國外固體運載火箭主動力系統發展研究

孫勇強， 佟明羲， 王鵬飛， 曹熙煒， 吳亞東

(北京宇航系統工程研究所，北京 100076 )

0 引言

固體運載火箭采用固體發動機作為主動力系統，具有快速測試、簡易發射、易于貯存等特點。歐洲、日本、美國自20世紀五六十年代就開始了固體運載火箭研制。2011年至2021年9月，歐洲的織女星(Vega)、日本的艾普斯龍(Epsilon)、美國的飛馬座(Pegasus)、米諾陶(Minotaur)、金牛座(Taurus)5個型號系列的固體運載火箭共執行了40次發射。其中37次發射成功，3次發射失敗。歐洲的織女星火箭發射19次，有2次失利；艾普斯龍發射4次；飛馬座XL發射5次；米諾陶系列(含米諾陶C)發射11次；金牛座進行了1次未成功的發射，更名為米諾陶C后，于2017年執行了1次成功的發射任務。

1 國外固體火箭主動力系統概述

1.1 織女星

織女星是歐洲航天局于1998年開始推動研制的固體運載火箭，火箭于2012年2月13日執行首次飛行試驗。火箭高約30.1 m，直徑3 m，起飛質量約136.8 t，500 km太陽同步軌道運載能力約為1 435 kg。織女星火箭自首飛至今，經歷了兩次失利，2019年7月11日第15次飛行任務的失利是第二級固體發動機Zefiro23燃燒室前封頭絕熱層故障導致的。2020年11月17日的飛行失利是液體上面級極性錯誤導致的。

織女星火箭第一級采用直徑3 m的P80FW固體發動機，第二級采用Zefiro23發動機，第三級采用Zefiro9A發動機，如圖1所示。發動機的主要性能如表1所示。

圖1 織女星系列火箭主動力構型Fig.1 Vega series launch vehicle solid rocket motors

表1 織女星各級發動機參數[1]Tab.1 Vega solid rocket motors characteristics[1]

三級發動機均使用帶復合裙的碳纖維/環氧復合材料殼體，燃燒室絕熱層使用添加芳綸纖維和玻璃空心微球的低密度三元乙丙橡膠，推進劑為HTPB1912丁羥推進劑，噴管為潛入式柔性擺動噴管。P80FW噴管采取了降低成本的新技術，包括采用玻璃/環氧樹脂增強件的自防護柔性接頭，采用低剪切模量的橡膠彈性件，降低噴管擺動力矩。擴張段采用組合結構，在前部高熱通量區域使用2D碳/酚醛材料，后部低熱通量區域使用3D針刺碳纖維和樹脂傳遞塑模工藝來降低成本。

織女星C是當前織女星火箭的升級版，最早于2012年在歐洲航天局理事會部長級會議上提出。織女星C仍然采用與織女星相似的三級固體加液體上面級的構型，火箭高35 m，直徑3.4 m，起飛質量約210 t，500 km太陽同步軌道軌道運載能力2 342 kg。第一級采用P120C發動機，第二級采用Zefiro40發動機，第三級采用織女星的Zefiro9A發動機。一、二級發動機參數如表2所示。

表2 織女星C的一、二級發動機參數[12]Tab.2 Vega-C first and second stage solid rocket motors characteristics[12]

Zefiro40發動機也采用碳纖維殼體、丁羥推進劑、潛入式柔性噴管。復合材料殼體的復合裙采用自動鋪設技術代替手工鋪設，噴管的柔性接頭采用了與P80FW類似的低扭矩自防護柔性接頭。噴管結構示意見圖2。

P120C 是目前世界上最大的整體式碳纖維殼體固體發動機，裝有143.6 t丁羥推進劑。噴管繼承P80FW的一些技術特征，包括采用組合結構的擴張段，低扭矩自防護柔性接頭等，同時為了進一步簡化結構，降低成本，取消了柔性接頭防熱罩。P120C噴管生產過程中采用新的自動化生產設備，包括柔性接頭增強件的自動化生產設備、使用機器人的噴管自動化總裝生產線，噴管與發動機的水平對接也通過自動化設備來實現。噴管結構示意如圖2所示。

