孙勇强， 佟明羲， 王鹏飞， 曹熙炜， 吴亚东

(北京宇航系统工程研究所，北京 100076 )

固体运载火箭采用固体发动机作为主动力系统，具有快速测试、简易发射、易于贮存等特点。欧洲、日本、美国自20世纪五六十年代就开始了固体运载火箭研制。2011年至2021年9月，欧洲的织女星(Vega)、日本的艾普斯龙(Epsilon)、美国的飞马座(Pegasus)、米诺陶(Minotaur)、金牛座(Taurus)5个型号系列的固体运载火箭共执行了40次发射。其中37次发射成功，3次发射失败。欧洲的织女星火箭发射19次，有2次失利；
艾普斯龙发射4次；
飞马座XL发射5次；
米诺陶系列(含米诺陶C)发射11次；
金牛座进行了1次未成功的发射，更名为米诺陶C后，于2017年执行了1次成功的发射任务。

1.1 织女星

织女星是欧洲航天局于1998年开始推动研制的固体运载火箭，火箭于2012年2月13日执行首次飞行试验。火箭高约30.1 m，直径3 m，起飞质量约136.8 t，500 km太阳同步轨道运载能力约为1 435 kg。织女星火箭自首飞至今，经历了两次失利，2019年7月11日第15次飞行任务的失利是第二级固体发动机Zefiro23燃烧室前封头绝热层故障导致的。2020年11月17日的飞行失利是液体上面级极性错误导致的。

织女星火箭第一级采用直径3 m的P80FW固体发动机，第二级采用Zefiro23发动机，第三级采用Zefiro9A发动机，如图1所示。发动机的主要性能如表1所示。

图1 织女星系列火箭主动力构型Fig.1 Vega series launch vehicle solid rocket motors

表1 织女星各级发动机参数[1]Tab.1 Vega solid rocket motors characteristics[1]

三级发动机均使用带复合裙的碳纤维/环氧复合材料壳体，燃烧室绝热层使用添加芳纶纤维和玻璃空心微球的低密度三元乙丙橡胶，推进剂为HTPB1912丁羟推进剂，喷管为潜入式柔性摆动喷管。P80FW喷管采取了降低成本的新技术，包括采用玻璃/环氧树脂增强件的自防护柔性接头，采用低剪切模量的橡胶弹性件，降低喷管摆动力矩。扩张段采用组合结构，在前部高热通量区域使用2D碳/酚醛材料，后部低热通量区域使用3D针刺碳纤维和树脂传递塑模工艺来降低成本。

织女星C是当前织女星火箭的升级版，最早于2012年在欧洲航天局理事会部长级会议上提出。织女星C仍然采用与织女星相似的三级固体加液体上面级的构型，火箭高35 m，直径3.4 m，起飞质量约210 t，500 km太阳同步轨道轨道运载能力2 342 kg。第一级采用P120C发动机，第二级采用Zefiro40发动机，第三级采用织女星的Zefiro9A发动机。一、二级发动机参数如表2所示。

表2 织女星C的一、二级发动机参数[12]Tab.2 Vega-C first and second stage solid rocket motors characteristics[12]

Zefiro40发动机也采用碳纤维壳体、丁羟推进剂、潜入式柔性喷管。复合材料壳体的复合裙采用自动铺设技术代替手工铺设，喷管的柔性接头采用了与P80FW类似的低扭矩自防护柔性接头。喷管结构示意见图2。

P120C 是目前世界上最大的整体式碳纤维壳体固体发动机，装有143.6 t丁羟推进剂。喷管继承P80FW的一些技术特征，包括采用组合结构的扩张段，低扭矩自防护柔性接头等，同时为了进一步简化结构，降低成本，取消了柔性接头防热罩。P120C喷管生产过程中采用新的自动化生产设备，包括柔性接头增强件的自动化生产设备、使用机器人的喷管自动化总装生产线，喷管与发动机的水平对接也通过自动化设备来实现。喷管结构示意如图2所示。

