长征四号乙/丙运载火箭末级空间碎片减缓技术研究与应用

汪轶俊，古艳峰，唐明亮

(上海宇航系统工程研究所,上海 201109)

长征四号乙/丙运载火箭末级空间碎片减缓技术研究与应用

汪轶俊，古艳峰，唐明亮

(上海宇航系统工程研究所,上海 201109)

为有效减少空间碎片的产生，避免空间碎片危及空间活动和航天器安全，保护空间环境，对长征四号乙/丙(CZ-4B/4C)运载火箭末级空间碎片减缓技术及应用进行了研究。基于国际上对运载火箭末级空间碎片减缓的钝化和离轨等基本要求，确定了CZ-4B/4C运载火箭末级的钝化和离轨技术。给出了改进后的剩余推进剂排放方案。介绍了其中推进剂管理、排放程序优化设计、推进剂排放污染分析、全系统地面冷流试验、排放程序兼顾离轨，以及高压气体释放等关键技术。对CZ-4B/4C运载火箭28次LEO轨道发射任务事后的末级离轨效果统计表明：末级留轨近地点高度平均下降约200 km，留轨寿命降低约70%，采取的末级钝化措施在LEO任务中的离轨效果明显。讨论了CZ-4B/4C运载火箭末级留轨时间控制中后续三级发动机二次点火离轨、三级发动机三次点火离轨和姿控正推推力器离轨等主动离轨方法发展及其关键技术。研究对推动我国运载火箭空间碎片减缓的发展有重要参考价值。

空间碎片； 减缓； 长征四号乙/丙(CZ-4B/4C)运载火箭； 末级钝化； 剩余推进剂排放； 高压气体释放； 末级被动离轨； 末级主动离轨

0 引言

从1957年第一颗人造卫星入轨以来，人类的航天活动产生了大量空间碎片，其中主要有废弃的航天器、火箭轨道级、正常操作时释放的碎片、航天器或箭体因自身爆炸或碰撞形成的解体碎片等。1990年9月3日CZ-4 A Y2运载火箭将FY-1气象卫星(国际编号1990-81 A)发射入轨道后，末子级(国际编号1990-81D)在轨运行32 d，于1990年10月4日在轨解体，据观测先后共形成用地基观测设备可跟踪的空间碎片79个。此次解体事件引起了国内外航天界的重视。1999年10月14日，CZ-4B Y1运载火箭发射资源一号卫星和巴西小卫星，末子级在轨运行148 d后于2000年3月11日因剩余推进剂引起在轨解体。

部分弹道系数较大、轨道高度较低的空间碎片因大气阻力、太阳光压等因素可在较短时间内返回地球。停留在近地点高度不超过600 km的近圆轨道上的空间碎片基本满足留轨寿命不超过25年的约束条件[1]。但仍有大量空间碎片停留在近地空间，且数量逐渐增加。根据机构间空间碎片协调委员会(IADC)报告：截至2012年，留在近地空间且被美国空间监视网编目跟踪的物体(LEO，尺寸不小于10 cm；GEO，尺寸不小于1 m)超过16 000个[2]。其中：75%集中在LEO区域，高度800 km附近的碎片密度最高。根据IADC的LEO空间碎片环境预测分析，按留轨25年、减缓措施成功概率90%等假设条件，至2209年时LEO的空间碎片(尺寸不小于10 cm)将增加30%，且轨道高度700～1 000 km内的灾难性碰撞将是碎片数量增长的主要来源[3]。

为有效减少空间碎片的产生，避免空间碎片危及空间活动和航天器的安全，保护空间环境，联合国和平利用太空委员会(COPUOS)制定了非强制性的7条指南：限制正常运行期间的碎片释放；最小化运行阶段的解体风险；限制在轨碰撞可能性；避免故意破坏和其他危害行为；最小化任务后因剩余能源引发的解体风险；限制完成任务后的航天器和运载火箭轨道级在LEO保护区域的停留时间；限制完成任务后的航天器和运载火箭轨道级长期干扰GEO保护区域。IADC空间碎片减缓指南和ISO空间碎片减缓标准列出四方面的相应要求：正常运作过程中限制释放碎片；预防在轨解体；任务后轨道处置；预防在轨碰撞。对只有末级留轨的运载火箭级来说，需采取以下措施：分离有效载荷过程中尽可能减少碎片的释放；有效载荷分离后，运载火箭末级应采取钝化措施以消除末级火箭在轨解体生成碎片的潜在危险；应尽可能离开运行轨道，控制末级留轨时间。