圖2 P80FW與P120C噴管結構示意Fig.2 P80FW and P120C nozzle

1.2 艾普斯龍

艾普斯龍是由日本宇宙航空研究開發機構推動研制的。基本型火箭高24.4 m，直徑2.6 m，起飛質量91 t，500 km太陽同步軌道運載能力為450 kg，2013年9月14日成功首飛。改進型的艾普斯龍增加了二級發動機裝藥量，重新設計了二子級結構，三級發動機從整流罩內部退出，提升了整流罩內部空間。火箭主動力組成見圖3。

(a)基本型

(b)改進型圖3 艾普斯龍火箭主動力組成Fig.3 Epsilon launch vehicle solid rocket motors

艾普斯龍第一級采用H-2A和H-2B運載火箭的SRB-A固體發動機，發動機使用整體式碳纖維復合材料殼體、丁羥推進劑，使用的噴管為潛入式柔性擺動噴管。2003年H-2A火箭固體發動機噴管喉襯與擴張段連接處燃氣泄漏，導致H-2A火箭飛行失敗，因此對SRB-A噴管進行了改進設計，主要改進措施包括：1)擴張段型面由錐形改為鐘型，增大噴管初始擴張半角；2)增加擴張段防熱層厚度；3)增加喉襯向擴張段的延伸長度。SRB-A噴管改進示意見圖4。

圖4 SRB-A噴管的改進Fig.4 Improvement of SRB-A nozzle

基本型艾普斯龍第二級采用M34c發動機，基于M-V火箭的第三級發展而來，發動機采用碳纖維復合材料殼體、丁羥推進劑，帶螺旋彈簧伸展器的潛入式柔性擺動延伸噴管，噴管喉部安裝了可拋式喉塞點火器。第三級采用KM-V2b發動機，在M-V火箭第四級基礎上改進，發動機殼體為碳纖維復合材料，推進劑牌號與二級發動機相同，火箭第三級采用自旋穩定姿態控制方式，噴管采用潛入式固定噴管，噴管喉部也安裝可拋式喉塞點火器。

改進型火箭第二級發動機M35裝藥量與M34c相比增加了約4 t，還將噴管喉點火器移到了燃燒室前部。改進型火箭第三級發動機為KM-V2c。這兩型發動機都不再使用結構復雜的延伸噴管。發動機性能參數見表3、表4。

表3 艾普斯龍基本型固體發動機參數[16，18]Tab.3 Epsilon solid rocket motors characteristics[16，18]

表4 改進型的二、三級發動機參數[16]Tab.4 Enhanced Epsilon second and third stage solid rocket motors characteristics[16]

未來的艾普斯龍S型火箭第一級將使用SRB-3發動機，SRB-3與 SRB-A 的總長、裝藥量、直徑基本一致，可以降低由于引入新技術而導致的風險，而且可以繼續使用SRB-A 的制造設備和工裝，達到降低研制成本的目的。SRB-3殼體使用日本產碳纖維復合材料和橡膠彈性層，不再使用美國產復合材料，提高了材料選用的自由度。殼體設計采用日本本土技術，不需要再向國外支付技術轉讓費，同時利用日本先進的碳纖維復合材料技術和豐富的材料數據積累，殼體設計安全系數由1.5調整為1.25，通過減少殼體碳纖維材料使用量來降低成本，這與美國在20世紀80年代開發商用Castor120發動機時的思路不同。

1.3 飛馬座

飛馬座運載火箭是有翼的空射固體運載火箭，由當時的軌道科學公司研制，是世界上首款空射運載火箭。該型火箭有兩個版本，包括標準型、改進了一、二級固體發動機的XL型。飛馬座標準型火箭于1990年5月首飛，火箭總長度15.2 m，直徑1.3 m，起飛質量19 t。飛馬座XL于1994年6月首飛，火箭總長度16.9 m，直徑1.3 m，起飛質量為23.1 t，500 km SSO運載能力為250 kg。火箭動力組成見圖5。

圖5 飛馬座XL動力組成Fig.5 Pegasus XL solid rocket motors

飛馬座火箭使用的獵戶座系列發動機主要包括直徑1.27 m的Orion50系列，直徑0.965 m的Orion38，這兩型發動機起初都是專門為飛馬座火箭研發的。飛馬座標準型第一級使用Orion50S發動機，第二級使用Orion50發動機，第三級使用Orion38發動機。飛馬座XL增加了一、二級發動機裝藥量，提升了發動機推力及總沖水平，并且增加了兩級發動機的長度。飛馬座各級發動機均采用碳纖維/環氧樹脂復合材料殼體，丁羥推進劑。第一級發動機均為固定噴管，二、三級發動機采用柔性擺動噴管。發動機參數見表5、表6。

