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2001年 第1期
总第249期 导弹与航天运载技术
MISSILES AND SPACE VEHICLES No.1 2001
Sum No.249
国外氢氧发动机研制的一些近况
顾明初
(北京液体火箭发动机研究所，北京，100076)
摘要 为适应国际航天发射市场激烈竟争的需要，各航天大国都在积极研制新型运载火箭及其动力装置，以实现提高运载能力、降低运载成本、增加可靠性和任务适应能力的目标。文中介绍了国外氢氧发动机研制的一些近况，并对它们的一些特点做了讨论。
关键词 氢氧发动机，运载火箭，研制近况。
Development Status of Foreign Hydrogen Oxygen Engines
Gu Mingchu
(Beijing Institute of Liquid Rocket Engine,Beijing,100076)
Abstract To meet the requirements of payload ability,cost,reliability and mission flexibility, a series of new launch vehicles and their propulsion systems are developed in the world. This paper presents the recent development status of hydrogen oxygen engines in foreign countries. Some characteristics of these engines are discussed too.
Key Words Hydrogen oxygen engine，Launch vehicle,Development status.
1 前 言
为了适应卫星等有效载荷质量不断增长的需求，以及当前国际航天发射市场激烈竞争的形势，各国除了对现有运载火箭型号进行改进以外，都在积极研制新型运载火箭及其动力装置，以实现提高运载能力、降低运载成本、增加可靠性和适应任务能力的目标。
以液氢液氧为推进剂的火箭发动机，由于其高性能、无污染等特点，无论在一次使用型运载火箭或未来的可重复使用的单级入轨运载器上都占有极其重要的地位。氢氧发动机的研制和不断改进提高，已成为各国航天技术发展的必由之路。
2 各国研制近况
2.1 美 国
a) 美国波音公司于1995年开始研制德尔它3运载火箭，它的地球同步转移轨道运载能力可达3.8 t，几乎是原德尔它2火箭的两倍。德尔它3火箭的最重大改进之一是采用了低温上面级，用RL10B-2氢氧发动机作为它的动力装置。该发动机有一个大面积比、碳碳材料、可伸展的喷管延伸段。其真空比冲达466.5 s。德尔它3火箭先后在1998年8月、1999年5月进行了第1、2次飞行，由于火箭控制系统及燃烧室钎焊方面的故障，飞行失败。2000年8月进行了第3次飞行，取得成功。
波音公司还正在为美国空军负责的改进型一次性使用运载火箭计划研制德尔它4系列运载火箭。美国空军计划的要求是通过采用低成本的通用助推级，使运载成本下降50%。尽管德尔它火箭已有40年用煤油做燃料的历史，但在开始研制德尔它4火箭时，决定采用由洛克达因公司新研制的RS-68氢氧发动机作为通用助推级的动力装置。因液氢有较高的性能（约高30%），这样可使发动机设计简单，成本降低。
RS-68发动机的真空推力达338.2 t，真空比冲410 s。它是迄今世界上推力最大的氢氧发动机。该发动机的一个显著特点是追求低成本、高可靠性的目标。通过简化系统、减少零部件数量、采用燃气发生器循环、中等的燃烧室压力（9.72 MPa）、烧蚀式喷管等一系列措施，使发动机的成本、研制周期大为减少。1999年7月，RS-68发动机在额定推力工况下试车成功，预计可在2001年用于德尔它4火箭的飞行试验。
b) 普拉特-惠特尼公司正在研制新型氢氧发动机——RL-50发动机。它的推力可达22.7～29.5 t，是目前RL-10发动机的两倍，但其尺寸大小与RL-10大体相当。该发动机采用膨胀循环系统，有一个用碳-碳材料制造的、可伸展的喷管延伸段,发动机比冲在465 s以上。RL-50发动机计划于2004年投入使用，拟用作美国新一代运载火箭德尔它4和宇宙神5的上面级发动机。
c) 为了进一步降低运载成本，美国国家航宇局正在开展可重复使用运载器研制计划。1996年7月，航宇局选定洛克希德马丁公司的冒险星方案，并由该公司设计、制造和试验冒险星的缩比试验件——X-33验证机。这种单级入轨运载器的验证机采用两台代号为XRS-2200的氢氧发动机作动力装置。为了适应单级入轨火箭的工作特点，XRS-2200发动机采用了具有高度补偿性能的气动塞式喷管。发动机的海平面推力93.7 t，海平面比冲339 s，真空推力121.5 t,真空比冲439 s。
至2000年5月，XRS-2200发动机已完成预定的14次单机试验。在5月12日进行的第14次试验时，发动机持续工作时间达290 s。从2000年10月开始，将进行两台XRS-2200发动机并联的双机试车，这种试车将一直进行至2001年上半年。
X-33原计划于1999年3月进行首次飞行，但由于出现了一系列技术问题，已多次推迟。为了减轻重量，X-33的液氢贮箱不是采用铝合金制成，而是用石墨环氧复合材料制成。1999年11月，液氢贮箱进行低温试验时破裂。据分析，由于存在微裂纹，液氢进入蜂窝结构的中心部分，表面层与中心部分的粘接强度就会降低，并由于低温抽吸作用使空气进入中心部分并液化。当试验后贮箱温度回升时，这些液化的气体就膨胀，使蜂窝结构破坏。这一故障使X-33计划受到很大挫折。2000年9月末，美国国家航宇局与洛克希德·马丁公司已达成共识，决定继续推行X-33计划，包括研制新的铝合金液氢贮箱。现计划在2003年进行首次发射。
2.2 欧洲
由法、德等欧洲国家共同研制的大型运载火箭阿里安5已于1999年12月，2000年3月、9月、11月和12月成功地进行了5次商业发射，将来，它将取代目前使用的阿里安4火箭。阿里安5火箭的芯级采用火神大推力氢氧发动机。该发动机采用燃气发生器循环方式，真空推力116.8 t,真空比冲431.2 s。
为了进一步提高阿里安5火箭的运载能力和降低成本,欧洲空间局于1995年开始就进行了阿里安5改进型火箭的研制工作。
阿里安5改进型火箭的芯级将采用火神II发动机。它由火神发动机作局部改进而成，如将发动机混合比由5.3增加至6.2，喷管面积比由45增至60，涡轮废气排入喷管等。发动机真空推力137.6 t，真空比冲434 s。至2000年7月，火神II发动机已完成试车35次，累计工作时间8 950 s。该发动机将于2002年2月参加阿里安５改进型火箭的首次飞行试验。
此外，欧空局还正在研制用于阿里安５改进型火箭的低温上面级。目前阿里安５火箭的第2级采用可贮存推进剂Ｎ２Ｏ４／MMH，发动机代号为Ａestus,真空推力2.83 t。新研制的低温上面级将分为两步实现：第1步为ESC-A低温级，采用目前阿里安４火箭的第3级氢氧发动机HM7-B，真空推力6.6 t，真空比冲445 s，发动机工作时间945 s，不能多次启动；第2步为ESC-B低温级，采用新研制的氢氧发动机VINCI，该发动机真空推力15.8 t，真空比冲467.5 s，具有再启动能力。它采用膨胀循环和可伸展式的复合材料喷管延伸段。VINCI发动机将于2006年初投入使用。
2.3 日 本
日本于1994年2月进行了H-II火箭首次飞行试验，获得成功。该火箭芯级的第1级采用代号为LE-7的大推力氢氧发动机，第2级采用代号为LE-5A的氢氧发动机。由于H-II火箭的制造和发射成本较高，缺乏商业发射竞争能力，再加上1998年2月和1999年11月的两次发射失败，日本现已决定停止H-II火箭的生产，而全力投入H-IIA火箭的研制。
H-IIA火箭的研制开始于1995年。它的目标是要使火箭的制造和发射成本较H-II降低50%左右。H-IIA的芯级第1级将采用LE-7A氢氧发动机。为降低成本，较原LE-7氢氧发动机作了很多简化改进。如燃烧室上减少喷嘴和隔板数目，取消声腔，喷管面积增大10%，喷管下段改为单壁结构等。
最近已进行了两次H-IIA火箭一级静态点火试验。第1次试验于2000年6月20日进行，LE-7A发动机持续工作10 s，按计划获得了所需数据。7月5日进行了第2次试验，但出现了故障，LE-7A发动机液氢涡轮泵上的一个阀门没有关闭。8月23日，成功地进行了持续工作150 s的试验。
H-IIA火箭的第2级采用LE-5B氢氧发动机。与LE-5A发动机相比，LE-5B的最大更改处为由燃烧室冷却套获得驱动涡轮的燃气，而不是从喷管延伸段冷却套获得。这样可在地面试车台上进行发动机推力、混合比的调整试验，而不需在高空模拟试车台上进行。为了适应发动机循环方式的这种变化，燃烧室也由原来的镍合金管束钎焊结构改为铜合金铣槽结构。由于铜的导热性好，因此使得冷却剂的出口温度高，有利于涡轮的驱动。
由于燃烧室、喷管延伸段等的结构简化，以及可在地面试车台上进行试验等改进，LE-5B发动机的成本，将可降低40%～50%。2000年9月4日和8日，LE-5B发动机成功地进行了两次试验，试验中发动机持续工作了50 s。按目前计划，H-IIA火箭将于2001年夏进行首次飞行。
2.4 印 度
印度从1973年开始在探空火箭的基础上研制运载火箭。至1994年，已先后研制成功卫星运载火箭3（SLV-3）、加大推力卫星运载火箭（ASLV）、极地轨道卫星运载火箭（PSLV）。目前正在研制地球同步轨道卫星运载火箭（GSLV）。
印度曾与俄罗斯达成协议，由俄罗斯向印度提供地球同步轨道卫星运载火箭第1次飞行所需的氢氧发动机，并向印度空间研究组织转让低温技术。但美国声称该协议违反了导弹技术控制制度的规定，要对印度、俄罗斯进行制裁。1993年将协议限制于向印度出售7台KVD-１发动机，价值2.5～3亿美元，而不含任何技术转让。
KVD-1发动机的推力为7.5 t，真空比冲为461 s，采用分级燃烧循环。印度将于2001年进行地球同步轨道运载火箭的第1次飞行试验，它所需要的第3级氢氧发动机已由俄罗斯
于1998年9月交付给印度。
印度于1993年开始自行设计推力为7.5 t的发动机，1998年2月，用液氢液氧进行了挤压式供应系统热试车，取得成功，但与采用涡轮泵供应系统的飞行发动机尚有较大距离。今年2月16日，印度对自己研制的低温发动机进行了首次点火试验，因出现故障仅工作了15 s。这使印度空间研究组织不得不将采用自己研制的低温发动机的地球同步卫星运载火箭的发射推迟到2003年。
3 几点看法
a) 从上面介绍的情况可以看到，无论是一次性使用的运载火箭，还是未来的可重复使用的单级入轨运载器，都将采用氢氧发动机作为其主要动力装置。在当前或今后相当一段时间内，氢氧发动机都将是航天推进技术的重要基础。它的作用是其它发动机难以替代的。
b) 当前，对氢氧发动机的研制除了推力、比冲、推重比等性能要求外，还对降低成本、提高可靠性和使用方便性提出了很高的要求。欧洲国家在研制阿里安５火箭的火神发动机时，选择了燃气发生器循环。他们认为在考虑发动机性能时，不应要求指标尽可能高，而应以火箭的最佳成本和最小风险来综合考虑。由于这种选择，火神发动机的研制进展较为顺利。美国最新研制的RS-68发动机在设计思想上有很大转变。目标是实现预定的成本，而不是追求新的性能参数。它采用了简单和成熟的技术，使发动机复杂性大为减少。
c) 对上面级氢氧发动机，国外都进行了不断的改进和提高。
如美国的RL10发动机，先后有RL10A-1，RL10A-3，RL10A-5，RL10B-2等不同型号。日本的LE-5发动机，也有LE-5A，LE-5B等改型。这使它们的性能、可靠性、任务适应能力都能不断增长。
目前正在研制的新型上面级氢氧发动机RL50，VINCI等都采用膨胀循环，有可伸展的、碳碳材料制造的、大面积比的喷管。
d) 可重复使用运载器对降低运载费用、推动空间研究的进一步发展具有重要意义。它对发动机的比冲、结构质量、外形等都提出了更高的要求。美国正在对X-33验证机所用的气动塞式喷管发动机进行各种试验。预计在2001年上半年完成这些试验后，两台飞行用的发动机将交付安装到X-33上。欧洲、日本也正在进行重复使用运载器推进系统的各种关键技术研究工作。
参 考 文 献
1 Indian launchers aim at commercial market. Aerospace America， 2000-01.
2 Development status of the Pratt & Whitney RL50 upper stage engine. AIAA 2000
-3787.
3 LE-5B engine development. AIAA 2000-3775.
4 Next phase of aerospike engine testing to begin. Internet, 2000-08-23.
总第249期 导弹与航天运载技术
MISSILES AND SPACE VEHICLES No.1 2001
Sum No.249
国外氢氧发动机研制的一些近况
顾明初
(北京液体火箭发动机研究所，北京，100076)
摘要 为适应国际航天发射市场激烈竟争的需要，各航天大国都在积极研制新型运载火箭及其动力装置，以实现提高运载能力、降低运载成本、增加可靠性和任务适应能力的目标。文中介绍了国外氢氧发动机研制的一些近况，并对它们的一些特点做了讨论。
关键词 氢氧发动机，运载火箭，研制近况。
Development Status of Foreign Hydrogen Oxygen Engines
Gu Mingchu
(Beijing Institute of Liquid Rocket Engine,Beijing,100076)
Abstract To meet the requirements of payload ability,cost,reliability and mission flexibility, a series of new launch vehicles and their propulsion systems are developed in the world. This paper presents the recent development status of hydrogen oxygen engines in foreign countries. Some characteristics of these engines are discussed too.
Key Words Hydrogen oxygen engine，Launch vehicle,Development status.
1 前 言
为了适应卫星等有效载荷质量不断增长的需求，以及当前国际航天发射市场激烈竞争的形势，各国除了对现有运载火箭型号进行改进以外，都在积极研制新型运载火箭及其动力装置，以实现提高运载能力、降低运载成本、增加可靠性和适应任务能力的目标。
以液氢液氧为推进剂的火箭发动机，由于其高性能、无污染等特点，无论在一次使用型运载火箭或未来的可重复使用的单级入轨运载器上都占有极其重要的地位。氢氧发动机的研制和不断改进提高，已成为各国航天技术发展的必由之路。
2 各国研制近况
2.1 美 国
a) 美国波音公司于1995年开始研制德尔它3运载火箭，它的地球同步转移轨道运载能力可达3.8 t，几乎是原德尔它2火箭的两倍。德尔它3火箭的最重大改进之一是采用了低温上面级，用RL10B-2氢氧发动机作为它的动力装置。该发动机有一个大面积比、碳碳材料、可伸展的喷管延伸段。其真空比冲达466.5 s。德尔它3火箭先后在1998年8月、1999年5月进行了第1、2次飞行，由于火箭控制系统及燃烧室钎焊方面的故障，飞行失败。2000年8月进行了第3次飞行，取得成功。
波音公司还正在为美国空军负责的改进型一次性使用运载火箭计划研制德尔它4系列运载火箭。美国空军计划的要求是通过采用低成本的通用助推级，使运载成本下降50%。尽管德尔它火箭已有40年用煤油做燃料的历史，但在开始研制德尔它4火箭时，决定采用由洛克达因公司新研制的RS-68氢氧发动机作为通用助推级的动力装置。因液氢有较高的性能（约高30%），这样可使发动机设计简单，成本降低。
RS-68发动机的真空推力达338.2 t，真空比冲410 s。它是迄今世界上推力最大的氢氧发动机。该发动机的一个显著特点是追求低成本、高可靠性的目标。通过简化系统、减少零部件数量、采用燃气发生器循环、中等的燃烧室压力（9.72 MPa）、烧蚀式喷管等一系列措施，使发动机的成本、研制周期大为减少。1999年7月，RS-68发动机在额定推力工况下试车成功，预计可在2001年用于德尔它4火箭的飞行试验。
b) 普拉特-惠特尼公司正在研制新型氢氧发动机——RL-50发动机。它的推力可达22.7～29.5 t，是目前RL-10发动机的两倍，但其尺寸大小与RL-10大体相当。该发动机采用膨胀循环系统，有一个用碳-碳材料制造的、可伸展的喷管延伸段,发动机比冲在465 s以上。RL-50发动机计划于2004年投入使用，拟用作美国新一代运载火箭德尔它4和宇宙神5的上面级发动机。
c) 为了进一步降低运载成本，美国国家航宇局正在开展可重复使用运载器研制计划。1996年7月，航宇局选定洛克希德马丁公司的冒险星方案，并由该公司设计、制造和试验冒险星的缩比试验件——X-33验证机。这种单级入轨运载器的验证机采用两台代号为XRS-2200的氢氧发动机作动力装置。为了适应单级入轨火箭的工作特点，XRS-2200发动机采用了具有高度补偿性能的气动塞式喷管。发动机的海平面推力93.7 t，海平面比冲339 s，真空推力121.5 t,真空比冲439 s。
至2000年5月，XRS-2200发动机已完成预定的14次单机试验。在5月12日进行的第14次试验时，发动机持续工作时间达290 s。从2000年10月开始，将进行两台XRS-2200发动机并联的双机试车，这种试车将一直进行至2001年上半年。
X-33原计划于1999年3月进行首次飞行，但由于出现了一系列技术问题，已多次推迟。为了减轻重量，X-33的液氢贮箱不是采用铝合金制成，而是用石墨环氧复合材料制成。1999年11月，液氢贮箱进行低温试验时破裂。据分析，由于存在微裂纹，液氢进入蜂窝结构的中心部分，表面层与中心部分的粘接强度就会降低，并由于低温抽吸作用使空气进入中心部分并液化。当试验后贮箱温度回升时，这些液化的气体就膨胀，使蜂窝结构破坏。这一故障使X-33计划受到很大挫折。2000年9月末，美国国家航宇局与洛克希德·马丁公司已达成共识，决定继续推行X-33计划，包括研制新的铝合金液氢贮箱。现计划在2003年进行首次发射。
2.2 欧洲
由法、德等欧洲国家共同研制的大型运载火箭阿里安5已于1999年12月，2000年3月、9月、11月和12月成功地进行了5次商业发射，将来，它将取代目前使用的阿里安4火箭。阿里安5火箭的芯级采用火神大推力氢氧发动机。该发动机采用燃气发生器循环方式，真空推力116.8 t,真空比冲431.2 s。
为了进一步提高阿里安5火箭的运载能力和降低成本,欧洲空间局于1995年开始就进行了阿里安5改进型火箭的研制工作。
阿里安5改进型火箭的芯级将采用火神II发动机。它由火神发动机作局部改进而成，如将发动机混合比由5.3增加至6.2，喷管面积比由45增至60，涡轮废气排入喷管等。发动机真空推力137.6 t，真空比冲434 s。至2000年7月，火神II发动机已完成试车35次，累计工作时间8 950 s。该发动机将于2002年2月参加阿里安５改进型火箭的首次飞行试验。
此外，欧空局还正在研制用于阿里安５改进型火箭的低温上面级。目前阿里安５火箭的第2级采用可贮存推进剂Ｎ２Ｏ４／MMH，发动机代号为Ａestus,真空推力2.83 t。新研制的低温上面级将分为两步实现：第1步为ESC-A低温级，采用目前阿里安４火箭的第3级氢氧发动机HM7-B，真空推力6.6 t，真空比冲445 s，发动机工作时间945 s，不能多次启动；第2步为ESC-B低温级，采用新研制的氢氧发动机VINCI，该发动机真空推力15.8 t，真空比冲467.5 s，具有再启动能力。它采用膨胀循环和可伸展式的复合材料喷管延伸段。VINCI发动机将于2006年初投入使用。
2.3 日 本
日本于1994年2月进行了H-II火箭首次飞行试验，获得成功。该火箭芯级的第1级采用代号为LE-7的大推力氢氧发动机，第2级采用代号为LE-5A的氢氧发动机。由于H-II火箭的制造和发射成本较高，缺乏商业发射竞争能力，再加上1998年2月和1999年11月的两次发射失败，日本现已决定停止H-II火箭的生产，而全力投入H-IIA火箭的研制。
H-IIA火箭的研制开始于1995年。它的目标是要使火箭的制造和发射成本较H-II降低50%左右。H-IIA的芯级第1级将采用LE-7A氢氧发动机。为降低成本，较原LE-7氢氧发动机作了很多简化改进。如燃烧室上减少喷嘴和隔板数目，取消声腔，喷管面积增大10%，喷管下段改为单壁结构等。
最近已进行了两次H-IIA火箭一级静态点火试验。第1次试验于2000年6月20日进行，LE-7A发动机持续工作10 s，按计划获得了所需数据。7月5日进行了第2次试验，但出现了故障，LE-7A发动机液氢涡轮泵上的一个阀门没有关闭。8月23日，成功地进行了持续工作150 s的试验。
H-IIA火箭的第2级采用LE-5B氢氧发动机。与LE-5A发动机相比，LE-5B的最大更改处为由燃烧室冷却套获得驱动涡轮的燃气，而不是从喷管延伸段冷却套获得。这样可在地面试车台上进行发动机推力、混合比的调整试验，而不需在高空模拟试车台上进行。为了适应发动机循环方式的这种变化，燃烧室也由原来的镍合金管束钎焊结构改为铜合金铣槽结构。由于铜的导热性好，因此使得冷却剂的出口温度高，有利于涡轮的驱动。
由于燃烧室、喷管延伸段等的结构简化，以及可在地面试车台上进行试验等改进，LE-5B发动机的成本，将可降低40%～50%。2000年9月4日和8日，LE-5B发动机成功地进行了两次试验，试验中发动机持续工作了50 s。按目前计划，H-IIA火箭将于2001年夏进行首次飞行。
2.4 印 度
印度从1973年开始在探空火箭的基础上研制运载火箭。至1994年，已先后研制成功卫星运载火箭3（SLV-3）、加大推力卫星运载火箭（ASLV）、极地轨道卫星运载火箭（PSLV）。目前正在研制地球同步轨道卫星运载火箭（GSLV）。
印度曾与俄罗斯达成协议，由俄罗斯向印度提供地球同步轨道卫星运载火箭第1次飞行所需的氢氧发动机，并向印度空间研究组织转让低温技术。但美国声称该协议违反了导弹技术控制制度的规定，要对印度、俄罗斯进行制裁。1993年将协议限制于向印度出售7台KVD-１发动机，价值2.5～3亿美元，而不含任何技术转让。
KVD-1发动机的推力为7.5 t，真空比冲为461 s，采用分级燃烧循环。印度将于2001年进行地球同步轨道运载火箭的第1次飞行试验，它所需要的第3级氢氧发动机已由俄罗斯
于1998年9月交付给印度。
印度于1993年开始自行设计推力为7.5 t的发动机，1998年2月，用液氢液氧进行了挤压式供应系统热试车，取得成功，但与采用涡轮泵供应系统的飞行发动机尚有较大距离。今年2月16日，印度对自己研制的低温发动机进行了首次点火试验，因出现故障仅工作了15 s。这使印度空间研究组织不得不将采用自己研制的低温发动机的地球同步卫星运载火箭的发射推迟到2003年。
3 几点看法
a) 从上面介绍的情况可以看到，无论是一次性使用的运载火箭，还是未来的可重复使用的单级入轨运载器，都将采用氢氧发动机作为其主要动力装置。在当前或今后相当一段时间内，氢氧发动机都将是航天推进技术的重要基础。它的作用是其它发动机难以替代的。
b) 当前，对氢氧发动机的研制除了推力、比冲、推重比等性能要求外，还对降低成本、提高可靠性和使用方便性提出了很高的要求。欧洲国家在研制阿里安５火箭的火神发动机时，选择了燃气发生器循环。他们认为在考虑发动机性能时，不应要求指标尽可能高，而应以火箭的最佳成本和最小风险来综合考虑。由于这种选择，火神发动机的研制进展较为顺利。美国最新研制的RS-68发动机在设计思想上有很大转变。目标是实现预定的成本，而不是追求新的性能参数。它采用了简单和成熟的技术，使发动机复杂性大为减少。
c) 对上面级氢氧发动机，国外都进行了不断的改进和提高。
如美国的RL10发动机，先后有RL10A-1，RL10A-3，RL10A-5，RL10B-2等不同型号。日本的LE-5发动机，也有LE-5A，LE-5B等改型。这使它们的性能、可靠性、任务适应能力都能不断增长。
目前正在研制的新型上面级氢氧发动机RL50，VINCI等都采用膨胀循环，有可伸展的、碳碳材料制造的、大面积比的喷管。
d) 可重复使用运载器对降低运载费用、推动空间研究的进一步发展具有重要意义。它对发动机的比冲、结构质量、外形等都提出了更高的要求。美国正在对X-33验证机所用的气动塞式喷管发动机进行各种试验。预计在2001年上半年完成这些试验后，两台飞行用的发动机将交付安装到X-33上。欧洲、日本也正在进行重复使用运载器推进系统的各种关键技术研究工作。
参 考 文 献
1 Indian launchers aim at commercial market. Aerospace America， 2000-01.
2 Development status of the Pratt & Whitney RL50 upper stage engine. AIAA 2000
-3787.
3 LE-5B engine development. AIAA 2000-3775.
4 Next phase of aerospike engine testing to begin. Internet, 2000-08-23.
2001年 第2期
总第250期 导弹与航天运载技术
MISSILES AND SPACE VEHICLES No.2 2001
Sum No.250
膨胀循环发动机技术现状及其进展
孙纪国
(北京液体火箭发动机研究所，北京，100076)
摘要 介绍了国际上膨胀循环发动机的循环系统选择、启动方式、膨胀推力室和喷管延伸段的技术水平和最新研制进展。性能高、结构简单、重量低 、可靠性高、启动平稳等是膨胀循环发动机的主要优点。先进的膨胀循环发动机能满足未来低成本的高能上面级空间任务的需求。
关键词 膨胀循环，火箭发动机，推进技术。
Technology Status and Progress of Expander Cycle Rocket Engine
Sun Jiguo
(Beijing Institute of Liquid Rocket Engine, Beijing, 100076)
Abstract The paper describes and discusses the technology developments of the cryogenic expander cycle rocket engine in the world, including the expander rocket engine cycle concepts, starting operation, advanced expander thrust chamber and nozzle extension. The expander cycle engine has the following main advantages：lightweigh,high performance, low cost, simplicity, and smooth ignition and starting sequence. The expander cycle rocket engine could provide an ideal high energy and lowcost upper stage option.
Key Words Expander cycle, Rocket engine, Propulsion technology.