国外各主要火箭末级与有效载荷分离和防碰撞污染机动(CCAM)后，都将进行钝化或离轨处置：对末级为低温上面级，因规模较大，推进剂管理较难，一般采取吹除、燃烧剩余推进剂的钝化措施，如Atlas 5，Delta 4，Ariane 5，H-2B，GSLV-MK3，Falcon9等运载火箭的上面级；对常温推进剂上面级，一般具备多次点火能力，可根据需要进行钝化或离轨，如Vega运载火箭的AVUM上面级、PROTON M运载火箭的Breeze M上面级和SOYUZ运载火箭的Fregat上面级。

根据对空间碎片减缓的有关要求，CZ-4B/4C运载火箭在1999年5月发射FY-1 C星/实践五号卫星任务中首次成功应用了剩余推进剂排放措施。自2002年5月起，在已成功完成的48次CZ-4B/4C运载火箭发射任务中均对末级采取了钝化措施——剩余推进剂排放与高压气体释放，在轨末级箭体保持完整，有效控制了空间碎片的增加，同时通过排放段弹道设计，使排放兼顾离轨，既解决了末级钝化问题，又通过离轨明显缩短了末级的留轨寿命。本文介绍了CZ-4B/4C运载火箭末级空间碎片减缓技术研究及其应用。

1 运载火箭末级空间碎片减缓基本要求

1.1 钝化

钝化是指将完成任务后的运载火箭携带的能量释放，从而避免爆炸所采取的措施。为避免对卫星不利，运载火箭末级剩余推进剂排放和高压气体释放等钝化措施的基本要求为：

a)确保为排放进行的火箭末级调姿等操作不与卫星发生碰撞；

b)固体火箭和推进剂排放产生的羽流不直接对准卫星，排放产物应不影响卫星的正常运行。

1.2 离轨

离轨是指在运载火箭末级完成既定飞行任务后，人为地使其撤离有效载荷所处轨道所作的机动飞行。运载火箭末级离轨的基本要求为：

a)运载火箭末级离轨措施应不影响运载火箭既定飞行任务的可靠性和安全性，或经评估认为带来的风险可接受；

b)运载火箭末级离轨效果应以联合国空间碎片工作组编制的《空间碎片减缓指南》规定“航天器在结束其运行任务后在轨道空间滞留时间不得超过25年”为目标；

c)运载火箭末级离轨过程中应确保不产生新的空间碎片。

2 CZ-4B/4C运载火箭简介

CZ-4B/4C运载火箭末级结构如图1所示，末级长约5 m，结构质量约1 700 kg，任务结束后末级通常残留剩余推进剂200～300 kg。

CZ-4B/4C运载火箭末级推进剂贮箱采用共底贮箱，动力装置由2台独立工作的YF-40系列高空液体火箭发动机并联组成(单台发动机推力约50 kN)，2台发动机并联安装在共底贮箱后底的三级发动机舱上，发动机可在安装位置进行双向摇摆，以提供飞行中的控制力矩。CZ-4B/4C运载火箭末级设置了在星箭分离后能排放贮箱内剩余推进剂和高压气瓶余气的功能，经排放操作钝化末级箭体，以消除在轨解体的潜在危险；通过排放段弹道设计，使排放兼顾离轨，有效控制末级留轨时间。

为适应卫星姿态定向和精度需求，CZ-4B/4C运载火箭末级还配置了姿控发动机，由姿控发动机贮箱、4个机组共14个推力器组成，安装在三级发动机舱，用于在滑行段、星箭分离前调姿段、星箭分离后排放段提供姿态控制力矩、推进剂沉底管理和末速修正等。

3 CZ-4B/4C运载火箭末级钝化及离轨

3.1 末级钝化与离轨研究

CZ-4B/4C运载火箭末级任务后的钝化采用经专用排放管路进行剩余推进剂排放的方案，在增压输送系统中为燃料和氧化剂的排放各增设一套专用的通径30 mm排放电爆活门和排放管，分别通过它们将贮箱内剩余推进剂排放出箭体。该方案对CZ-4B/4C运载火箭末级的技术改动小，不涉及三级发动机系统，对运载火箭完成发射卫星入轨的工作可靠性无影响。经过优化与改进，排放系统方案减小了对箭体姿态的干扰，如图2所示。

对推进剂排放的近场流场进行分析和计算，结果表明：改进前排放方案因受排放管布局限制，排出的液态推进剂部分喷射在箭体设备上，同时在箱底上产生不均匀压力场，两者共同作用产生了较大的干扰力矩；算得的偏航、俯仰、滚动方向最大干扰力矩大于运载火箭控制能力，会使运载火箭姿态产生发散。对排放方案进行优化改进后，排放管射流方向指向箭体外，算得的干扰力矩明显减小，排放干扰收敛在火箭的控制范围内。