图2 P80FW与P120C喷管结构示意Fig.2 P80FW and P120C nozzle

1.2 艾普斯龙

艾普斯龙是由日本宇宙航空研究开发机构推动研制的。基本型火箭高24.4 m，直径2.6 m，起飞质量91 t，500 km太阳同步轨道运载能力为450 kg，2013年9月14日成功首飞。改进型的艾普斯龙增加了二级发动机装药量，重新设计了二子级结构，三级发动机从整流罩内部退出，提升了整流罩内部空间。火箭主动力组成见图3。

(a)基本型

(b)改进型图3 艾普斯龙火箭主动力组成Fig.3 Epsilon launch vehicle solid rocket motors

艾普斯龙第一级采用H-2A和H-2B运载火箭的SRB-A固体发动机，发动机使用整体式碳纤维复合材料壳体、丁羟推进剂，使用的喷管为潜入式柔性摆动喷管。2003年H-2A火箭固体发动机喷管喉衬与扩张段连接处燃气泄漏，导致H-2A火箭飞行失败，因此对SRB-A喷管进行了改进设计，主要改进措施包括：1)扩张段型面由锥形改为钟型，增大喷管初始扩张半角；
2)增加扩张段防热层厚度；
3)增加喉衬向扩张段的延伸长度。SRB-A喷管改进示意见图4。

图4 SRB-A喷管的改进Fig.4 Improvement of SRB-A nozzle

基本型艾普斯龙第二级采用M34c发动机，基于M-V火箭的第三级发展而来，发动机采用碳纤维复合材料壳体、丁羟推进剂，带螺旋弹簧伸展器的潜入式柔性摆动延伸喷管，喷管喉部安装了可抛式喉塞点火器。第三级采用KM-V2b发动机，在M-V火箭第四级基础上改进，发动机壳体为碳纤维复合材料，推进剂牌号与二级发动机相同，火箭第三级采用自旋稳定姿态控制方式，喷管采用潜入式固定喷管，喷管喉部也安装可抛式喉塞点火器。

改进型火箭第二级发动机M35装药量与M34c相比增加了约4 t，还将喷管喉点火器移到了燃烧室前部。改进型火箭第三级发动机为KM-V2c。这两型发动机都不再使用结构复杂的延伸喷管。发动机性能参数见表3、表4。

表3 艾普斯龙基本型固体发动机参数[16，18]Tab.3 Epsilon solid rocket motors characteristics[16，18]

表4 改进型的二、三级发动机参数[16]Tab.4 Enhanced Epsilon second and third stage solid rocket motors characteristics[16]

未来的艾普斯龙S型火箭第一级将使用SRB-3发动机，SRB-3与 SRB-A 的总长、装药量、直径基本一致，可以降低由于引入新技术而导致的风险，而且可以继续使用SRB-A 的制造设备和工装，达到降低研制成本的目的。SRB-3壳体使用日本产碳纤维复合材料和橡胶弹性层，不再使用美国产复合材料，提高了材料选用的自由度。壳体设计采用日本本土技术，不需要再向国外支付技术转让费，同时利用日本先进的碳纤维复合材料技术和丰富的材料数据积累，壳体设计安全系数由1.5调整为1.25，通过减少壳体碳纤维材料使用量来降低成本，这与美国在20世纪80年代开发商用Castor120发动机时的思路不同。

1.3 飞马座

飞马座运载火箭是有翼的空射固体运载火箭，由当时的轨道科学公司研制，是世界上首款空射运载火箭。该型火箭有两个版本，包括标准型、改进了一、二级固体发动机的XL型。飞马座标准型火箭于1990年5月首飞，火箭总长度15.2 m，直径1.3 m，起飞质量19 t。飞马座XL于1994年6月首飞，火箭总长度16.9 m，直径1.3 m，起飞质量为23.1 t，500 km SSO运载能力为250 kg。火箭动力组成见图5。

图5 飞马座XL动力组成Fig.5 Pegasus XL solid rocket motors

飞马座火箭使用的猎户座系列发动机主要包括直径1.27 m的Orion50系列，直径0.965 m的Orion38，这两型发动机起初都是专门为飞马座火箭研发的。飞马座标准型第一级使用Orion50S发动机，第二级使用Orion50发动机，第三级使用Orion38发动机。飞马座XL增加了一、二级发动机装药量，提升了发动机推力及总冲水平，并且增加了两级发动机的长度。飞马座各级发动机均采用碳纤维/环氧树脂复合材料壳体，丁羟推进剂。第一级发动机均为固定喷管，二、三级发动机采用柔性摆动喷管。发动机参数见表5、表6。