1 概 述
在20世纪，航天运载技术得到了飞速发展，航天科技人员经过近半个世纪的不懈努力，采用新技术、高性能的火箭推进技术也日趋成熟。面对日益激烈的国际航天市场的竞争，各航天大国也在千方百计地降低航天发射成本、提高运载器可靠性。这又促进了重复使用运载技术和天地往返运输系统的发展，也对传统的火箭发动机技术和设计提出了新的要求。尽管各国的航天计划可能是千差万别的，但要求却是一致的：推进系统应具备低成本、高性能、高可靠性、长寿命、多用途和可操作性等［1］。膨胀循环发动机结构简单、性能高，具有把有效载荷送入轨道成本低廉的特点，特别适用于高性能的可重复启动的上面级发动机。膨胀循环火箭发动机利用发动机燃料冷却燃烧室和喷管组件，冷却过程带走的热量提供驱动涡轮泵的动力。与燃气发生器循环相比，膨胀循环发动机具有更高的性能潜力；与分级燃烧循环相比，膨胀循环发动机需要的涡轮泵压力较低。膨胀循环发动机相对适中的涡轮入口温度使其具有其他循环所不具备的重量、成本和可靠性的优势。驱动涡轮泵的燃烧装置及其副系统的取消进一步增强了这些优势。
美国P&W公司研制了世界上第1台氢氧膨胀循环发动机RL-10。经过几十年的发展，RL-10已发展为一个系列并成功地应用于型号上［2］。日本LE-5A发动机则发展成另一个系列，它采用了独特的分流式部分膨胀循环［3］。美国目前正在实施的“整体高收益火箭推进技术(IHPRPT)”工程计划研制先进的液氢液氧膨胀燃烧室(AEC)［4,5］，现阶段正进行先期关键技术研究。为提高阿里安等火箭上面级发动机的性能和可靠性，德国的“低温火箭推进计划(TEKAN)”也正进行真空推力为150 kN，真空比冲为460 s的先进的膨胀循环发动机关键技术研究［6～8］。膨胀循环发动机再次引起国际航天界的广泛重视。
本文主要介绍的泵压式膨胀循环技术，与挤压式膨胀循环技术相比，它具有在最小的轮廓尺寸下提供最大比冲的潜力，也是最简单的一种泵压式动力循环系统。泵压式膨胀循环发动机的独特优势使得它在小推力氢氧发动机上得到了实际应用。为了在太空中重复启动，膨胀循环发动机可利用太阳能来加热喷管的冷却剂去驱动涡轮泵。另外，膨胀循环发动机易于调节，能可靠地实现离轨机动飞行的推力调节。
与分级燃烧循环发动机相比，膨胀循环发动机的泵后压力和涡轮入口温度都较低。因此，膨胀循环发动机对涡轮泵组合件和各种阀门的技术要求都比分级燃烧循环发动机低，其技术水平的提高主要体现在膨胀推力室的性能增长上。本文不对膨胀循环发动机的涡轮泵和阀门作专门论述，仅介绍膨胀循环发动机的系统、启动方式、膨胀推力室的研制进展和技术水平。
2 膨胀循环系统
膨胀循环发动机系统是利用泵后推进剂系统经推力室再生冷却通道吸热膨胀后再去驱动涡轮，涡轮作功后的气态工质进入燃烧室参与燃烧、产生推力。对膨胀循环工质的要求是能保证可靠地冷却推力室并在涡轮入口应具有足够高的热焓。由于液氢是高能燃料和性能优良的冷却剂，所以膨胀循环系统在低温氢氧发动机上得到了实际应用。
根据参与膨胀的工质量的不同，膨胀循环系统主要分为全部膨胀循环和部分膨胀循环两类。
美国于20世纪50年代开始研制的首台氢氧发动机RL10A-3-3就是全部膨胀循环发动机，其真空推力为66.7 kN，真空比冲为444 s，燃烧室压力为2.8 MPa。1963年11月RL10A-3-3发动机首次参加半人马座火箭飞行，从那时起，RL10系列发动机已进行了12 000多次的点火，500多次成功的航天飞行，累计工作时间近2 000 000 s，装备过几种运载火箭，执行了20次空间探测使命。RL10系列最新的成员是RL10B-2，其真空推力为109 kN,真空比冲为466 s。典型的RL10系列发动机系统原理图［10］见图1。氢由两级液氢泵增压后进入推力室的冷却通道内，吸热升温后的气氢驱动涡轮，气氢作功后经氢主阀喷注到燃烧室。液氧经氧泵增压后通过氧主阀直接喷入燃烧室参与燃烧。氢泵和氧泵的转速是由传动齿轮箱精确保证。
日本的LE-5A上面级发动机是国际上首台实际应用的部分膨胀循环发动机［11,12］，其系统图如图2所示。它利用专门设计的喷管延伸段作液氢加热器，把氢的温度升到1 000 K作涡轮工质，高温气氢在超音速涡轮内得到充分膨胀，大大增加了工质的绝热功。做功后的气氢压力已较低，不能再引入燃烧室，便引入至喷管延伸段的低压气流中参与燃烧后排出。LE-5A的真空推力为118 kN，真空比冲为452 s，燃烧室压力为4 MPa。
为降低成本、提高可靠性，并改进对运载器任务的适应性，日本从1994年就开始了LE-5A的改进型LE-5B的研制工作。LE-5B发动机的循环方式已从LE-5A的喷管部分氢膨胀循环改变为燃烧室部分氢膨胀循环。这种发动机系统不需喷管延伸段就可进行地面热试验。LE-5B的真空推力为137 kN，真空比冲为450 s，燃烧室压力为3.6 MPa。
全部膨胀循环和部分膨胀循环发动机性能比较见表1。
尽管氢是优良的冷却剂，且氢氧推进剂具有很高的性能，但由于氢密度极低，氢贮箱笨重而影响了火箭的整体重量和性能。美国早在60年代后期就开始进行以烃类作燃料的试验研究。P&W公司以FLOX（82.6%的液氟和17.4%的液氧）和甲烷(CH4)作为推进剂在RL10发动机上进行了9次累计120 s的热试验，真空比冲达384 s；用液氧/丙烷（C3H8）作推进剂在RL10发动机上共进行了23次累计106 s的热试验；以液氟（LF2）/液氢作推进剂共进行了29次累计1 757 s的热试车。这些试验验证了RL10膨胀循环发动机能成功地用其它推进剂工作，而发动机只需做少许更改即可。最近，美国NASA刘易斯研究中心用稠化的氢和液氧在RL10B-2发动机上进行了热试验［13］。通过使氢和氧过度冷却到近三相点，可显著提高运载器的总体性能。由于登月计划、火星计划以及对低成本小运载器的日益增长的需求，又引起了美国人对低成本、高性能火箭发动机的兴趣，并着手研究新的推进剂组合和发动机循环，如LOX/CH4膨胀循环发动机［14］。
甲烷是低密度的碳氢化合物，具有类似于氢和煤油的优点。甲烷也是一种优良的冷却剂，具有高热容，能用作膨胀发动机的冷却剂，并满足结构传热和膨胀的要求，密度约为氢的6倍，贮箱将远比氢贮箱轻。另外，甲烷无毒、不腐蚀，易于从天然气中制取。在所有碳氢化合物中，甲烷比冲最高（但比氢低20%）。因此，P&W公司又在进行LOX/CH4膨胀发动机用于低成本上面级的系统方案论证。液氧/甲烷膨胀循环发动机系统采用单轴涡轮泵(如图3所示)。甲烷冷却推力室身部后驱动涡轮，然后进入喷嘴与液氧混合燃烧。发动机推力控制和混合比控制通过涡轮的甲烷旁通管路实现。该发动机真空推力为89 kN，真空比冲为369 s，燃烧室压力为5.2 MPa。
3 点火启动技术
膨胀循环发动机一般采用自身启动方案。全部膨胀循环发动机采用亚音速涡轮，涡轮工质温度低、流量大，涡轮喷嘴的压降很低。部分膨胀循环发动机采用超音速涡轮，涡轮工质流量小但温度较高。它们采用自身启动的条件都较好，这是因为两种循环方式的涡轮驱动功率都不低，而在启动过程中泵消耗的功率很小，涡轮功率远超过泵的功率，所以启动加速性好。
为适应多次启动的上面级的要求，膨胀循环发动机推力室常采用成熟的火炬式电点火技术。
RL10A-3-3启动前8 s开始预冷。液氢泵前阀和液氧泵前阀在电动气动阀工作后打开。当贮箱出口的预压泵工作后，液氢和液氧推进剂分别进入发动机，液氢一直充填到推力室冷却套直至推力室头部氢主阀。在此预冷启动期间内，液氢通过氢泵级间预冷泄出阀和泵后预冷泄出阀排出而使涡轮泵得到预冷，但在氢泵后至推力室头部氢主阀这一死腔内，低温氢与管路和推力室冷却套金属进行热交换而达到某一平衡温度，为启动涡轮的工质提供了一定的初始焓。与此同时，液氧预冷氧泵并充填至氧主阀前。在预启动过程中对氢氧路进行氦气吹除保护。当发动机启动时给电点火器通电和启动电磁阀通电，关闭预冷泄出阀，氧氢主阀打开，于是在推力室夹套内具有一定热焓的氢气驱动涡轮起旋后进入推力室，与超前进入推力室的氧一起被电点火器的火炬点燃燃烧，高温燃气使推力室冷却套的温升大增，涡轮泵转速急剧升高；启动1.6 s后，发动机进入主级工况。
LE-5A发动机启动工作程序为：当氢主阀和氧主阀打开时，推进剂在贮箱压力下输送至主燃烧室，并在通过导管、冷却夹套和喷注器时吸收大量的热；部分加热的氢输往燃料涡轮和氧化剂涡轮，其余的氢流入主燃烧室经火炬点火器点火后以极低的燃烧室压力燃烧；涡轮泵的转速随喷管裙部受到热燃气的加热而逐步增大；在发动机启动后约10 s推力达到额定值。在关机程序中，涡轮驱动气管路的排气阀打开，驱动涡轮的气氢排出箭外，涡轮泵的转速逐渐降低，发动机的推力平稳地消失。
4 膨胀推力室
膨胀循环发动机性能的进一步挖潜受制于燃料泵的出口压力，而泵出口压力又受到燃烧室和喷管中热交换能力的限制。为提高膨胀循环发动机性能，希望在相同的外廓尺寸下尽可能地提高燃烧室压力。由于现有的膨胀发动机传热效果不佳，增加燃烧室压力的能力有限，因此，研制技术先进的膨胀燃烧室是提高膨胀发动机性能的关键。先进的膨胀燃烧室要求增加燃烧室压力，提供优良的性能，且保持其可靠性和可操作性。要挖掘膨胀发动机的真正潜力，膨胀燃烧室的吸热能力应达到最大极限，才能使涡轮获得最大动力，使泵出口压力、燃烧室压力和发动机推力均得到提高。
增强推力室热交换能力的途径为：
a) 增强材料的热传导系数；
b) 增大推力室热交换表面积；
c) 设置燃烧室内换热器。
选用高导热率的材料（如铜银锆合金）作为推力室衬套已在推力室设计中普遍采用，但也认识到在改善材料的热传导效果的同时，材料的强度、低周疲劳特征、抗氧化和抗腐蚀能力却下降了。P&W公司研制的PWA1177铜合金材料既改善了材料的强度和低周疲劳特性，又增强了导热率。该材料已用于美国先进膨胀循环发动机的设计研制中。
增大推力室热气壁表面积的方法有：
a) 增加推力室圆柱段的长度；
b) 燃烧室内壁和喷管设计成管束式或半管束式；
c) 燃烧室圆柱段内壁热气壁面设计成冷却肋或非冷却肋形式。
其他的提高热气壁热流密度的方法（如扰乱热气壁上边界层的建立和增加冷却通道的粗糙度等）因设计上难以实现而基本不予考虑。
传统的矩形沟槽内衬套通过加长燃烧室提高换热量，但其结构重量的增长已使性能增长无优势可言。如果将燃烧室热气壁设计成凸肋将显著增大燃烧室的传热表面积。文献［15］通过冷热试验研究了肋高与传热效果的优化关系。
4种燃烧室内表面肋（见图4）受到广泛关注。与常规的推力室无肋热气壁相比，有肋热气壁表面积增长30%～40%。管束式燃烧室可增长57%的表面积，且热应力降低，传热量大为增加。
推力室冷却性能对上面级膨胀发动机室压的影响见图5。推力室传热量越大，燃烧室压力越高，推力也越大。因此，在采用上述方法的同时再设计一个推力室内热交换器是膨胀循环发动机性能提高的一个重要研究内容。
欧洲研制的膨胀循环缩比推力室冷却夹套不是把许多根管束钎焊在一起，而是采用电火花加工工艺制造的。为找到快捷而低廉的生产方法，各国也在研究能替代这种耗时而昂贵的生产工艺的新的制造技术。
P&W公司研制的先进膨胀循环发动机（真空推力为222 kN，真空比冲为451s，燃烧室压力为9.5MPa），选择了铜合金管束式推力室（见图6）。其推力室设计的最重要的特征是使用了一种新的铜合金PWA1177。它是在纯铜中加入铝和Al2O3，采用快速凝固粉末冶金技术制造而成。
这种铝弥散体能保持加工硬化强度，且随着温度的升高导热性没有明显的降低。此高强度、无热传导损失的铜合金材料能在1 255 K温度下重复工作，其屈服强度是普通铜合金的5倍。
与铣槽结构相比，这种管束式结构热应力显著改善，寿命增长，传热表面积的增长使其具有更强的传热能力。另外，管状结构也改善了压降特性。
P&W公司在管束之间以及管束与冷却集合器环之间采用钎焊工艺。首先熔焊集合器环，然后在高温下进行热处理释放焊接内应力，再进行钎焊。钎焊料选用了一种与氢相容性好的铜基钎焊合金，导热性良好。试验表明，这种管束式推力室衬套性能好、结构完整。
设计膨胀循环推力室壳体外套时要求壳体与燃烧室衬套热相容（热膨胀系数一致），壳体应与衬套的环向和轴向载荷相协调，结构质量轻、韧性好、强度高，而且成本低。传统的推力室身部电铸成型工艺成本高、生产周期长。P&W公司在推力室结构壳体制造时应用了一种快速低廉的真空等离子喷涂（VPS）技术。VPS技术是在一个大型真空舱中使熔化金属颗粒形成的高速等离子热流在真空环境下沉积一层粘性力强、高密度的合金壳体。该壳体在热处理时表现出与锻造合金相似的特性。VPS壳体技术喷涂均匀性好，省去了传统的锻造壳体与衬套之间的焊接设计，结构完整，具有潜在的发展优势。
P&W公司对该膨胀推力室进行了结构分析，得出以下优点：
a) PWA1177管束式推力室衬套的疲劳寿命是常规铣槽式衬套的2.5倍；
b) 圆形（而不是方形）冷却通道形状合理，有利于传热增强和压力损失的降低，为新型耐用衬套提供了设计方向；
c) 柔韧的曲面（而不是刚性的平面壁）更有利于推力室衬套的周向热应力结构；
d) 高温抗拉强度、循环寿命和蠕变阻力均有改进；
e) 通过降低非弹性循环应变范围以及轴向和周向的应变水平，增强抗疲劳寿命。
5 喷管延伸段
增大推力室喷管面积比是提高发动机性能的主要途径之一。增大发动机喷管面积比的常用方式有加固定的喷管延伸段或采用双位置喷管两种（如图7所示）。从图7可以看出，双位置喷管可缩短发动机的长度，因而缩短了箭体的总长，降低了重量。双位置喷管对于空中加速的轨道转移飞行器特别具有吸引力。
RL10B-2是一个装有大型可延伸喷管的发动机［16］。其研制重点之一是喷管延伸段的材料及其制造方法。预选的材料有碳碳复合材料和钶等。经试验研究，确认了碳碳是可行的喷管材料。可采用化学沉积法或低压浸渍法制造碳碳复合材料喷管延伸段。P&W公司在研制过程中曾对两种不同方法生产的两个长508 mm的碳碳喷管延伸段进行了20多次高空模拟热试车，其中一个喷管延伸段保持完好。
RL10发动机喷管及其延伸段的热环境并不严格，对喷管延伸段未采取特殊的冷却措施。喷管延伸段的前段是靠冷凝在再生冷却的短喷管上的水来冷却的。
与RL10不同，LE-5A发动机的喷管延伸段上段采用管束式再生冷却，下段为排放冷却加单壁辐射冷却（见图8）。由于推力室冷却夹套出口的气氢温度较低（约为140 K），且部分膨胀循环涡轮流量小，这部分氢直接去驱动涡轮的功率太小，所以就把管束式喷管延伸段作为驱动涡轮的气氢工质的换热器，从而大大地提高了涡轮入口工质的温度。管束式喷管延伸段为双向冷却，结构上间隔安排上行管（返回管）和下行管。喷管延伸段的冷却氢进口集合器与出口集合器焊在一起，冷却氢通过下行管到管束式喷管延伸段尾部后再经上行管返回至出口集合器去驱动涡轮。在管束式喷管延伸段尾部有涡轮排气集合器，涡轮废气由此喷入主燃气流中进行补充燃烧。
6 结束语
经过近半个世纪的发展，膨胀循环发动机已发展为全部膨胀循环和部分膨胀循环两大系列，并都在型号运载器上得到了实际应用。膨胀循环发动机结构简单、可靠性高等优点使其成为运载器上面级发动机极具竞争力的候选者之一。目前，国际上在先进的膨胀循环发动机设计上融入了采用新材料、结构优化设计和先进的制造工艺等措施。高性能的新一代先进膨胀循环发动机的潜在优势有必要引起我国航天界的充分关注，并进行必要的研究。
参 考 文 献
1 Limerick C D. Adaptation of the expander cycle engine to advanced space mission. JANNAF Propulsion Meeting,1989.
2 Santiago J. Evolution of the RL10 liquid rocket engine for a new upper stage application. AIAA-96-3013.
3 Noda K, Fukushima Y, Hasegawa K.LE-7 and LE-5A engine— — current status and future improvement plan. IAF-94-s.2.4.10.
4 Jennings T, Fentress S, Peery S, et al. Development and test of an advanced expander combustor. AIAA-99-2599.
5 Peery S， Minick A.Design and development of an advanced expander combustor. AIAA-98-3675.
6 Immich H， Mayer W. Cryogenic liquid rocket engine technology developments within the German national technology programme. AIAA-97-2822.
7 Schmidt G，Popp M. Design studies for a 10 ton class high performance expander cycle engine. AIAA-98-3673.
8 Immich H, Frohlich T， Kretschmer J. Technology developments for expander cycle engine thrust chambers. AIAA-99-2889.
9 Manski D, Hulka J, Goracke B, et al. Overview of cycle for earth to orbit propulsion. Proceedings of the 3rd International Symposium on Space Propulsion, 1997.
10 Design report for RL10A-3-3 rocket engine. NASA-CR-80920.
11 Yamada Y， Nakano T. Japanese launch vehicle propulsion——status and direction. AIAA-91-2513.
12 Wakamatsu Y, Kanmuri A， Toki K. Partial bleed expander cycle for low thrust LOX/LH2 rocket engine. N85-15018.
13 McNelis N， Haberbusch M. Hot fire ignition test with densified liquid hydrogen using a RL10B-2 cryogenic H2/O2 rocket engine. AIAA-97-2688.
14 Crocker A，Peery S. System sensitivity studies of a LOX/Methane expander cycle rocket engine. AIAA-98-3674.
15 Brown W. Enhanced heat transfer rocket combustor technology component hot fire test results. AIAA-90-2182.
16 Ellis R, Lee J, Lacoste M, et al. Development of a carboncarbon translating nozzle extension for the RL10B-2 liquid rocket engine.AIAA-97-2672.
总第250期 导弹与航天运载技术
MISSILES AND SPACE VEHICLES No.2 2001
Sum No.250
膨胀循环发动机技术现状及其进展
孙纪国
(北京液体火箭发动机研究所，北京，100076)
摘要 介绍了国际上膨胀循环发动机的循环系统选择、启动方式、膨胀推力室和喷管延伸段的技术水平和最新研制进展。性能高、结构简单、重量低 、可靠性高、启动平稳等是膨胀循环发动机的主要优点。先进的膨胀循环发动机能满足未来低成本的高能上面级空间任务的需求。
关键词 膨胀循环，火箭发动机，推进技术。
Technology Status and Progress of Expander Cycle Rocket Engine
Sun Jiguo
(Beijing Institute of Liquid Rocket Engine, Beijing, 100076)
Abstract The paper describes and discusses the technology developments of the cryogenic expander cycle rocket engine in the world, including the expander rocket engine cycle concepts, starting operation, advanced expander thrust chamber and nozzle extension. The expander cycle engine has the following main advantages：lightweigh,high performance, low cost, simplicity, and smooth ignition and starting sequence. The expander cycle rocket engine could provide an ideal high energy and lowcost upper stage option.
Key Words Expander cycle, Rocket engine, Propulsion technology.
1 概 述
在20世纪，航天运载技术得到了飞速发展，航天科技人员经过近半个世纪的不懈努力，采用新技术、高性能的火箭推进技术也日趋成熟。面对日益激烈的国际航天市场的竞争，各航天大国也在千方百计地降低航天发射成本、提高运载器可靠性。这又促进了重复使用运载技术和天地往返运输系统的发展，也对传统的火箭发动机技术和设计提出了新的要求。尽管各国的航天计划可能是千差万别的，但要求却是一致的：推进系统应具备低成本、高性能、高可靠性、长寿命、多用途和可操作性等［1］。膨胀循环发动机结构简单、性能高，具有把有效载荷送入轨道成本低廉的特点，特别适用于高性能的可重复启动的上面级发动机。膨胀循环火箭发动机利用发动机燃料冷却燃烧室和喷管组件，冷却过程带走的热量提供驱动涡轮泵的动力。与燃气发生器循环相比，膨胀循环发动机具有更高的性能潜力；与分级燃烧循环相比，膨胀循环发动机需要的涡轮泵压力较低。膨胀循环发动机相对适中的涡轮入口温度使其具有其他循环所不具备的重量、成本和可靠性的优势。驱动涡轮泵的燃烧装置及其副系统的取消进一步增强了这些优势。
美国P&W公司研制了世界上第1台氢氧膨胀循环发动机RL-10。经过几十年的发展，RL-10已发展为一个系列并成功地应用于型号上［2］。日本LE-5A发动机则发展成另一个系列，它采用了独特的分流式部分膨胀循环［3］。美国目前正在实施的“整体高收益火箭推进技术(IHPRPT)”工程计划研制先进的液氢液氧膨胀燃烧室(AEC)［4,5］，现阶段正进行先期关键技术研究。为提高阿里安等火箭上面级发动机的性能和可靠性，德国的“低温火箭推进计划(TEKAN)”也正进行真空推力为150 kN，真空比冲为460 s的先进的膨胀循环发动机关键技术研究［6～8］。膨胀循环发动机再次引起国际航天界的广泛重视。
本文主要介绍的泵压式膨胀循环技术，与挤压式膨胀循环技术相比，它具有在最小的轮廓尺寸下提供最大比冲的潜力，也是最简单的一种泵压式动力循环系统。泵压式膨胀循环发动机的独特优势使得它在小推力氢氧发动机上得到了实际应用。为了在太空中重复启动，膨胀循环发动机可利用太阳能来加热喷管的冷却剂去驱动涡轮泵。另外，膨胀循环发动机易于调节，能可靠地实现离轨机动飞行的推力调节。
与分级燃烧循环发动机相比，膨胀循环发动机的泵后压力和涡轮入口温度都较低。因此，膨胀循环发动机对涡轮泵组合件和各种阀门的技术要求都比分级燃烧循环发动机低，其技术水平的提高主要体现在膨胀推力室的性能增长上。本文不对膨胀循环发动机的涡轮泵和阀门作专门论述，仅介绍膨胀循环发动机的系统、启动方式、膨胀推力室的研制进展和技术水平。
2 膨胀循环系统
膨胀循环发动机系统是利用泵后推进剂系统经推力室再生冷却通道吸热膨胀后再去驱动涡轮，涡轮作功后的气态工质进入燃烧室参与燃烧、产生推力。对膨胀循环工质的要求是能保证可靠地冷却推力室并在涡轮入口应具有足够高的热焓。由于液氢是高能燃料和性能优良的冷却剂，所以膨胀循环系统在低温氢氧发动机上得到了实际应用。
根据参与膨胀的工质量的不同，膨胀循环系统主要分为全部膨胀循环和部分膨胀循环两类。
美国于20世纪50年代开始研制的首台氢氧发动机RL10A-3-3就是全部膨胀循环发动机，其真空推力为66.7 kN，真空比冲为444 s，燃烧室压力为2.8 MPa。1963年11月RL10A-3-3发动机首次参加半人马座火箭飞行，从那时起，RL10系列发动机已进行了12 000多次的点火，500多次成功的航天飞行，累计工作时间近2 000 000 s，装备过几种运载火箭，执行了20次空间探测使命。RL10系列最新的成员是RL10B-2，其真空推力为109 kN,真空比冲为466 s。典型的RL10系列发动机系统原理图［10］见图1。氢由两级液氢泵增压后进入推力室的冷却通道内，吸热升温后的气氢驱动涡轮，气氢作功后经氢主阀喷注到燃烧室。液氧经氧泵增压后通过氧主阀直接喷入燃烧室参与燃烧。氢泵和氧泵的转速是由传动齿轮箱精确保证。
日本的LE-5A上面级发动机是国际上首台实际应用的部分膨胀循环发动机［11,12］，其系统图如图2所示。它利用专门设计的喷管延伸段作液氢加热器，把氢的温度升到1 000 K作涡轮工质，高温气氢在超音速涡轮内得到充分膨胀，大大增加了工质的绝热功。做功后的气氢压力已较低，不能再引入燃烧室，便引入至喷管延伸段的低压气流中参与燃烧后排出。LE-5A的真空推力为118 kN，真空比冲为452 s，燃烧室压力为4 MPa。
为降低成本、提高可靠性，并改进对运载器任务的适应性，日本从1994年就开始了LE-5A的改进型LE-5B的研制工作。LE-5B发动机的循环方式已从LE-5A的喷管部分氢膨胀循环改变为燃烧室部分氢膨胀循环。这种发动机系统不需喷管延伸段就可进行地面热试验。LE-5B的真空推力为137 kN，真空比冲为450 s，燃烧室压力为3.6 MPa。
全部膨胀循环和部分膨胀循环发动机性能比较见表1。
尽管氢是优良的冷却剂，且氢氧推进剂具有很高的性能，但由于氢密度极低，氢贮箱笨重而影响了火箭的整体重量和性能。美国早在60年代后期就开始进行以烃类作燃料的试验研究。P&W公司以FLOX（82.6%的液氟和17.4%的液氧）和甲烷(CH4)作为推进剂在RL10发动机上进行了9次累计120 s的热试验，真空比冲达384 s；用液氧/丙烷（C3H8）作推进剂在RL10发动机上共进行了23次累计106 s的热试验；以液氟（LF2）/液氢作推进剂共进行了29次累计1 757 s的热试车。这些试验验证了RL10膨胀循环发动机能成功地用其它推进剂工作，而发动机只需做少许更改即可。最近，美国NASA刘易斯研究中心用稠化的氢和液氧在RL10B-2发动机上进行了热试验［13］。通过使氢和氧过度冷却到近三相点，可显著提高运载器的总体性能。由于登月计划、火星计划以及对低成本小运载器的日益增长的需求，又引起了美国人对低成本、高性能火箭发动机的兴趣，并着手研究新的推进剂组合和发动机循环，如LOX/CH4膨胀循环发动机［14］。