在排放系统研制过程中，分析了推进剂排放产生的羽流场，开展了推进剂排放对卫星可能的污染后果分析及验证性试验，并进行了全尺寸地面冷流试验等。根据飞行试验结果，对排放系统方案进行了改进，最终确定了CZ-4B/4C运载火箭排放系统方案及排放程序。

3.1.1 推进剂管理

为保证贮箱内剩余推进剂能尽快排出，在星箭分离后采取推进剂管理措施，使推进剂在排放过程中沉底，推进剂管理采用姿控沉底发动机(200，45 N各2个)和固体正推火箭形成一个惯性力场，以实现推进剂可靠沉底。

3.1.2 排放程序优化设计

为保证排放过程能进行遥测，需尽快将星箭距离拉开至大于1 km。排放程序设计时，考虑运载火箭平台工作区间、运载火箭姿态调整、箭上能源、遥测距离等限制因素，采用由固体火箭拉开距离、姿控沉底发动机加速等措施，保证了在燃料排放、氧化剂排放过程中仍具遥测能力。结合排放开始时末级姿态，同时考虑专用排放管的指向，避免排放过程中直接对准卫星从而造成对卫星可能的污染。

3.1.3 推进剂排放污染分析

排放方案中需重点考虑剩余推进剂排放对卫星的影响。用气体扩散理论模型、自由分子流模型和点源模型三种方法计算了排放污染量，并分析了推进剂的固态颗粒对卫星的影响，结果表明：由三种方法算得的卫星与排放物在空间的总遭遇量大不于7×10-7g/cm2，能满足卫星的指标要求(1×10-6g/cm2)。

为验证推进剂排放污染理论分析效果，对不同的卫星试片进行了污染试验，其中主要包括9种遥感光学部件和太阳电池片单体，并进行了二次污染试验，试验中污染量为理论计算结果的10倍，试验后对各参试部件性能进行测试。试验结果表明：剩余推进剂排放不会对卫星产生不可接受的污染。

3.1.4 全系统地面冷流试验

采用CZ-4B/4C运载火箭三级贮箱，以水为介质测试不同增压参数对排放速率的影响，通过系统级实物试验考核排放系统的工作效能，确定排放系统的流量和流速等设计参数，同时确定了排放过程中增压输送系统的工作程序。

3.1.5 排放程序兼顾离轨

剩余推进剂排放程序如图3所示。在卫星分离后、星箭之间达到安全距离后，启动排放段程序。为确保排放过程中的羽流角(排放羽流与星箭质心连线的夹角，如图4所示)满足要求，安排了调姿过程。在末级姿态满足要求后，利用姿控正推推力器进一步拉开星箭距离并实现贮箱内推进剂沉底，利于推进剂进入专用排放管排放，姿控正推推力器一直工作至推进剂耗尽。排放开始点选择时，首先考虑卫星的安全，其次考虑箭上设备的能力，在星箭分离后尽快启动排放操作。整个排放过程中由姿控发动机系统提供姿态控制力矩，建立稳定姿态。

CZ-4B/4C运载火箭利用剩余推进剂排放过程中排放正推火箭、姿控正推推力器和专用排放管产生的力，共同作用使末级火箭脱离任务轨道。在末级钝化的同时兼顾离轨效果，通常可使末级火箭轨道近地点降低100 km多，轨道不同，离轨结果不尽相同。

3.1.6 高压气体释放

CZ-4B/4C运载火箭三级动力系统工作结束后，排放剩余推进剂时，增压气瓶中剩余的增压气体通过电磁阀动作打开进入贮箱，经由推进剂专用排放管排出箭体。

CZ-4B/4C运载火箭姿控发动机系统在完成排放任务后，姿控气瓶的剩余气体通过减压器常值耗气孔最终放空。

3.2 实施效果

对CZ-4B/4C运载火箭多次太阳同步轨道和低倾角LEO轨道任务事后分析表明：由于推进剂排放具不同程度的减速效果，末级近地点高度较设计值降低了约100 km。对比28次LEO任务的星箭分离后、推进剂排放完成后的末级外测轨道参数，用微分-积分法可得末级留轨寿命降幅值及相应百分比见表1[4]。

由表1可知：28次LEO任务对应的CZ-4B/4C运载火箭末级留轨近地点高度平均下降约200 km，留轨寿命降低约70%，其中7次任务的末级轨道寿命降至1年以内，最短的仅25 d。CZ-4B/4C运载火箭末级在LEO任务中的离轨效果尤为显著。

