用了碳面板蜂窩夾層結構，有效載荷支架為復合材料錐殼結構，并在頂部進行了局部加筋，整流罩為碳面板蜂窩夾層結構，內部貼減噪層。結構中還包含了柵格舵、著陸腿和冷氣解鎖/推沖機構用于一子級回收。Falcon 9/Heavy在Falcon 9基礎上捆綁兩個通用芯級模塊，其中芯級貯箱壁厚更大，助推器推力通過后捆綁點傳遞至芯級。Falcon 9火箭結構與傳統火箭結構相比具有其獨特之處，結構可重復使用，貯箱采用焊接蒙皮桁條結構，貯箱縱縫數量較傳統火箭數量更多，其結構設計在構型設計階段優化程度較高，設計思想中充分結合了性能與成本的綜合考慮。

近年SpaceX正在著力研發的可重復使用星際載人運載器 Starship結構直徑約10 m，安裝6臺Raptor發動機(單臺推力約200 t)，中間3臺發動機推力完全通過貯箱箱底傳遞。貯箱選用了不銹鋼材料。

(5)新格倫(New Glenn)

New Glenn是Blue Origin公司正在研制的一級可重復使用重型火箭，近地軌道運載能力約45 t。其發布的構型方案，如圖3所示。火箭貯箱直徑7 m、尾段直徑8.5 m，一級安裝7臺BE-4液氧甲烷發動機(海平面總推力約1 700 t)，貯箱布局為下凹式共底貯箱，前箱為甲烷箱，后箱為液氧箱，上箱燃燒劑通過下箱內隧道管輸送。一級安裝4個控制翼及6條著陸腿。火箭二級安裝2臺BE-3U液氫液氧發動機(總真空推力約1 060 kN)，貯箱布局為上凸式共底貯箱，前箱為液氫箱，后箱為液氧箱。

圖3 New Glenn兩級構型圖Fig.3 New Glenn two-stage configuration

(6)其他火箭

美國的其他型號火箭中，也有一些代表性的結構形式，如德爾它4(Delta 4)火箭二級箱間段采用了X形復合材料桿系式箱間段，二級發動機推力傳遞至后箱箱底，如圖4所示。半人馬座上面級(Centaur)貯箱材料采用了301不銹鋼，一臺和兩臺發動機構型中，發動機推力(單臺約13 t)均通過貯箱箱底傳遞。

圖4 Delta 4二級結構Fig.4 The second stage of Delta 4

1.2.2 俄羅斯

俄羅斯在蘇聯時期研制的火箭有許多獨特的結構形式。例如聯盟號采用了全錐形助推器結構，質子號采用了燃燒劑貯箱并聯布局形式，能源號火箭采用了頂掛式助推器捆綁方式，這種助推器頂掛方式具有助推頭錐長度更短、捆綁力不在助推結構上產生局部彎矩等優勢。此外，微風M上面級采用了環形共底貯箱、異形貯箱等獨特的結構形式以從構型上減小火箭質量。這些別具特點的結構形式充分體現了以構型設計為先的設計思想。

1.2.3 歐洲

歐洲運載火箭阿里安5(Ariane 5)火箭直徑5.4 m，儀器艙、整流罩、有效載荷支架、級間段均采用了鋁蜂窩夾層結構，其低溫上面級采用了鋁合金異形共底貯箱的獨特結構形式，并通過貯箱箱底傳遞一臺發動機推力(67 kN)，如圖5所示。Ariane 6 火箭總體技術方案及運載能力與Ariane 5相似，結構直徑5.4 m，一級安裝一臺Vulcan 2.1發動機(海平面推力約140 t)，二級安裝一臺Vinci發動機(真空推力約18 t)，捆綁2枚或4枚固體助推器(單枚推力約350 t)。降低成本是Ariane 6研制的主要驅動力。為了實現這一目標，Ariane集團基于工業4.0的理念和技術基礎，以裝配和制造環節作為突破點，通過批量化生產，追求規模效益，實現發射成本降低到Ariane 5的40%～50%的目標。