甲烷是低密度的碳氢化合物，具有类似于氢和煤油的优点。甲烷也是一种优良的冷却剂，具有高热容，能用作膨胀发动机的冷却剂，并满足结构传热和膨胀的要求，密度约为氢的6倍，贮箱将远比氢贮箱轻。另外，甲烷无毒、不腐蚀，易于从天然气中制取。在所有碳氢化合物中，甲烷比冲最高（但比氢低20%）。因此，P&W公司又在进行LOX/CH4膨胀发动机用于低成本上面级的系统方案论证。液氧/甲烷膨胀循环发动机系统采用单轴涡轮泵(如图3所示)。甲烷冷却推力室身部后驱动涡轮，然后进入喷嘴与液氧混合燃烧。发动机推力控制和混合比控制通过涡轮的甲烷旁通管路实现。该发动机真空推力为89 kN，真空比冲为369 s，燃烧室压力为5.2 MPa。
3 点火启动技术
膨胀循环发动机一般采用自身启动方案。全部膨胀循环发动机采用亚音速涡轮，涡轮工质温度低、流量大，涡轮喷嘴的压降很低。部分膨胀循环发动机采用超音速涡轮，涡轮工质流量小但温度较高。它们采用自身启动的条件都较好，这是因为两种循环方式的涡轮驱动功率都不低，而在启动过程中泵消耗的功率很小，涡轮功率远超过泵的功率，所以启动加速性好。
为适应多次启动的上面级的要求，膨胀循环发动机推力室常采用成熟的火炬式电点火技术。
RL10A-3-3启动前8 s开始预冷。液氢泵前阀和液氧泵前阀在电动气动阀工作后打开。当贮箱出口的预压泵工作后，液氢和液氧推进剂分别进入发动机，液氢一直充填到推力室冷却套直至推力室头部氢主阀。在此预冷启动期间内，液氢通过氢泵级间预冷泄出阀和泵后预冷泄出阀排出而使涡轮泵得到预冷，但在氢泵后至推力室头部氢主阀这一死腔内，低温氢与管路和推力室冷却套金属进行热交换而达到某一平衡温度，为启动涡轮的工质提供了一定的初始焓。与此同时，液氧预冷氧泵并充填至氧主阀前。在预启动过程中对氢氧路进行氦气吹除保护。当发动机启动时给电点火器通电和启动电磁阀通电，关闭预冷泄出阀，氧氢主阀打开，于是在推力室夹套内具有一定热焓的氢气驱动涡轮起旋后进入推力室，与超前进入推力室的氧一起被电点火器的火炬点燃燃烧，高温燃气使推力室冷却套的温升大增，涡轮泵转速急剧升高；启动1.6 s后，发动机进入主级工况。
LE-5A发动机启动工作程序为：当氢主阀和氧主阀打开时，推进剂在贮箱压力下输送至主燃烧室，并在通过导管、冷却夹套和喷注器时吸收大量的热；部分加热的氢输往燃料涡轮和氧化剂涡轮，其余的氢流入主燃烧室经火炬点火器点火后以极低的燃烧室压力燃烧；涡轮泵的转速随喷管裙部受到热燃气的加热而逐步增大；在发动机启动后约10 s推力达到额定值。在关机程序中，涡轮驱动气管路的排气阀打开，驱动涡轮的气氢排出箭外，涡轮泵的转速逐渐降低，发动机的推力平稳地消失。
4 膨胀推力室
膨胀循环发动机性能的进一步挖潜受制于燃料泵的出口压力，而泵出口压力又受到燃烧室和喷管中热交换能力的限制。为提高膨胀循环发动机性能，希望在相同的外廓尺寸下尽可能地提高燃烧室压力。由于现有的膨胀发动机传热效果不佳，增加燃烧室压力的能力有限，因此，研制技术先进的膨胀燃烧室是提高膨胀发动机性能的关键。先进的膨胀燃烧室要求增加燃烧室压力，提供优良的性能，且保持其可靠性和可操作性。要挖掘膨胀发动机的真正潜力，膨胀燃烧室的吸热能力应达到最大极限，才能使涡轮获得最大动力，使泵出口压力、燃烧室压力和发动机推力均得到提高。
增强推力室热交换能力的途径为：
a) 增强材料的热传导系数；
b) 增大推力室热交换表面积；
c) 设置燃烧室内换热器。
选用高导热率的材料（如铜银锆合金）作为推力室衬套已在推力室设计中普遍采用，但也认识到在改善材料的热传导效果的同时，材料的强度、低周疲劳特征、抗氧化和抗腐蚀能力却下降了。P&W公司研制的PWA1177铜合金材料既改善了材料的强度和低周疲劳特性，又增强了导热率。该材料已用于美国先进膨胀循环发动机的设计研制中。
增大推力室热气壁表面积的方法有：
a) 增加推力室圆柱段的长度；
b) 燃烧室内壁和喷管设计成管束式或半管束式；
c) 燃烧室圆柱段内壁热气壁面设计成冷却肋或非冷却肋形式。
其他的提高热气壁热流密度的方法（如扰乱热气壁上边界层的建立和增加冷却通道的粗糙度等）因设计上难以实现而基本不予考虑。
传统的矩形沟槽内衬套通过加长燃烧室提高换热量，但其结构重量的增长已使性能增长无优势可言。如果将燃烧室热气壁设计成凸肋将显著增大燃烧室的传热表面积。文献［15］通过冷热试验研究了肋高与传热效果的优化关系。
4种燃烧室内表面肋（见图4）受到广泛关注。与常规的推力室无肋热气壁相比，有肋热气壁表面积增长30%～40%。管束式燃烧室可增长57%的表面积，且热应力降低，传热量大为增加。
推力室冷却性能对上面级膨胀发动机室压的影响见图5。推力室传热量越大，燃烧室压力越高，推力也越大。因此，在采用上述方法的同时再设计一个推力室内热交换器是膨胀循环发动机性能提高的一个重要研究内容。
欧洲研制的膨胀循环缩比推力室冷却夹套不是把许多根管束钎焊在一起，而是采用电火花加工工艺制造的。为找到快捷而低廉的生产方法，各国也在研究能替代这种耗时而昂贵的生产工艺的新的制造技术。
P&W公司研制的先进膨胀循环发动机（真空推力为222 kN，真空比冲为451s，燃烧室压力为9.5MPa），选择了铜合金管束式推力室（见图6）。其推力室设计的最重要的特征是使用了一种新的铜合金PWA1177。它是在纯铜中加入铝和Al2O3，采用快速凝固粉末冶金技术制造而成。
这种铝弥散体能保持加工硬化强度，且随着温度的升高导热性没有明显的降低。此高强度、无热传导损失的铜合金材料能在1 255 K温度下重复工作，其屈服强度是普通铜合金的5倍。
与铣槽结构相比，这种管束式结构热应力显著改善，寿命增长，传热表面积的增长使其具有更强的传热能力。另外，管状结构也改善了压降特性。
P&W公司在管束之间以及管束与冷却集合器环之间采用钎焊工艺。首先熔焊集合器环，然后在高温下进行热处理释放焊接内应力，再进行钎焊。钎焊料选用了一种与氢相容性好的铜基钎焊合金，导热性良好。试验表明，这种管束式推力室衬套性能好、结构完整。
设计膨胀循环推力室壳体外套时要求壳体与燃烧室衬套热相容（热膨胀系数一致），壳体应与衬套的环向和轴向载荷相协调，结构质量轻、韧性好、强度高，而且成本低。传统的推力室身部电铸成型工艺成本高、生产周期长。P&W公司在推力室结构壳体制造时应用了一种快速低廉的真空等离子喷涂（VPS）技术。VPS技术是在一个大型真空舱中使熔化金属颗粒形成的高速等离子热流在真空环境下沉积一层粘性力强、高密度的合金壳体。该壳体在热处理时表现出与锻造合金相似的特性。VPS壳体技术喷涂均匀性好，省去了传统的锻造壳体与衬套之间的焊接设计，结构完整，具有潜在的发展优势。
P&W公司对该膨胀推力室进行了结构分析，得出以下优点：
a) PWA1177管束式推力室衬套的疲劳寿命是常规铣槽式衬套的2.5倍；
b) 圆形（而不是方形）冷却通道形状合理，有利于传热增强和压力损失的降低，为新型耐用衬套提供了设计方向；
c) 柔韧的曲面（而不是刚性的平面壁）更有利于推力室衬套的周向热应力结构；
d) 高温抗拉强度、循环寿命和蠕变阻力均有改进；
e) 通过降低非弹性循环应变范围以及轴向和周向的应变水平，增强抗疲劳寿命。
5 喷管延伸段
增大推力室喷管面积比是提高发动机性能的主要途径之一。增大发动机喷管面积比的常用方式有加固定的喷管延伸段或采用双位置喷管两种（如图7所示）。从图7可以看出，双位置喷管可缩短发动机的长度，因而缩短了箭体的总长，降低了重量。双位置喷管对于空中加速的轨道转移飞行器特别具有吸引力。
RL10B-2是一个装有大型可延伸喷管的发动机［16］。其研制重点之一是喷管延伸段的材料及其制造方法。预选的材料有碳碳复合材料和钶等。经试验研究，确认了碳碳是可行的喷管材料。可采用化学沉积法或低压浸渍法制造碳碳复合材料喷管延伸段。P&W公司在研制过程中曾对两种不同方法生产的两个长508 mm的碳碳喷管延伸段进行了20多次高空模拟热试车，其中一个喷管延伸段保持完好。
RL10发动机喷管及其延伸段的热环境并不严格，对喷管延伸段未采取特殊的冷却措施。喷管延伸段的前段是靠冷凝在再生冷却的短喷管上的水来冷却的。
与RL10不同，LE-5A发动机的喷管延伸段上段采用管束式再生冷却，下段为排放冷却加单壁辐射冷却（见图8）。由于推力室冷却夹套出口的气氢温度较低（约为140 K），且部分膨胀循环涡轮流量小，这部分氢直接去驱动涡轮的功率太小，所以就把管束式喷管延伸段作为驱动涡轮的气氢工质的换热器，从而大大地提高了涡轮入口工质的温度。管束式喷管延伸段为双向冷却，结构上间隔安排上行管（返回管）和下行管。喷管延伸段的冷却氢进口集合器与出口集合器焊在一起，冷却氢通过下行管到管束式喷管延伸段尾部后再经上行管返回至出口集合器去驱动涡轮。在管束式喷管延伸段尾部有涡轮排气集合器，涡轮废气由此喷入主燃气流中进行补充燃烧。
6 结束语
经过近半个世纪的发展，膨胀循环发动机已发展为全部膨胀循环和部分膨胀循环两大系列，并都在型号运载器上得到了实际应用。膨胀循环发动机结构简单、可靠性高等优点使其成为运载器上面级发动机极具竞争力的候选者之一。目前，国际上在先进的膨胀循环发动机设计上融入了采用新材料、结构优化设计和先进的制造工艺等措施。高性能的新一代先进膨胀循环发动机的潜在优势有必要引起我国航天界的充分关注，并进行必要的研究。
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国外一次性使用运载火箭的改进计划的综述
王 萍 龚念曾
（中国国防科技信息中心,北京，100036）
摘要 论述了美国、日本和欧空局为降低发射费用、提高运载系统的可靠性和发射灵活性，以满足未来多样化的发射需求和争夺世界发射市场的份额，对一次性使用运载火箭进行改进的计划及其所采取的途径。并结合国情，提出了运载火箭发展应该考虑的问题。
关键词 一次性使用运载火箭，改进计划，美国，日本，欧空局。
The Evolution of Foreign Expendable Launch Vehicle
Wang Ping Gong Nianzeng
(The Scientific and Technical Information Center of China National Defense)
Abstract To reduce launching cost, raise reliability of launch system and launching flexibility, and meet diversity of future launching and demand of future launching market, expendable launch vehicle (ELV) of the Unite States, Japan and ESA are to be improved. The evolution programs of the ELV are described in this paper. The suggestions for developing China launch vehicle are also put forward.
Key Words Expendable launch vehicle,Improved program,Unite States, Japan, ESA.
1 引 言
航天运载能力反映一个国家自主进入空间的科技水平，一直受到各航天国家的重视。
美国在《空军2025计划》中称：“航天运载器是美国空间优势核心能力的关键支柱，航天运载能力的损失将会对美国的空间优势造成毁灭性的影响。”
《美国航天司令部长期规划——2020年设想》中提出：“控制空间首要的是确保进入空间。进入空间必须是灵活、便宜和可按需到达，用于部署、重构、补充、更新、扩充和维护航天体系。”
由于航天运载能力所体现的重要性，各主要航天国家一方面在研究和发展重复使用的航天运载器；另一方面又在着手改进现有的一次性运载火箭，以降低进入空间的成本和提高运载能力及可靠性。
重复使用航天运载器尽管能大幅度降低航天运输费用，但技术难度大，近期难以实现。估计以火箭为动力的单级入轨航天运载器在2010年后才有可能投入商用，而带有吸气式动力的空天飞机有可能到2020年后才能研制成功。因此，在2010年前一次性运载火箭仍将是国际航天发射的主力，而国内可能在2020年前仍将使用一次性运载火箭。
本文对美国、日本和欧空局改进一次性运载火箭的目标、途径和技术措施进行了论述，并对运载火箭的发展提出需要思考的几个问题。
2 美国演变型一次使用运载火箭计划
1994年8月，美国总统克林顿签署了新的航天运载器政策。政策的主要内容是：由美国国防部负责改进一次性运载火箭，而航宇局(NASA)负责发展单级入轨航天运载器所需的新技术。
由国防部负责的计划称为演变型一次使用运载火箭计划（EELV），它将现有的一次使用运载火箭改变成能满足国家从中型到大型运载要求的运载器系列。
2.1 EELV计划的主要目标
EELV是在现有的大力神和宇宙神火箭的基础上，通过统一它们的制造、基础设施和支援系统，降低发射费用和改进系统的可用性，以提供高可靠性的发射能力和灵活的运作方式，使美国的发射工业更具竞争力。具体目标是：
a） 比现有的航天运载系统的发射费用至少降低25%；
b） 满足政府的发射需求；
c） 改进可操作性（适用性）。
2.2 EELV计划的实施方案
EELV计划为期8年，分3个阶段实施：第1阶段为低费用方案论证阶段（LCCV）；第2阶段为前期工程和生产研制阶段（PEMD）；第3阶段为工程和生产研制阶段（EMD）。由于未来世界发射市场的需求量会不断增加，所以在第3阶段选择波音和洛克希德·马丁两家公司分别研制两个EELV系列。之所以研制两个EELV系列，其目的是为引入竞争机制，增加政府选择的灵活性。
a） 波音公司对火箭的主要改进。
该公司是在原德尔它火箭的基础上进行改进，采用模块化设计，即使用共同助推器芯级（CBC），以降低费用。发动机改进主要利用现有的低风险、低费用的技术。为了减少在发射台的操作准备时间，火箭的绝大部分处理将在水平装配设施上
进行。
同时，标准的发射台和有效载荷接口、有关的统一设施和设备也将进一步降低发射的准备时间。波音公司计划于2001年进行德尔它-4(见表1)的首次商业发射，而首次军用有效载荷的发射将在2002年进行。
b） 洛克希德·马丁公司对火箭的主要改进。
该公司是在原有的宇宙神系列火箭(见表2)上进行改进，也将采用模块化的设计。为了减少操作费用，新型宇宙神火箭可在发射前18 h离开组装线，到达发射台竖起。
表1 德尔它-4火箭的性能
德尔它-4-M
kg德尔它-4-M+德尔它-4-H
kg
直径 4 m直径 5.1 m
2台发动机/kg2台发动机/kg4台
发动机/kg
LEO3 0722 3053 5684 6829 318
GTO1 7722 4091 9772 7825 636
LEO 其圆轨道为500 km,90°;GTO 其轨道为185×35 786 km×27°。
表2 宇宙神-5火箭的性能
轨道类型宇宙神5
300/400
kg宇宙神5的
固体助推器
个数宇宙神5
HLV
Kg
012345
有效
载荷系统的运载能力/kg
LEO5 0004 0904 9096 0006 9097 5908 18113 181
GTON/A1 5001 7722 2273 0003 4093 7276 363
LEO Polar10 773909010 22711 86314 63615 90917 00024 090
LEO 28.5°12 50010 36312 09014 00017 27218 77220 09031 363
在初期发射服务阶段，军方将在2002～2006财年之间获得预订的28个国家有效载荷的商业发射服务。其中波音公司将发射19个；洛克希德·马丁公司发射9个。EELV中型推力运载火箭的首次商业发射定于2001财年进行；政府的首批工作型有效载荷计划于2002财年发射。
2.3 EELV计划为降低费用采用的途径
a） 统一火箭族和标准接口。
统一成一种火箭族将使中型的和大型的运载火箭从同一发射设施上发射，从而消除了目前需要对单个大型发射设施进行维修所带来的低效率。这种统一再加上发射基地人员的相应减少以及EELV芯级火箭捆绑助推器的途径，将按专门的入轨要求而选择最佳的重量和成本，并能提高可操作性和降低运输成本。
b） 改善经费管理程序。
EELV计划的经费战略从初始的由政府支付全部研制费用改为与合同商共同分担，把军方的初始总投资限制在10亿美元左右。同时，EELV计划通过应用CAIV，即独立变量成本，来强调研制者是系统的设计、研制、生产和运行工作的组织部门。这样，研制者可在现实成本目标与管理风险之间不断地进行综合平衡。成本目标必须平衡任务需求、引导系统设计以达到可负
担得起的再现成本。
c） 确定EELV计划的度量标准。
为了使EELV的进展朝着计划目标的方向发展，还确定了一套EELV计划的度量标准，它们包括：
1) 成本（包括研制、生产和发射）；
2) 运载能力；
3) 入轨有效载荷质量裕度；
4) 发射率能力；
5) 发射响应性；
6) 运载器设计和任务可靠性；
7) 标准化；
8) 发动机性能；
9) 入轨精度。
2.4 EELV计划的时间表
美国军方希望EELV系列能覆盖所有的小型、中型、大型运载火箭，能把1 125~20 250 kg有效载荷送入低地球轨道，在2002~2003年EELV火箭的发射费用能降低25%~50%，并能在45天内承担中等尺寸有效载荷的发射，在90天内可发射大型的有效载荷。在2010年左右平均每年进行30~40次的地球同步转移轨道的发射。在2020年前为美国国防部节省发射费50~100亿美元，并使美国在国际商业航天发射市场上占据50%以上的份额（现为30%）
3 日本H-2A运载火箭改进计划
日本H-2火箭自1994年2月首次发射成功以来，由于其制造和发射费用昂贵，在国际商业航天发射市场上缺乏竞争力。为此日本政府决定从1994年开始实施H-2火箭的改进计划，即H-2A计划，使其成为一个运载火箭系列（见图1），以满足21世纪初的多样化发射需求。
3.1 H-2A计划的目标和需求
日本宇宙开发事业团通过借助H-2火箭研制和操作的经验和教训来实施H-2A计划，它有两个主要目标：增强发射能力和大幅度降低发射费用(发射费用降至目前的一半)。
在H-2A计划的初始阶段，为了确定日本未来航天活动的前景进行了大量的任务模型研究工作，该任务模型分为：迫切性需求和潜在性需求。
a) 迫切性需求包括：
1） 向国际空间站提供日常的货物运送（一年1~2次发射）；
2） 双星发射1.5 t的地球同步轨道卫星；
3） 大型的工程试验卫星（地球同步轨道2~3 t）；
4） 发射HOPE-X试验飞行器。
b) 预计在近期的潜在性需求包括：
1） 探索和开发月球行星的大型探测器（转移轨道大约7 t）；
图1 H-2A火箭族
2） 用于地球观测和先进通信的大型卫星或平台（高倾角轨道重4~6 t）；
3） HOPE的正式飞行（低地球轨道20 t）。
为满足迫切性需求日本目前正在研制H-2A火箭族中的2个成员即标准型火箭H-2A（202）和增强型火箭H-2A（212）。它们分别能发射2 t和4 t的地球同步轨道有效载荷或10 t和18 t的低地球轨道有效载荷。同时为了满足潜在的需求，该火箭族在不需作重大的设计变动的情况下，具有增大运载能力的潜力。
3.2 H-2A计划的设计战略
H-2A计划的基本设计政策是开发多用途的航天运输手段，以免去研制任何新的火箭级和推进系统，H-2A计划将按照以下降低发射成本和风险性的方式进行重新设计或改进：
a） 吸取H-2计划中的经验和教训；
b）降低复杂性和增大设计冗余度；
c）减少部件和设备的种类，增大每种部件和设备的数量；
d）使用在其它领域中发展的现代技术，例如航空学、电子学、机电学等。
在1995年完成设计研究阶段后，H-2A计划于1996年4月进入了全面开发阶段，为降低发射成本和达到有效的操作能力，H-2A族的所有运载火箭成员的分系统都要进行简化、改进或重新设计。
3.3 H-2A火箭的具体改进方案
为了改进发射的灵活性，所有H-2A族的成员都将采用共同的芯级火箭和基本上相同的分系统和部件。标准型火箭可捆绑两个小型固体火箭助推器，就可以提高其运载能力。这种概念的关键是在无需花费昂贵的新推进系统的研制费用的条件下，就可使H-2A火箭族满足更宽的任务范围。过去，在这种情况下，要花费很大的力量来降低卫星的重量以满足火箭
的规范要求。
在H-2A计划中，主要进行的改进包括：
a） 整流罩和有效载荷适配器；
b） 航空电子学系统；
c） 第2级LE-5B发动机；
d） 第1级LE-7A发动机；
e） 液体火箭助推器（LRB）；
f） 固体火箭助推器（SRB-A）；
g） 发射场和发射操作。
3.4 H-2A计划的时间表
在H-2A计划中，标准型火箭和增强型火箭的设计是同时进行的，因为这两种结构所包括的分系统是相同的。另一方面，标准型火箭和增强型火箭的大型系统试验是分别进行。目前，H-2A火箭的标准型的关键设计已经完成。原定于2000年冬进行两次试验发射，有效载荷为Artenis或MDS-1卫星。但由于近两年来日本航天频走背字，几次发射均遭失败。
4 欧洲阿里安-5的改进计划
1999年12月10日，阿里安-5运载火箭成功地进行了首次商业发射，阿里安空间公司希望阿里安-5每年能进行10次发射。但为了降低未来的欧洲空间运输系统的发射费用，保持阿里安火箭在国际商业发射市场的竞争力，早在1995年10月的欧洲部长级会议上就决定实施阿里安-5火箭的改进计划，其主要目的是：a）在性能上与宇宙神2AS火箭相竞争；b）降低发射费用；c）改进低温推进系统和助推器的焊接技术；d）为双星发射开发内部结构。
4.1 阿里安-5改进的主要目标
最近的市场分析显示在2002年60%的卫星重量将达到3 000~5 000 kg，2005年大约50%的卫星重量超过4 000 kg，不仅卫星的重量将不断增长，而且新的应用，例如，星座、科学任务、直接至GEO的发射和多种轨道释放的发射任务也将是发展趋向。为了至2010年保持阿里安-5的双星发射能力和满足上述这些新任务所要求的发射机动灵活性，对未来欧洲阿里安-5火箭改进的主要目标是：
a） 提高有效载荷发射能力：至2001地球同步转移轨道的运载能力达到9~10 t，2005年达到11~12 t，并且低轨道运载能力达到约20 t。
b） 提高发射灵活性：通过上面级的多次点火，可把多种卫星送入不同的轨道上。
4.2 阿里安-5的具体实施计划
阿里安-5的改进计划由ESA授权CNES具体实施，CNES的改进计划分两个阶段实施：
a） 低级阶段：P2000和A5改进计划，具体内容为：
1) 运载火箭设备槽（VEB）结构的改进；
2) 提高火箭发动机的比冲；
3) 优化增压电馈上面级（EPS）发动机的推力（达到最大比冲和喷管尺寸）。
Perfo 2000改进计划的目标是通过对阿里安-5火箭芯级和结构材料的各种优化设计，使同步转移轨道的运载能力达到6 400 kg，并预计改进后首次发射为2000年的下半年。
b） 高级阶段：可存储上面级和芯级的改进。
用新型的低温上面级取代目前使用的可存储上面级，以满足高性能GTO的专用有效载荷的发射需求。这种被称为ESC的上面级分ESC-A和ESC-B两种型号。ESC-A仅能一次起动，它主要基于阿里安-4目前使用的HM7B三子级发动机设计的，它能使阿里安-5的GTO运载能力达到9.5 t。ESC-B将使用新设计的Mesco发动机，该发动机可重复起动4次，采用这种新型上面级后，阿里安-5火箭的GTO运载能力可达到11 t。
芯级将使用推力为1 350 kN的火神MK2发动机。火神MK2发动机通过增加液氧流量、改进液氧涡轮泵以及增加喷管膨胀比，可以将火神发动机推力从目前的1 145 kN增加到1 350 kN，并采用更轻型的固体助推器外壳。通过这些改进可使GTO的运载能力增加1 000 kg，低轨道运载能力提高3 000 kg。同时阿里安-5的改进还包括固体火箭助推器的柱状段间采用焊接
连接，而目前采用的是密封连接。采用焊接连接后，将大大减少重量、提高可靠性和降低生产成本。
5 结束语
在未来20年内，航天领域仍将依靠一次性运载火箭发射各种航天器。鉴于现用的运载火箭是在战略武器的基础上改进而来的，再加上这些运载火箭已经过多次挖潜改造，运载能力提高的余地不大，降低运输成本的可能性也不大，因此有必要尽快开展新一代运载火箭的方案研究。在发展新一代运载火箭时应考虑以下问题：
a) 进行未来20年运载火箭的应用需求分析。
运载火箭的发展应立足于国内需求，兼顾国际发射市场。在未来20年内的军用、民用和商用航天器将会有较大的发展，应科学地预测发射数量（包括年均发射量）、重量及轨道（月球和星际）等，以及确定新一代运载火箭的规模，也是立项的依据。
b) 应把降低运输费用作为重要目标之一。
各国运载火箭的发展都把降低火箭发射费用作为一个主要目标，降低幅度一般是目前的25%～50%。新一代运载火箭也应制定一个定量的指标。
c) 新一代运载火箭采用模块化设计，形成运载系列。
通过采用相同的芯级，捆绑不同数目和不同种类的助推器，形成能适应不同有效载荷的运载火箭系列，这是国外运载火箭发展中的一条成功经验，它有利于降低运输费用，并使运载火箭具有增大运载能力的潜力。
d) 在新一代运载火箭的方案中应充分利用以往的研究成果。
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王 萍 龚念曾
（中国国防科技信息中心,北京，100036）
摘要 论述了美国、日本和欧空局为降低发射费用、提高运载系统的可靠性和发射灵活性，以满足未来多样化的发射需求和争夺世界发射市场的份额，对一次性使用运载火箭进行改进的计划及其所采取的途径。并结合国情，提出了运载火箭发展应该考虑的问题。
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Wang Ping Gong Nianzeng
(The Scientific and Technical Information Center of China National Defense)
Abstract To reduce launching cost, raise reliability of launch system and launching flexibility, and meet diversity of future launching and demand of future launching market, expendable launch vehicle (ELV) of the Unite States, Japan and ESA are to be improved. The evolution programs of the ELV are described in this paper. The suggestions for developing China launch vehicle are also put forward.
Key Words Expendable launch vehicle,Improved program,Unite States, Japan, ESA.
