首枚“织女星”运载火箭即将发射

2011-08-13丁文华北京航天长征科技信息研究所

国际太空 2011年11期

丁文华（北京航天长征科技信息研究所）

□□在欧洲航天局（ESA）7个成员国（意大利、法国、比利时、瑞士、西班牙、荷兰和瑞典）的支持下，“织女星”（VEGA）运载火箭从1998年开始研制，用于发射政府和商用小型有效载荷。这种四级火箭能将1500kg的有效载荷发射到700km高的轨道上，计划于2011年年底从法属圭亚纳库鲁航天中心进行首飞。

1 概述

“织女星”是阿里安－5（Ariane－5）重型火箭和联盟号中型火箭的补充，其主承包商为意大利欧洲运载火箭（ELV）S.p.A公司[由意大利艾维欧（Avio）航空公司和意大利航天局（ASI）组成的合资公司，艾维欧航空公司占70%股权，意大利航天局占30%股权]。2004年，将“织女星”的最终结构定为四级火箭，2010年完成了发射系统鉴定试验。目前，“织女星”处于综合试验和地面基础试验阶段，三级固体子级和姿态与游标上面级模块（AVUM）将在发射台上进行垂直吊装。最终，将火箭的4个子级安装到发射台上，且模拟的卫星载荷和整流罩已与火箭对接。火箭所有组装已于2011年3月底完成，还将对硬件进行实际验证飞行试验。“织女星”的发射台是在阿里安－1火箭发射台的基础上改建的。“织女星”由阿里安航天公司进行运营管理，可将质量为1500kg的有效载荷送入极轨道和低地球轨道（LEO）。

“织女星”各结构研制单位如下：

· 有效载荷整流罩由瑞士的鲁格（RUAG）空间公司负责研制；

· 适配器、游标上面级模块的结构和T3外裙由西班牙航空制造有限公司（EADS CASA）负责研制；

· 包带由瑞典的萨博（SAAB）公司负责研制；

· 姿态与游标上面级模块的组装和试验由意大利的艾维欧航空公司负责；

· 二、三子级的生产、组装和试验由意大利的艾维欧航空公司负责；

· 一子级的组装和试验由意大利的艾维欧航空公司负责；

· P80FW发动机由法国的欧洲推进公司（Europropulsion）研制；

发射架中的“织女星”

“织女星”的主要性能参数

P80FW发动机喷管

发射台上的“织女星”

·游标上面级模块的电子设备由泰雷兹（Thales）、约克科技（INSNEC）、伽利略航空（Galileo Avionica）、克利萨（CRISA）、萨博和萨夫特（SAFT）等公司负责研制；

· RD-869 发动机和推进系统由乌克兰国家南方设计局（KB Yuzhnove）负责研制；

· 一、二、三子级推力矢量控制系统和级间外裙由比利时的萨布卡（SABCA）公司负责研制；

· 二、三子级级间段由意大利的奥立康·康特拉夫斯（O.C.I）公司负责研制；

· 一、二子级级间段由荷兰空间（Dutch Space）公司负责研制；

· 一、二、三子级的点火装置由荷兰的斯多科产品工程公司（Stork Product Engineering）负责研制；

· 喷管由法国的斯奈克玛固体推进公司（SNECMA Propulsion Solid）负责研制。

2 发展过程

意大利曾于20世纪60年代为本国研制了全固体的“侦察兵”（SCOUT）运载火箭。直到20世纪90年代中期，由于小型卫星得到了全球的特别关注，尤其是空间科学任务和对地观测任务的增多，需要提供经济可承受的发射系统，于是意大利在“侦察兵”的基础上研发了“织女星”。经过数年的激烈争论，确定了一项金额达1.73亿美元的研制计划，其中意大利的投资额占52%，法国占34%，其他西欧国家占16%。

“织女星”的研制过程如下所述：

1）1995年研制出三级“织女星”固体火箭，一、二子级直径都是1.9m，子级质量均为16t，使用契法罗发动机。整流罩内装有效载荷和三子级（上面级），直径为1.3m，质量为1.7t，可将质量为700kg的有效载荷送入低地球轨道。