圖5 Ariane 5 低溫上面級Fig.5 Cryogenic upper stage of Ariane 5

1.3 國內外運載火箭結構技術發展對比

經過近60年發展，我國已經形成了獨立自主的運載火箭結構研制體系，支撐了新一代運載火箭的研制。我國運載火箭結構技術與航天強國的對比情況如下。

1)在大尺寸運載火箭結構研制方面，美國和俄羅斯均具備10 m級箭體結構的研制能力，目前美國SLS完成了所有8.4 m結構部段的生產及子級組裝，我國目前正在開展10m級殼段、貯箱、分離結構、整流罩結構的設計與制造技術研究。

2)在重復使用火箭結構方面，美國通過航天飛機的設計和使用維護，在結構重復使用設計、監測與評估方面積累了豐富經驗。Falcon 9等火箭形成了成熟穩定的垂直起降結構技術及火箭結構的重復使用技術。歐洲和日本正分別通過卡列斯托(Callisto)和RVT試驗性火箭探索重復使用技術。中國目前已完成火箭一子級精確落區控制和助推器傘降回收技術驗證，正在開展火箭垂直著陸結構系統的工程研制和原理研究。

3)在結構布局、傳力方案與結構形式的選擇方面，我國運載火箭多數為分體式貯箱，少數外輸送式共底貯箱。近年來國外新研制的運載火箭中，二級或上面級以上結構大多數都采用了共底貯箱的布局方式，越來越多新研制的火箭采用了不可用推進劑更少、推進劑輸送系統布局及分離更簡單的下凹式內輸送共底貯箱構型。在發動機推力傳遞方案方面，我國推力傳遞方案及結構形式較單一，基本為桿系式發動機機架形式，火箭動力系統與結構系統的一體優化設計不足。國外火箭發動機推力傳遞結構形式多樣，根據發動機布局、推力大小等按需優化設計，存在多樣的輕質推力傳遞結構方案。新研制的運載火箭中，對于中心一臺發動機或推力在10 t量級的兩臺發動機的動力布局，較多采用了直接用貯箱箱底傳遞推力的傳力方式，Starship構型中直接利用貯箱箱底傳遞3臺發動機總計約600 t推力。在級間段等以軸壓失穩為主要失效模式的均勻承載艙段的結構形式方面，我國運載火箭級間段一般采用鋁合金蒙皮桁條結構，Falcon 9、Ariane 5等采用了理論承載效率更高的碳面板蜂窩夾層結構。

4)在結構設計方法方面，我國運載火箭箭體結構安全系數選取、強度剛度計算方法及結構裕度留取方面與國外并無本質差異。安全系數普遍在1.2～1.4，強度剛度計算方法上主要基于薄殼理論、多層殼理論及框-梁計算等傳統計算方法，同時利用數值仿真技術開展結構的優化設計和精細化設計，在結構裕度留取方面主要根據火箭的可靠性要求進行選取。近年來，美國針對加筋柱殼、球殼等結構失穩折減因子開展了較精細和系統的研究，我國也針對網格加筋柱殼失穩在和對幾何偏差的敏感性等開展了相關研究。

5)在高性能材料研制及材料選用方面，我國運載火箭結構材料性能相對較低，先進復合材料用量相對較少，應用水平不高。國外先進航天強國高性能鋁鋰合金等材料研制成熟，材料性能比我國目前主要選用的2219鋁合金高100 MPa。材料選用方面，國外火箭尤其是近年來新研制火箭在結構選材方面出現更靈活的選材趨勢，如SpaceX根據火箭需求靈活多樣化地選擇了鋁鋰合金、不銹鋼、復合材料等。