1 引 言
航天运载能力反映一个国家自主进入空间的科技水平，一直受到各航天国家的重视。
美国在《空军2025计划》中称：“航天运载器是美国空间优势核心能力的关键支柱，航天运载能力的损失将会对美国的空间优势造成毁灭性的影响。”
《美国航天司令部长期规划——2020年设想》中提出：“控制空间首要的是确保进入空间。进入空间必须是灵活、便宜和可按需到达，用于部署、重构、补充、更新、扩充和维护航天体系。”
由于航天运载能力所体现的重要性，各主要航天国家一方面在研究和发展重复使用的航天运载器；另一方面又在着手改进现有的一次性运载火箭，以降低进入空间的成本和提高运载能力及可靠性。
重复使用航天运载器尽管能大幅度降低航天运输费用，但技术难度大，近期难以实现。估计以火箭为动力的单级入轨航天运载器在2010年后才有可能投入商用，而带有吸气式动力的空天飞机有可能到2020年后才能研制成功。因此，在2010年前一次性运载火箭仍将是国际航天发射的主力，而国内可能在2020年前仍将使用一次性运载火箭。
本文对美国、日本和欧空局改进一次性运载火箭的目标、途径和技术措施进行了论述，并对运载火箭的发展提出需要思考的几个问题。
2 美国演变型一次使用运载火箭计划
1994年8月，美国总统克林顿签署了新的航天运载器政策。政策的主要内容是：由美国国防部负责改进一次性运载火箭，而航宇局(NASA)负责发展单级入轨航天运载器所需的新技术。
由国防部负责的计划称为演变型一次使用运载火箭计划（EELV），它将现有的一次使用运载火箭改变成能满足国家从中型到大型运载要求的运载器系列。
2.1 EELV计划的主要目标
EELV是在现有的大力神和宇宙神火箭的基础上，通过统一它们的制造、基础设施和支援系统，降低发射费用和改进系统的可用性，以提供高可靠性的发射能力和灵活的运作方式，使美国的发射工业更具竞争力。具体目标是：
a） 比现有的航天运载系统的发射费用至少降低25%；
b） 满足政府的发射需求；
c） 改进可操作性（适用性）。
2.2 EELV计划的实施方案
EELV计划为期8年，分3个阶段实施：第1阶段为低费用方案论证阶段（LCCV）；第2阶段为前期工程和生产研制阶段（PEMD）；第3阶段为工程和生产研制阶段（EMD）。由于未来世界发射市场的需求量会不断增加，所以在第3阶段选择波音和洛克希德·马丁两家公司分别研制两个EELV系列。之所以研制两个EELV系列，其目的是为引入竞争机制，增加政府选择的灵活性。
a） 波音公司对火箭的主要改进。
该公司是在原德尔它火箭的基础上进行改进，采用模块化设计，即使用共同助推器芯级（CBC），以降低费用。发动机改进主要利用现有的低风险、低费用的技术。为了减少在发射台的操作准备时间，火箭的绝大部分处理将在水平装配设施上
进行。
同时，标准的发射台和有效载荷接口、有关的统一设施和设备也将进一步降低发射的准备时间。波音公司计划于2001年进行德尔它-4(见表1)的首次商业发射，而首次军用有效载荷的发射将在2002年进行。
b） 洛克希德·马丁公司对火箭的主要改进。
该公司是在原有的宇宙神系列火箭(见表2)上进行改进，也将采用模块化的设计。为了减少操作费用，新型宇宙神火箭可在发射前18 h离开组装线，到达发射台竖起。
表1 德尔它-4火箭的性能
德尔它-4-M
kg德尔它-4-M+德尔它-4-H
kg
直径 4 m直径 5.1 m
2台发动机/kg2台发动机/kg4台
发动机/kg
LEO3 0722 3053 5684 6829 318
GTO1 7722 4091 9772 7825 636
LEO 其圆轨道为500 km,90°;GTO 其轨道为185×35 786 km×27°。
表2 宇宙神-5火箭的性能
轨道类型宇宙神5
300/400
kg宇宙神5的
固体助推器
个数宇宙神5
HLV
Kg
012345
有效
载荷系统的运载能力/kg
LEO5 0004 0904 9096 0006 9097 5908 18113 181
GTON/A1 5001 7722 2273 0003 4093 7276 363
LEO Polar10 773909010 22711 86314 63615 90917 00024 090
LEO 28.5°12 50010 36312 09014 00017 27218 77220 09031 363
在初期发射服务阶段，军方将在2002～2006财年之间获得预订的28个国家有效载荷的商业发射服务。其中波音公司将发射19个；洛克希德·马丁公司发射9个。EELV中型推力运载火箭的首次商业发射定于2001财年进行；政府的首批工作型有效载荷计划于2002财年发射。
2.3 EELV计划为降低费用采用的途径
a） 统一火箭族和标准接口。
统一成一种火箭族将使中型的和大型的运载火箭从同一发射设施上发射，从而消除了目前需要对单个大型发射设施进行维修所带来的低效率。这种统一再加上发射基地人员的相应减少以及EELV芯级火箭捆绑助推器的途径，将按专门的入轨要求而选择最佳的重量和成本，并能提高可操作性和降低运输成本。
b） 改善经费管理程序。
EELV计划的经费战略从初始的由政府支付全部研制费用改为与合同商共同分担，把军方的初始总投资限制在10亿美元左右。同时，EELV计划通过应用CAIV，即独立变量成本，来强调研制者是系统的设计、研制、生产和运行工作的组织部门。这样，研制者可在现实成本目标与管理风险之间不断地进行综合平衡。成本目标必须平衡任务需求、引导系统设计以达到可负
担得起的再现成本。
c） 确定EELV计划的度量标准。
为了使EELV的进展朝着计划目标的方向发展，还确定了一套EELV计划的度量标准，它们包括：
1) 成本（包括研制、生产和发射）；
2) 运载能力；
3) 入轨有效载荷质量裕度；
4) 发射率能力；
5) 发射响应性；
6) 运载器设计和任务可靠性；
7) 标准化；
8) 发动机性能；
9) 入轨精度。
2.4 EELV计划的时间表
美国军方希望EELV系列能覆盖所有的小型、中型、大型运载火箭，能把1 125~20 250 kg有效载荷送入低地球轨道，在2002~2003年EELV火箭的发射费用能降低25%~50%，并能在45天内承担中等尺寸有效载荷的发射，在90天内可发射大型的有效载荷。在2010年左右平均每年进行30~40次的地球同步转移轨道的发射。在2020年前为美国国防部节省发射费50~100亿美元，并使美国在国际商业航天发射市场上占据50%以上的份额（现为30%）
3 日本H-2A运载火箭改进计划
日本H-2火箭自1994年2月首次发射成功以来，由于其制造和发射费用昂贵，在国际商业航天发射市场上缺乏竞争力。为此日本政府决定从1994年开始实施H-2火箭的改进计划，即H-2A计划，使其成为一个运载火箭系列（见图1），以满足21世纪初的多样化发射需求。
3.1 H-2A计划的目标和需求
日本宇宙开发事业团通过借助H-2火箭研制和操作的经验和教训来实施H-2A计划，它有两个主要目标：增强发射能力和大幅度降低发射费用(发射费用降至目前的一半)。
在H-2A计划的初始阶段，为了确定日本未来航天活动的前景进行了大量的任务模型研究工作，该任务模型分为：迫切性需求和潜在性需求。
a) 迫切性需求包括：
1） 向国际空间站提供日常的货物运送（一年1~2次发射）；
2） 双星发射1.5 t的地球同步轨道卫星；
3） 大型的工程试验卫星（地球同步轨道2~3 t）；
4） 发射HOPE-X试验飞行器。
b) 预计在近期的潜在性需求包括：
1） 探索和开发月球行星的大型探测器（转移轨道大约7 t）；
图1 H-2A火箭族
2） 用于地球观测和先进通信的大型卫星或平台（高倾角轨道重4~6 t）；
3） HOPE的正式飞行（低地球轨道20 t）。
为满足迫切性需求日本目前正在研制H-2A火箭族中的2个成员即标准型火箭H-2A（202）和增强型火箭H-2A（212）。它们分别能发射2 t和4 t的地球同步轨道有效载荷或10 t和18 t的低地球轨道有效载荷。同时为了满足潜在的需求，该火箭族在不需作重大的设计变动的情况下，具有增大运载能力的潜力。
3.2 H-2A计划的设计战略
H-2A计划的基本设计政策是开发多用途的航天运输手段，以免去研制任何新的火箭级和推进系统，H-2A计划将按照以下降低发射成本和风险性的方式进行重新设计或改进：
a） 吸取H-2计划中的经验和教训；
b）降低复杂性和增大设计冗余度；
c）减少部件和设备的种类，增大每种部件和设备的数量；
d）使用在其它领域中发展的现代技术，例如航空学、电子学、机电学等。
在1995年完成设计研究阶段后，H-2A计划于1996年4月进入了全面开发阶段，为降低发射成本和达到有效的操作能力，H-2A族的所有运载火箭成员的分系统都要进行简化、改进或重新设计。
3.3 H-2A火箭的具体改进方案
为了改进发射的灵活性，所有H-2A族的成员都将采用共同的芯级火箭和基本上相同的分系统和部件。标准型火箭可捆绑两个小型固体火箭助推器，就可以提高其运载能力。这种概念的关键是在无需花费昂贵的新推进系统的研制费用的条件下，就可使H-2A火箭族满足更宽的任务范围。过去，在这种情况下，要花费很大的力量来降低卫星的重量以满足火箭
的规范要求。
在H-2A计划中，主要进行的改进包括：
a） 整流罩和有效载荷适配器；
b） 航空电子学系统；
c） 第2级LE-5B发动机；
d） 第1级LE-7A发动机；
e） 液体火箭助推器（LRB）；
f） 固体火箭助推器（SRB-A）；
g） 发射场和发射操作。
3.4 H-2A计划的时间表
在H-2A计划中，标准型火箭和增强型火箭的设计是同时进行的，因为这两种结构所包括的分系统是相同的。另一方面，标准型火箭和增强型火箭的大型系统试验是分别进行。目前，H-2A火箭的标准型的关键设计已经完成。原定于2000年冬进行两次试验发射，有效载荷为Artenis或MDS-1卫星。但由于近两年来日本航天频走背字，几次发射均遭失败。
4 欧洲阿里安-5的改进计划
1999年12月10日，阿里安-5运载火箭成功地进行了首次商业发射，阿里安空间公司希望阿里安-5每年能进行10次发射。但为了降低未来的欧洲空间运输系统的发射费用，保持阿里安火箭在国际商业发射市场的竞争力，早在1995年10月的欧洲部长级会议上就决定实施阿里安-5火箭的改进计划，其主要目的是：a）在性能上与宇宙神2AS火箭相竞争；b）降低发射费用；c）改进低温推进系统和助推器的焊接技术；d）为双星发射开发内部结构。
4.1 阿里安-5改进的主要目标
最近的市场分析显示在2002年60%的卫星重量将达到3 000~5 000 kg，2005年大约50%的卫星重量超过4 000 kg，不仅卫星的重量将不断增长，而且新的应用，例如，星座、科学任务、直接至GEO的发射和多种轨道释放的发射任务也将是发展趋向。为了至2010年保持阿里安-5的双星发射能力和满足上述这些新任务所要求的发射机动灵活性，对未来欧洲阿里安-5火箭改进的主要目标是：
a） 提高有效载荷发射能力：至2001地球同步转移轨道的运载能力达到9~10 t，2005年达到11~12 t，并且低轨道运载能力达到约20 t。
b） 提高发射灵活性：通过上面级的多次点火，可把多种卫星送入不同的轨道上。
4.2 阿里安-5的具体实施计划
阿里安-5的改进计划由ESA授权CNES具体实施，CNES的改进计划分两个阶段实施：
a） 低级阶段：P2000和A5改进计划，具体内容为：
1) 运载火箭设备槽（VEB）结构的改进；
2) 提高火箭发动机的比冲；
3) 优化增压电馈上面级（EPS）发动机的推力（达到最大比冲和喷管尺寸）。
Perfo 2000改进计划的目标是通过对阿里安-5火箭芯级和结构材料的各种优化设计，使同步转移轨道的运载能力达到6 400 kg，并预计改进后首次发射为2000年的下半年。
b） 高级阶段：可存储上面级和芯级的改进。
用新型的低温上面级取代目前使用的可存储上面级，以满足高性能GTO的专用有效载荷的发射需求。这种被称为ESC的上面级分ESC-A和ESC-B两种型号。ESC-A仅能一次起动，它主要基于阿里安-4目前使用的HM7B三子级发动机设计的，它能使阿里安-5的GTO运载能力达到9.5 t。ESC-B将使用新设计的Mesco发动机，该发动机可重复起动4次，采用这种新型上面级后，阿里安-5火箭的GTO运载能力可达到11 t。
芯级将使用推力为1 350 kN的火神MK2发动机。火神MK2发动机通过增加液氧流量、改进液氧涡轮泵以及增加喷管膨胀比，可以将火神发动机推力从目前的1 145 kN增加到1 350 kN，并采用更轻型的固体助推器外壳。通过这些改进可使GTO的运载能力增加1 000 kg，低轨道运载能力提高3 000 kg。同时阿里安-5的改进还包括固体火箭助推器的柱状段间采用焊接
连接，而目前采用的是密封连接。采用焊接连接后，将大大减少重量、提高可靠性和降低生产成本。
5 结束语
在未来20年内，航天领域仍将依靠一次性运载火箭发射各种航天器。鉴于现用的运载火箭是在战略武器的基础上改进而来的，再加上这些运载火箭已经过多次挖潜改造，运载能力提高的余地不大，降低运输成本的可能性也不大，因此有必要尽快开展新一代运载火箭的方案研究。在发展新一代运载火箭时应考虑以下问题：
a) 进行未来20年运载火箭的应用需求分析。
运载火箭的发展应立足于国内需求，兼顾国际发射市场。在未来20年内的军用、民用和商用航天器将会有较大的发展，应科学地预测发射数量（包括年均发射量）、重量及轨道（月球和星际）等，以及确定新一代运载火箭的规模，也是立项的依据。
b) 应把降低运输费用作为重要目标之一。
各国运载火箭的发展都把降低火箭发射费用作为一个主要目标，降低幅度一般是目前的25%～50%。新一代运载火箭也应制定一个定量的指标。
c) 新一代运载火箭采用模块化设计，形成运载系列。
通过采用相同的芯级，捆绑不同数目和不同种类的助推器，形成能适应不同有效载荷的运载火箭系列，这是国外运载火箭发展中的一条成功经验，它有利于降低运输费用，并使运载火箭具有增大运载能力的潜力。
d) 在新一代运载火箭的方案中应充分利用以往的研究成果。
参 考 文 献
1 Wells Major S.The evoived expendable launch vehicle:affordability through innovation.AIAA JPC 99-2623.
2 Watanabe A,Hirata K.H2-H2A redesign for more efficient and active space development.IAA-98-IAA.1.1.01.
3 Jean-marc ASTORG.The Ariane 5 launcher and its future.IAF-98-v.1.03.
4 Mckinney Richard W.EELV meets CAIV.Aerospace America,1999(5).
超临界氦加温增压方案的初步探讨
张福忠 张化照
(北京宇航系统工程设计部，北京，100076)
摘要 介绍了超临界氦加温增压系统的工作原理，系统中液氦贮瓶、氦加温器、几个极低温阀的用途，并介绍了液氦贮瓶使用中的4个关键因素和液氦贮瓶系统的试验项目。对于增压排放液氦所需常温氦气用量计算、液氦贮瓶内温度和压力随时间的变化计算也做了简要介绍。最后对超临界氦加温增压方案的优缺点进行了分析。
关键词 超临界氦，增压方案，液氧。
Primary Study of Supercritical Helium Heating Pressurization Scheme
Zhang FuzhongZhang Huazhao
(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering,Beijing,100076)
Abstract The system working principle and the uses of liquid helium storage bottle, helium heater and some hypercryogenic valveｓ are presented in this paper. The test items of liquid helium storage bottle and the four key factors while using liquid helium storage bottle are introduced. The calculations of normal temperature helium consumption for the liquid helium pressing discharge and the variation of temperature and pressure in the liquid helium storage bottle developing with time are also introduced in brief. In the end merits and demerits of supercritical helium heating pressurization scheme are analyzed.
Key Words Supercritical helium , Pressurization scheme，Liquid oxygen.
1前言
国内外液体火箭贮箱采用各种不同的增压方案，其中阿里安Ⅴ火箭一级液氧箱采用了超临界氦加温增压方案。这是世界上惟一成功应用超临界氦加温增压的例子,也是阿里安Ⅴ火箭主要的技术特点之一［1］。
我们对超临界氦加温增压方案中的主要技术关键、计算方法、以及在新火箭上的应用前景等问题进行了初步探讨。现将有关情况进行初步总结。
2 超临界氦加温增压的概念及系统工作原理
2.1超临界氦加温增压的概念
图1为氦的温熵图和压温图。在氦的温熵图中将流体划分为两相区、液态区、气态区、近临界区、超临界区等几个区域。
图1氦的温熵及压温图
1—液态饱和线；2—蒸汽饱和线； 1—固态密度;2—超流氦；3—液态氦；4—气态氦；
3—最大比热线(即外延临界温度线)；4—临界等温线； Ⅰ—过冷氦区；Ⅱ—近临界态氦区；
Ⅰ—两相区域；Ⅱ—近临界区域；Ⅲ—液态区域； Ⅲ—稠密氦蒸汽区；Ⅳ压缩氦液体区；
Ⅲ—液态区域；Ⅳ—超临界区域；Ⅴ—气态区域。 Ⅴ—超临界氦态区。
氦的沸点温度Tb=4.215 K，液态密度ρb=124.8 kg/m3。临界点参数Tc=5.199 K，Pc=228.995 kPa，ρc=69 kg/m3。
可见氦的沸点和临界点很近。当在一个大气压下，将4.215 K的液氦加注到液氦贮瓶中后，在火箭等待发射期间，贮瓶处于密闭状态，外界的热流使贮瓶中液氦温度和压力升高。当压力大于228.995 kPa时，就可进入近临界态氦区和超临界态氦区。当系统需要工作时，利用常温氦气瓶中气体挤压液氦贮瓶，近临界态氦或超临界态氦从贮瓶中流出， 经加温成气态氦，给贮箱增压。
2.2 超临界氦加温增压系统原理
超临界氦加温增压液氧箱的系统原理见图2。
当液氦贮瓶加注液氦时，打开充填阀和溢流阀，地面杜瓦瓶中液氦经加注管和充填阀，将加注管路和液氦贮瓶冷却至液氦温度，氦气通过溢流阀排出。然后液氦加注到液氦贮瓶中。加注完毕，关闭充填阀和溢流阀。在外界热流加温下， 液氦贮瓶中压力和温度升高，当压力不小于228.995 kPa(绝压)时成为近临界态氦或超临界态氦。当液氦贮瓶中压力超过某规定值(2.5 MPa)时，依指令打开溢流阀，卸压至某规定值时又关闭。如果液氦贮瓶中压力超过某一更高规定值(3 MPa)时，此时已超过溢流阀标定压力，则安全阀自动打开，保证液氦贮瓶的安全。
增压系统工作时，通过打开常温氦气瓶增压管路上电动气活门，并经减压器减压至约2 MPa后增压液氦贮瓶。 贮瓶中超临界态氦经供应阀流出，再经冷氦加温器加温至要求值，然后由3个并联的电磁阀和3个孔板、压力传感器组成的流量控制装置给液氧箱增压，计算机根据测量的贮箱压力，进行逻辑运算，给电磁阀发出打开或关闭指令，保证液氧箱压力稳定，并具有系统冗余能力。
3 超临界氦加温增压中几项主要组件
3.1 液氦贮瓶
液氦贮瓶是超临界氦加温增压中最关键的组件，其主要结构是真空夹层的双壁球形贮瓶，内球外壁上缠绕极薄的用玻璃纤维分隔开的镀铝薄膜。内球通过由绝热性能优良的支撑垫与外壁连接。为了便于设计和安装， 贮瓶上下端的外壳部分做成锥形。 贮瓶的加注泄出管、排气管、增压管均从贮瓶上端引出。 贮瓶夹层抽真空管、保护夹层的爆破膜片、测量夹层压力的真空规可装于贮瓶下端。
图2液氧箱超临界氦加温增压系统原理
液氦贮瓶要有非常好的绝热性能，才能在液氦贮瓶加注后的待发期间， 使贮瓶内压力和温度上升在允许的范围内。要有良好的承受静态和动态载荷的性能，才能保证液氦贮瓶在加注后及在飞行中振动环境下正常工作。要有良好的密封性能，才能保证贮瓶在常温到极低温变化过程中，以及在最大工作压力下均密封良好，安全使用。贮瓶结构重量要尽量轻。
参照阿里安Ⅴ火箭液氦贮瓶参数，若新火箭芯一级液氧箱采用超临界氦加温增压
，则液氦贮瓶性能参数可选取为:
参数名称 全程增压 半程增压
液氦最大充填量 126 kg 68.1 kg
液氦最大使用量 120 kg 64.85 kg
贮瓶在4 K时容积 1.046 m3 0.565 m3
贮瓶在300 K时容积 1.057 m3 0.571 m3
液氦瓶干质量 250 kg 135.1 kg
内壳内径 1.264 m 1.03 m
外壳外径 ～1.384 m ～1.15 m
工作压力（飞行中） 2.1Mpa 2.1MPa
最大工作压力 2.3 Mpa 2.3MPa
安全压力 3 Mpa 3 MPa
指定准备时间 24 h 24 h
氦充填温度 4.22 K 4.22 K
最大传输温度 20 K 20 K
最大结构设计温度 320 K 320 K
3.2 几个极低温阀的用途
3.2.1 充填阀
用于地面液氦杜瓦向箭上贮瓶加注液氦时使用，停止加注时关闭。
3.2.2供应阀
该阀在火箭等待发射期间一直处于关闭状态，将液氦贮瓶与热交换器及流量控制装置分隔开。当超临界氦系统开始给贮箱增压时，供应阀打开，直至增压结束。
3.2.3 溢流阀
当液氦贮瓶预冷和加注过程中，打开溢流阀进行氦气排气。液氦加注后的等待发射期间，当测得的液氦贮瓶内压力超过工作压力时（如达2.5 MPa），依照指令打开溢流阀卸压至安全值后关闭。
3.2.4 安全阀
当溢流阀排气不足以将液氦贮瓶内压力降下来，或者溢流阀排气系统因故障失灵，使液氦贮瓶内压力继续上升至安全阀工作压力（约3 MPa），则安全阀自动打开排气，确保液氦贮瓶的安全。
从以上4个阀门的功能可知，它们的工作温度在4～320 K范围内，应在液氦温度下进行试验。充填阀、供应阀、溢流阀、安全阀工作压力应与液氦贮瓶安全压力一致，即为3 MPa。为便于设计， 充填阀、供应阀、溢流阀、安全阀可设计成气动阀，由电磁阀控制的氦气来驱动。
3.3 冷氦加温器
冷氦加温器在发动机的燃气排气管路上。根据发动机的具体情况，可设计成蛇形管结构或套管结构。其入口氦气温度为4～20 K，工作压力与液氦贮瓶相同，出口温度和氦气流量根据贮箱增压计算要求确定。冷氦加温器的性能是否满足要求需通过发动机的试车考核才能得以验证。
4 液氦加温增压系统试验设想
4.1 液氦贮瓶的4个关键因素
液氦贮瓶是系统中的关键组件， 而液氦贮瓶的下列4个因素直接影响整个系统性能好坏。因此必须通过试验来验证。
4.1.1 液氦贮瓶的绝热性能
要求贮瓶加注好液氦后， 贮瓶处于密闭状态下，火箭处于等待发射期间的24 h内不应该使压力升至溢流阀打开的卸压压力。 贮瓶绝热性能直接影响实际允许的等待发射期间长短。
4.1.2 挤压超临界氦所需的常温氦气用量
增压系统工作期间， 挤压超临界氦所需的常温氦气用量直接影响到常温氦气瓶数量和结构重量，最终影响系统重量。故应尽可能精确知道所需的挤压用常温氦气量。
4.1.3 超临界氦热分层内上层不可利用的流体量
在密闭液氦贮瓶中，由于外界热流的进入， 超临界氦形成热分层，上层超过了最高允许温度的流体，不能被挤压出贮瓶，因此是不可利用的。
4.1.4 贮瓶加注液氦后的等待发射期间溢流阀不关闭的影响
若等待发射期间溢流阀不关闭，外界进入贮瓶的热量通过液氦的蒸发带走，减少的液氦通过充填阀补充加注。而溢流阀和充填阀的关闭时间尽量推迟到靠近发射。这样做，对4.1.1～4.1.3节的结果会有影响，要通过试验来验证效果的好坏。
4.2液氦贮瓶系统的试验及地面设备
液氦贮瓶系统试验包括液氦贮瓶的功能试验、超临界氦系统有关阀门的性能试验、液氦贮瓶的动力学环境试验、动态环境对液氦贮瓶内液氦温度和增压氦气用量的影响试验、液氦贮瓶和氦加温器的联合试验等。
进入缩比液氦贮瓶研制阶段，可以不配备专门的地面液氦设备。试验所需液氦可由专营氦产品的公司购买，并利用他们的液氦杜瓦转注至试验用液氦贮瓶内。当进行阀门在液氦温度下性能试验和全尺寸液氦贮瓶功能试验时，应有相应的液氦机和液氦杜瓦等地面设备。这样，为随时安排试验创造条件，也为发射基地使用积累经验。
5超临界氦贮瓶的几个理论计算问题
5.1增压排放液氦所需常温氦气量计算
该计算目的是预测用一定压力的增压氦气，将 贮瓶中液氦排出所需的气体量。根据能量守恒关系，考虑增压气体与壁面、导管组件的换热、气液界面的传质、增压气体做功等因素建立方程。再经适当简化及公式推导，得到最终的增压氦气用量公式为
式中Δm—— 增压氦气用量；
hi—— 增压气体入口处的比焓；
hs——挤压压力下氦饱和温度所对应的比焓；
CP——氦气定压比热；
Cp,w——壁面材料比热；
R——气体常数，对于氦-4 R=2 078.5 J/kg·K；
p—— 挤压压力；
V—— 液氦被挤压出的容积；
Qw—— 增压气体与壁面的换热量；
Qw,∞——当壁面被加热到进气温度时的传热量；
a——系数；
α——增压气体的换热系数；
t——增压排液时间；
C——气相热容量；
CW——与气体接触的壁面热容量；
Qa——贮瓶内增压气体与导管组件等的热流量。
5.2 液氦贮瓶内温度和压力随时间的变化计算
该计算的目的是预测在一个大气压下， 液氦贮瓶加注结束后，关闭液氦贮瓶与外界相通的阀门。 周围环境通过贮瓶结构导入液氦的热流，引起液氦温升和蒸发，气枕压力上升，与之对应的液氦饱和温度上升。
粗略的估算方法是：由给定的蒸发率Δm、初始气枕容积V0和初始气体质量m0、前一时刻的气枕温度Tt-1，利用气体状态方程计算t时刻的气枕压力为
式中 Z——压缩因子(Z＝0.683)；
R——气体常数，氦气R＝2 078.5J/kg·K；
ΔV——与Δm相对应的液氦容积。
当pt＜228.995 kPa时，根据液氦饱和温度和饱和压力对应关系，可求得对应的温度Tt。当pt＞228.995 kPa时，氦流体进入超临界态。为使上述计算继续进行，应用外延临界线（该压力下与临界点密度相等的对应温度点的连线），并将该曲线向近临界区和超临界区延伸。该曲线计算表达式为
式中b和c分别为系数；p为压力，单位为MPa。
按照这种方法可以估算出容器内氦流体的温度和压力随时间的变化。 精确的液氦贮瓶内温度和压力随时间变化计算，需进行贮瓶内分层计算，并在气液界面进行蒸发的传质计算。
6 超临界氦加温增压方案的优缺点分析
a) 通过对新火箭液氧煤油助推器贮箱不同增压方案系统重量比较可知：液氧煤油贮箱采用超临界氦加温增压比气瓶浸泡在液氧中的冷氦加温增压减少系统质量超过100 kg；比液氧箱自生增压煤油箱冷氦加温增压减少系统质量约200 kg。可见超临界氦加温增压在系统质量上有明显优点。
通过对新火箭芯一级液氧箱不同增压方案系统重量比较可知：液氧箱采用超临界氦加温增压比自生增压方案减轻系统质量超过70 kg，有好处。但与气瓶浸泡在液氢中的冷氦加温增压比较，系统质量要重约60 kg，反而不利。
b) 超临界氦加温增压方案中，液氦贮瓶安装于火箭贮箱外部，如发动机舱内。这对于系统检查、维修、更换要方便些。但对总装要求更苛刻，特别是要求有足够的空间位置，有较好的防振措施。
c) 对超临界氦特性研究还不够。虽然已有国外超临界氦区域的性能数据，但国内对超临界氦的研究还不够深入，对其状态还没有深刻认识，还需进行一些基础研究。
d) 液氦贮瓶和液氦输送系统需要大量的经费投入，为了实现超临界氦加温增压，需要对液氦贮瓶进行大量的试验，相应的阀门需要液氦进行试验，建立相应的地面液氦设备。这中间会遇到很多新的技术问题，需投入大量的研制经费。
e) 超临界氦加温增压方案是全新的技术，难度大，除所需研制经费多外，研制周期较长；而气瓶浸泡在液氢箱（或液氧箱）中的冷氦加温增压有CZ-3A的研制经验，技术上有良好的继承性，对减少研制经费、确保研制进度和提高系统可靠性均有好处。
7 结论
根据以上分析，采用超临界氦加温增压方案需涉及液氦温区的许多新技术领域，工作量大、研制周期长、经费投入大。但气瓶浸泡在液氢箱（或液氧箱）中的冷氦加温增压有CZ-3A的研制经验，技术上继承性好，无重大的关键技术，对减少研制经费、确保研制进度和提高系统可靠性均有好处。因此，新火箭上采用超临界氦加温增压方案的优越性不显著，在全面开展超临界氦加温增压方案的时机也不成熟。但是，如果经费充足，研制小容积的液氦贮瓶，对超临界氦的应用进行预先研究，积累有关知识和经验是可行的。
参 考 文 献
1 武红京，张宝琨.阿里安主级氧化剂贮箱的增压系统. 火箭推进，1994（5）.
张福忠 张化照
(北京宇航系统工程设计部，北京，100076)
摘要 介绍了超临界氦加温增压系统的工作原理，系统中液氦贮瓶、氦加温器、几个极低温阀的用途，并介绍了液氦贮瓶使用中的4个关键因素和液氦贮瓶系统的试验项目。对于增压排放液氦所需常温氦气用量计算、液氦贮瓶内温度和压力随时间的变化计算也做了简要介绍。最后对超临界氦加温增压方案的优缺点进行了分析。
关键词 超临界氦，增压方案，液氧。
Primary Study of Supercritical Helium Heating Pressurization Scheme
Zhang FuzhongZhang Huazhao
(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering,Beijing,100076)
Abstract The system working principle and the uses of liquid helium storage bottle, helium heater and some hypercryogenic valveｓ are presented in this paper. The test items of liquid helium storage bottle and the four key factors while using liquid helium storage bottle are introduced. The calculations of normal temperature helium consumption for the liquid helium pressing discharge and the variation of temperature and pressure in the liquid helium storage bottle developing with time are also introduced in brief. In the end merits and demerits of supercritical helium heating pressurization scheme are analyzed.
Key Words Supercritical helium , Pressurization scheme，Liquid oxygen.