表5 飞马座标准型各级发动机基本参数[29]Tab.5 Pegasus solid rocket motors characteristics[29]

表6 飞马座XL第一、二级发动机[29]Tab.6 Pegasus XL first and second stage solid rocket motors characteristics[29]

1.4 米诺陶

米诺陶系列火箭最初是在美国空军的轨道与亚轨道项目支持下开发的，由原轨道科学公司承担研制，包括多个型号，其中米诺陶Ⅱ为飞行靶弹，米诺陶Ⅲ目前无飞行试验记录，这两个型号在本文中不作探讨。火箭动力组成见图6。

图6 米诺陶系列火箭动力组成Fig.6 Minotaur launch vehicle propulsion system

米诺陶Ⅰ的Ⅰ、Ⅱ级发动机采用了民兵Ⅱ弹道导弹的第Ⅰ、Ⅱ级发动机，Ⅲ、Ⅳ级采用了飞马座XL的Ⅱ、Ⅲ级发动机。米诺陶Ⅳ运载火箭在“和平卫士”导弹全部三级固体发动机的基础上增加了由Orion38发动机和冷推姿态控制系统组成的制导控制组合，火箭高度约24 m，起飞质量86 t，500 km SSO运载能力约1 050kg。米诺陶Ⅳ-Lite在“和平卫士”导弹的三级固体发动机的基础上增加单组元末助推发动机。米诺陶Ⅳ+则采用Star48V发动机替换了米诺陶IV的Orion38发动机。米诺陶V火箭高24.5 m，起飞质量89 t，第四级使用了Star48BV固体发动机，第五级使用Star37FM发动机。

Star37FM、Star48BV的壳体采用钛合金材料，推进剂为丁羟。Star37FM采用固定式喷管，Star48BV采用柔性摆动喷管，两型发动机都采用尾部点火方式。上面级发动机参数见表7。

表7 米诺陶上面级发动机参数[29]Tab.7 Minotaur upper stage solid rocket motors characteristics[29]

使用退役发动机时，需要解决的关键问题是在超期服役的情况下，使发动机仍然能够保持高可靠性。美国空军建立了一套较完整的发动机老化监测程序，对起爆器、隔板点火器等组件进行定期地面测试，记录测试性能，并与要求值和历史趋势进行比较，这些数据提供给空军火箭系统发射工程团队进行寿命预估。每6年会解剖一台发动机，获取推进剂试件，在试件老化过程中，继续测量推进剂与发动机壳体间的黏接性能。每两年挑选库存中最旧的发动机进行一次点火试验，获得柔性接头、喷管等组件的性能，试验完成后仔细检查发动机壳体、喷管、防热层，确认这些组件是否还能够满足设计要求。

1.5 金牛座

金牛座运载火箭是在美国国防高级研究计划局的标准小型运载火箭项目支持下，利用飞马座火箭的技术基线开发的一种快速响应火箭。火箭于1994年3月首飞， 2014年2月金牛座火箭更名为米诺陶C，新命名的火箭主要改进了箭上电子设备，主动力系统没有改变。2017年11月，米诺陶C发射成功。火箭动力组成见图7。

图7 金牛座火箭固体动力组成Fig.7 Taurus launch vehicle solid rocket motors

金牛座火箭是在对飞马座火箭各级固体发动机的基础上，增加了“0级”固体发动机构成的四级固体运载火箭。首飞时，“0级”采用“和平卫士” 导弹的第一级发动机，后来“0级”替换为Castor120发动机。

2011年3月发射的金牛座3110XL(使用1.6 m 整流罩)和2017年11月发射的米诺陶C(使用2.3 m整流罩)火箭高30～32 m，直径2.36 m，起飞质量约77 t。使用1.6 m/2.3 m整流罩时，500 km太阳同步轨道运载能力分别约为1 050 kg/860 kg。火箭主动力系统组成如表8所示。