6)在運載火箭結構制造技術的發展與選用方面，我國運載火箭結構自動化制造及整體化制造技術及能力存在一定差距。SpaceX全箭貯箱箱底均采用了整體旋壓技術，Ariane 5開展了5 m直徑箱底旋壓技術研究，日本H-II火箭開展了4 m直徑箱底旋壓技術研究。我國運載火箭目前已經實現2.25 m直徑整體成形箱底型號應用，正在開展3.35 m直徑貯箱箱底整體成形技術研究。在結構制造工藝路線的選擇方面，近年來國外新研的火箭結構在制造工藝上有新的變化，例如SLS將傳統主要應用于貯箱筒段的壁板拼接工藝路線用于艙段結構的制造，SpaceX將傳統主要用于艙段結構的蒙皮桁條式結構應用于貯箱筒段并采用縱向攪拌摩擦焊方式實現蒙皮與桁條的連接。

7)在運載火箭結構的試驗驗證方面，美國、俄羅斯具備10 m級結構的試驗能力。目前我國通過新一代運載火箭的研制，具備了5 m級結構的試驗能力。在試驗項目選取和試驗方式方面，美國、俄羅斯地面試驗項目工況更多。例如SLS一級氫箱的靜力試驗測試項目多達38項，涵蓋內壓、彎矩、剪力、扭矩、集中力等所有載荷和環境工況；航天飛機的主捆綁結構在出廠試驗前均開展出廠驗收試驗。同時在試驗介質方面也呈現多樣化的特點，SLS一級氫箱爆破試驗過程中采用了氣壓爆破。我國通過新一代運載火箭的研制，靜力試驗技術取得了較大進步，在多部段聯合試驗、模擬試驗邊界等方面均有所創新，但是在試驗項目設計、試驗加載方法及測量手段等方面仍有一定差距。

2 我國下一代運載火箭結構技術的發展需求

秦旭東等對中國運載火箭進行了劃代研究，將我國運載火箭劃分為4代，并提出了未來中國運載火箭的重點發展方向，包括研制重型運載火箭、重復使用運載器、構建快速響應發射能力等。我國下一代運載火箭的研制及國內外不斷降低進入空間門檻的技術發展趨勢，對運載火箭結構技術提出了一系列發展需求。

2.1 重型運載火箭對大直徑結構設計與制造技術的需求

我國重型運載火箭箭體結構直徑達到10 m級，結構承載需求達到 4 000 t級、分離質量達到百噸級。在結構設計方面，隨著結構規模增大，全箭頻率變低對箭體結構載荷的影響，10 m級直徑箭體結構的最優結構形式與設計方法，結構制造及形位公差變大對結構性能的影響評估，百噸級分離質量的可靠分離技術等問題都需要開展系統的研究，需要建立系統的10 m級直徑結構設計技術體系。在結構制造技術方面，箭體直徑增大對結構制造性、精度控制、制造裝備等提出了直接的需求，傳統成形制造方案已經難以滿足需求；在結構試驗方面，現有試驗能力已經難以滿足箭體結構直徑和載荷的要求。

2.2 可重復使用運載火箭對著陸返回系統及箭體結構復用性的需求

可重復使用運載火箭能夠快速、經濟、常態化地進入空間，有效降低運載成本，提高發射頻率，具有極大的經濟和軍事價值。目前我國正在開展重復使用火箭的研制。運載火箭重復使用對結構技術提出了新的研制需求，如火箭返回所需的氣動控制機構、著陸緩沖機構、可復用連接解鎖推沖機構、熱防護結構等，需綜合考慮我國火箭發動機、控制、地面設備等領域的技術狀態，統籌制訂適宜的火箭結構形式。此外,我國現役火箭箭體結構均按極限承載進行設計，在重復使用火箭中，需要對箭體結構的強度設計準則、復用性檢測與評估方法進行系統研究，建立可復用性及復用次數的評估準則，開展面向重復使用的結構設計方法研究。