整装待发的“织女星”

“织女星”能将1500kg的有效载荷运至700km高的极轨道

吊装采用P80FW发动机的一子级

“织女星”整流罩

1997年，意大利艾维欧航空公司与乌克兰南方设计局联合提出2种方案：

方案一：织女星－K0采用四级火箭，一、二子级使用P16和契法罗发动机，三、四子级分别使用乌克兰南方设计局的RD-861和RD-869发动机，三、四子级使用四氧化二氮/偏二甲肼液体推进剂，可将质量为300kg的有效载荷送入700km高的极轨道。

方案二：织女星－K与织女星－K0的不同点是织女星－K一子级使用P85发动机，由阿里安－5火箭助推器改进而来，但比阿里安－5火箭助推器短，可将质量为1600kg的有效载荷送到700km高的极轨道。

2）1998年6月，欧州航天局选取的“织女星”结构是三级固体型方案，一、二子级分别使用织女星－K上使用过的P85和P16发动机，三子级是由法国国家空间研究中心（CNES）研制的质量达7t的固体推进剂级，火箭带有辅助液体推进模块，入轨精度高，可将2000kg的有效载荷发射到700km高的圆轨道。

3）2004年，“织女星”最终采取四级结构方案。一子级选用P80改进型；二、三子级选用织女星－K上使用过的由P16改进的P23和P9发动机；四子级使用液体游标上面级模块，可将1500kg的有效载荷送到700km高的极轨道。

3 总体布局和结构

“织女星”箭体结构包括一子级、二子级、三子级、姿态与游标上面级模块舱段和整流罩。一、二、三子级为固体推进剂火箭，一子级使用P80FW发动机；二、三子级发动机分别为契法罗－23和9；四子级为液体推进剂姿态与游标上面级模块。姿态与游标上面级模块用于对有效载荷实施姿态和轨道控制，由推进舱（APM）和仪器舱（AAM）组成。整流罩内包括有效载荷及其支架。除推力矢量控制电子设备和安全系统外，“织女星”的大部分电子设备都安装在姿态与游标上面级模块仪器舱中。

采用契法罗－23发动机的二子级

· 一子级长10.5m，直径3m，可装载88t推进剂，除P80FW发动机外，一子级还包括一、二子级级间段、尾段和电缆槽；

· 二子级长7.5m，直径1.9m，由契法罗－23发动机和二、三子级级间段组成；

· 三子级长3.85m，直径约为1.9m，包括契法罗－9发动机、与上面级相连的级间结构和电缆槽等；

· 四子级姿态与游标上面级模块是一个多功能结构，用于完成一、二、三子级火箭的飞行控制及有效载荷入轨，提高入轨精度，进行轨道机动和有效载荷分离。姿态与游标上面级模块由外裙、推进舱和仪器舱组成，高度为1.74m，位于三子级和有效载荷舱之间，提供有效载荷支架、整流罩和三子级分离系统间的机械接口。

采用契法罗－9发动机的三子级

整流罩内包括有效载荷舱和支架，采用传统的2个半罩，用包带连接和分离。整流罩长7.18m，直径2.6m，有效载荷容积为20m3，质量为470kg，结构采用铝蜂窝夹芯和碳纤维增强复合材料（CFRP）蒙皮，在火箭飞出大气层后被抛掉。其中，有效载荷支架采用阿里安－5标准的937型有效载荷支架。

4 动力系统

“织女星”推进系统由固体火箭发动机P80FW、契法罗－23和9，以及姿态与游标上面级模块组成。为满足技术和成本要求，P80FW采用了先进的低成本技术，具有较高的性能；契法罗－23和9由契法罗－16发动机改进而来。液体推进系统主要采用现有的组件和技术，采用了乌克兰可多次启动的双组元推进剂发动机和俄罗斯聚合材料囊式贮箱方案。

一子级发动机P80FW不但可用于“织女星”，而且改进后还将用作阿里安－5固体助推器，是“织女星”计划研制的重点。P80FW项目由法国国家空间研究中心领导的综合项目小组管理，主承包商为意大利的艾维欧航空公司，主要的分包商包括欧洲推进公司、比利时的萨布卡公司、法国的斯奈克玛固体推进公司等。P80FW发动机采用的新技术包括：