1前言
国内外液体火箭贮箱采用各种不同的增压方案，其中阿里安Ⅴ火箭一级液氧箱采用了超临界氦加温增压方案。这是世界上惟一成功应用超临界氦加温增压的例子,也是阿里安Ⅴ火箭主要的技术特点之一［1］。
我们对超临界氦加温增压方案中的主要技术关键、计算方法、以及在新火箭上的应用前景等问题进行了初步探讨。现将有关情况进行初步总结。
2 超临界氦加温增压的概念及系统工作原理
2.1超临界氦加温增压的概念
图1为氦的温熵图和压温图。在氦的温熵图中将流体划分为两相区、液态区、气态区、近临界区、超临界区等几个区域。
图1氦的温熵及压温图
1—液态饱和线；2—蒸汽饱和线； 1—固态密度;2—超流氦；3—液态氦；4—气态氦；
3—最大比热线(即外延临界温度线)；4—临界等温线； Ⅰ—过冷氦区；Ⅱ—近临界态氦区；
Ⅰ—两相区域；Ⅱ—近临界区域；Ⅲ—液态区域； Ⅲ—稠密氦蒸汽区；Ⅳ压缩氦液体区；
Ⅲ—液态区域；Ⅳ—超临界区域；Ⅴ—气态区域。 Ⅴ—超临界氦态区。
氦的沸点温度Tb=4.215 K，液态密度ρb=124.8 kg/m3。临界点参数Tc=5.199 K，Pc=228.995 kPa，ρc=69 kg/m3。
可见氦的沸点和临界点很近。当在一个大气压下，将4.215 K的液氦加注到液氦贮瓶中后，在火箭等待发射期间，贮瓶处于密闭状态，外界的热流使贮瓶中液氦温度和压力升高。当压力大于228.995 kPa时，就可进入近临界态氦区和超临界态氦区。当系统需要工作时，利用常温氦气瓶中气体挤压液氦贮瓶，近临界态氦或超临界态氦从贮瓶中流出， 经加温成气态氦，给贮箱增压。
2.2 超临界氦加温增压系统原理
超临界氦加温增压液氧箱的系统原理见图2。
当液氦贮瓶加注液氦时，打开充填阀和溢流阀，地面杜瓦瓶中液氦经加注管和充填阀，将加注管路和液氦贮瓶冷却至液氦温度，氦气通过溢流阀排出。然后液氦加注到液氦贮瓶中。加注完毕，关闭充填阀和溢流阀。在外界热流加温下， 液氦贮瓶中压力和温度升高，当压力不小于228.995 kPa(绝压)时成为近临界态氦或超临界态氦。当液氦贮瓶中压力超过某规定值(2.5 MPa)时，依指令打开溢流阀，卸压至某规定值时又关闭。如果液氦贮瓶中压力超过某一更高规定值(3 MPa)时，此时已超过溢流阀标定压力，则安全阀自动打开，保证液氦贮瓶的安全。
增压系统工作时，通过打开常温氦气瓶增压管路上电动气活门，并经减压器减压至约2 MPa后增压液氦贮瓶。 贮瓶中超临界态氦经供应阀流出，再经冷氦加温器加温至要求值，然后由3个并联的电磁阀和3个孔板、压力传感器组成的流量控制装置给液氧箱增压，计算机根据测量的贮箱压力，进行逻辑运算，给电磁阀发出打开或关闭指令，保证液氧箱压力稳定，并具有系统冗余能力。
3 超临界氦加温增压中几项主要组件
3.1 液氦贮瓶
液氦贮瓶是超临界氦加温增压中最关键的组件，其主要结构是真空夹层的双壁球形贮瓶，内球外壁上缠绕极薄的用玻璃纤维分隔开的镀铝薄膜。内球通过由绝热性能优良的支撑垫与外壁连接。为了便于设计和安装， 贮瓶上下端的外壳部分做成锥形。 贮瓶的加注泄出管、排气管、增压管均从贮瓶上端引出。 贮瓶夹层抽真空管、保护夹层的爆破膜片、测量夹层压力的真空规可装于贮瓶下端。
图2液氧箱超临界氦加温增压系统原理
液氦贮瓶要有非常好的绝热性能，才能在液氦贮瓶加注后的待发期间， 使贮瓶内压力和温度上升在允许的范围内。要有良好的承受静态和动态载荷的性能，才能保证液氦贮瓶在加注后及在飞行中振动环境下正常工作。要有良好的密封性能，才能保证贮瓶在常温到极低温变化过程中，以及在最大工作压力下均密封良好，安全使用。贮瓶结构重量要尽量轻。
参照阿里安Ⅴ火箭液氦贮瓶参数，若新火箭芯一级液氧箱采用超临界氦加温增压
，则液氦贮瓶性能参数可选取为:
参数名称 全程增压 半程增压
液氦最大充填量 126 kg 68.1 kg
液氦最大使用量 120 kg 64.85 kg
贮瓶在4 K时容积 1.046 m3 0.565 m3
贮瓶在300 K时容积 1.057 m3 0.571 m3
液氦瓶干质量 250 kg 135.1 kg
内壳内径 1.264 m 1.03 m
外壳外径 ～1.384 m ～1.15 m
工作压力（飞行中） 2.1Mpa 2.1MPa
最大工作压力 2.3 Mpa 2.3MPa
安全压力 3 Mpa 3 MPa
指定准备时间 24 h 24 h
氦充填温度 4.22 K 4.22 K
最大传输温度 20 K 20 K
最大结构设计温度 320 K 320 K
3.2 几个极低温阀的用途
3.2.1 充填阀
用于地面液氦杜瓦向箭上贮瓶加注液氦时使用，停止加注时关闭。
3.2.2供应阀
该阀在火箭等待发射期间一直处于关闭状态，将液氦贮瓶与热交换器及流量控制装置分隔开。当超临界氦系统开始给贮箱增压时，供应阀打开，直至增压结束。
3.2.3 溢流阀
当液氦贮瓶预冷和加注过程中，打开溢流阀进行氦气排气。液氦加注后的等待发射期间，当测得的液氦贮瓶内压力超过工作压力时（如达2.5 MPa），依照指令打开溢流阀卸压至安全值后关闭。
3.2.4 安全阀
当溢流阀排气不足以将液氦贮瓶内压力降下来，或者溢流阀排气系统因故障失灵，使液氦贮瓶内压力继续上升至安全阀工作压力（约3 MPa），则安全阀自动打开排气，确保液氦贮瓶的安全。
从以上4个阀门的功能可知，它们的工作温度在4～320 K范围内，应在液氦温度下进行试验。充填阀、供应阀、溢流阀、安全阀工作压力应与液氦贮瓶安全压力一致，即为3 MPa。为便于设计， 充填阀、供应阀、溢流阀、安全阀可设计成气动阀，由电磁阀控制的氦气来驱动。
3.3 冷氦加温器
冷氦加温器在发动机的燃气排气管路上。根据发动机的具体情况，可设计成蛇形管结构或套管结构。其入口氦气温度为4～20 K，工作压力与液氦贮瓶相同，出口温度和氦气流量根据贮箱增压计算要求确定。冷氦加温器的性能是否满足要求需通过发动机的试车考核才能得以验证。
4 液氦加温增压系统试验设想
4.1 液氦贮瓶的4个关键因素
液氦贮瓶是系统中的关键组件， 而液氦贮瓶的下列4个因素直接影响整个系统性能好坏。因此必须通过试验来验证。
4.1.1 液氦贮瓶的绝热性能
要求贮瓶加注好液氦后， 贮瓶处于密闭状态下，火箭处于等待发射期间的24 h内不应该使压力升至溢流阀打开的卸压压力。 贮瓶绝热性能直接影响实际允许的等待发射期间长短。
4.1.2 挤压超临界氦所需的常温氦气用量
增压系统工作期间， 挤压超临界氦所需的常温氦气用量直接影响到常温氦气瓶数量和结构重量，最终影响系统重量。故应尽可能精确知道所需的挤压用常温氦气量。
4.1.3 超临界氦热分层内上层不可利用的流体量
在密闭液氦贮瓶中，由于外界热流的进入， 超临界氦形成热分层，上层超过了最高允许温度的流体，不能被挤压出贮瓶，因此是不可利用的。
4.1.4 贮瓶加注液氦后的等待发射期间溢流阀不关闭的影响
若等待发射期间溢流阀不关闭，外界进入贮瓶的热量通过液氦的蒸发带走，减少的液氦通过充填阀补充加注。而溢流阀和充填阀的关闭时间尽量推迟到靠近发射。这样做，对4.1.1～4.1.3节的结果会有影响，要通过试验来验证效果的好坏。
4.2液氦贮瓶系统的试验及地面设备
液氦贮瓶系统试验包括液氦贮瓶的功能试验、超临界氦系统有关阀门的性能试验、液氦贮瓶的动力学环境试验、动态环境对液氦贮瓶内液氦温度和增压氦气用量的影响试验、液氦贮瓶和氦加温器的联合试验等。
进入缩比液氦贮瓶研制阶段，可以不配备专门的地面液氦设备。试验所需液氦可由专营氦产品的公司购买，并利用他们的液氦杜瓦转注至试验用液氦贮瓶内。当进行阀门在液氦温度下性能试验和全尺寸液氦贮瓶功能试验时，应有相应的液氦机和液氦杜瓦等地面设备。这样，为随时安排试验创造条件，也为发射基地使用积累经验。
5超临界氦贮瓶的几个理论计算问题
5.1增压排放液氦所需常温氦气量计算
该计算目的是预测用一定压力的增压氦气，将 贮瓶中液氦排出所需的气体量。根据能量守恒关系，考虑增压气体与壁面、导管组件的换热、气液界面的传质、增压气体做功等因素建立方程。再经适当简化及公式推导，得到最终的增压氦气用量公式为
式中Δm—— 增压氦气用量；
hi—— 增压气体入口处的比焓；
hs——挤压压力下氦饱和温度所对应的比焓；
CP——氦气定压比热；
Cp,w——壁面材料比热；
R——气体常数，对于氦-4 R=2 078.5 J/kg·K；
p—— 挤压压力；
V—— 液氦被挤压出的容积；
Qw—— 增压气体与壁面的换热量；
Qw,∞——当壁面被加热到进气温度时的传热量；
a——系数；
α——增压气体的换热系数；
t——增压排液时间；
C——气相热容量；
CW——与气体接触的壁面热容量；
Qa——贮瓶内增压气体与导管组件等的热流量。
5.2 液氦贮瓶内温度和压力随时间的变化计算
该计算的目的是预测在一个大气压下， 液氦贮瓶加注结束后，关闭液氦贮瓶与外界相通的阀门。 周围环境通过贮瓶结构导入液氦的热流，引起液氦温升和蒸发，气枕压力上升，与之对应的液氦饱和温度上升。
粗略的估算方法是：由给定的蒸发率Δm、初始气枕容积V0和初始气体质量m0、前一时刻的气枕温度Tt-1，利用气体状态方程计算t时刻的气枕压力为
式中 Z——压缩因子(Z＝0.683)；
R——气体常数，氦气R＝2 078.5J/kg·K；
ΔV——与Δm相对应的液氦容积。
当pt＜228.995 kPa时，根据液氦饱和温度和饱和压力对应关系，可求得对应的温度Tt。当pt＞228.995 kPa时，氦流体进入超临界态。为使上述计算继续进行，应用外延临界线（该压力下与临界点密度相等的对应温度点的连线），并将该曲线向近临界区和超临界区延伸。该曲线计算表达式为
式中b和c分别为系数；p为压力，单位为MPa。
按照这种方法可以估算出容器内氦流体的温度和压力随时间的变化。 精确的液氦贮瓶内温度和压力随时间变化计算，需进行贮瓶内分层计算，并在气液界面进行蒸发的传质计算。
6 超临界氦加温增压方案的优缺点分析
a) 通过对新火箭液氧煤油助推器贮箱不同增压方案系统重量比较可知：液氧煤油贮箱采用超临界氦加温增压比气瓶浸泡在液氧中的冷氦加温增压减少系统质量超过100 kg；比液氧箱自生增压煤油箱冷氦加温增压减少系统质量约200 kg。可见超临界氦加温增压在系统质量上有明显优点。
通过对新火箭芯一级液氧箱不同增压方案系统重量比较可知：液氧箱采用超临界氦加温增压比自生增压方案减轻系统质量超过70 kg，有好处。但与气瓶浸泡在液氢中的冷氦加温增压比较，系统质量要重约60 kg，反而不利。
b) 超临界氦加温增压方案中，液氦贮瓶安装于火箭贮箱外部，如发动机舱内。这对于系统检查、维修、更换要方便些。但对总装要求更苛刻，特别是要求有足够的空间位置，有较好的防振措施。
c) 对超临界氦特性研究还不够。虽然已有国外超临界氦区域的性能数据，但国内对超临界氦的研究还不够深入，对其状态还没有深刻认识，还需进行一些基础研究。
d) 液氦贮瓶和液氦输送系统需要大量的经费投入，为了实现超临界氦加温增压，需要对液氦贮瓶进行大量的试验，相应的阀门需要液氦进行试验，建立相应的地面液氦设备。这中间会遇到很多新的技术问题，需投入大量的研制经费。
e) 超临界氦加温增压方案是全新的技术，难度大，除所需研制经费多外，研制周期较长；而气瓶浸泡在液氢箱（或液氧箱）中的冷氦加温增压有CZ-3A的研制经验，技术上有良好的继承性，对减少研制经费、确保研制进度和提高系统可靠性均有好处。
7 结论
根据以上分析，采用超临界氦加温增压方案需涉及液氦温区的许多新技术领域，工作量大、研制周期长、经费投入大。但气瓶浸泡在液氢箱（或液氧箱）中的冷氦加温增压有CZ-3A的研制经验，技术上继承性好，无重大的关键技术，对减少研制经费、确保研制进度和提高系统可靠性均有好处。因此，新火箭上采用超临界氦加温增压方案的优越性不显著，在全面开展超临界氦加温增压方案的时机也不成熟。但是，如果经费充足，研制小容积的液氦贮瓶，对超临界氦的应用进行预先研究，积累有关知识和经验是可行的。
参 考 文 献
1 武红京，张宝琨.阿里安主级氧化剂贮箱的增压系统. 火箭推进，1994（5）.
可充气式太空舱及其防护结构设计
林 崧 张玉珠
（北京航空航天大学宇航学院,北京, 100083）
摘要 可充气式太空舱是一种能够提高运载效率和满足大型空间飞行器长期在轨性能的有效 结构形式。由于采用柔性结构和复合材料，它具有重量和空间上的优势，但同时为防护结构 的设计带来更高的要求和难度。结合实验、理论等手段对可充气式太空舱防护结构进行方案选择和初步结构设计，给出一个防护结构设计模型方案，并进行防护性能的验证。为了 更好地说明可充气式太空舱的防护性能，将其与惠式防护结构作以比较。计算结果显示， 所给出的可充气式太空舱防护结构设计方案满足防护设计要求，可对其进行进一步的研究 。
关键词 航天器， 防护结构，结构设计，超高速撞击 。
TransHab and Its Shield Structure Design
Lin Song Zhang Yuzhu
(School of the Astronautics, Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing, 100083)
Abstract TransHab is an efficient method solving the launch efficiency an d the performance requirements for large spacecraft with long operation peri od. Because of the flexible structure and composite materials, it has the mass a nd volume advantages. But in the meantime, it is more difficult for the shield s tructure design. In this paper, the concept choice and prelimina ry design for the TransHab shield are described, a shield structure model is gi ven, and the performance is assessed. As comparing with Whipple shielding, the performance of TransHab shield is obviously better. The calculation resu lts show that the shield structure model described in this paper can meet the design requirements, so the deeper analysis is worthwhile.
Key Words Space vehicle, Protective structure, Structure design, Hypervel ocity impact.
1 引 言
提高飞行器运载效率和长期在轨性能的一种有效方法就是改进飞行器的结构形式，柔性结构 就是其中一种。对飞行器采用柔性设计的思想从60年代就开始了［1］，但未进行实际的飞行。可充气式太空舱在先前柔性结构的基础上，作了进一步的改进，采用硬式中央芯 级+可充气式toroidal外壳，结构材料选用复合材料，入轨前整个舱体处于收缩于中央芯级，入轨后展开［2］，图1是这种结构的示意图。这种结构形式突破了传统铝合金结 构对运载空间的限制，大大提高了运载空间的利用率，质量也相对较轻，而庞大的体积和长期在轨飞行使其受到轨道空间碎片碰撞的威胁更大。为了满足柔性要求，显然可充气式太空 舱的防护结构不能再采用一般的铝合金防护结构，而其防护结构的设计方案和防护性能直接影响整个结构在轨飞行的可靠性和安全性。
图1可充气式太空舱结构模型
尽管美国在此方面有比较深入的研究，并开始进入样机试验阶段［1～2］，但并未公 布其防护结构的设计方法和具体设计方案。而国内则主要侧重于定性研究 ，并未开展实质性的防护结构设计工作。因此本文在参考目前相关领域的研究结果的基础上，结合实验、理论等手段，对可充气式太空舱防护结构进行方案选择和各部分的几何计算和 重量估算，并进行防护性能验证。最后将计算结果与传统的惠式防护结构(Whipple Shieldi ng)进行了比较。
2结构模型和设计方法
2．1材料和结构形式的确定
2．1．1防护结构的材料选择
为了满足结构可伸缩的要求，可充气式太空舱的柔性防护结构必须包括以下几部分：充气气 囊；承压层；防护空间碎片的限制层（防护层）以及防热层MLI和防辐射层。防护结构材料的选择需要综合考虑伸缩性、重量、材料的物理和机械性能以及材料的成熟度 和费效比等因素。与金属材料相比，复合材料的性能可以根据要求进行设计，而且具有重量轻的优点，但它的成熟度没有金属材料好，并且费用一般比较高。由于可充气式太空舱 一般用于大型、在轨飞行时间在20～30年的空间结构（如空间站）或进行星际探索，综合考虑设计要求，选用复合材料作为防护结构的主体材料。
防护结构各部分材料的选择要结合功能和性能两方面来考虑，最好选择有过飞行经历，费 效比好的复合材料［3］。
充气气囊：作为整个防护结构的最内层结构，充气气囊需要具有低渗透率，耐用性和可伸缩性。其中，渗透率和伸缩性是选择气囊材料的主要标准。Combitherm材料可以作为候选材料，这种材料具有非常低的渗透率，并且广泛应用在食品加工业中。
承力层：由于该部分要承受大部分结构载荷，所以承力层材料必须具备可伸缩性和满足飞行 器在轨运行足够的强度。就目前来看，Kevlar是比较理想的候选材料，与陶瓷材料Nextel相比，Kevlar的材料强度和重量比更好，并且在许多实际飞行项目中得到成功的应用，所以具 备很好的技术成熟度和经济性。
限制层（防护层）：限制层主要用于对空间微流星/人造碎片的防护，所以不但要求材料具 有合适的屈服强度和机械强度，而且重量要比较轻，经过空间碎片碰撞产生的二次碎片的破坏程度要尽可能小。对多种复合材料的大量HVI（超高速碰撞）实验表明， 陶瓷材料Nextel具有很好的防护碎片能力，由于该材料经撞击产生的二次碎片均是细小纤维 ，所以对后面承力层的破坏程度小。
2．1．2可充气式太空舱防护结构形式的确定
为了提高防护结构的防护效能，在90年代由Cour Palais提出了一种多层撞击防护结构模型（Multi Shock Shield）［4］。该结构采用4个等距排放的Nextel作为防护层，后面承力层也采用Nextel材料。经过多次HVI实验，证明该种防护结构的防护效果要优于传统的惠式防护结构，而且在重量上要轻于后者。可充气式太空舱防护结构方案也可参考该种防护结构形式，但在2.1.1节已经说明，尽管Nextel具有很好的防护碎片效果，但综合考虑强重比，本文的可充气式太空舱防护结构模型将采用Kevlar作为承力层材料。并且各种实验数据显示，这种Nextel和Kevlar的防护组合，防护性能也比较突出［2］。各防护层之间可以考虑 用泡沫塑料填充，为了减轻防护结构的重量，可以在泡沫塑料中挖出一系列空洞，这种做法在其它的飞行器设计中也有采用，典型的空洞直径可以选为7.6 cm，这样可以减少50%～70%泡沫塑料的重量。泡沫塑料与防护层的连接，可以考虑用RTV胶。图2表示本文给出的可充气式太空舱防 护结构模型。
图2可充气式太空舱防护结构
2．2可充气式太空舱防护结构几何设计
通过改变防护结构防护层的数目、层之间的间距、重量和泡沫塑料的性能（采用与否，和内 部空洞直径的选取）等参数，对HVI实验结果进行拟合，可以得到的可充气式太空舱防护结构的几何经验公式［5］： Kevlar承力层主体的面密度：
mw=0.032NKevlarwall
承力层与气囊之间的Kevlar710纤维布的面密度：
m2=0.032NKevlar2 ，其中N表示防护结构的层数。
与限制层相接的Kevlar面密度：
m1=0.134 5
所以，整个防护结构承力层的面密度：
mk=mw+m2+m1
各Nextel防护层的面密度：
mNextel=0.025NNextel
防护层间的泡沫塑料的面密度=0.016×0.3S，其中S为整个防护结构的间距；
防护层与泡沫塑料相接的RTV胶的面密度：
mRTV=(1+2Nbumper)×0.0127
防热层MLI的面密度=0.06；
防护层的总质量面密度：
mB=mNextel+0.75mRTV+0.75mMLI+0.5mfoam
以上式中：Nbumper为防护层层数（一般为3～4层），NＮextel为每层防护层中Nextel的层数（一般为3～8层），NＫevlarwall和NＫevlar2分别是承力层主体Kevlar纤维的层数和与气囊相接的Kevlar710纤维布的层数。这些参数可由设计人员根据防护对象的重要性和在轨要 求进行选择。
2．3可充气式太空舱防护结构性能验证
2．3．1验证方法
结构防护性能验证是结构设计中的重要部分，它的计算结果关系到整个结构设计的可靠性和可行性。防护结构的防护性能可以用临界弹道碎片直径表示，它是指防护结构在某一特定的 碰撞角度下，对各碰撞速度的碎片能够防护的最大直径dc(cm)，超过此临界直径的碎片将击 穿整个防护结构。这种方法的优点是结果比较直观，便于比较不同防护结构防护性能上的差 异，计算方法也比较简单。防护性能指标一般采用防护结构的无击穿碰撞概率PNP，不采用失效概率是因为它的计算模型比较麻烦，一些参数不能用简单的数学关系表示。
设碎片撞击飞行器的概率服从泊松分布，PNP=e-Np ，Np=Ns-Na［6］，其中Np为飞行器在轨运行期间击穿防护结构的碎片的数目。飞行器防护结构属于被动防护措施，一般有一个碎片 防护范围，超过此范围的空间碎片将考虑用轨道规避等主动防护措施进行防护，一般飞行器防护结构的防护碎片能力是［0，10］cm。Ns指击穿飞行器防护结构的碎片数目；Na指超过飞 行器防护碎片能力的碎片数目（即直径大于10 cm击穿防护结构的空间碎片数目）。计算PNP 的难点在于需要综合考虑空间碎片整体碰撞速度/角度的分布对飞行器防护性能的影响。本 文给出了一种计算PNP的改进方法，本算法结合防护结构的临界弹道直径和空间碎片环境模型，计算防护结构的击穿碎片数目Np，具体计算方法和步骤如下：
a） 利用超高速碰撞试验得到的防护结构弹道极限方程（Ballistic Limit Equation），计 算某一特定的防护结构对同一碰撞角度的空间碎片，在不同碰撞速度下所能防护的最大碎片直径dc(v,θ)。
b） 计算防护结构对同一碰撞速度不同碰撞角度下的空间碎片，所能防护的最大防护碎片直径dc(v,θ)，将其中的最小值min dc(d,θ)作为该碰撞速度下防护结构具有的防护能力。
c）将此最小临界弹道直径min dc(d,θ)带入空间碎片环境模型，计算出该碰撞速 度下大 于此最小临界直径的碎片的碰撞次数N(v,θ)，即以该碰撞速度击穿飞行器防护结构的碎片个数。
d）由碎片模型计算得到不同碰撞速度的分布比率（即以该速度碰撞飞行器的碎片个数占总碎片个数的比率）ff(v)，作为速度因子。所以某一特定碰撞速度下，击穿防护结构的碎片数目：
e）计算整个空间碎片速度分布范围内，超出防护结构防护范围的碎片数目（击穿次数）：
（设碎片的碰撞速度分布为［0，20］km）
f） 计算防护结构的防护性能指标：
2．3．2空间碎片环境参数计算
本节通过空间碎片环境工程模型［7］确定防护结构的空间环境，需要用到的设计参数有：空间碎片年增长率p、飞行器的运行时间t、飞行器的轨道高度h和倾角i、飞行器结构的有效表 面积A、太阳因子s。
a） 空间碎片流强的计算：
空间碎片流强F（飞行器单位表面上年碎片碰撞次数）：
式中
φ(i)为与倾角相关的参数，当i=52°时，φ(i)为1.3；d为空间碎片的直径。
在轨运行期间［ti，tj］，直径d的碎片与飞行器表面的平均碰撞次数： ，设防护结构的防护极限10 cm，则防护范围内碎片与 飞行器发生碰撞的总次数： 。
设空间碎片在某表面积上发生的碰撞服从泊松分布，则发生n次碰撞的概率 ，所以直径为d的碎片与飞行器发生碰撞的概率 。防护范围内的碎片与飞行器表面发生碰撞的概率 。
b）空间碎片质量密度的平均分布：
平均碎片质量密度分布：
c）空间碎片的平均碰撞速度和碰撞角度分布：
由空间碎片环境工程模型可知，在碰撞速度为［v,v+dv］内的碎片碰撞次数分布：
式中A,B,v0,C,DD,E,F,G,H均是飞行器倾角的函数，当i=52°时： A=2.5, B=0.5,v0 =7.58，C =0.012 5，DD =1.08，E=0.66，F=0.28，G=18.7，H=0.995155 2。
碰撞速度分布比率： 平均垂直碰撞速度：
碰撞角度的分布可表达为碰撞速度的函数：cosθ=-v/15.4,θ为碰撞方向与飞行器表面切 线的夹角。
图3表示空间碎片的碰撞速度分布图。
图3空间碎 片碰撞相对速度分布
2．3．3[ZK()可充气式太空舱防护结构的临界弹道碎片直径的计算[ZK]]通过HVI超高速碰撞实验得到的可充气式太空舱防护结构的临界弹道方程（Ballistic Limit Equation）［5］：
Ch=0.43（mNextel/0.3）1/3；Chi=0.535 8Ch；碎片的质量密度ρ=2.269 8g/cm3；v为碎片的碰撞速度；vn为垂直碰撞速度；θ(弧度) 为碎片的碰 撞角度； dc为防护结构对某一碰撞角度和速度的碎片所能防护的最大碎片直径，超过此直径的碎片 将 击穿该防护结构；S为防护结构总间距；mk，mB，mrestraint参见2.2节。
3计算结果
a) 设计参数：
可充气式太空舱舱体直径D=7.5 m；整体高H=8.1 m；设防护层与承力层之间的总间距S=30 cm；轨道高度500 km，轨道倾角52°，运行起始时间2002年，运行时间20年，空间碎片年增长率5%，太阳因子90；防护性能指标PNP=99.5%。
b) 防护结构有效防护表面积：
假设随机定位，防护结构有效表面积由结构表面积简单代替：
A=2π(D/2+S)H+2π(D/2+S)2=
294.477 2（m2）
c) 空间碎片环境参数：
对本文给出的可充气式太空舱防护结构模型计算得到的空间环境参数，列于表1。
表1可充气式太空舱防护结构空间碎片环境计算结果
有效表面积A
m２可充气式太空舱防护结构空间碎片撞击的撞击概率PIP和碰撞次数N
D＞0.1cmD＞1.0 cmD∈［0.01，10］cm
PIPNPIPNPIPN
294.477 20.956 93.145 10.121 90.130 01.000 0213.7 76
空间碎片平均碰撞速度：10.810 0 km/s，平均碰撞角度：44.583 6°。
d) 可充气式太空舱防护结构的几何尺寸：
本文的设计模型，防护层数目Nbumper =3，各防护层Nextel的层数NNextel=3，承力层与气 囊相接部分的Kevlar的层数NKevlar2=2，承力层主体Kevlar的层数NKevlarall=5，防护结构的总间距S=30 cm。
由几何经验公式计算得到的防护结构几何参数：防护结构的总质量面密度0.258 7 g/cm2 ；防护结构的后壁的总质量面密度：0.358 5 g/cm2，整个可充气式太空舱的防护结构 总质量面密度mHAB= 0.617 2 g/cm2，整个防护结构的质量 估算为18.174 4 kg。
e) 防护性能验证：
本文可充气式太空舱防护结构模型的临界弹道碎片直径计算结果如图4所示，其中实点代表 该碰撞速度下最小的临界弹道碎片直径。
图4可充气式太空舱防护结构临界弹道碎片直径曲线图
对设计结果进行PNP计算，结果列于表2。
表2可充气式太空舱防护结构PNP计算结果
碰撞角度/(°)0304560整合
击穿碎片次数0.028 20.025 40.021 90.028 20.028 2
PNP0.972 20.974 90.978 40.972 20.972 2
分析计算结果可以看出，用本文提出的PNP改进算法计算得到的PNP值，要比给出的PNP指标 略低，其中一部分原因是因为，算法中对碰撞角度的考虑偏于保守。但结果基本符合实际，所以本文改进的PNP计算方法基本有效。
f) 与其它防护结构的比较:为了更好的说明本文给出的可充气式太空舱防护结构的防护性能，本文将其计算结果与相同 外形尺寸和设计参数下的惠式防护结构作以比较。
惠式防护结构的尺寸公式［8］：
tb=0.24dρp/ρb(S/d＜30＝
tb=0.2dρp/ρb(S/d≥30)
vn≥7
tw=0.16d0.5M1/3S-0.5(ρpρb)１／６(7 0/σ)0.5vcosθ
式中tb——防护层厚度，cm；
tw——承力层厚度，cm；
d——碎片直径，cm；
ρ—— 材料的质量密度，g/cm3
S——防护层和承力层之间的间距，cm；
M——设计碎片的质量，g（设碎片为球形）；
σ——结构材料的屈服强度，ksi；
v——碎片的碰撞速度，km/s；
vn——垂直碰撞速度，km/s（垂直于舱体表面）；
θ——碎片的碰撞角度（与舱体表面法线的夹角），rad ；
下标：
b——防护层；
w——承力层。
惠式防护结构的临界弹道方程［8］：
vn≥7 km/s
计算结果：
惠式防护结构的几何尺寸为：防护层厚度2.667 mm，承力层厚度6.02 4 mm，总质量面密度2.357 7 g/cm2；质量估算为69.428 4 kg。 图5表示惠式防护结构的临界弹道直径曲线，其中实线以下的区域表示防护结构不发生碎片的击穿，实点代表该碰撞速度下最小的临界弹道碎片直径。
图5惠式防护结构临界弹道碎片直径曲线图
表3表示计算得到的惠式防护结构防护性能指标PNP。
表3惠式防护结构PNP计算结果
碰撞角度/(°)0304560整合
击穿碎片次数0.013 50.012 50.011 30.013 50.014 1
PNP0.986 60.987 60.988 70.986 60.986 0
比较结论：
分析两种防护结构的计算结果可知，同样的设计条件下，本文给出的可充气式太空舱防护结构模型的结构质量要远轻于惠式防护结构，虽然惠式防护结构的无击穿碰撞概率PNP要 略高于可充气式太空舱，但他的结构重量无法进行实际飞行，故本文给出的可充气式太空舱防护结构设计方案的防护性〖LL〗能要优于惠式防护结构。
4结论
可充气式太空舱是一种提高运载效率、扩大有效空间和满足大型空间飞行器长期在轨性能的有效解决方法。它的柔性结构和复合材料为其重量和空间上赢得优势，但同时也为其防护结 构的设计带来困难和更高要求，防护结构的设计与否直接关系到整个结构的可靠性和可行性。本文根据美国公布的可充气式太空舱外形尺寸，对其防护结构进行了结构设计，包括 结构方案的确定、结构材料的选择、几何尺寸的计算和防护性能的验证，为了更好地说明可充气式太空舱防护结构的性能，本文将其与惠式防护结构进行了比较。
计算结果表明，本文给出的可充气式太空舱防护结构设计方案，重量符合实际飞行要求，防护性能基本达到设计要求，在相同的设计条件下，它的结构重量要远轻于惠式防护结构。所 以可充气式太空舱防护性能满足可靠性要求，本文给出的防护结构设计方案是有效的，可用于大型长期在轨的空间飞行器或进行星际探索。
参 考 文 献
1 Cadogan D. Inflatable composite habitat structures for lunar and Mar s exploration. IAF,International Astronautical Congress,49th,1998.