表8 金牛座3110XL/米诺陶C 3210XL的典型主动力组成Tab.8 Taurus 3110XL/Minotaur C 3210XL solid rocket motors

第“1级”Orion50SXLT发动机在飞马座第一级发动机基础上改进了连接裙结构，调整了喷管扩张比，并将固定喷管改为柔性摆动喷管。第“2级”在飞马座第二级发动机基础上改进了连接裙结构。第“0级”Castor120是为适应发射小卫星的运载火箭需求，1988年开始在“和平卫士”第一级SR118发动机基础上研制，使用了丁羟推进剂、碳纤维复合材料壳体，它与SR118相比，直径相当，长度更长，装药量更多。壳体增强材料使用性能更好的T-1000碳纤维，这使发动机在维持0.93质量比的同时，安全系数由1.25提升到1.4，减少了壳体爆破试验次数，降低了发动机的研制成本。表9给出了金牛座“0级” Castor120发动机的参数。

表9 Castor120发动机参数[29]Tab.9 Castor120 solid rocket motor characteristics[29]

2.1 欧洲

欧洲的固体运载火箭主动力系统发展可以总结为以下两个方面：

1)注重固体运载火箭发展，将其用于近地轨道中小型载荷发射。

欧洲固体运载火箭追求更大的规模和更强的运载能力，织女星是目前世界上在役的规模最大的固体运载火箭，用于发射2 t以下的近地轨道载荷。未来的织女星C将继承这一特点，并且将近地轨道运载能力提升至3.3 t。一级的P120C取代了P80FW成为当今世界上最大的整体式固体发动机。织女星系列火箭是在欧洲航天一体化背景下，各国之间密切协作的产物。使用固体动力运载火箭，保护和促进了欧洲固体发动机工业的发展。

2)采用多种手段降低成本以适应市场竞争。

欧洲的固体发动机在继承成熟技术的同时，不断采用新技术、新工艺降低成本。新一代火箭的固体发动机更加注重模块化的发展模式，织女星C的一级发动机作为阿里安6捆绑助推模块。阿里安公司通过提高固体发动机通用性，实现发动机量产来稀释成本。通过技术的继承与创新、生产流程自动化、发动机通用化量产等一系列措施，整体上降低了欧洲运载火箭成本，提高了竞争力。

2.2 日本

艾普斯龙火箭是2006年M-V火箭退役后，日本研制的新一代固体火箭。通过分析，总结出日本固体运载火箭发展两个方面的特点：

1)重视固体动力技术发展，使用固体运载火箭验证自动化测发控、火箭快速响应发射等技术。

日本一直将固体动力技术作为一项战略能力来对待，艾普斯龙火箭一定程度上也是为了满足日本验证火箭自动化测发控、火箭快速响应发射等技术的需求，与原来的M-V火箭相比，艾普斯龙火箭发射准备时间更短，发射控制参与人员由60人减少到8人左右。固体发动机具有结构简单、易于贮存、使用方便等特点，易于满足此类需求。

2)动力系统模块化组合，发动机构型逐步改进以适应任务需求，大型固体发动机技术本土化发展。

艾普斯龙火箭一开始就实行了模块化的发展思路，一级直接借用了H-2系列运载火箭的固体助推器SRB-A，且基本未作改变。为了更快地完成火箭首飞，二、三级构型在原有基础上也基本未变，首飞后才对喷管等组件进行了适应性调整，实行了渐进式的发展策略。

SRB-A最初是在原阿连特技术系统公司的技术支持下开发的，其未来替代型SRB-3将更多地应用日本的本土技术和材料以达到降低成本的目标。与欧洲类似，日本新一代的H-3运载火箭，使用SRB-3固体发动机作为助推器，通过2～4个SRB-3与液体芯一级发动机组合，实现不同的火箭构型。新的艾普斯龙S型火箭使用带有摆动喷管的SRB-3实现一级推力矢量控制，而H-3火箭则使用简化的固定式喷管SRB-3作为助推器，利用芯级液体发动机进行姿态控制。