表5 飛馬座標準型各級發動機基本參數[29]Tab.5 Pegasus solid rocket motors characteristics[29]

表6 飛馬座XL第一、二級發動機[29]Tab.6 Pegasus XL first and second stage solid rocket motors characteristics[29]

1.4 米諾陶

米諾陶系列火箭最初是在美國空軍的軌道與亞軌道項目支持下開發的，由原軌道科學公司承擔研制，包括多個型號，其中米諾陶Ⅱ為飛行靶彈，米諾陶Ⅲ目前無飛行試驗記錄，這兩個型號在本文中不作探討。火箭動力組成見圖6。

圖6 米諾陶系列火箭動力組成Fig.6 Minotaur launch vehicle propulsion system

米諾陶Ⅰ的Ⅰ、Ⅱ級發動機采用了民兵Ⅱ彈道導彈的第Ⅰ、Ⅱ級發動機，Ⅲ、Ⅳ級采用了飛馬座XL的Ⅱ、Ⅲ級發動機。米諾陶Ⅳ運載火箭在“和平衛士”導彈全部三級固體發動機的基礎上增加了由Orion38發動機和冷推姿態控制系統組成的制導控制組合，火箭高度約24 m，起飛質量86 t，500 km SSO運載能力約1 050kg。米諾陶Ⅳ-Lite在“和平衛士”導彈的三級固體發動機的基礎上增加單組元末助推發動機。米諾陶Ⅳ+則采用Star48V發動機替換了米諾陶IV的Orion38發動機。米諾陶V火箭高24.5 m，起飛質量89 t，第四級使用了Star48BV固體發動機，第五級使用Star37FM發動機。

Star37FM、Star48BV的殼體采用鈦合金材料，推進劑為丁羥。Star37FM采用固定式噴管，Star48BV采用柔性擺動噴管，兩型發動機都采用尾部點火方式。上面級發動機參數見表7。

表7 米諾陶上面級發動機參數[29]Tab.7 Minotaur upper stage solid rocket motors characteristics[29]

使用退役發動機時，需要解決的關鍵問題是在超期服役的情況下，使發動機仍然能夠保持高可靠性。美國空軍建立了一套較完整的發動機老化監測程序，對起爆器、隔板點火器等組件進行定期地面測試，記錄測試性能，并與要求值和歷史趨勢進行比較，這些數據提供給空軍火箭系統發射工程團隊進行壽命預估。每6年會解剖一臺發動機，獲取推進劑試件，在試件老化過程中，繼續測量推進劑與發動機殼體間的黏接性能。每兩年挑選庫存中最舊的發動機進行一次點火試驗，獲得柔性接頭、噴管等組件的性能，試驗完成后仔細檢查發動機殼體、噴管、防熱層，確認這些組件是否還能夠滿足設計要求。

1.5 金牛座

金牛座運載火箭是在美國國防高級研究計劃局的標準小型運載火箭項目支持下，利用飛馬座火箭的技術基線開發的一種快速響應火箭。火箭于1994年3月首飛， 2014年2月金牛座火箭更名為米諾陶C，新命名的火箭主要改進了箭上電子設備，主動力系統沒有改變。2017年11月，米諾陶C發射成功。火箭動力組成見圖7。

圖7 金牛座火箭固體動力組成Fig.7 Taurus launch vehicle solid rocket motors

金牛座火箭是在對飛馬座火箭各級固體發動機的基礎上，增加了“0級”固體發動機構成的四級固體運載火箭。首飛時，“0級”采用“和平衛士” 導彈的第一級發動機，后來“0級”替換為Castor120發動機。

2011年3月發射的金牛座3110XL(使用1.6 m 整流罩)和2017年11月發射的米諾陶C(使用2.3 m整流罩)火箭高30～32 m，直徑2.36 m，起飛質量約77 t。使用1.6 m/2.3 m整流罩時，500 km太陽同步軌道運載能力分別約為1 050 kg/860 kg。火箭主動力系統組成如表8所示。

表8 金牛座3110XL/米諾陶C 3210XL的典型主動力組成Tab.8 Taurus 3110XL/Minotaur C 3210XL solid rocket motors