2 Oracio de la Fuente. TransHab:NASA's largescale inflatable spacecraft. AIAA 00-24831.
3 邱惠中等编. 国外载人飞船用材料概况.航天部情报网90131会议. 北京材料工艺研究所 ，199007.
4 CourPalais B G，Crews J L. A multishock concepts for spacecraft shielding , Int. J. Impact Engng, 1990,10:135～146
5 Christiansen E L. Flexible and deployable meteoroid/debris shielding for s pacecraft. International Journal of Impact Engineering,1999,23:125～136
6 Theall J R, Johnson N L. Meteoroid and orbital debris protection; Achievabl e protection levels for space stations in low earth orbit(LEO). 49th Internati onal Astronautical Congress. 1998０９,IAF-98-T.2.08.
7 Donald J Kessler. Oribital debris environment for spacecraft designed to operate in Low Earth Orbit. NASA-TM-1004719．
8 Christiansen E L. Design and performance equations for advanced meteoroid an d debris shielding. International Journal of Impact Engineering.1993,14:145～156
林 崧 张玉珠
（北京航空航天大学宇航学院,北京, 100083）
摘要 可充气式太空舱是一种能够提高运载效率和满足大型空间飞行器长期在轨性能的有效 结构形式。由于采用柔性结构和复合材料，它具有重量和空间上的优势，但同时为防护结构 的设计带来更高的要求和难度。结合实验、理论等手段对可充气式太空舱防护结构进行方案选择和初步结构设计，给出一个防护结构设计模型方案，并进行防护性能的验证。为了 更好地说明可充气式太空舱的防护性能，将其与惠式防护结构作以比较。计算结果显示， 所给出的可充气式太空舱防护结构设计方案满足防护设计要求，可对其进行进一步的研究 。
关键词 航天器， 防护结构，结构设计，超高速撞击 。
TransHab and Its Shield Structure Design
Lin Song Zhang Yuzhu
(School of the Astronautics, Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing, 100083)
Abstract TransHab is an efficient method solving the launch efficiency an d the performance requirements for large spacecraft with long operation peri od. Because of the flexible structure and composite materials, it has the mass a nd volume advantages. But in the meantime, it is more difficult for the shield s tructure design. In this paper, the concept choice and prelimina ry design for the TransHab shield are described, a shield structure model is gi ven, and the performance is assessed. As comparing with Whipple shielding, the performance of TransHab shield is obviously better. The calculation resu lts show that the shield structure model described in this paper can meet the design requirements, so the deeper analysis is worthwhile.
Key Words Space vehicle, Protective structure, Structure design, Hypervel ocity impact.
1 引 言
提高飞行器运载效率和长期在轨性能的一种有效方法就是改进飞行器的结构形式，柔性结构 就是其中一种。对飞行器采用柔性设计的思想从60年代就开始了［1］，但未进行实际的飞行。可充气式太空舱在先前柔性结构的基础上，作了进一步的改进，采用硬式中央芯 级+可充气式toroidal外壳，结构材料选用复合材料，入轨前整个舱体处于收缩于中央芯级，入轨后展开［2］，图1是这种结构的示意图。这种结构形式突破了传统铝合金结 构对运载空间的限制，大大提高了运载空间的利用率，质量也相对较轻，而庞大的体积和长期在轨飞行使其受到轨道空间碎片碰撞的威胁更大。为了满足柔性要求，显然可充气式太空 舱的防护结构不能再采用一般的铝合金防护结构，而其防护结构的设计方案和防护性能直接影响整个结构在轨飞行的可靠性和安全性。
图1可充气式太空舱结构模型
尽管美国在此方面有比较深入的研究，并开始进入样机试验阶段［1～2］，但并未公 布其防护结构的设计方法和具体设计方案。而国内则主要侧重于定性研究 ，并未开展实质性的防护结构设计工作。因此本文在参考目前相关领域的研究结果的基础上，结合实验、理论等手段，对可充气式太空舱防护结构进行方案选择和各部分的几何计算和 重量估算，并进行防护性能验证。最后将计算结果与传统的惠式防护结构(Whipple Shieldi ng)进行了比较。
2结构模型和设计方法
2．1材料和结构形式的确定
2．1．1防护结构的材料选择
为了满足结构可伸缩的要求，可充气式太空舱的柔性防护结构必须包括以下几部分：充气气 囊；承压层；防护空间碎片的限制层（防护层）以及防热层MLI和防辐射层。防护结构材料的选择需要综合考虑伸缩性、重量、材料的物理和机械性能以及材料的成熟度 和费效比等因素。与金属材料相比，复合材料的性能可以根据要求进行设计，而且具有重量轻的优点，但它的成熟度没有金属材料好，并且费用一般比较高。由于可充气式太空舱 一般用于大型、在轨飞行时间在20～30年的空间结构（如空间站）或进行星际探索，综合考虑设计要求，选用复合材料作为防护结构的主体材料。
防护结构各部分材料的选择要结合功能和性能两方面来考虑，最好选择有过飞行经历，费 效比好的复合材料［3］。
充气气囊：作为整个防护结构的最内层结构，充气气囊需要具有低渗透率，耐用性和可伸缩性。其中，渗透率和伸缩性是选择气囊材料的主要标准。Combitherm材料可以作为候选材料，这种材料具有非常低的渗透率，并且广泛应用在食品加工业中。
承力层：由于该部分要承受大部分结构载荷，所以承力层材料必须具备可伸缩性和满足飞行 器在轨运行足够的强度。就目前来看，Kevlar是比较理想的候选材料，与陶瓷材料Nextel相比，Kevlar的材料强度和重量比更好，并且在许多实际飞行项目中得到成功的应用，所以具 备很好的技术成熟度和经济性。
限制层（防护层）：限制层主要用于对空间微流星/人造碎片的防护，所以不但要求材料具 有合适的屈服强度和机械强度，而且重量要比较轻，经过空间碎片碰撞产生的二次碎片的破坏程度要尽可能小。对多种复合材料的大量HVI（超高速碰撞）实验表明， 陶瓷材料Nextel具有很好的防护碎片能力，由于该材料经撞击产生的二次碎片均是细小纤维 ，所以对后面承力层的破坏程度小。
2．1．2可充气式太空舱防护结构形式的确定
为了提高防护结构的防护效能，在90年代由Cour Palais提出了一种多层撞击防护结构模型（Multi Shock Shield）［4］。该结构采用4个等距排放的Nextel作为防护层，后面承力层也采用Nextel材料。经过多次HVI实验，证明该种防护结构的防护效果要优于传统的惠式防护结构，而且在重量上要轻于后者。可充气式太空舱防护结构方案也可参考该种防护结构形式，但在2.1.1节已经说明，尽管Nextel具有很好的防护碎片效果，但综合考虑强重比，本文的可充气式太空舱防护结构模型将采用Kevlar作为承力层材料。并且各种实验数据显示，这种Nextel和Kevlar的防护组合，防护性能也比较突出［2］。各防护层之间可以考虑 用泡沫塑料填充，为了减轻防护结构的重量，可以在泡沫塑料中挖出一系列空洞，这种做法在其它的飞行器设计中也有采用，典型的空洞直径可以选为7.6 cm，这样可以减少50%～70%泡沫塑料的重量。泡沫塑料与防护层的连接，可以考虑用RTV胶。图2表示本文给出的可充气式太空舱防 护结构模型。
图2可充气式太空舱防护结构
2．2可充气式太空舱防护结构几何设计
通过改变防护结构防护层的数目、层之间的间距、重量和泡沫塑料的性能（采用与否，和内 部空洞直径的选取）等参数，对HVI实验结果进行拟合，可以得到的可充气式太空舱防护结构的几何经验公式［5］： Kevlar承力层主体的面密度：
mw=0.032NKevlarwall
承力层与气囊之间的Kevlar710纤维布的面密度：
m2=0.032NKevlar2 ，其中N表示防护结构的层数。
与限制层相接的Kevlar面密度：
m1=0.134 5
所以，整个防护结构承力层的面密度：
mk=mw+m2+m1
各Nextel防护层的面密度：
mNextel=0.025NNextel
防护层间的泡沫塑料的面密度=0.016×0.3S，其中S为整个防护结构的间距；
防护层与泡沫塑料相接的RTV胶的面密度：
mRTV=(1+2Nbumper)×0.0127
防热层MLI的面密度=0.06；
防护层的总质量面密度：
mB=mNextel+0.75mRTV+0.75mMLI+0.5mfoam
以上式中：Nbumper为防护层层数（一般为3～4层），NＮextel为每层防护层中Nextel的层数（一般为3～8层），NＫevlarwall和NＫevlar2分别是承力层主体Kevlar纤维的层数和与气囊相接的Kevlar710纤维布的层数。这些参数可由设计人员根据防护对象的重要性和在轨要 求进行选择。
2．3可充气式太空舱防护结构性能验证
2．3．1验证方法
结构防护性能验证是结构设计中的重要部分，它的计算结果关系到整个结构设计的可靠性和可行性。防护结构的防护性能可以用临界弹道碎片直径表示，它是指防护结构在某一特定的 碰撞角度下，对各碰撞速度的碎片能够防护的最大直径dc(cm)，超过此临界直径的碎片将击 穿整个防护结构。这种方法的优点是结果比较直观，便于比较不同防护结构防护性能上的差 异，计算方法也比较简单。防护性能指标一般采用防护结构的无击穿碰撞概率PNP，不采用失效概率是因为它的计算模型比较麻烦，一些参数不能用简单的数学关系表示。
设碎片撞击飞行器的概率服从泊松分布，PNP=e-Np ，Np=Ns-Na［6］，其中Np为飞行器在轨运行期间击穿防护结构的碎片的数目。飞行器防护结构属于被动防护措施，一般有一个碎片 防护范围，超过此范围的空间碎片将考虑用轨道规避等主动防护措施进行防护，一般飞行器防护结构的防护碎片能力是［0，10］cm。Ns指击穿飞行器防护结构的碎片数目；Na指超过飞 行器防护碎片能力的碎片数目（即直径大于10 cm击穿防护结构的空间碎片数目）。计算PNP 的难点在于需要综合考虑空间碎片整体碰撞速度/角度的分布对飞行器防护性能的影响。本 文给出了一种计算PNP的改进方法，本算法结合防护结构的临界弹道直径和空间碎片环境模型，计算防护结构的击穿碎片数目Np，具体计算方法和步骤如下：
a） 利用超高速碰撞试验得到的防护结构弹道极限方程（Ballistic Limit Equation），计 算某一特定的防护结构对同一碰撞角度的空间碎片，在不同碰撞速度下所能防护的最大碎片直径dc(v,θ)。
b） 计算防护结构对同一碰撞速度不同碰撞角度下的空间碎片，所能防护的最大防护碎片直径dc(v,θ)，将其中的最小值min dc(d,θ)作为该碰撞速度下防护结构具有的防护能力。
c）将此最小临界弹道直径min dc(d,θ)带入空间碎片环境模型，计算出该碰撞速 度下大 于此最小临界直径的碎片的碰撞次数N(v,θ)，即以该碰撞速度击穿飞行器防护结构的碎片个数。
d）由碎片模型计算得到不同碰撞速度的分布比率（即以该速度碰撞飞行器的碎片个数占总碎片个数的比率）ff(v)，作为速度因子。所以某一特定碰撞速度下，击穿防护结构的碎片数目：
e）计算整个空间碎片速度分布范围内，超出防护结构防护范围的碎片数目（击穿次数）：
（设碎片的碰撞速度分布为［0，20］km）
f） 计算防护结构的防护性能指标：
2．3．2空间碎片环境参数计算
本节通过空间碎片环境工程模型［7］确定防护结构的空间环境，需要用到的设计参数有：空间碎片年增长率p、飞行器的运行时间t、飞行器的轨道高度h和倾角i、飞行器结构的有效表 面积A、太阳因子s。
a） 空间碎片流强的计算：
空间碎片流强F（飞行器单位表面上年碎片碰撞次数）：
式中
φ(i)为与倾角相关的参数，当i=52°时，φ(i)为1.3；d为空间碎片的直径。
在轨运行期间［ti，tj］，直径d的碎片与飞行器表面的平均碰撞次数： ，设防护结构的防护极限10 cm，则防护范围内碎片与 飞行器发生碰撞的总次数： 。
设空间碎片在某表面积上发生的碰撞服从泊松分布，则发生n次碰撞的概率 ，所以直径为d的碎片与飞行器发生碰撞的概率 。防护范围内的碎片与飞行器表面发生碰撞的概率 。
b）空间碎片质量密度的平均分布：
平均碎片质量密度分布：
c）空间碎片的平均碰撞速度和碰撞角度分布：
由空间碎片环境工程模型可知，在碰撞速度为［v,v+dv］内的碎片碰撞次数分布：
式中A,B,v0,C,DD,E,F,G,H均是飞行器倾角的函数，当i=52°时： A=2.5, B=0.5,v0 =7.58，C =0.012 5，DD =1.08，E=0.66，F=0.28，G=18.7，H=0.995155 2。
碰撞速度分布比率： 平均垂直碰撞速度：
碰撞角度的分布可表达为碰撞速度的函数：cosθ=-v/15.4,θ为碰撞方向与飞行器表面切 线的夹角。
图3表示空间碎片的碰撞速度分布图。
图3空间碎 片碰撞相对速度分布
2．3．3[ZK()可充气式太空舱防护结构的临界弹道碎片直径的计算[ZK]]通过HVI超高速碰撞实验得到的可充气式太空舱防护结构的临界弹道方程（Ballistic Limit Equation）［5］：
Ch=0.43（mNextel/0.3）1/3；Chi=0.535 8Ch；碎片的质量密度ρ=2.269 8g/cm3；v为碎片的碰撞速度；vn为垂直碰撞速度；θ(弧度) 为碎片的碰 撞角度； dc为防护结构对某一碰撞角度和速度的碎片所能防护的最大碎片直径，超过此直径的碎片 将 击穿该防护结构；S为防护结构总间距；mk，mB，mrestraint参见2.2节。
3计算结果
a) 设计参数：
可充气式太空舱舱体直径D=7.5 m；整体高H=8.1 m；设防护层与承力层之间的总间距S=30 cm；轨道高度500 km，轨道倾角52°，运行起始时间2002年，运行时间20年，空间碎片年增长率5%，太阳因子90；防护性能指标PNP=99.5%。
b) 防护结构有效防护表面积：
假设随机定位，防护结构有效表面积由结构表面积简单代替：
A=2π(D/2+S)H+2π(D/2+S)2=
294.477 2（m2）
c) 空间碎片环境参数：
对本文给出的可充气式太空舱防护结构模型计算得到的空间环境参数，列于表1。
表1可充气式太空舱防护结构空间碎片环境计算结果
有效表面积A
m２可充气式太空舱防护结构空间碎片撞击的撞击概率PIP和碰撞次数N
D＞0.1cmD＞1.0 cmD∈［0.01，10］cm
PIPNPIPNPIPN
294.477 20.956 93.145 10.121 90.130 01.000 0213.7 76
空间碎片平均碰撞速度：10.810 0 km/s，平均碰撞角度：44.583 6°。
d) 可充气式太空舱防护结构的几何尺寸：
本文的设计模型，防护层数目Nbumper =3，各防护层Nextel的层数NNextel=3，承力层与气 囊相接部分的Kevlar的层数NKevlar2=2，承力层主体Kevlar的层数NKevlarall=5，防护结构的总间距S=30 cm。
由几何经验公式计算得到的防护结构几何参数：防护结构的总质量面密度0.258 7 g/cm2 ；防护结构的后壁的总质量面密度：0.358 5 g/cm2，整个可充气式太空舱的防护结构 总质量面密度mHAB= 0.617 2 g/cm2，整个防护结构的质量 估算为18.174 4 kg。
e) 防护性能验证：
本文可充气式太空舱防护结构模型的临界弹道碎片直径计算结果如图4所示，其中实点代表 该碰撞速度下最小的临界弹道碎片直径。
图4可充气式太空舱防护结构临界弹道碎片直径曲线图
对设计结果进行PNP计算，结果列于表2。
表2可充气式太空舱防护结构PNP计算结果
碰撞角度/(°)0304560整合
击穿碎片次数0.028 20.025 40.021 90.028 20.028 2
PNP0.972 20.974 90.978 40.972 20.972 2
分析计算结果可以看出，用本文提出的PNP改进算法计算得到的PNP值，要比给出的PNP指标 略低，其中一部分原因是因为，算法中对碰撞角度的考虑偏于保守。但结果基本符合实际，所以本文改进的PNP计算方法基本有效。
f) 与其它防护结构的比较:为了更好的说明本文给出的可充气式太空舱防护结构的防护性能，本文将其计算结果与相同 外形尺寸和设计参数下的惠式防护结构作以比较。
惠式防护结构的尺寸公式［8］：
tb=0.24dρp/ρb(S/d＜30＝
tb=0.2dρp/ρb(S/d≥30)
vn≥7
tw=0.16d0.5M1/3S-0.5(ρpρb)１／６(7 0/σ)0.5vcosθ
式中tb——防护层厚度，cm；
tw——承力层厚度，cm；
d——碎片直径，cm；
ρ—— 材料的质量密度，g/cm3
S——防护层和承力层之间的间距，cm；
M——设计碎片的质量，g（设碎片为球形）；
σ——结构材料的屈服强度，ksi；
v——碎片的碰撞速度，km/s；
vn——垂直碰撞速度，km/s（垂直于舱体表面）；
θ——碎片的碰撞角度（与舱体表面法线的夹角），rad ；
下标：
b——防护层；
w——承力层。
惠式防护结构的临界弹道方程［8］：
vn≥7 km/s
计算结果：
惠式防护结构的几何尺寸为：防护层厚度2.667 mm，承力层厚度6.02 4 mm，总质量面密度2.357 7 g/cm2；质量估算为69.428 4 kg。 图5表示惠式防护结构的临界弹道直径曲线，其中实线以下的区域表示防护结构不发生碎片的击穿，实点代表该碰撞速度下最小的临界弹道碎片直径。
图5惠式防护结构临界弹道碎片直径曲线图
表3表示计算得到的惠式防护结构防护性能指标PNP。
表3惠式防护结构PNP计算结果
碰撞角度/(°)0304560整合
击穿碎片次数0.013 50.012 50.011 30.013 50.014 1
PNP0.986 60.987 60.988 70.986 60.986 0
比较结论：
分析两种防护结构的计算结果可知，同样的设计条件下，本文给出的可充气式太空舱防护结构模型的结构质量要远轻于惠式防护结构，虽然惠式防护结构的无击穿碰撞概率PNP要 略高于可充气式太空舱，但他的结构重量无法进行实际飞行，故本文给出的可充气式太空舱防护结构设计方案的防护性〖LL〗能要优于惠式防护结构。
4结论
可充气式太空舱是一种提高运载效率、扩大有效空间和满足大型空间飞行器长期在轨性能的有效解决方法。它的柔性结构和复合材料为其重量和空间上赢得优势，但同时也为其防护结 构的设计带来困难和更高要求，防护结构的设计与否直接关系到整个结构的可靠性和可行性。本文根据美国公布的可充气式太空舱外形尺寸，对其防护结构进行了结构设计，包括 结构方案的确定、结构材料的选择、几何尺寸的计算和防护性能的验证，为了更好地说明可充气式太空舱防护结构的性能，本文将其与惠式防护结构进行了比较。
计算结果表明，本文给出的可充气式太空舱防护结构设计方案，重量符合实际飞行要求，防护性能基本达到设计要求，在相同的设计条件下，它的结构重量要远轻于惠式防护结构。所 以可充气式太空舱防护性能满足可靠性要求，本文给出的防护结构设计方案是有效的，可用于大型长期在轨的空间飞行器或进行星际探索。
参 考 文 献
1 Cadogan D. Inflatable composite habitat structures for lunar and Mar s exploration. IAF,International Astronautical Congress,49th,1998.
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4 CourPalais B G，Crews J L. A multishock concepts for spacecraft shielding , Int. J. Impact Engng, 1990,10:135～146
5 Christiansen E L. Flexible and deployable meteoroid/debris shielding for s pacecraft. International Journal of Impact Engineering,1999,23:125～136
6 Theall J R, Johnson N L. Meteoroid and orbital debris protection; Achievabl e protection levels for space stations in low earth orbit(LEO). 49th Internati onal Astronautical Congress. 1998０９,IAF-98-T.2.08.
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8 Christiansen E L. Design and performance equations for advanced meteoroid an d debris shielding. International Journal of Impact Engineering.1993,14:145～156
充气防热罩技术发展现状
夏 刚 秦子增 张晓今
（国防科技大学航天与材料工程学院，长沙，410073）
摘要 充气防热罩是近几年发展起来的一项新型航天回收技术，以其低成本、高可靠性的优点受到国际航天界的瞩目。文章综合分析了该技术在国外的发展历程及现状，并对开展该项研究应注意的关键技术等问题提出了建议。
关键词 充气结构，防热罩，航天器回收，气动制动，大气再入。
Development Status of Inflatable Thermal Shield Technology
Xia Gang Qin ZizengZhang Xiaojin
（National University of Defense Technology, Changsha，410073）
Abstract With its outstanding features of high reliability and low cost, the newly developed inflatable thermal shield technology becomes the focus of attention. This paper discusses its past history and the stateoftheart in other countries，as well as the advices for urgent research requirements and possible solutions of our own.
Key Words Inflatable structure，Thermal protective enclosure，Space recovery，Aerobreaking，Atmospheric reentry.