2.3 運載效率提升對結構輕質化的需求

通過新一代運載火箭的研制，目前我國大、中型火箭運載能力與國際水平基本相當，但運載效率距離世界先進水平差距明顯。新一代運載火箭CZ-7 和CZ-5 的近地軌道運載系數分別為2.36%和2.8%，而美國德爾塔和宇宙神系列、俄羅斯安加拉等大中型火箭運載系數都在3.0%以上。在運載火箭總體設計、動力水平一定條件下，結構系數提升是火箭運載效率提升的直接手段。目前我國運載火箭結構系數(0.057～0.184 1)較國外火箭的結構系數(0.052 80～0.166 67)偏大。箭體結構在運載火箭干重組成中占比超過50%，箭體結構輕質化是提升運載火箭結構系數的主要手段。

2.4 性能跨越對結構智能化的需求

我國運載火箭在發展歷程中形成了基于偏差的包絡設計方法和基于有限故障的冗余設計方法,在現役運載火箭的研制、運營中得到了成功應用。在CZ-5、CZ-7等新一代火箭上，數字化設計已經得到廣泛應用。在下一代火箭結構發展中，傳統包絡設計方法存在設計余量大于實際需求，造成結構輕質化難度大的問題。開發具有自感知功能的智能結構，通過飛行數據積累進行載荷識別，是提高設計精細化水平的可行途徑。下一代運載火箭對先進性和多功能性的追求也催生了對結構健康監測、智能蒙皮、自感知自修復、智能可變形結構機構的需求，需要將傳統結構設計技術與新興領域深度融合。

2.5 運載火箭商業化對結構低成本與高效率制造的需求

國際衛星發射市場競爭日趨白熱化，國內外航天公司都把降低發射成本作為發展重點，對火箭結構提出了盡可能降低結構成本、盡可能縮短結構產品制造周期的需求。除重復使用外，Falcon 9采用了CAD與CAM一體化，實現柔性制造，大大減少工裝數量，設計上盡量使用相同的材料、模具、工藝實現組批生產控制成本。Ariane 6火箭在液體發動機上充分應用3D打印技術、固體助推器由分段式改為復合材料結構制造一段式整體推器，并且貫徹自動化理念，打造工業4.0時代的數字化工廠，通過多種制造工藝升級與裝配方式改變來提高生產效率，降低制造成本，實現發射價格相比Ariane 5降低40%～50%的目標。火神火箭擬通過方案優化、精簡構型的方式減少產品開發和維護費用，降低發射成本，以研制出在商業發射市場和政府軍方發射市場中兼顧高可靠和低成本、具備更強競爭力的火箭。商業火箭對低成本和高效率的追求可能將引起我國運載火箭結構產品的設計、生產制造、試驗驗證等方面研制模式的較大變革。

3 下一代運載火箭結構發展方向與關鍵技術分析

基于發展需求可知，我國下一代運載火箭結構的主要特征可以概括為尺寸大型化、重復使用化、結構輕質化、結構智能化、研制高效化5個方面，如表1所示。

表1 我國下一代運載火箭結構關鍵技術

在尺寸大型化方面，通過10 m級直徑箭體結構設計理論與方法、10 m級直徑結構高精度制造技術、10 m級直徑結構試驗驗證體系等方面研究，實現10 m級直徑箭體結構研制，并構建起完整的10 m級直徑結構研制能力體系。在重復使用化方面，通過火箭子級著陸回收系統結構機構技術、返回防熱結構、結構復用性評估與設計技術等關鍵技術的研究，實現通用著陸回收系統研制，實現運載火箭的高可靠回收，實現子級結構可重復使用。在結構輕質化方面，通過結構一體優化設計、輕質結構形式研究與應用，結構性能高精度預測與結構優化，高性能材料的研發與應用，整體化高精度制造技術應用等關鍵技術的研究，提升箭體結構的輕質化水平，完成下一代輕質化結構形式研制，支撐我國運載火箭運載效率提升。在結構智能化方面，通過載荷識別、結構健康監測、智能皮膚、智能變體結構等技術，能夠進一步提升火箭輕質化和復用化水平，實現火箭結構設計能力提升和火箭功能拓展。在研制高效化方面，通過箭體結構平臺化設計技術研究、高制造效率及低成本結構的設計與應用，自動化制造能力進一步提升，結構成本大幅下降，結構設計與制造效率大幅提升。

