运载火箭动力冗余技术

张 智，容 易，郑立伟，宋 强

(北京宇航系统工程研究所，北京100076)

1 引言

数年来国内外运载火箭发射失利案例中，因动力系统故障导致的发射失利占半数以上［1］。如何实现发动机故障后仍可保证任务圆满成功，是运载火箭总体设计一直在思考并致力于解决的工程难题。

N-1火箭、航天飞机、土星系列火箭、法尔肯9火箭等均具备一定的动力冗余能力［2］。2012年10月8日，法尔肯9火箭在飞行过程中发动机故障后主任务仍圆满成功，是近期运载火箭实现动力冗余的实例。

我国运载火箭在电气系统设计中多采取冗余技术提高可靠性［3］，但应对动力系统故障的适应能力不强，出现单台发动机推力丧失或部分推力下降故障时，很难保证任务成功。

采用动力冗余技术，可解决大部分因发动机故障导致任务失败的问题，对提高火箭可靠性具有重要意义。

2 国外运载火箭动力冗余情况

国外运载火箭部分构型具备动力冗余能力。

2.1 N-1 火箭

一级30台发动机均不摇摆，火箭俯仰偏航控制通过调节外围24台发动机推力调节实现，滚动控制是通过内圈6台发动机涡轮排气管的摇摆实现，发动机布局见图1所示。

飞行过程中若部分发动机出现故障，控制系统会自动关闭该发动机及其对称布置的发动机。N-1火箭允许关闭4台发动机。

图1 N-1火箭Fig.1 N-1 rocket

N-1火箭的4次失利情况如下［4］:

第一次失利:火箭飞行期间12号发动机受到的振动载荷超过了引压管设计上限，导致燃气发生器引压管断裂。54.5 s，一级发动机舱起火，导致电路短路，造成控制系统发出错误指令，关闭了所有正常的发动机，同时又发出指令使已关闭的故障发动机继续工作。这次故障起因为燃气发生器引压管断裂。

第二次失利:火箭起飞后0.22 s，8号发动机的氧化剂泵吸入了焊渣或其它金属颗粒物，金属颗粒打破了氧化剂泵的叶片并击穿了泵的壳体，在发动机舱内引起爆炸起火，使18号发动机的控制电缆被烧毁。这次失败的原因是火箭生产过程中质量控制不严格。

第三次失利:此次飞行的所有发动机均工作正常，但是中心6台发动机涡轮排气喷管的控制电缆中，有一台或几台的极性接反，因此火箭起飞后不能进行正确的滚动控制。尽管火箭试图纠正滚动偏差，但是由于电缆的极性被接反，引起了姿态发散，导致任务失败。

第四次失利:正常情况下，N-1火箭应该首先关闭内圈的6台发动机，然后关闭外圈的24台发动机和4台游动发动机。但是当内圈发动机关闭时，产生了很大的水击压力，造成设置在内圈发动机上的小直径燃料管路断裂，而这些管路与外圈第4号发动机的燃气发生器相通，因而使4号发动机的氧泵发生气蚀、起火和爆炸，爆炸造成发动机舱破裂，并导致其它发动机倾斜。107 s控制系统关闭了所有发动机，并使二子级发动机点火。上述过程自动触发了逃逸程序。本次失利是发动机关闭时水击压力过大所致。

2.2 航天飞机

轨道飞行器采用3台液氢/液氧发动机，呈120°均布，每台发动机可双摆［2］。

系统设计可在一台发动机故障时，靠其余两台发动机完成姿态控制功能，1985年7月29日挑战者号升空后3 min 30 s，火箭及时关闭了发生故障的1号发动机，对发射未产生致命影响［5］。

2.3 土星1和土星1B

一级装有8台H-1发动机，火箭实质上是按照7台发动机推力设计的，第8台发动机是为提高工作可靠性，改善发射性能而准备的。

8台发动机配置成内、外两圈，内圈4台固定在发动机机架的中央圆筒上，与火箭轴线夹角为3°，外圈4台发动机用常平座安装在发动机架的4个支撑臂上，与火箭轴线夹角为6°，发动机可双向摇摆［2］，发动机布局情况如图2所示。

图2 土星1B火箭Fig.2 Saturn 1B rocket

2.4 法尔肯9火箭

一级9台发动机，一级飞行姿态控制通过摇摆发动机实现，具备地面起飞允许1台发动机故障、飞行一段时间后允许2台发动机故障的发动机冗余能力，发动机布局见图3。

在法尔肯9的四次发射中，均出现了发动机参数异常，前三次发动机及时关机保证发射可靠终止，第四次飞行过程中故障发动机及时关机保证主任务成功。

图3 法尔肯9中型火箭Fig.3 Falcon 9 medium rocket

3 动力冗余的必要性

从现役火箭可靠性定量评估结果看，动力系统的评估结果最低，某运载火箭的可靠性定量评估结果见表1。据统计，几乎所有的运载火箭均服从这一规律。

表1 某运载火箭可靠性定量评估结果Table 1 Quantitative reliability evaluation results of launch vehicle