1 前言
2000年2月9日，位于哈萨克斯坦境内的拜科努尔发射场，一枚联盟号火箭腾空而起，像历次发射任务一样将载荷准确地送入预定轨道。这对地面工作人员来说只是再寻常不过的一次发射，然而欧空局（ESA）和俄罗斯Lavochkin公司的科研人员却格外关注这次飞行任务，如果试验成功，这意味着世界航天回收技术史将掀开崭新的一页。
此次飞行目的是检验ESA与俄罗斯联合研制的充气再入与降落技术（IRDT）［1］，这是俄罗斯的IRDT技术首次得到再入大气飞行验证。据悉，返回载荷在俄罗斯境内安全着陆，并带回大量的再入过程试验数据。ESA宣称此次IRDT技术试验已获得成功。这意味着IRDT技术已逐渐成熟并进一步向商业化发展。
IRDT又称充气防热罩（ITS）、充气回收飞行器，各自特征稍有区别，而充气防热罩能够比较形象地反映该技术特征，为统一起见下文将它们统称ITS。
与传统的回收系统不同的是，ITS是由耐高温编织物折叠包裹在返回载荷外围形成防热罩，在进入大气前充气成型，以倒锥外形包裹保护返回载荷并有效地进行气动减速，下降途中根据需要可以数次充气以增加迎风阻力面积，最后ITS减速到许可的着陆速度范围撞击陆地或溅落海中。
ESA的专家们为ITS描绘了广阔的应用前景，目前美、俄、德等国都加紧了对ITS的研制步伐。
2 ITS技术的发展
ITS技术引起世人关注只是最近几年的事，然而早在几十年前国外就开始了相关的研究工作，主要集中于ESA以及航天大国俄罗斯和美国。
2.1 美国
长期以来，美国国家航宇局(NASA)就一直把气动减速技术作为航天人员、试验物以及昂贵的硬件设施在未来地球大气再入和火星开发任务中能否安全成功回收与投放的关键。早期的气动减速技术研究选择倒锥形作为理想的减速防热外形，例如1989年发射的伽利略号空间探测器采用了耐高温的倒锥形外壳，当以170 000 km/h的高速进入木星大气层时保护探测器并逐渐减速。
使用可折叠的充气结构回收有价值的空间设备以便维修后再次投入运行，这一想法NASA已经酝酿了多年。
1962年，美国一家著名的航天公司在为军方研制可重复使用运载器时，对充气翼伞、高超声速充气滑翔机、减速型助推器、球-锥-柱-裙组合体以及充气阻力锥这5种回收系统作了比较［2］。研究发现，一个全展开后直径68.89 m，高83.21 m的充气阻力锥系统能够胜任直径15.24 m，高83.21 m的运载器或其他载荷的回收工作。因此充气阻力锥被认为总体性能最佳——最高的效费比和最简单的系统结构。
此外，在20世纪的六七十年代，NASA曾热衷于附体型充气减速器(AID)的研究试验工作。AID的特点是在返回舱的底部附接充气减速器，发射与在轨阶段充气减速器折叠在返回舱底部几乎不占用额外的空间，充气后形成巨大的阻力锥用于减速。AID可以看成是ITS的前身，区别在于AID的防热主要还是依靠返回舱本身来完成，因此在设计返回舱时还要为头部防热量身定做，而且返回舱的头部需要设计成钝头锥形以配合AID充气后的整体外形。但是与传统的回收系统相比，AID抛弃了降落伞系统，无论从体积还是重量上都降低了发射成本。这个阶段的研究工作积累了大量的试验数据和经验，为后来ITS技术的产生奠定了基础。
1986~1989年，位于俄罗斯勒冈州的航天回收系统公司（ARS）研制出一种改进的充气型载荷投放回收系统，称充气回收飞行器（IRV）［2］，并申请了美国专利。1990年，IRV的概念验证样机进行大气投放试验并取得成功。1998年，该项成果获得美国小企业创新研究项目奖励基金。
从一般意义上讲，IRV是用于载人或不载人任务的可充气倒锥形减速系统。初始时由柔性编织物制成的IRV折叠在返回舱内部或包裹在外围，在进入大气时能够自动充气展开，包裹返回舱使之远离气动加热的影响。IRV的充气外形要求能够自动稳定，然后不断减速、下降，直至安全着陆。着陆时要求避免载荷受到过度冲击，如果溅落在海水中则不允许返回舱脱落或被浸没。
目前，还没有公开发表的文献表明美国将在航天回收任务中试验该项技术，但是相关的研究工作正在不断进行之中。
2.2 俄罗斯和ESA
在ESA和德国DASA的协作下，俄罗斯的IRDT技术在国际上率先付诸飞行实践。
早在1996年，位于莫斯科近郊航天城的Lavochkin航天公司就试图在多国联合的“Mars 96”火星着陆任务中试验IRDT技术，但是由于火箭升空后未能正常入轨，导致该试验计划落空。此后4年中，Lavotchkin对IRDT技术的材料研究又有了许多进展。
IRDT技术最为突出的优点是防热材料的质量非常小。正是由于Lavochkin公司在轻质防热材料的研制方面取得独创性的进展，IRDT技术才显示出它低费用的优势。IRDT技术的工作原理与美国的IRV类似(见图1)，先是折叠在返回舱外围，充气后生成巨大的倒锥形防热外壳，同时起着气动减速的作用。防热外壳起初可以压缩至非常小的体积，并装在航天飞行器上随返回舱一起飞行直到再入阶段。再入大气后不久，防热外壳迅速充气，充当起传统回收系统中防热大底和减速伞的功能，然后一直减速到返回舱安全着陆。与IRV不同的是，俄罗斯的IRDT技术目前没有考虑着陆缓冲设计，而是减速到安全着陆速度后直接撞击地面，在此条件下返回舱并不会遭受破坏。
图1ITS再入过程示意图
图2抽象化地描述了防热罩充气后的工作状态。图中返回舱被包裹在巨大的充气柔性舱内，使它与外部的高温隔离。
在充气防热罩的头部是特殊材料制作的防烧蚀顶盖，以抵御局部的高热流密度。
图2ITS概念图
2.3 其他国家
世界上其他几个主要的航天大国，如日本和印度暂时还未见到开展ITS项目研究的公开报道。在我国，ITS技术已经引起航天专家们的注意，有关预研项目正在筹划之中，但是真正的研究工作还没有具体开展。
3 ITS技术与传统回收系统的比较
对于弹道式和弹道升力式返回的飞船而言，传统的回收技术是：飞船在100 km高度再入大气，依靠其外形产生的气动阻力减速，大约在10 km高度减速到100～200 m/s，然后通过减速系统使飞船的下落速度减到安全着陆速度，并借助着陆缓冲装置避免返回舱结构受到过大的冲击载荷。
尽管由降落伞和着陆缓冲装置构成的回收系统在目前的飞船返回任务中得到了多次成功的应用，但是由于系统的复杂性，也暴露出许多问题，致使在此系统基础上所做的任何改进都显得步履维艰。首先是降落伞系统的设计比较复杂，目前降落伞系统一般由引导伞、减速伞和主伞组成，利用分步减速以减小开伞冲击过载，其中每个步骤都依赖于前面环节的顺利完成，一旦某个环节失败将给后续步骤带来不利；其次，基于目前的回收系统，飞船着陆的一般程序包括准备状态、减速伞第1步减速、主伞第2步减速、抛防热大底和着陆缓冲装置工作等五大步骤，着陆系统的工作程序越多，带来的可靠性问题也就越突出；再者，以降落伞着陆火箭系统为例，防热大底、着陆火箭在整个回收系统质量中占有较大比例，使飞船的发射费用居高不下。
在相同净回收载荷的前提下，用传统回收系统的水星号返回舱与ITS回收系统进行对比的结果见表1。从回收系统总重看，ITS只有水星号的15％，而它的再入阻力面积却达到水星号的6倍多。峰值温度的差距也非常明显，ITS的再入最高温度比水星号低40％。
表1ITS技术与传统回收系统比较
各项参数有效载荷净重
kg回收系统总重
W/kg再入阻
力面积A/m2阻力系数CD再入最
高温度
°C
水星号
返回舱90.71 354.62.970.651531 649
ITS回
收系统90.7204.118.71.02.24964.5
因此与传统的降落伞回收系统相比，充气防热罩技术突出的优点有：
a) 充气防热罩几乎适合任意外形的返回舱，使返回舱外形的设计不再局限于大钝头等气动减速外形。以阿波罗飞船返回舱为例，考虑到减速和防热要求，设计成大钝头倒锥形实出不得已。如果采用ITS回收系统，则可以放宽返回舱的外形设计要求，理论上甚至允许是任意外形，使得采用ITS的返回舱能够更加合理布局，更适合载人飞行和空间实验的要求。
b) 更小的体积和重量使航天发射成本大幅度降低。ITS技术采用轻质柔性编织材料，在发射时可以折叠在非常小的容积内，因此体积小质量轻是ITS最显著的特点，使回收系统在航天发射中的比重降低，从而节约发射成本。ITS迎合了当前航天界对降低发射成本的要求，因而有着广阔的应用前景。
c) 它将再入过程的防热、减速和着陆减振功能集成在一起，简化了回收系统的设计，从这个意义上讲，增强了回收系统的可靠性。ITS在气动加热方面没有传统回收方式那么严重，为研制合适的防热材料提供了有利条件；充气后的ITS重心位于锥顶，飞行稳定性好；着陆时ITS可保护载荷免受冲击，溅落海中可保持载荷漂浮在水面而不被浸没。
d) ITS高可靠性和低发射成本的优点使未来航天回收及投放任务的风险降低，从而可以减少目前仍居高不下的巨额保险费（约占发射费用的10％～20％）。这反过来又促进了ITS在未来空间任务中的应用。
总之，充气防热罩技术体现了朴素的设计思想，集成了各种传统回收系统的功能，减少了研制过程中牵涉的技术环节，使整个系统更加易于实现。
4 ITS的关键技术
ITS技术发展至今已经历了数十年，之所以到近年才浮出水面，主要归功于美、俄等国在若干关键技术领域取得了突破性进展。ITS的关键技术涵盖多学科领域，如果按其重要性排序当首推材料技术。
4.1 轻质柔性耐高温材料技术
轻质防热材料的设计无疑是ITS技术的核心。早在20世纪60年代，美国就提出过类似的可充气回收系统的概念，但是直到最近10年，由于材料技术的进步，这一概念才逐步转变为现实。根据回收任务工作环境的特点，对材料热力学和力学性能都有比较高的要求，比如比重小、强度高、承受冲击能力强和耐高温等。热力学方面，材料本身至少要能承受1 000 °C的高温，由于局部（例如迎风的头部）的热流密度较大，因此在温度特别高的局部，还需要采取一些特殊措施，进行防热防烧蚀处理。据初步了解，俄罗斯IRDT技术中使用了一种类似橡胶的以SiO2为基的复合材料［3］，而美国的IRV系统则采用3M公司的可以承受1 400 °C高温的NEXTEL纤维。力学方面，对材料的抗剪切能力有很高的要求，同时要求有一定的弹性。由于经历了高温环境，必须考虑到材料在高温下的变形及其它性能的变化。为了保持返回舱的飞行稳定性，在ITS每次充气后，防热外壳的形状尺寸不应随温度变化，否则实际的飞行轨道和着陆速度就会偏离设计值，这就对材料在高温下的变形提出严格的限制。
综合来说，IRDT技术的材料应该满足以下4个条件：
a) 质量轻。系统整体质量的限制要求ITS材料的质量特性尽可能达到最优，质量小可以降低航天发射任务的费用，才能体现出ITS技术的优势。所以在满足力学、热力学指标的前提下，质量最轻是材料研究追求的目标。
b) 高强度和高韧性。ITS模块传递巨大的气动阻力给返回舱，其内部应力主要表现为拉应力，此外充气时会产生一定的动载，这对材料的抗拉能力提出了更高要求；编织物之间的缝合以及着陆缓冲时与地面的撞击需要材料具备很高的韧性。虽然俄罗斯的ITS技术暂时没有涉及着陆缓冲方面的讨论，但从ESA分析的发展趋势看，下一步将会把着陆阶段的减振设计集成到ITS模块中。
c) 气密性好。也就是要求材料的气体渗漏性极低，因为在整个回收过程中，ITS的防热外壳都需要维持其内部的气压以保持减速外形。
d) 在高温（1 000 °C）下保持材料力学特性的能力。
目前，无论是美国还是俄罗斯，在IRDT材料的研制过程中基本上遵循这样一种思路：选择高强度的纤维作基体材料满足力学要求，然后寻找一种耐高温材料作基体材料的表面涂层——现在用的比较多的是硅树脂。国外已经研制了多种防热硅树脂，其中部分已经产品化、系列化。
4.2 充气机构设计
气源方面，暂时不考虑气体以外的物质，例如通过化学反应产生气体的气体发生装置。俄罗斯在此次试验中采用了氦气。氦气是最轻的惰性气体，而且液态氦易于运输和存储，所以在航天任务的充气机构中成为首选气体。氦运输成本低的特点满足了ITS技术“低费用”的总体需要。
结合俄罗斯的IRDT演示舱，可以了解充气机构的大致结构。球状液氦储罐位于演示舱顶部，在锥形的刚性顶盖内部折叠了柔性的ITS编织材料（见图3）。充气机构动作后，高压气体进入同样由柔性材料编织而成的直管和环形管路，使管路膨胀接近刚性体。充气后的管路成为ITS系统的框架，致密的编织材料将框架连接成高强度的锥体（见图4），能够承受再入环境下高超声速气流的冲击载荷。
图3折叠中的ITS系统
4.3 ITS布局与折叠包装技术
在降落伞回收系统中，伞的包装与折叠技术关系到回收系统的合理布局和空间的有效利用，在ITS回收系统中同样如此。ITS的防热罩是由柔性编织物制作而成，它与返回舱的结合既要考虑充分利用空间使整个回收系统体积尽可能小，又要注重充气展开机构的工作性能以保证足够的可靠性。此外，充气机构的布局直接影响返回舱的安放位置以及整体重心，从而影响到系统的稳定性和返回轨道。
图4展开后的ITS系统
5 结束语
归纳起来，ITS的特点体现在：a) 可靠性高，质量轻，设计简单，并可由纤维材料编织而成（容易满足外形要求）；b) 充气展开系统简单可靠；c) 再入过程返回载荷始终受到保护；d) 飞行稳定性好。
出色的性能使ITS技术在未来的航天领域有着广泛的应用前景：
a) 再入地球和进入行星大气的应用。本文是以返回舱的地球大气再入环境为前提介绍ITS技术的，事实上ITS可以用于任何存在大气的星球探测任务，特别是火星探测与登陆计划以及行星星际飞行探测行动。
b) 用于国际空间站的实验结果回收，例如将装有微重力实验装置的ITS系统与空间站相连接，经过若干飞行周期的实验后再将ITS系统变轨再入返回地面。
c) 作为飞行员和宇航员逃逸救生系统。由于可靠性高，将来ITS技术有望取代降落伞系统成为飞行员和宇航员紧急逃逸救生的主要手段。
d) 用于可重复使用飞行器（RLV）的研制和回收，包括可重复使用的部件。例如运载器的上面级价值昂贵，经简单维护后可多次重复使用。过去试图用降落伞系统回收，但是发射质量的剧增使得对上面级的回收得不偿失。ITS技术以其质量轻、体积小的优势满足了需要，加速了运载器上面级回收的实现。例如本文开头介绍的ESA与俄罗斯的验证试验任务之一就是回收联盟号火箭的Fregat上面级。
联系国内现阶段的情况，至今还未开始ITS技术的论证工作，所需的耐高温轻质柔性材料也缺乏必要的技术储备，因此如果目前开展研究还有许多问题等待解决。但是作为航天回收系统的最新技术之一，特别是在俄罗斯与ESA的联合试验取得初步成功之后，该技术已经引起国内航天领域专家们的高度重视。从国内的经济实力和航天领域的发展状况分析，应结合国情有重点开展工作，有所为，有所不为，不能完全跟在别人后面走。既不可能像美国那样，投入大量资金进行风洞和空投试验，也不比俄罗斯有强大的航天军工制造实力。但可以分步骤实施ITS技术研制计划。先开展总体论证工作，提出ITS技术实现过程中的几项关键技术指标，然后有重点地进行相应的关键技术研究工作，并首先确保实现可能性较大的技术。等关键技术积累比较成熟后，可以研制原型机进行风洞实验模拟大气再入的工作环境，并适当地进行空投和着陆冲击试验以检验安全着陆性能。
第1阶段的总体论证工作首先需要考察ITS结构设计技术，包括再入轨道设计、充气机构、充气外形设计、ITS外形的空气动力和热力学分析、飞行稳定性和充气过程特性分析、再入过程载荷计算、充气方案设计、着陆缓冲方案等前期准备任务。在这个阶段，主要的研究技术途径是在充分借鉴已有的实验数据的基础上，依靠理论分析与计算，具体说就是空气动力学和结构动力学的数值计算以及它们的耦合计算、再入轨道优化设计等数值分析手段。如果条件许可，应该结合适当的实验工作，以获得最接近实际飞行环境的数据，并对数值计算方法起验证作用。当总体论证工作结束时，应当对材料、ITS结构设计和ITS布局与包装等关键技术的具体指标，例如材料的强度、高温特性和柔韧性等技术要求。随着对ITS技术认识的不断深入，初期对关键技术的某些分析可能需要修改，因此在总体论证阶段结束还应该重新评估关键技术的划分。
第2阶段，重点投入解决关键技术。在总体论证给出材料的特性参数之后，耐高温轻质柔性材料的研制工作可以单独进行。ITS模块的布局和折叠包装技术与结构设计相互影响，结构设计需要考虑ITS模块在返回舱内的布局与包装，因此这两项关键技术应该同步研制。作为远期目标，第3阶段的任务是依靠前一阶段的技术储备，制造出ITS的原型机。这个阶段的技术手段以实验为主，例如，利用高温、高焓、风洞模拟可以再入的高温，用高超音速风洞实验可以模拟ITS再入时承受的空气动力载荷，用高塔投放或机载空投实验不但能够考察ITS充气过程的稳定性和飞行特性，还为着陆冲击过程积累重要的实验数据。如果地面实验一切顺利，可以选择合适的机会将ITS模块搭载到航天任务中，在真实的空间飞行环境中检验ITS的全程工作性能，为ITS在空间实际应用上完成最后一个环节的试验。
参考文献
1 Marraffa L, Kassing D, Baglioni P, et al. Inflatable reentry technologies: flight demonstration and future prospects. ESA Bulletin, 2000,103:78~85
2 Kendall Robert T，Kendall R T. Advanced unmanned/manned space payload inflatable decelerator/delivery systems. AIAA953798, 1995.
3 Bogdanov V, Rodimov R，Pichkhadze K. Inflatable ballutes to provide aerodynamic shape to the payload bus enabling its atmospheric entry. IAF971.5.03，1997.
夏 刚 秦子增 张晓今
（国防科技大学航天与材料工程学院，长沙，410073）
摘要 充气防热罩是近几年发展起来的一项新型航天回收技术，以其低成本、高可靠性的优点受到国际航天界的瞩目。文章综合分析了该技术在国外的发展历程及现状，并对开展该项研究应注意的关键技术等问题提出了建议。
关键词 充气结构，防热罩，航天器回收，气动制动，大气再入。
Development Status of Inflatable Thermal Shield Technology
Xia Gang Qin ZizengZhang Xiaojin
（National University of Defense Technology, Changsha，410073）
Abstract With its outstanding features of high reliability and low cost, the newly developed inflatable thermal shield technology becomes the focus of attention. This paper discusses its past history and the stateoftheart in other countries，as well as the advices for urgent research requirements and possible solutions of our own.
Key Words Inflatable structure，Thermal protective enclosure，Space recovery，Aerobreaking，Atmospheric reentry.
1 前言
2000年2月9日，位于哈萨克斯坦境内的拜科努尔发射场，一枚联盟号火箭腾空而起，像历次发射任务一样将载荷准确地送入预定轨道。这对地面工作人员来说只是再寻常不过的一次发射，然而欧空局（ESA）和俄罗斯Lavochkin公司的科研人员却格外关注这次飞行任务，如果试验成功，这意味着世界航天回收技术史将掀开崭新的一页。
此次飞行目的是检验ESA与俄罗斯联合研制的充气再入与降落技术（IRDT）［1］，这是俄罗斯的IRDT技术首次得到再入大气飞行验证。据悉，返回载荷在俄罗斯境内安全着陆，并带回大量的再入过程试验数据。ESA宣称此次IRDT技术试验已获得成功。这意味着IRDT技术已逐渐成熟并进一步向商业化发展。
IRDT又称充气防热罩（ITS）、充气回收飞行器，各自特征稍有区别，而充气防热罩能够比较形象地反映该技术特征，为统一起见下文将它们统称ITS。
与传统的回收系统不同的是，ITS是由耐高温编织物折叠包裹在返回载荷外围形成防热罩，在进入大气前充气成型，以倒锥外形包裹保护返回载荷并有效地进行气动减速，下降途中根据需要可以数次充气以增加迎风阻力面积，最后ITS减速到许可的着陆速度范围撞击陆地或溅落海中。
ESA的专家们为ITS描绘了广阔的应用前景，目前美、俄、德等国都加紧了对ITS的研制步伐。
2 ITS技术的发展
ITS技术引起世人关注只是最近几年的事，然而早在几十年前国外就开始了相关的研究工作，主要集中于ESA以及航天大国俄罗斯和美国。
2.1 美国
长期以来，美国国家航宇局(NASA)就一直把气动减速技术作为航天人员、试验物以及昂贵的硬件设施在未来地球大气再入和火星开发任务中能否安全成功回收与投放的关键。早期的气动减速技术研究选择倒锥形作为理想的减速防热外形，例如1989年发射的伽利略号空间探测器采用了耐高温的倒锥形外壳，当以170 000 km/h的高速进入木星大气层时保护探测器并逐渐减速。
使用可折叠的充气结构回收有价值的空间设备以便维修后再次投入运行，这一想法NASA已经酝酿了多年。
1962年，美国一家著名的航天公司在为军方研制可重复使用运载器时，对充气翼伞、高超声速充气滑翔机、减速型助推器、球-锥-柱-裙组合体以及充气阻力锥这5种回收系统作了比较［2］。研究发现，一个全展开后直径68.89 m，高83.21 m的充气阻力锥系统能够胜任直径15.24 m，高83.21 m的运载器或其他载荷的回收工作。因此充气阻力锥被认为总体性能最佳——最高的效费比和最简单的系统结构。
此外，在20世纪的六七十年代，NASA曾热衷于附体型充气减速器(AID)的研究试验工作。AID的特点是在返回舱的底部附接充气减速器，发射与在轨阶段充气减速器折叠在返回舱底部几乎不占用额外的空间，充气后形成巨大的阻力锥用于减速。AID可以看成是ITS的前身，区别在于AID的防热主要还是依靠返回舱本身来完成，因此在设计返回舱时还要为头部防热量身定做，而且返回舱的头部需要设计成钝头锥形以配合AID充气后的整体外形。但是与传统的回收系统相比，AID抛弃了降落伞系统，无论从体积还是重量上都降低了发射成本。这个阶段的研究工作积累了大量的试验数据和经验，为后来ITS技术的产生奠定了基础。
1986~1989年，位于俄罗斯勒冈州的航天回收系统公司（ARS）研制出一种改进的充气型载荷投放回收系统，称充气回收飞行器（IRV）［2］，并申请了美国专利。1990年，IRV的概念验证样机进行大气投放试验并取得成功。1998年，该项成果获得美国小企业创新研究项目奖励基金。
从一般意义上讲，IRV是用于载人或不载人任务的可充气倒锥形减速系统。初始时由柔性编织物制成的IRV折叠在返回舱内部或包裹在外围，在进入大气时能够自动充气展开，包裹返回舱使之远离气动加热的影响。IRV的充气外形要求能够自动稳定，然后不断减速、下降，直至安全着陆。着陆时要求避免载荷受到过度冲击，如果溅落在海水中则不允许返回舱脱落或被浸没。
目前，还没有公开发表的文献表明美国将在航天回收任务中试验该项技术，但是相关的研究工作正在不断进行之中。
2.2 俄罗斯和ESA
在ESA和德国DASA的协作下，俄罗斯的IRDT技术在国际上率先付诸飞行实践。
早在1996年，位于莫斯科近郊航天城的Lavochkin航天公司就试图在多国联合的“Mars 96”火星着陆任务中试验IRDT技术，但是由于火箭升空后未能正常入轨，导致该试验计划落空。此后4年中，Lavotchkin对IRDT技术的材料研究又有了许多进展。
IRDT技术最为突出的优点是防热材料的质量非常小。正是由于Lavochkin公司在轻质防热材料的研制方面取得独创性的进展，IRDT技术才显示出它低费用的优势。IRDT技术的工作原理与美国的IRV类似(见图1)，先是折叠在返回舱外围，充气后生成巨大的倒锥形防热外壳，同时起着气动减速的作用。防热外壳起初可以压缩至非常小的体积，并装在航天飞行器上随返回舱一起飞行直到再入阶段。再入大气后不久，防热外壳迅速充气，充当起传统回收系统中防热大底和减速伞的功能，然后一直减速到返回舱安全着陆。与IRV不同的是，俄罗斯的IRDT技术目前没有考虑着陆缓冲设计，而是减速到安全着陆速度后直接撞击地面，在此条件下返回舱并不会遭受破坏。
图1ITS再入过程示意图
图2抽象化地描述了防热罩充气后的工作状态。图中返回舱被包裹在巨大的充气柔性舱内，使它与外部的高温隔离。
在充气防热罩的头部是特殊材料制作的防烧蚀顶盖，以抵御局部的高热流密度。
图2ITS概念图
2.3 其他国家
世界上其他几个主要的航天大国，如日本和印度暂时还未见到开展ITS项目研究的公开报道。在我国，ITS技术已经引起航天专家们的注意，有关预研项目正在筹划之中，但是真正的研究工作还没有具体开展。
3 ITS技术与传统回收系统的比较
对于弹道式和弹道升力式返回的飞船而言，传统的回收技术是：飞船在100 km高度再入大气，依靠其外形产生的气动阻力减速，大约在10 km高度减速到100～200 m/s，然后通过减速系统使飞船的下落速度减到安全着陆速度，并借助着陆缓冲装置避免返回舱结构受到过大的冲击载荷。
尽管由降落伞和着陆缓冲装置构成的回收系统在目前的飞船返回任务中得到了多次成功的应用，但是由于系统的复杂性，也暴露出许多问题，致使在此系统基础上所做的任何改进都显得步履维艰。首先是降落伞系统的设计比较复杂，目前降落伞系统一般由引导伞、减速伞和主伞组成，利用分步减速以减小开伞冲击过载，其中每个步骤都依赖于前面环节的顺利完成，一旦某个环节失败将给后续步骤带来不利；其次，基于目前的回收系统，飞船着陆的一般程序包括准备状态、减速伞第1步减速、主伞第2步减速、抛防热大底和着陆缓冲装置工作等五大步骤，着陆系统的工作程序越多，带来的可靠性问题也就越突出；再者，以降落伞着陆火箭系统为例，防热大底、着陆火箭在整个回收系统质量中占有较大比例，使飞船的发射费用居高不下。
在相同净回收载荷的前提下，用传统回收系统的水星号返回舱与ITS回收系统进行对比的结果见表1。从回收系统总重看，ITS只有水星号的15％，而它的再入阻力面积却达到水星号的6倍多。峰值温度的差距也非常明显，ITS的再入最高温度比水星号低40％。
表1ITS技术与传统回收系统比较
各项参数有效载荷净重
kg回收系统总重
W/kg再入阻
力面积A/m2阻力系数CD再入最
高温度
°C
水星号
返回舱90.71 354.62.970.651531 649
ITS回
收系统90.7204.118.71.02.24964.5
因此与传统的降落伞回收系统相比，充气防热罩技术突出的优点有：
a) 充气防热罩几乎适合任意外形的返回舱，使返回舱外形的设计不再局限于大钝头等气动减速外形。以阿波罗飞船返回舱为例，考虑到减速和防热要求，设计成大钝头倒锥形实出不得已。如果采用ITS回收系统，则可以放宽返回舱的外形设计要求，理论上甚至允许是任意外形，使得采用ITS的返回舱能够更加合理布局，更适合载人飞行和空间实验的要求。
b) 更小的体积和重量使航天发射成本大幅度降低。ITS技术采用轻质柔性编织材料，在发射时可以折叠在非常小的容积内，因此体积小质量轻是ITS最显著的特点，使回收系统在航天发射中的比重降低，从而节约发射成本。ITS迎合了当前航天界对降低发射成本的要求，因而有着广阔的应用前景。
c) 它将再入过程的防热、减速和着陆减振功能集成在一起，简化了回收系统的设计，从这个意义上讲，增强了回收系统的可靠性。ITS在气动加热方面没有传统回收方式那么严重，为研制合适的防热材料提供了有利条件；充气后的ITS重心位于锥顶，飞行稳定性好；着陆时ITS可保护载荷免受冲击，溅落海中可保持载荷漂浮在水面而不被浸没。
d) ITS高可靠性和低发射成本的优点使未来航天回收及投放任务的风险降低，从而可以减少目前仍居高不下的巨额保险费（约占发射费用的10％～20％）。这反过来又促进了ITS在未来空间任务中的应用。
总之，充气防热罩技术体现了朴素的设计思想，集成了各种传统回收系统的功能，减少了研制过程中牵涉的技术环节，使整个系统更加易于实现。
4 ITS的关键技术
ITS技术发展至今已经历了数十年，之所以到近年才浮出水面，主要归功于美、俄等国在若干关键技术领域取得了突破性进展。ITS的关键技术涵盖多学科领域，如果按其重要性排序当首推材料技术。
4.1 轻质柔性耐高温材料技术
轻质防热材料的设计无疑是ITS技术的核心。早在20世纪60年代，美国就提出过类似的可充气回收系统的概念，但是直到最近10年，由于材料技术的进步，这一概念才逐步转变为现实。根据回收任务工作环境的特点，对材料热力学和力学性能都有比较高的要求，比如比重小、强度高、承受冲击能力强和耐高温等。热力学方面，材料本身至少要能承受1 000 °C的高温，由于局部（例如迎风的头部）的热流密度较大，因此在温度特别高的局部，还需要采取一些特殊措施，进行防热防烧蚀处理。据初步了解，俄罗斯IRDT技术中使用了一种类似橡胶的以SiO2为基的复合材料［3］，而美国的IRV系统则采用3M公司的可以承受1 400 °C高温的NEXTEL纤维。力学方面，对材料的抗剪切能力有很高的要求，同时要求有一定的弹性。由于经历了高温环境，必须考虑到材料在高温下的变形及其它性能的变化。为了保持返回舱的飞行稳定性，在ITS每次充气后，防热外壳的形状尺寸不应随温度变化，否则实际的飞行轨道和着陆速度就会偏离设计值，这就对材料在高温下的变形提出严格的限制。
综合来说，IRDT技术的材料应该满足以下4个条件：
a) 质量轻。系统整体质量的限制要求ITS材料的质量特性尽可能达到最优，质量小可以降低航天发射任务的费用，才能体现出ITS技术的优势。所以在满足力学、热力学指标的前提下，质量最轻是材料研究追求的目标。
b) 高强度和高韧性。ITS模块传递巨大的气动阻力给返回舱，其内部应力主要表现为拉应力，此外充气时会产生一定的动载，这对材料的抗拉能力提出了更高要求；编织物之间的缝合以及着陆缓冲时与地面的撞击需要材料具备很高的韧性。虽然俄罗斯的ITS技术暂时没有涉及着陆缓冲方面的讨论，但从ESA分析的发展趋势看，下一步将会把着陆阶段的减振设计集成到ITS模块中。
c) 气密性好。也就是要求材料的气体渗漏性极低，因为在整个回收过程中，ITS的防热外壳都需要维持其内部的气压以保持减速外形。
d) 在高温（1 000 °C）下保持材料力学特性的能力。
目前，无论是美国还是俄罗斯，在IRDT材料的研制过程中基本上遵循这样一种思路：选择高强度的纤维作基体材料满足力学要求，然后寻找一种耐高温材料作基体材料的表面涂层——现在用的比较多的是硅树脂。国外已经研制了多种防热硅树脂，其中部分已经产品化、系列化。
4.2 充气机构设计
气源方面，暂时不考虑气体以外的物质，例如通过化学反应产生气体的气体发生装置。俄罗斯在此次试验中采用了氦气。氦气是最轻的惰性气体，而且液态氦易于运输和存储，所以在航天任务的充气机构中成为首选气体。氦运输成本低的特点满足了ITS技术“低费用”的总体需要。
结合俄罗斯的IRDT演示舱，可以了解充气机构的大致结构。球状液氦储罐位于演示舱顶部，在锥形的刚性顶盖内部折叠了柔性的ITS编织材料（见图3）。充气机构动作后，高压气体进入同样由柔性材料编织而成的直管和环形管路，使管路膨胀接近刚性体。充气后的管路成为ITS系统的框架，致密的编织材料将框架连接成高强度的锥体（见图4），能够承受再入环境下高超声速气流的冲击载荷。
图3折叠中的ITS系统
4.3 ITS布局与折叠包装技术
在降落伞回收系统中，伞的包装与折叠技术关系到回收系统的合理布局和空间的有效利用，在ITS回收系统中同样如此。ITS的防热罩是由柔性编织物制作而成，它与返回舱的结合既要考虑充分利用空间使整个回收系统体积尽可能小，又要注重充气展开机构的工作性能以保证足够的可靠性。此外，充气机构的布局直接影响返回舱的安放位置以及整体重心，从而影响到系统的稳定性和返回轨道。
图4展开后的ITS系统
5 结束语
归纳起来，ITS的特点体现在：a) 可靠性高，质量轻，设计简单，并可由纤维材料编织而成（容易满足外形要求）；b) 充气展开系统简单可靠；c) 再入过程返回载荷始终受到保护；d) 飞行稳定性好。
出色的性能使ITS技术在未来的航天领域有着广泛的应用前景：
a) 再入地球和进入行星大气的应用。本文是以返回舱的地球大气再入环境为前提介绍ITS技术的，事实上ITS可以用于任何存在大气的星球探测任务，特别是火星探测与登陆计划以及行星星际飞行探测行动。
b) 用于国际空间站的实验结果回收，例如将装有微重力实验装置的ITS系统与空间站相连接，经过若干飞行周期的实验后再将ITS系统变轨再入返回地面。
c) 作为飞行员和宇航员逃逸救生系统。由于可靠性高，将来ITS技术有望取代降落伞系统成为飞行员和宇航员紧急逃逸救生的主要手段。
d) 用于可重复使用飞行器（RLV）的研制和回收，包括可重复使用的部件。例如运载器的上面级价值昂贵，经简单维护后可多次重复使用。过去试图用降落伞系统回收，但是发射质量的剧增使得对上面级的回收得不偿失。ITS技术以其质量轻、体积小的优势满足了需要，加速了运载器上面级回收的实现。例如本文开头介绍的ESA与俄罗斯的验证试验任务之一就是回收联盟号火箭的Fregat上面级。
联系国内现阶段的情况，至今还未开始ITS技术的论证工作，所需的耐高温轻质柔性材料也缺乏必要的技术储备，因此如果目前开展研究还有许多问题等待解决。但是作为航天回收系统的最新技术之一，特别是在俄罗斯与ESA的联合试验取得初步成功之后，该技术已经引起国内航天领域专家们的高度重视。从国内的经济实力和航天领域的发展状况分析，应结合国情有重点开展工作，有所为，有所不为，不能完全跟在别人后面走。既不可能像美国那样，投入大量资金进行风洞和空投试验，也不比俄罗斯有强大的航天军工制造实力。但可以分步骤实施ITS技术研制计划。先开展总体论证工作，提出ITS技术实现过程中的几项关键技术指标，然后有重点地进行相应的关键技术研究工作，并首先确保实现可能性较大的技术。等关键技术积累比较成熟后，可以研制原型机进行风洞实验模拟大气再入的工作环境，并适当地进行空投和着陆冲击试验以检验安全着陆性能。
第1阶段的总体论证工作首先需要考察ITS结构设计技术，包括再入轨道设计、充气机构、充气外形设计、ITS外形的空气动力和热力学分析、飞行稳定性和充气过程特性分析、再入过程载荷计算、充气方案设计、着陆缓冲方案等前期准备任务。在这个阶段，主要的研究技术途径是在充分借鉴已有的实验数据的基础上，依靠理论分析与计算，具体说就是空气动力学和结构动力学的数值计算以及它们的耦合计算、再入轨道优化设计等数值分析手段。如果条件许可，应该结合适当的实验工作，以获得最接近实际飞行环境的数据，并对数值计算方法起验证作用。当总体论证工作结束时，应当对材料、ITS结构设计和ITS布局与包装等关键技术的具体指标，例如材料的强度、高温特性和柔韧性等技术要求。随着对ITS技术认识的不断深入，初期对关键技术的某些分析可能需要修改，因此在总体论证阶段结束还应该重新评估关键技术的划分。
第2阶段，重点投入解决关键技术。在总体论证给出材料的特性参数之后，耐高温轻质柔性材料的研制工作可以单独进行。ITS模块的布局和折叠包装技术与结构设计相互影响，结构设计需要考虑ITS模块在返回舱内的布局与包装，因此这两项关键技术应该同步研制。作为远期目标，第3阶段的任务是依靠前一阶段的技术储备，制造出ITS的原型机。这个阶段的技术手段以实验为主，例如，利用高温、高焓、风洞模拟可以再入的高温，用高超音速风洞实验可以模拟ITS再入时承受的空气动力载荷，用高塔投放或机载空投实验不但能够考察ITS充气过程的稳定性和飞行特性，还为着陆冲击过程积累重要的实验数据。如果地面实验一切顺利，可以选择合适的机会将ITS模块搭载到航天任务中，在真实的空间飞行环境中检验ITS的全程工作性能，为ITS在空间实际应用上完成最后一个环节的试验。
参考文献
1 Marraffa L, Kassing D, Baglioni P, et al. Inflatable reentry technologies: flight demonstration and future prospects. ESA Bulletin, 2000,103:78~85
2 Kendall Robert T，Kendall R T. Advanced unmanned/manned space payload inflatable decelerator/delivery systems. AIAA953798, 1995.