3.1 尺寸大型化

3.1.1 10 m級直徑結構設計理論與方法

根據我國箭體結構由Φ3.35 m到Φ5.0 m的研制經驗，結構直徑增大將對傳統箭體結構設計方法帶來挑戰。主要表現在以下幾個方面：1)結構直徑增大帶來的計算規模問題，需要探索理論計算和有限元分析的結合方法，解決設計效率和準確性的矛盾，建立10 m級直徑結構的快速優化技術；2)傳統結構形式在10 m直徑及重型火箭載荷環境的不再適應的問題，需要研制包括貯箱低附加應力底型、復合網格加筋殼、柔性防晃板、大流量消能器等在內的新結構形式并建立相應的設計方法；3)快速工程計算方法對10 m級結構的適用性問題，如半硬殼結構承載能力工程計算方法、蒙皮厚度對承載能力貢獻問題；4)缺陷敏感性問題，對于10 m級直徑結構如何選取合理的試驗修正系數，實現滿足輕質化的穩健性設計；5)考慮制造約束條件下殼段、貯箱、發動機機架的一體化設計問題等。

3.1.2 10 m級直徑結構制造技術

10 m級直徑結構的制造能力直接挑戰國家工業基礎能力，如何在實現極端制造的同時，實現結構的輕質化和功能化成為關鍵。貯箱方面主要需要開展超大尺度下復雜薄壁構件/整體環件的高精度高性能成形制造的新原理、新技術研究，整體柔性和局部強剛性約束條件下的精準立式裝配焊接新理念、新方法，新型環保絕熱材料的高效精確施工技術等研究。殼段方面需要開展超大尺度下復雜承載構件的短流程高性能制造技術，超大直徑金屬和復合材料殼段的柔性高效制造技術，承載-功能復合結構的精確制造技術等。

3.1.3 10 m級直徑結構試驗驗證技術

10 m級直徑結構也給試驗方法和試驗技術提出了挑戰。試驗方法方面，需要通過試驗方案和試驗流程的創新，在保障地面試驗工況覆蓋飛行工況的條件下，避免地面試驗工況成為箭體結構設計工況；試驗實施方面，需要解決超大尺度、超大載荷、極端復雜環境下試驗高效率精確實施難題，主要集中在靜力試驗超大載荷加載技術、超大容積的低溫試驗技術、超大結構分離試驗技術、極端復雜熱流環境模擬技術、新型高效測量技術等方面；試驗評估方面，需要通過試驗測量手段創新和虛擬試驗技術研究，實現結構設計與靜力試驗的交互融合。

3.2 重復使用化

3.2.1 返回著陸結構機構技術

無論重復使用航天運載器采用何種返回方式，均需解決如何返回和如何著陸兩個問題，才能夠在無損回收的基礎上進一步實現檢修后的重復使用。為滿足返回和著陸兩個環節的需求，箭體結構需增加氣動控制機構、著陸緩沖機構以及連接解鎖推沖機構等，在滿足功能需求的同時，不能影響主任務的安全性，也不能對運載能力造成過高的損失。

3.2.2 結構重復使用設計與評估

首先需要在目前一次性火箭結構技術基礎上，針對返回過程復雜嚴酷的力熱環境和著陸載荷，開展輕質高可靠結構研究，確保返回過程承載及熱防護結構的完整性。由于在飛行與返回過程后，結構經歷了復雜的熱力環境，結構狀態可能與首次飛行前的狀態存在區別，需要開展結構檢測技術研究，評估下一次飛行的結構可靠性，并在此基礎上開展面向重復使用的結構可檢測性與維護性設計。在結構的復用性設計準則方面，目前重復使用火箭與傳統飛機結構的超長壽命重復使用不同，一般為有限次重復使用，需要開展適用于有限次重復使用的結構設計準則和評估體系研究。