1）3m直径的碳纤维增强复合材料纤维缠绕壳体；

2）内部热防护采用低密度三元乙丙橡胶（EPDM）；

3）推进剂采用端羟基聚丁二烯（低比例黏合剂和高比例铝粉配置）；

4）使用低成本和轻型碳酚醛材料；

5）采用可消耗壳体的点火器；

6）采用锂离子电池的机电式推力矢量控制系统。

二子级发动机为契法罗－23，由意大利航天局出资并负责研制，可装载约24t的推进剂，喷管膨胀比为25。契法罗－23由如下几部分组成：一个直径为1.9m的碳纤维环氧丝缠绕壳体；低密度三元乙丙橡胶热防护；HTPB1912复合推进剂；可消耗的点火器；机电式推力矢量控制系统；喷管采用柔性接头技术。

三子级推进系统采用固体火箭发动机契法罗－9，同契法罗－23一样，也是由契法罗－16改进而来，但减小了尺寸，装载约10t推进剂，喷管膨胀比为56。壳体材料与一、二子级的相同，喷管与二子级的相似，采用三维碳/碳喉部、碳/酚醛复合材料扩散段和自保护的柔性接头，最大摆角可达6°。

四子级姿态与游标上面级模块采用双组元液体推进系统，主发动机由乌克兰国家南方设计局研制的RD－869发展而来，配有压力调节输送系统，能提供2450N的推力和3092m/s的额定比冲。发动机安装在万向架上，由2个机电作动器控制发动机的摆动。推进剂储存在4个相同的142L囊式钛合金贮箱中，其中，2个储存氧化剂四氧化二氮，另外2个储存燃料偏二甲肼。主发动机至少可点火5次，在进行标准飞行单星发射时，设定为3次点火程序。

姿态与游标上面级模块

5 制导、导航与控制系统（GNCS）

“织女星”使用由阿里安－5制导、导航与控制系统派生的惯性测量装置。位于姿态与游标上面级模块舱的惯性测量装置将导航和姿态数据传到计算机，计算机算出实际姿态与设计姿态之间的姿态误差后，向各级推力矢量控制系统发出控制指令。在火箭助推段飞行时，这些指令控制相应级的机电作动器控制设备（EPEV），由各级推力矢量控制装置的2个机电作动器操纵喷管摆动进行俯仰和偏航控制。在三子级和姿态与游标上面级模块的轨道飞行阶段和滚动控制阶段，火箭的姿态控制由姿态与游标上面级模块的6个冷气（氮气）推力器完成。

箭载计算机发出的一系列程序指令（固体发动机点火、级间分离和专用点火指令等）由1个姿态与游标上面级模块多功能装置（MFU）传到相关硬件上。

在火箭飞行中，对一、二子级的制导按预先确定的飞行程序进行。三子级和姿态与游标上面级模块飞行时，箭载计算机确定一个最优制导方式，控制火箭到达目标轨道。飞行中，姿态与游标上面级模块箭载计算机能够修正上升飞行中的偏差。

6 典型飞行程序

首先，火箭一、二、三子级进入低椭圆轨道，主要程序是：一子级以初始速度垂直上升，按程序作偏航机动和零攻角飞行；二子级以零攻角飞行；三子级飞行，在三子级点火前的短期滑行段整流罩分离，整流罩分离的时间取决于有效载荷对气动加热条件的要求，典型的整流罩分离时间发生在起飞后200～260s，三子级进入亚轨道。

随后，姿态与游标上面级模块第1次点火启动，有效载荷和上面级进入初始停泊轨道，姿态与游标上面级模块进行滑行和轨道机动。期间，姿态与游标上面级模块可能多次启动，将有效载荷送入各种不同的中间轨道。上面级最后一次启动，将使姿态与游标上面级模块脱轨或进行轨道处理机动。在实际飞行中尽量减少上面级点火次数，最少2次点火可实现将有效载荷送到目标轨道的任务。一次典型的将有效载荷发射到400km高圆轨道的任务将历时1～1.5h。