3 Bogdanov V, Rodimov R，Pichkhadze K. Inflatable ballutes to provide aerodynamic shape to the payload bus enabling its atmospheric entry. IAF971.5.03，1997.
飞马座火箭性能的几点分析
康永来
(北京宇航系统工程设计部，北京，100076)
摘要 飞马座火箭是美国第1种机载空中发射型固体运载火箭，主要用于将小型卫星送入近地轨道。本文从空中发射、结构布局、辅助动力系统、运载能力等4个方面来说明飞马座火箭的特性。
关键词 飞马座火箭，空中发射，辅助动力系统。
Performance Analysis of Pegasus
Kang Yonglai
(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076)
Abstract Pegasus is the first airlaunched solid rocket in America,which is used to place small satellites into low earth orbit. In this paper, the performance of Pegasus is analyzed from the fellowing respects: air-launching, configuration, auxiliary propulsion system and lifting capability.
Key Words Pegasus XL, Airlaunching, Auxiliary propulsion system.
1 前 言
飞马座火箭是美国第1种完全由私营企业投资研制的小型商用运载火箭，主要用于将小型卫星送入近地轨道，进行微重力试验、材料试验、通信、定位、地球资源探测或完成其他特殊任务。飞马座火箭是一种采用惯性制导的三级固体有翼火箭，由轨道科学公司（Orbitial Sciences Corp.）和赫尔克里士航空航天公司(Hercules Aerospace Corp.)合资组成的风险企业投资并负责研制。轨道科学公司负责飞马座火箭研制计划的全面管理、硬件抓总和整个火箭的试验工作；赫尔克里士航空航天公司负责一、二、三子级的发动机和有效载荷整流罩的设计、制造和鉴定。飞马座火箭的运载能力为145 kg（740 km高圆轨道，倾角90°）或408 kg（185 km高近地轨道）。总研制费用为6000万美元（1990财年币值）。飞马座-XL火箭是飞马座火箭的改进型，又称超长飞马座，外型尺寸稍有增大，发动机性能有所提高，运载能力有很大提高，它从1994年7月开始正式发射，现已承接了大部分的商业发射任务。飞马座系列火箭每年可发射12次，从1990年4月开始进行发射，到1997年已成功发射了17次。表1列出了它近5年来的发射记录。飞马座火箭是通过载机运送到高空并从空中发射的运载火箭。它不受地理条件的限制，可从不同的机场起飞和任何地点上空发射。飞马座火箭在设计上充分利用了经过验证的技术和美国在固体推进、材料、电子等领域的最新成果，从而具有质量小、成本低、简单可靠、使用灵活方便等优点。在最近几年的发射任务中，飞马座-XL火箭采用先进的辅助动力系统(HAPS)，从而获得了较高的运载能力与入轨精度。
下面就飞马座火箭从空中发射、结构布局、HAPS、运载能力等4个方面来阐述它的特性。
表1 飞马座火箭近5年来的发射记录
总次序日期运载器有效载荷结果
201998-02-25飞马座-XLSNOE&T1成功
211998-04-01飞马座-XLTRACE成功
221998-08-02飞马座-XLORBCOMM(卫星13-20)成功
231998-09-23飞马座-XLORBCOMM(卫星21-28)成功
241998-10-02飞马座SCD-2成功
251998-12-05飞马座-XLSWAS成功
261999-03-04飞马座-XLWIRE成功
271999-05-17飞马座-XLTerriers&MUBLCOM成功
281999-12-04飞马座-XLORBCOMM(卫星29-35)成功
292000-06-07飞马座-XLTSX-5成功
302000-10-09飞马座-混合型HETE-2成功
312002-02-05飞马座-XLHESSI成功
2 飞马座火箭的空射特性
2.1 空中发射的特性要求
空中发射的特性要求有：a）质量轻；b) 体积小；c）有良好的气动外形；d）有良好的推进加速性能；e）发射准备时间短；f） 自主控制能力强。
飞马座起飞质量为18 886 kg，全长为16.9 m，翼展为6.7 m，气动外形良好。发动机全部采用端羟基聚丁二烯固体推进剂，真空比冲均在2 890 m/s以上，每次发射飞马座火箭仅需4 h，在飞行过程中可以利用机载计算机与惯性器件进行自主制导。它满足空中发射的特性要求。
2.2 机翼和尾翼设计
空中发射考虑到火箭需在大气层中飞行一段时间，需有良好的气动外形，飞马座火箭利用尾翼和机翼实现了这一要求。
图1中，一子级后裙的外表面固定有3个尾翼，里面装有3个控制尾翼偏转的伺服作动器和控制电子设备。
尾翼包括一个垂直尾翼和两个水平尾翼，水平尾翼的翼展为1.524 m,用于第1级工作期间火箭的飞行控制。机翼呈三角形，切去了两端翼尖；采用10%的菱形翼型，前缘较钝。机翼翼展为6.7 m，厚度只有20.32 mm，质量不到186 kg。机翼可产生足够大的升力，当火箭从B-52载机上投放后约20~35 s，进入速度为1.8~3.0 Ma的上升段，机翼承受的气动载荷超过445 kN。机翼通过一个铝合金鞍形座板固定在一子级发动机上，并将火箭的质量传给载机外挂梁的挂钩。
图1 飞马座火箭外形
机翼与尾翼的防热是靠增加石墨纤维复合材料防热层的厚度来实现的。此外，机翼与箭体的结合部位在飞行过程中会产生激波，从而使机翼底部受到局部加热。为此，在三角机翼底部两个部位上粘接抗烧蚀石棉，其厚度约为2 mm，在第1级飞行的最后10~15 s起防热作用，估计20%会被烧毁。
2.3 飞马座火箭空中发射方式
飞马座火箭悬挂在载机机翼下，由载机携带至高空释放，火箭自由下落后发动机点火，沿爬升轨迹进入轨道。
2.3.1 载机
飞马座空中发射使用的载机主要是L-1011三星远程运输机和B-52战略轰炸机。L-1011空载质量110 163 kg，最大起飞质量244 944 kg；B-52最大起飞质量221 353 kg。
2.3.2 典型空中发射程序
图2说明飞马座火箭由载机携带至预定发射点，达到高度约12.2 km，速度约0.8 Ma的水平发射条件后释放火箭（T=0 s），并按预定程序将有效载荷送入轨道。为避免飞马座与载机碰撞，火箭释放5 s后，发动机才点火。
图2 采用辅助动力系统的飞马座-XL火箭的典型飞行程序
表2给出了飞马座火箭的空中发射时序：
表2 飞马座火箭的空中发射时序
时间T+/s飞行速度/m·s－１高度/m俯仰角/(°)说 明
027212 2000从载机上水平投放
527212 1000一子级发动机点火
1038512 05010开始向上拉升
2062812 13525继续拉升，气动过载剧增
3089412 53635火箭承受47.9 kPa最大动压
351 03613 09340轨道压低，攻角接近0°
501 50417 88745程序飞行，继续爬升
81.82 75460 66062一子级关机
2.4 空中发射的优点
空中发射可以利用飞机提供一定的初始速度，包括释放高度，从而提高火箭的运载能力；用载机从空中发射使火箭的受力较小，因而便于采用质量轻的结构和材料，这样就可以采用较小的火箭发射更大的有效载荷。
空中发射不受地理条件的约束，可以从不同的机场起飞，在地球任何地点上空发射，不仅能够增加发射窗口时间，还可以扩大轨道倾角范围。这种发射方式不但具有地面辅助设备少，发射操作简单和灵活等特点，还易于解决靶场安全问题。
空中发射也适合于战时发射小卫星，借助于数量较多的机场设施，可以保证在具备足够制空权的情况下，进行军用卫星的发射。
采用空中发射方式的火箭具有很大的军事应用潜力，具有战时攻击地球上任何地点的目标的能力。
3 结构布局
飞马座火箭在设计上充分利用了经过验证的新技术，火箭的各分系统除飞行终止系统外，都不采用冗余系统。零件的数量和总装工作量尽可能少，试验的类型和次数也被压缩到最低限度。这样，飞马座火箭的发射费用仅为同规模的地面发射火箭的一半，而运载能力却提高1倍。
图3中的整个火箭由一子级、二子级、三子级和整流罩组成。火箭的质量（不包括有效载荷）为18 614 kg。除发动机外，主要部件都安装在一子级和三子级上。
图3 飞马座火箭的结构布局
飞马座运载火箭的气动外形类似飞机，火箭在外形、尺寸与质量方面与X-15火箭飞机十分相似。其优点是在设计初期就可以利用X-15的设计与试验数据，缩短研制周期，节省经费。
箭体的基本结构、机翼和尾翼由质量轻、强度高的石墨纤维复合材料制成。在整个飞马座火箭的结构设计中，石墨纤维复合材料占94%，铝合金只占5%,钛合金占1%。
4 飞马座-XL火箭的辅助动力系统
辅助动力系统是飞马座-XL火箭所独有的，早期的飞马座火箭则没有它。
辅助动力系统安置在上面级仪器舱的中部，由推进系统（采用肼推进剂）和分离系统组成。推进系统则由1个贮箱（加注约59 kg肼）、2个氦气瓶、3组喷管组成，贮箱中安装一个连体叶片，以实现多次启动。其结构如图4所示。
图4 辅助动力系统的结构图
从图2的飞行程序中可以看出，辅助动力系统在三子级燃烧结束并分离后开始工作，提高末级速度，修正入轨姿态。从表3中看出，它可以大幅度提高火箭入轨精度，增强运载能力（相对于原来的飞马座火箭可以提高25～120 kg,极地轨道，高度为600 km），使发射卫星获得高质量的目标轨道。
辅助动力系统是飞马座火箭的一大特点，它可以帮助有效载荷精确入轨，也可以将多星送入不同轨道。
5 飞马座火箭运载能力分析
飞马座火箭在空中发射时的运载能力为227 kg(740 km极地轨道)，而采用同样的三子级结构，直接从地面发射，运载能力仅为30 kg (740 km高极地轨道)。
表3 辅助动力系统对入轨精度的影响
（轨道高度：741 km；倾角：90°；圆轨道）
火箭有效载荷
质量/kg入轨高度
偏差/km倾角偏差/(°)
飞马座145±36±0.20
飞马座-XL227±19±0.15
飞马座-XL*255±15±0.08
* 表示装有辅助动力系统的飞马座火箭
如果要从地面直接发射来实现飞马座火箭相同的运载能力，需加一个下面级，其具体参数要求见表4。图5所示，火箭垂直飞行30 s后自由滑行17 s，方可达到飞马座空中发射的初始要求（速度272 m/s，高度12.1 km，质量18 886 kg）。
表4 对下面级参数估计
直径/m1.30
平均真空推力/kN598
结构质量/kg1 023
比冲(海平面)/N·s·kg-12 350
推进剂质量/kg6 853
推进剂端羟基聚丁二烯
发动机固体火箭发动机
工作时间/s30
图5 飞马座地面发射(加一固体子级)能力验证图
这样一来，整个火箭的起飞质量将在27 t左右。由此也可看出，空中发射能够大幅度提高运载能力。
6 结束语
飞马座火箭设计新颖，技术进步，在国内外小型载荷的发射市场上占有重要地位，它基本上代表了当前世界上小型运载火箭的最高水平。
长征系列运载火箭属于大、中型火箭，面临日益增多的国内外小型卫星发射任务，除了利用大中型运载火箭进行多星发射或搭载发射外，也应该有能满足特定要求的小型专用运载火箭。为了适应国内外小型卫星发射的市场需求，在现有的运载火箭技术基础上，利用固体火箭的性能优势，研制操作方便而可靠的小型固体运载火箭，飞马座空中发射、结构设计等方面的技术经验值得设计师们借鉴。
参 考 文 献
1 韩厚健.小型运载火箭的中兴及长征一号丁新火箭.导弹与航天运载技术，1999.
2 龙乐豪等.世界航天运载器大全.宇航出版社，1996.
3 Pegasus User's Guide, http:// www.orbital.com/pegasus/peg-user-guide.pdf, 2002.3.10
康永来
(北京宇航系统工程设计部，北京，100076)
摘要 飞马座火箭是美国第1种机载空中发射型固体运载火箭，主要用于将小型卫星送入近地轨道。本文从空中发射、结构布局、辅助动力系统、运载能力等4个方面来说明飞马座火箭的特性。
关键词 飞马座火箭，空中发射，辅助动力系统。
Performance Analysis of Pegasus
Kang Yonglai
(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076)
Abstract Pegasus is the first airlaunched solid rocket in America,which is used to place small satellites into low earth orbit. In this paper, the performance of Pegasus is analyzed from the fellowing respects: air-launching, configuration, auxiliary propulsion system and lifting capability.
Key Words Pegasus XL, Airlaunching, Auxiliary propulsion system.
1 前 言
飞马座火箭是美国第1种完全由私营企业投资研制的小型商用运载火箭，主要用于将小型卫星送入近地轨道，进行微重力试验、材料试验、通信、定位、地球资源探测或完成其他特殊任务。飞马座火箭是一种采用惯性制导的三级固体有翼火箭，由轨道科学公司（Orbitial Sciences Corp.）和赫尔克里士航空航天公司(Hercules Aerospace Corp.)合资组成的风险企业投资并负责研制。轨道科学公司负责飞马座火箭研制计划的全面管理、硬件抓总和整个火箭的试验工作；赫尔克里士航空航天公司负责一、二、三子级的发动机和有效载荷整流罩的设计、制造和鉴定。飞马座火箭的运载能力为145 kg（740 km高圆轨道，倾角90°）或408 kg（185 km高近地轨道）。总研制费用为6000万美元（1990财年币值）。飞马座-XL火箭是飞马座火箭的改进型，又称超长飞马座，外型尺寸稍有增大，发动机性能有所提高，运载能力有很大提高，它从1994年7月开始正式发射，现已承接了大部分的商业发射任务。飞马座系列火箭每年可发射12次，从1990年4月开始进行发射，到1997年已成功发射了17次。表1列出了它近5年来的发射记录。飞马座火箭是通过载机运送到高空并从空中发射的运载火箭。它不受地理条件的限制，可从不同的机场起飞和任何地点上空发射。飞马座火箭在设计上充分利用了经过验证的技术和美国在固体推进、材料、电子等领域的最新成果，从而具有质量小、成本低、简单可靠、使用灵活方便等优点。在最近几年的发射任务中，飞马座-XL火箭采用先进的辅助动力系统(HAPS)，从而获得了较高的运载能力与入轨精度。
下面就飞马座火箭从空中发射、结构布局、HAPS、运载能力等4个方面来阐述它的特性。
表1 飞马座火箭近5年来的发射记录
总次序日期运载器有效载荷结果
201998-02-25飞马座-XLSNOE&T1成功
211998-04-01飞马座-XLTRACE成功
221998-08-02飞马座-XLORBCOMM(卫星13-20)成功
231998-09-23飞马座-XLORBCOMM(卫星21-28)成功
241998-10-02飞马座SCD-2成功
251998-12-05飞马座-XLSWAS成功
261999-03-04飞马座-XLWIRE成功
271999-05-17飞马座-XLTerriers&MUBLCOM成功
281999-12-04飞马座-XLORBCOMM(卫星29-35)成功
292000-06-07飞马座-XLTSX-5成功
302000-10-09飞马座-混合型HETE-2成功
312002-02-05飞马座-XLHESSI成功
2 飞马座火箭的空射特性
2.1 空中发射的特性要求
空中发射的特性要求有：a）质量轻；b) 体积小；c）有良好的气动外形；d）有良好的推进加速性能；e）发射准备时间短；f） 自主控制能力强。
飞马座起飞质量为18 886 kg，全长为16.9 m，翼展为6.7 m，气动外形良好。发动机全部采用端羟基聚丁二烯固体推进剂，真空比冲均在2 890 m/s以上，每次发射飞马座火箭仅需4 h，在飞行过程中可以利用机载计算机与惯性器件进行自主制导。它满足空中发射的特性要求。
2.2 机翼和尾翼设计
空中发射考虑到火箭需在大气层中飞行一段时间，需有良好的气动外形，飞马座火箭利用尾翼和机翼实现了这一要求。
图1中，一子级后裙的外表面固定有3个尾翼，里面装有3个控制尾翼偏转的伺服作动器和控制电子设备。
尾翼包括一个垂直尾翼和两个水平尾翼，水平尾翼的翼展为1.524 m,用于第1级工作期间火箭的飞行控制。机翼呈三角形，切去了两端翼尖；采用10%的菱形翼型，前缘较钝。机翼翼展为6.7 m，厚度只有20.32 mm，质量不到186 kg。机翼可产生足够大的升力，当火箭从B-52载机上投放后约20~35 s，进入速度为1.8~3.0 Ma的上升段，机翼承受的气动载荷超过445 kN。机翼通过一个铝合金鞍形座板固定在一子级发动机上，并将火箭的质量传给载机外挂梁的挂钩。
图1 飞马座火箭外形
机翼与尾翼的防热是靠增加石墨纤维复合材料防热层的厚度来实现的。此外，机翼与箭体的结合部位在飞行过程中会产生激波，从而使机翼底部受到局部加热。为此，在三角机翼底部两个部位上粘接抗烧蚀石棉，其厚度约为2 mm，在第1级飞行的最后10~15 s起防热作用，估计20%会被烧毁。
2.3 飞马座火箭空中发射方式
飞马座火箭悬挂在载机机翼下，由载机携带至高空释放，火箭自由下落后发动机点火，沿爬升轨迹进入轨道。
2.3.1 载机
飞马座空中发射使用的载机主要是L-1011三星远程运输机和B-52战略轰炸机。L-1011空载质量110 163 kg，最大起飞质量244 944 kg；B-52最大起飞质量221 353 kg。
2.3.2 典型空中发射程序
图2说明飞马座火箭由载机携带至预定发射点，达到高度约12.2 km，速度约0.8 Ma的水平发射条件后释放火箭（T=0 s），并按预定程序将有效载荷送入轨道。为避免飞马座与载机碰撞，火箭释放5 s后，发动机才点火。
图2 采用辅助动力系统的飞马座-XL火箭的典型飞行程序
表2给出了飞马座火箭的空中发射时序：
表2 飞马座火箭的空中发射时序
时间T+/s飞行速度/m·s－１高度/m俯仰角/(°)说 明
027212 2000从载机上水平投放
527212 1000一子级发动机点火
1038512 05010开始向上拉升
2062812 13525继续拉升，气动过载剧增
3089412 53635火箭承受47.9 kPa最大动压
351 03613 09340轨道压低，攻角接近0°
501 50417 88745程序飞行，继续爬升
81.82 75460 66062一子级关机
2.4 空中发射的优点
空中发射可以利用飞机提供一定的初始速度，包括释放高度，从而提高火箭的运载能力；用载机从空中发射使火箭的受力较小，因而便于采用质量轻的结构和材料，这样就可以采用较小的火箭发射更大的有效载荷。
空中发射不受地理条件的约束，可以从不同的机场起飞，在地球任何地点上空发射，不仅能够增加发射窗口时间，还可以扩大轨道倾角范围。这种发射方式不但具有地面辅助设备少，发射操作简单和灵活等特点，还易于解决靶场安全问题。
空中发射也适合于战时发射小卫星，借助于数量较多的机场设施，可以保证在具备足够制空权的情况下，进行军用卫星的发射。
采用空中发射方式的火箭具有很大的军事应用潜力，具有战时攻击地球上任何地点的目标的能力。
3 结构布局
飞马座火箭在设计上充分利用了经过验证的新技术，火箭的各分系统除飞行终止系统外，都不采用冗余系统。零件的数量和总装工作量尽可能少，试验的类型和次数也被压缩到最低限度。这样，飞马座火箭的发射费用仅为同规模的地面发射火箭的一半，而运载能力却提高1倍。
图3中的整个火箭由一子级、二子级、三子级和整流罩组成。火箭的质量（不包括有效载荷）为18 614 kg。除发动机外，主要部件都安装在一子级和三子级上。
图3 飞马座火箭的结构布局
飞马座运载火箭的气动外形类似飞机，火箭在外形、尺寸与质量方面与X-15火箭飞机十分相似。其优点是在设计初期就可以利用X-15的设计与试验数据，缩短研制周期，节省经费。
箭体的基本结构、机翼和尾翼由质量轻、强度高的石墨纤维复合材料制成。在整个飞马座火箭的结构设计中，石墨纤维复合材料占94%，铝合金只占5%,钛合金占1%。
4 飞马座-XL火箭的辅助动力系统
辅助动力系统是飞马座-XL火箭所独有的，早期的飞马座火箭则没有它。
辅助动力系统安置在上面级仪器舱的中部，由推进系统（采用肼推进剂）和分离系统组成。推进系统则由1个贮箱（加注约59 kg肼）、2个氦气瓶、3组喷管组成，贮箱中安装一个连体叶片，以实现多次启动。其结构如图4所示。
图4 辅助动力系统的结构图
从图2的飞行程序中可以看出，辅助动力系统在三子级燃烧结束并分离后开始工作，提高末级速度，修正入轨姿态。从表3中看出，它可以大幅度提高火箭入轨精度，增强运载能力（相对于原来的飞马座火箭可以提高25～120 kg,极地轨道，高度为600 km），使发射卫星获得高质量的目标轨道。
辅助动力系统是飞马座火箭的一大特点，它可以帮助有效载荷精确入轨，也可以将多星送入不同轨道。
5 飞马座火箭运载能力分析
飞马座火箭在空中发射时的运载能力为227 kg(740 km极地轨道)，而采用同样的三子级结构，直接从地面发射，运载能力仅为30 kg (740 km高极地轨道)。
表3 辅助动力系统对入轨精度的影响
（轨道高度：741 km；倾角：90°；圆轨道）
火箭有效载荷
质量/kg入轨高度
偏差/km倾角偏差/(°)
飞马座145±36±0.20
飞马座-XL227±19±0.15
飞马座-XL*255±15±0.08
* 表示装有辅助动力系统的飞马座火箭
如果要从地面直接发射来实现飞马座火箭相同的运载能力，需加一个下面级，其具体参数要求见表4。图5所示，火箭垂直飞行30 s后自由滑行17 s，方可达到飞马座空中发射的初始要求（速度272 m/s，高度12.1 km，质量18 886 kg）。
表4 对下面级参数估计
直径/m1.30
平均真空推力/kN598
结构质量/kg1 023
比冲(海平面)/N·s·kg-12 350
推进剂质量/kg6 853
推进剂端羟基聚丁二烯
发动机固体火箭发动机
工作时间/s30
图5 飞马座地面发射(加一固体子级)能力验证图
这样一来，整个火箭的起飞质量将在27 t左右。由此也可看出，空中发射能够大幅度提高运载能力。
6 结束语
飞马座火箭设计新颖，技术进步，在国内外小型载荷的发射市场上占有重要地位，它基本上代表了当前世界上小型运载火箭的最高水平。
长征系列运载火箭属于大、中型火箭，面临日益增多的国内外小型卫星发射任务，除了利用大中型运载火箭进行多星发射或搭载发射外，也应该有能满足特定要求的小型专用运载火箭。为了适应国内外小型卫星发射的市场需求，在现有的运载火箭技术基础上，利用固体火箭的性能优势，研制操作方便而可靠的小型固体运载火箭，飞马座空中发射、结构设计等方面的技术经验值得设计师们借鉴。
参 考 文 献
1 韩厚健.小型运载火箭的中兴及长征一号丁新火箭.导弹与航天运载技术，1999.
2 龙乐豪等.世界航天运载器大全.宇航出版社，1996.
3 Pegasus User's Guide, http:// www.orbital.com/pegasus/peg-user-guide.pdf, 2002.3.10