3.3 結構輕質化

3.3.1 結構一體優化設計

結構布局優化是結構輕質化的頂層手段。我國運載火箭傳統的研制模式對多系統融合的結構布局一體優化設計研究不足,需要在貯箱布局、發動機傳力結構布局等方面開展動力系統、增壓輸送系統與結構系統的一體優化設計研究；在設備安裝結構方面開展設備與結構系統的一體優化設計研究，優化設備環境與接口裕度；在結構性能設計層面，開展“結構設計—材料特性—制造技術”三者協同的一體優化設計研究，結構設計中充分利用材料性能優異的方面，規避材料性能較差的方面，充分利用制造環節最大化材料性能。

3.3.2 輕質結構形式研究與應用

針對運載火箭的貯箱與艙段兩種主體結構類型，開展高承載效率輕質結構形式研究，研制出下一代更輕質化的結構形式。對于貯箱結構，突破復合材料貯箱結構設計與制造關鍵技術、內輸送式共底貯箱結構設計與制造關鍵技術、直接承載發動機推力貯箱箱底結構優化及制造關鍵技術，形成下一代貯箱結構形式。對于大軸壓承載貯箱，研究高加筋壁板的設計方法、壁板高精度成型及高可靠焊接等技術，提高軸壓承載效率。針對均勻承載的殼段結構，突破面向極限承載的夾層結構設計與大厚度夾層結構制造等關鍵技術，將目前主要應用與上面級結構的夾層式結構擴展應用至千噸級承載結構。突破100 mm級高加筋整體式壁板高性能高精度制造，結合結構優化技術，在提高結構集中力承載可靠性的基礎上提升承載效率。

3.3.3 輕質高強合金材料研發及復合材料應用技術

高比強度、比剛度材料的合理應用可以直接提升結構性能和輕質化水平，航天飛機外掛貯箱通過采用2195合金替代2219合金的方式取得了貯箱減質3 175 kg的成果。目前，我國運載火箭對高性能金屬及復合材料的研發和應用水平還存在一定差距。促進以鋁鋰合金、高強鋁合金、高模量鋁合金、高性能鎂合金為代表的輕質高強合金材料的研發，并通過這些高性能新材料的應用研究，實現貯箱結構鋁鋰合金強度達到600 MPa級、700 MPa級鋁合金廣泛應用于艙段主結構，提高高性能復合材料在運載火箭結構尤其是上面級結構中的應用比例和應用水平等有望較大程度提升箭體結構輕質化水平。

3.3.4 結構性能高精度預測與結構優化技術

提升結構性能預測的精度可以更精確地掌握結構產品性能，壓縮和優化結構設計裕度，實現結構輕質化。具體研究方向包括：復合材料結構精細強度分析技術、基于偏差的結構承載能力評價技術及反向優化技術、面向結構動力學及動強度的分析與優化、面向增材制造的結構優化設計、考慮薄壁結構穩定性的結構優化方法等。通過這些關鍵技術的研究，提升復合材料結構的精細設計水平、對結構動響應的設計水平。基于產品實測數據，實現基于偏差的結構承載能力評價及面向性能敏感性的設計指標優化。

3.3.5 結構整體化制造技術

結構整體化制造技術通過減少結構之間的連接，一方面通過提升結構的整體性能來提升輕質化水平，另一方面減輕由于連接帶來的局部加強等質量犧牲，具體研究方向包括：大直徑貯箱箱底整體旋壓技術、適用于殼段結構的高加筋整體壁板高精度成型與去應力技術、大型結構件增材制造技術等。

3.4 結構智能化

3.4.1 載荷識別技術

火箭飛行中所受的各類載荷難以直接獲取，需通過分析計算得出。根據確定性的結構以及精確的動力學模型，通過人工智能和機器學習等方法從結構的響應信息來反演獲取載荷，從而通過飛行試驗進行載荷識別是提高火箭精細化設計水平的途徑之一。載荷識別屬于結構動力學中的反問題，其求解比由載荷知道響應的正問題更為復雜，且復雜結構普遍存在著載荷來源的多源不確定性問題。目前復雜工程結構載荷識別技術尚不成熟，可結合人工智能和大數據技術并通過飛行試驗數據分析驗證進行探索。