2.3 美国

美国的固体运载火箭种类较欧洲、日本多，其发展特点具体表现在以下两个方面：

1)创造开放竞争的航天运输市场，运载能力相近的固体、液体火箭同时发展。

美国政府一直在努力开发具有竞争力的太空发射市场。1998 年的《商业航天法》禁止使用退役导弹发动机用于商业发射，并限制它们在政府发射中的使用，部分原因是鼓励美国商业航天发射工业的发展。因为使用退役导弹发动机用于商业发射可能对美国商业航天市场产生消极影响。

在政策支持和市场需求的推动牵引下，一些新兴公司已经开发出新的小型运载火箭，目前美国具有入轨能力的小型运载火箭包括火箭实验室的电子号液体运载火箭、维珍轨道公司的发射者一号空射液体运载火箭。这些火箭的飞行任务总量超过10年来美国所有小型固体运载发射量的总和。从表10看出，美国新兴航天公司的小型运载火箭发射成本更低，传统的小型固体火箭在价格上没有优势。一些典型火箭发射成本见表10。

表10 各型运载火箭发射成本[42]Tab.10 Solid launch vehicles launch cost[42]

航天飞机计划结束后，美国对固体火箭发动机推进剂装药总量的需求下降了75% 以上，变化的市场条件导致产能过剩，产能过剩导致制造商无法维持成本竞争力，这会危及发动机制造商的生存能力。但美国并没有像欧洲、日本那样将固体运载火箭作为主要运载器。与欧洲和日本相比，美国拥有两个以上具有重叠发射能力的供应商，这与美国政府和民间的投资密不可分，美国的发射服务预算远高于其他国家，资本市场对新兴航天企业投入的程度也超过其他国家，航天企业利用这些投资，同时依靠美国深厚的航天工业基础、技术储备以及政府的政策支持，才有了当前活跃的市场竞争局面，美国政府从中受益颇丰，一定程度上扭转传统美国航天企业垄断发射市场成本居高不下的情况。

2)对退役导弹发动机进行老化监测、寿命预估和整修，验证发动机寿命的同时节约开支。

美国的米诺陶系列火箭动力系统广泛使用了退役导弹民兵Ⅱ、“和平卫士”导弹的固体火箭发动机，解决了美国签署《削减战略武器条约》后，退役导弹的资源再利用问题。火箭利用了已有技术和已经生产完成的产品，提高了固体火箭的技术成熟度和可靠度，降低了研制成本，缩短了研制周期，同时也节约了对库存发动机的维护费用支出。这种发展模式与美国在前期大规模的技术和经济投入密不可分。

美国民兵导弹发动机的老化监测计划始于1959年，经过数十年的投入和发展，美国形成了较为完善的固体发动机寿命评估体系，并且制定了严格的发动机整修、检查方法，并且这些方法经过了试验验证考核。2007年，火箭系统发射工程试验使用的民兵Ⅱ发动机寿命达到40年。此外，根据2012年“和平卫士” 导弹库存发动机情况来推断，2020年发射的米诺陶IV火箭使用的固体发动机寿命不低于27年。

在20世纪90年代，由于成本原因，我国没有将固体发动机纳入大型运载火箭总体方案论证的选择范围，但是在运载火箭上面级上应用了固体发动机。未来，我国运载火箭对固体发动机也有使用需求。针对我国固体运载火箭主动力系统的发展，本文提出以下3点建议：

1)研制大推力、高装药量、低成本、高可靠的固体发动机作为固体运载火箭的一级主动力，同时考虑将其作为液体运载火箭的助推器。一方面推动固体发动机大尺寸组件如复合材料壳体、喷管、喉衬技术及大规模推进剂浇铸等方面的技术发展，为开发更大规模的固体发动机积累经验；
另一方面也能为后续大型运载火箭的构型方案提供更多样的选择。

2)通过有序市场竞争推动固体动力技术创新，设计更精简、更利于成本控制的发动机部组件结构。研发更高性价比的基础材料，如壳体用高性能碳纤维材料、轻质化防热材料等。并且在发动机生产过程中应用自动化、智能化设备，提高生产效率以节约成本。

3)提前策划开展固体发动机的老化监测程序，对发动机的基础材料、试样件、部组件、缩比发动机、整机实施老化监测。形成完善的发动机寿命评估体系，制定出有效发动机检测、整修、延寿方法，对最大限度发挥固体发动机使用潜力有重要意义。

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