第“1級”Orion50SXLT發動機在飛馬座第一級發動機基礎上改進了連接裙結構，調整了噴管擴張比，并將固定噴管改為柔性擺動噴管。第“2級”在飛馬座第二級發動機基礎上改進了連接裙結構。第“0級”Castor120是為適應發射小衛星的運載火箭需求，1988年開始在“和平衛士”第一級SR118發動機基礎上研制，使用了丁羥推進劑、碳纖維復合材料殼體，它與SR118相比，直徑相當，長度更長，裝藥量更多。殼體增強材料使用性能更好的T-1000碳纖維，這使發動機在維持0.93質量比的同時，安全系數由1.25提升到1.4，減少了殼體爆破試驗次數，降低了發動機的研制成本。表9給出了金牛座“0級” Castor120發動機的參數。

表9 Castor120發動機參數[29]Tab.9 Castor120 solid rocket motor characteristics[29]

2 國外固體運載火箭主動力系統發展特點思考

2.1 歐洲

歐洲的固體運載火箭主動力系統發展可以總結為以下兩個方面：

1)注重固體運載火箭發展，將其用于近地軌道中小型載荷發射。

歐洲固體運載火箭追求更大的規模和更強的運載能力，織女星是目前世界上在役的規模最大的固體運載火箭，用于發射2 t以下的近地軌道載荷。未來的織女星C將繼承這一特點，并且將近地軌道運載能力提升至3.3 t。一級的P120C取代了P80FW成為當今世界上最大的整體式固體發動機。織女星系列火箭是在歐洲航天一體化背景下，各國之間密切協作的產物。使用固體動力運載火箭，保護和促進了歐洲固體發動機工業的發展。

2)采用多種手段降低成本以適應市場競爭。

歐洲的固體發動機在繼承成熟技術的同時，不斷采用新技術、新工藝降低成本。新一代火箭的固體發動機更加注重模塊化的發展模式，織女星C的一級發動機作為阿里安6捆綁助推模塊。阿里安公司通過提高固體發動機通用性，實現發動機量產來稀釋成本。通過技術的繼承與創新、生產流程自動化、發動機通用化量產等一系列措施，整體上降低了歐洲運載火箭成本，提高了競爭力。

2.2 日本

艾普斯龍火箭是2006年M-V火箭退役后，日本研制的新一代固體火箭。通過分析，總結出日本固體運載火箭發展兩個方面的特點：

1)重視固體動力技術發展，使用固體運載火箭驗證自動化測發控、火箭快速響應發射等技術。

日本一直將固體動力技術作為一項戰略能力來對待，艾普斯龍火箭一定程度上也是為了滿足日本驗證火箭自動化測發控、火箭快速響應發射等技術的需求，與原來的M-V火箭相比，艾普斯龍火箭發射準備時間更短，發射控制參與人員由60人減少到8人左右。固體發動機具有結構簡單、易于貯存、使用方便等特點，易于滿足此類需求。

2)動力系統模塊化組合，發動機構型逐步改進以適應任務需求，大型固體發動機技術本土化發展。

艾普斯龍火箭一開始就實行了模塊化的發展思路，一級直接借用了H-2系列運載火箭的固體助推器SRB-A，且基本未作改變。為了更快地完成火箭首飛，二、三級構型在原有基礎上也基本未變，首飛后才對噴管等組件進行了適應性調整，實行了漸進式的發展策略。

SRB-A最初是在原阿連特技術系統公司的技術支持下開發的，其未來替代型SRB-3將更多地應用日本的本土技術和材料以達到降低成本的目標。與歐洲類似，日本新一代的H-3運載火箭，使用SRB-3固體發動機作為助推器，通過2～4個SRB-3與液體芯一級發動機組合，實現不同的火箭構型。新的艾普斯龍S型火箭使用帶有擺動噴管的SRB-3實現一級推力矢量控制，而H-3火箭則使用簡化的固定式噴管SRB-3作為助推器，利用芯級液體發動機進行姿態控制。