从国内外运载火箭飞行故障统计结果看，在130次火箭飞行故障中，有73次是由动力系统故障引起的，约占56.2%。因此若进一步提升运载火箭的可靠性，必须提高动力的可靠性，而动力冗余设计是有效手段之一。

冗余设计对于提高动力系统可靠度的作用，可以用下面的简单算例进行说明:

假设单台发动机的可靠度与推力大小无关，在给定单台发动机推力可靠度为Q的条件下，保持总推力不变分别计算无冗余、冗余一台或者两台情况下的可靠度，其公式分别见(1)～(3)。

式中:Q为单台发动机可靠性;n为发动机总台数;F0、F1、F2分别表示非冗余、1台冗余和2台冗余的全箭发动机系统可靠性。采用非冗余和冗余发动机可靠性对比情况见图4和表2。

图4 采用非冗余和冗余发动机可靠性比较图Fig.4 Comparison of engine reliability with/without redundancy

表2 采用非冗余和冗余发动机可靠性对比表Table 2 Comparison of engine reliability with/without redundancy

计算结果表明，发动机冗余可以显著提高动力系统的可靠性。

4 动力冗余的实现方式

从目前分析结果看，实现动力冗余的可行方式有两种，即变推力方式和发动机贮备方式。

1)变推力方式:发动机数量与额定状态相同，要求发动机具备推力调节能力。在单台发动机出现故障并被关闭后，其它发动机需提高推力弥补关闭故障发动机造成的推力损失。推力调节范围与发动机总台数有关。

2)发动机贮备方式:发动机数量比额定状态多一台或多台，对发动机推力调节能力无要求。

发动机贮备方式有两种，即冷贮备和热贮备。前者在正常飞行时，作为贮备的发动机不工作，仅当其它发动机出现故障并被关闭后启动，该方式将损失一定的运载能力，特别是作为贮备的发动机位于末级火箭上时，实施难度较大;后者在正常飞行时，作为贮备的发动机同时工作，当其它发动机出现故障并被关闭后，火箭继续飞行，此种方式可不影响或者对运载能力影响较小。

下面以另一型火箭为例，探讨两种动力冗余方式对总体设计的影响。该型火箭为三级火箭，捆绑两个助推器。芯一级和助推器采用相同模块，每个模块安装5台单台地面推力为2600 kN的发动机;二级安装4台单台真空推力为1100 kN的发动机;三级使用主游机配置，1台主机与二级发动机相同，另配置4台单机推力为89 kN的游动发动机。该型火箭起飞质量约2933 t。

4.1 变推力方式对运载火箭的影响

下面针对不同飞行阶段出现一台发动机故障，采用变推力方式实现动力冗余的影响分析。

1)一级飞行段

起飞时芯一级或者助推器的1台发动机故障或起飞80 s后2台发动机故障，均能通过将正常工作的发动机推力提高10%左右达到维持运载能力不变的目标，发动机摆角控制在10°以内即能实现姿态稳定，且最大qα(动压与攻角之积)在3 300 Pa以内。

若在一级飞行中无故障，则通过发动机节流控制可以实现降低飞行载荷的目的。

2)二级飞行段

二级飞行段有1台发动机推力丧失时，需要其他另外3台发动机推力提高15%达到维持运载能力不变的目标，发动机摆角控制在6°以内即能实现姿态稳定。

3)三级飞行段

三级飞行段有1台游机推力丧失时，由于此时已接近入轨，发动机推力对运载能力影响较小，不需要其他游机具备变推力能力，发动机摆角控制在12°以内即能实现姿态稳定。

4.2 发动机贮备方式对运载火箭的影响

对于发动机冷贮备方式，需要在每一级均贮备一台发动机，而每级的这台贮备发动机在火箭正常的情况下是不工作的，这对火箭的运载能力影响较大，特别是在火箭末级，若贮备发动机的重量为1 t，则对全箭的运载能力影响同样为1 t。

对于发动机热贮备方式，有可分为维持加注量不变(A方案)和增加加注量(B方案)两种方案，两种方案每级贮备的发动机与同级其它发动机一同工作，图5和图6给出了两种方案对不同时刻发动机出现故障的月球转移轨道(LTO)运载能力影响情况。从图中可见:

1)在正常状态下两种方案额定运载能力相当，B方案的运载效率略高;

2)A方案对所假设故障的适应能力要强。

图5 助推器发动机发生故障运载能力对比曲线Fig.5 Launch capacity curves when booster engine fails

图6 芯一级发动机发生故障运载能力对比曲线Fig.6 Launch capacity curves when core stage engine fails

4.3 动力冗余对发动机的影响

采用发动机贮备方式实现动力冗余，对发动机本身的设计、试验等无影响，但需要在飞行过程中掌握对发动机的在线实时故障诊断，以识别出故障发动机并实施对故障发动机的故障处理。