3.4.2 結構健康監測與智能皮膚技術

隨著航天運載器重復使用、上面級長期在軌、火箭結構長期貯存等方面的發展，將傳感器或驅動器與主體結構集成，對結構進行監測的結構健康監測技術存在廣闊應用前景。在貯存、飛行及回收后通過健康檢測技術獲取結構的應力、應變、損傷等狀態信息，就能夠對結構的受載響應、壽命等進行有效評估。在以薄壁殼體或夾芯結構為主的運載火箭主體結構中，將先進傳感器、驅動器、微處理器與蒙皮集成形成智能皮膚，從而使蒙皮結構具有自感知、自修復等能力。利用柔性印刷電路、3D打印等先進工藝形成的柔性傳感器網絡，使傳感器及引線具備柔性、輕質等優勢，能夠避免分立式傳感和驅動器件效率低、成本高、質量控制難的難題。

3.4.3 智能變體結構設計技術

隨著火箭性能要求的提高，通過改變外形來改變其氣動特性從而提高適應性和拓展功能的變體結構應運而生。可以使用較為傳統的基于機構技術的剛體變形，也可以使用基于柔性智能材料的柔體變形。將傳感器、作動器及智能材料與基體結合，實現實時感知和主動變形，光滑、連續的變體結構能夠對氣動、噪聲、氣動彈性等進行智能控制，提升整體性能。目前智能變體結構尚處于探索階段，在伸縮材料、壓電材料和形狀記憶合金等智能材料中，形狀記憶合金已應用于空間展開機構、鎖緊釋放機構和變形翼研究中，在高外載環境的火箭變體結構設計中的應用還需進一步研究。

3.5 研制高效化

3.5.1 結構產品平臺化設計與制造技術

基于結構產品單機平臺化、零組件貨架化的產品化理念，通過殼段、貯箱結構、分離裝置產品平臺化設計與制造技術研究，實現基于技術要素、生產要素、產品要素的結構平臺設計和制造，提高制造裝備及工裝的通用性，同時基于零組件貨架建設和產品模型庫的建立，實現設計選用化和生產批量化目標，大幅提升設計和生產效率，降低研制風險和成本。

3.5.2 低成本結構與高效率制造技術

結構的制造效率和成本在很大程度上制約了運載火箭的研制周期和發射成本，在確保結構性能可控前提下，研究高效率低成本結構產品的實現技術及相應的結構設計方法。主要研究方向包括桁-框加筋筒段結構、整體成形箱底結構、擠壓壁板艙段結構等。

3.5.3 設計制造一體化技術

新一代火箭結構在數字化設計、數字化三維模裝、仿真分析等方面取得廣泛應用。在下一代火箭結構發展中，基于數字孿生的火箭結構設計制造一體化技術是重要的發展方向，包括基于數字孿生的結構設計、制造仿真和試驗設計等。強化虛擬映射、模型驅動和數據管理，進一步提高設計效率，達到從設計到零部件制造、產品裝配和性能評價的全流程模型與數據傳遞，有效預測真實產品性能，提高精細化設計水平。

4 結論

本文基于未來我國運載火箭的研制需求、國內外運載火箭結構技術發展現狀對比分析，提出我國下一代運載火箭結構的技術特征主要表現在尺寸大型化、重復使用化、結構輕質化、結構智能化、研制高效化5個方面。下一代運載火箭結構要在上述方面實現技術跨越，需要發展的支撐關鍵技術包括 10 m 直徑結構設計理論與方法、10 m級直徑結構高精度制造技術、10 m級直徑結構試驗驗證技術，著陸回收系統結構機構技術、結構重復使用性設計與評估，結構一體優化設計、輕質結構形式研究與應用、輕質高強合金材料及復合材料應用、結構性能高精度預測與結構優化、載荷識別技術、結構健康監測技術、智能變體結構設計技術、結構整體化制造技術，結構產品平臺化設計技術、低成本結構與高效率制造技術、結構設計制造一體化技術等。