2.3 美國

美國的固體運載火箭種類較歐洲、日本多，其發展特點具體表現在以下兩個方面：

1)創造開放競爭的航天運輸市場，運載能力相近的固體、液體火箭同時發展。

美國政府一直在努力開發具有競爭力的太空發射市場。1998 年的《商業航天法》禁止使用退役導彈發動機用于商業發射，并限制它們在政府發射中的使用，部分原因是鼓勵美國商業航天發射工業的發展。因為使用退役導彈發動機用于商業發射可能對美國商業航天市場產生消極影響。

在政策支持和市場需求的推動牽引下，一些新興公司已經開發出新的小型運載火箭，目前美國具有入軌能力的小型運載火箭包括火箭實驗室的電子號液體運載火箭、維珍軌道公司的發射者一號空射液體運載火箭。這些火箭的飛行任務總量超過10年來美國所有小型固體運載發射量的總和。從表10看出，美國新興航天公司的小型運載火箭發射成本更低，傳統的小型固體火箭在價格上沒有優勢。一些典型火箭發射成本見表10。

表10 各型運載火箭發射成本[42]Tab.10 Solid launch vehicles launch cost[42]

航天飛機計劃結束后，美國對固體火箭發動機推進劑裝藥總量的需求下降了75% 以上，變化的市場條件導致產能過剩，產能過剩導致制造商無法維持成本競爭力，這會危及發動機制造商的生存能力。但美國并沒有像歐洲、日本那樣將固體運載火箭作為主要運載器。與歐洲和日本相比，美國擁有兩個以上具有重疊發射能力的供應商，這與美國政府和民間的投資密不可分，美國的發射服務預算遠高于其他國家，資本市場對新興航天企業投入的程度也超過其他國家，航天企業利用這些投資，同時依靠美國深厚的航天工業基礎、技術儲備以及政府的政策支持，才有了當前活躍的市場競爭局面，美國政府從中受益頗豐，一定程度上扭轉傳統美國航天企業壟斷發射市場成本居高不下的情況。

2)對退役導彈發動機進行老化監測、壽命預估和整修，驗證發動機壽命的同時節約開支。

美國的米諾陶系列火箭動力系統廣泛使用了退役導彈民兵Ⅱ、“和平衛士”導彈的固體火箭發動機，解決了美國簽署《削減戰略武器條約》后，退役導彈的資源再利用問題。火箭利用了已有技術和已經生產完成的產品，提高了固體火箭的技術成熟度和可靠度，降低了研制成本，縮短了研制周期，同時也節約了對庫存發動機的維護費用支出。這種發展模式與美國在前期大規模的技術和經濟投入密不可分。

美國民兵導彈發動機的老化監測計劃始于1959年，經過數十年的投入和發展，美國形成了較為完善的固體發動機壽命評估體系，并且制定了嚴格的發動機整修、檢查方法，并且這些方法經過了試驗驗證考核。2007年，火箭系統發射工程試驗使用的民兵Ⅱ發動機壽命達到40年。此外，根據2012年“和平衛士” 導彈庫存發動機情況來推斷，2020年發射的米諾陶IV火箭使用的固體發動機壽命不低于27年。

3 對我國固體運載火箭主動力系統發展的建議

在20世紀90年代，由于成本原因，我國沒有將固體發動機納入大型運載火箭總體方案論證的選擇范圍，但是在運載火箭上面級上應用了固體發動機。未來，我國運載火箭對固體發動機也有使用需求。針對我國固體運載火箭主動力系統的發展，本文提出以下3點建議：

1)研制大推力、高裝藥量、低成本、高可靠的固體發動機作為固體運載火箭的一級主動力，同時考慮將其作為液體運載火箭的助推器。一方面推動固體發動機大尺寸組件如復合材料殼體、噴管、喉襯技術及大規模推進劑澆鑄等方面的技術發展，為開發更大規模的固體發動機積累經驗；另一方面也能為后續大型運載火箭的構型方案提供更多樣的選擇。

2)通過有序市場競爭推動固體動力技術創新，設計更精簡、更利于成本控制的發動機部組件結構。研發更高性價比的基礎材料，如殼體用高性能碳纖維材料、輕質化防熱材料等。并且在發動機生產過程中應用自動化、智能化設備，提高生產效率以節約成本。

3)提前策劃開展固體發動機的老化監測程序，對發動機的基礎材料、試樣件、部組件、縮比發動機、整機實施老化監測。形成完善的發動機壽命評估體系，制定出有效發動機檢測、整修、延壽方法，對最大限度發揮固體發動機使用潛力有重要意義。