变推力方式除了需要发动机故障诊断技术外，还需要具备发动机推力调节技术，因此发动机额定工况可能不是最优工况。

液体发动机推力调节技术在世界运载火箭中并不是新技术，RD系列发动机、SSME发动机、RS-68发动机和LE-7A发动机均具备推力调节能力［6］，该技术不仅可以实现动力冗余，也可应用于运载火箭的减载设计［7］。

4.4 动力冗余对控制系统的影响

实现动力冗余，对控制系统提出了新的需求，除了需要对故障发动机发出关机指令和推力调节指令外，故障情况下的系统重构技术以及制导姿控在线优化设计也是实现动力冗余的关键。

通过调研，国外运载火箭控制系统在线优化设计已经得到工程应用［8］。目前我国运载火箭已经应用的迭代制导技术即属于在线优化技术，但对于故障情况下控制系统在线优化设计仍有差距，这也是国内外运载火箭控制系统应用的发展方向之一。

4.5 动力冗余对增压输送的影响

对于捆绑式运载火箭，为实现助推器发动机故障下的动力冗余，采用推进剂交叉输送是解决此种故障下推进剂不平衡消耗的有效途径。若采用助推器与芯一级同时分离方案，仅在发动机故障下通过交叉输送，使推进剂均衡消耗，降低干扰的同时，减小对运载能力的损失。

国外运载火箭交叉输送技术已经得到了工程应用，我国运载火箭的交叉输送技术的研究也已经取得了阶段性进展。

5 实现动力冗余的关键技术

动力冗余能够显著提高运载火箭的可靠性，但要实现这一目标，必须攻破并掌握以下技术。

1)发动机故障诊断技术

无论采用何种动力冗余方式，均需要判别发动机的工作状态，即需要发动机的故障检测与诊断技术。该项技术是实现动力冗余的前提和核心。在理论和方法上，国内外的研究都很广泛，但在应用方面均比较谨慎，目前有航天飞机和法尔肯有成功的应用案例［9-10］。该项技术也是载人运载火箭确保航天员安全性所需要的技术之一。

2)推进剂交叉输送技术

推进剂交叉输送技术是一种高效的推进剂利用技术。对于使用同种推进剂的并联式捆绑火箭，在一级飞行段助推器向芯级供应推进剂，使助推器分离时芯级推进剂仍保持满箱状态，此方式可以较大地提高运载能力。同时也为火箭构型的灵活设计和动力冗余奠定了技术基础。

3)发动机推力调节技术

发动机推力调节是提高火箭发动机适应性和运载火箭性能的有效措施，对降低火箭飞行载荷、优化飞行轨迹起着至关重要的作用。这种能力对于实现动力冗余也是一项关键技术。

国外的许多发动机均具备了发动机推力调节技术，国内在研制新一代运载火箭用液氧煤油发动机时也曾在此方面开展过研究。

4)控制系统重构技术

发动机故障情况下的控制系统重构技术也是实现动力冗余的重要技术，包括故障优化轨迹设计、制导姿控系统参数重构和发动机摆角指令重分配技术等，这些技术的应用将保证发动机故障情况下火箭沿最优轨道飞行，确保任务成功。

6 结论

动力系统的可靠性水平已成为制约运载火箭可靠性进一步提高的关键，动力冗余是提高动力系统可靠性的重要途径之一，并可提高发动机对不同型号应用的适应性，为火箭总体构型设计、性能优化设计提供有力支撑。实现动力冗余尚有若干关键技术有待突破，需要参考借鉴国内外已有的技术基础及应用成果，针对关键技术进行研究探索，以取得动力冗余技术的实质性进展。

［1］李海波.50年来全球航天运载器的可靠性［J］.强度与环境，2007，34(2):1-11.

［2］龙乐豪.世界航天运载器大全(第2版)［M］.北京:中国宇航出版社，2007:634-635，1387-1419.

［3］李东.长征火箭的现状及展望［J］.科技导报，2006，24(3):57-63.

［4］丁文华.国外月球探测运载火箭故障分析［J］.国际太空，2007(9):26-34.

［5］宗言.美国航天飞机故障一览［J］.中国航天，2003(5):15-19.

［6］陈允宗，才满瑞.国外大型液体火箭主发动机比较分析［J］.导弹与航天运载技术，2011(4):32-36.

［7］琚春光，东华鹏，王国辉.航天运输系统对火箭发动机的需求［J］.导弹与航天运载技术，2011(4):23-27.

［8］Richard E，Allen V，Bauer，et al.Responsive，low-cost access to space with ELVIS an expendable launch vehicle with integrated spacecraft［C］//Annual USU/AIAA Small Satellite Conference.Salt Lake City，2003:1-12.

［9］“阿波罗—13”飞行日记.太空探索［J］.1996(1):34.

［10］陈启智.液体火箭推进系统健康监控技术的演变［J］.推进技术，1997，18(1):1-7.