4 末级离轨技术发展

CZ-4B/4C运载火箭采用了任务后末级推进剂排放和高压气体释放的减缓方案，同时依靠发动机排放过程中产生一定的推力使末级脱离任务轨道，以期尽早返回大气层陨落，取得了较好的空间碎片减缓效果。

运载火箭末级留轨时间控制方法主要有主动离轨和被动离轨两种。主动离轨指任务结束后，利用自身携带的动力装置进行轨道机动，使末级减速、近地点高度降低，离开卫星运行轨道或直接再入大气层。自身携带的动力装置可包括液体火箭发动机、姿控发动机或固体火箭等。被动离轨指任务结束后，借助外部作用力降低运载火箭末级轨道，目前主要有增阻装置、太阳帆和轨道索等方法。

表1 CZ-4B/4C运载火箭末级离轨效果

CZ-4B/4C运载火箭末级动力装置包括三级发动机和姿控发动机，后续可重点开展主动离轨技术的研究和应用，具体如下。

a)CZ-4B运载火箭三级发动机二次点火离轨

CZ-4B运载火箭三级发动机配置的为一次工作状态YF-40系列发动机，三级关机后实施星箭分离。为实现火箭末级留轨时间控制，CZ-4B运载火箭可配置两次工作状态的YF-40系列发动机及相应配套系统，通过星箭分离后三级发动机二次点火实施末级主动离轨。其中：星箭分离后离轨段推进剂管理、相关的飞行程序和离轨弹道设计是关键技术。

b)CZ-4C运载火箭三级发动机三次点火离轨

在两次工作状态YF-40系列三级发动机基础上修改设计，使之具备三次点火的功能，在星箭分离后实施发动机三次起动，以实现CZ-4C运载火箭末级留轨时间控制。其中：YF-40系列发动机三次点火技术改进、箭上相关系统适应性更改是关键技术。

c)CZ-4B/4C运载火箭姿控正推推力器离轨

可利用姿控正推推力器产生的推力用于CZ-4B/4C运载火箭末级离轨，可使用4台姿控发动机正推推力器(2台45 N，2台196 N)实现末级任务后离轨。在星箭分离结束一定时间后，通过调姿使火箭箭体与速度相反，然后起动姿控发动机正推推力器，使火箭减速并离开轨道。离轨过程中利用姿控发动机保持姿态稳定。其中：长程工作推力室的可靠性、并联贮箱推进剂排放控制是关键技术。

5 结束语

本文介绍了CZ-4B/4C运载火箭末级空间碎片减缓技术研究及应用，对CZ-4B/4C运载火箭末级采取了钝化措施，包括剩余推进剂排放与高压气体释放操作。多次飞行试验结果表明：其在轨末级箭体保持完整，钝化成功率100%，有效控制了空间碎片的增加，同时在剩余推进剂排放过程中兼顾了一定的离轨效果，在LEO发射任务中离轨效果尤其显著。为进一步掌握火箭末子级在轨运动状态的规律，CZ-4B/4C运载火箭将持续开展末子级留轨测量设备的搭载应用，在火箭末子级与卫星分离后，实现对运载火箭排放段轨道参数和任务后火箭末子级轨道参数的测量，以及对末子级钝化后运动状态信息、在轨环境信息的测量，为后续末子级在轨利用、空间碎片减缓提供精确的轨道数据和环境测量数据。同时，后续还将对主动离轨进行研究，以实现运载火箭末级任务后受控准确离轨，推动我国空间碎片减缓事业的发展，为国际空间碎片减缓贡献力量。

[1] ISO. ISO TC 20/SC 14/WG 3 Space systems——estimation of orbit lifetime: ISO 27852: 2010(E)[S]. Geneva: ISO, 2010.

[2] Inter-Agency Space Debris Coordination Committee, Space debris-IADC assessment report for 2011[R]. IADC-12-06, 2013.

[3] LIOU J C. Stability of the future LEO environment[R]. IADC-12-08, Rev.1, 2013.

[4] 肖业伦, 陈少龙. 一种高效的计算卫星轨道寿命的方法[J]. 中国空间科学技术, 2002, 22(2): 44-48.

ResearchandApplicationofSpaceDebrisMitigationTechnologyforOrbitalStageofCZ-4B/4CLaunchVehicle

WANG Yi-jun， GU Yan-feng， TANG Ming-liang

(Aerospace System Engineering Shanghai, Shanghai 201109, China)

In order to reduce the generation of space debris effectively to avoid the space debris endangerment to the safety of space activities and spacecrafts and protect the space environment, the space debris mitigation technology and its application for orbital stage of CZ-4B/4C launch vehicle were studied in this paper. Based on the general requirements of the passivation and de-orbit for the orbital stage of launch vehicle in the world, the technology of the passivation and de-orbit for the orbital stage of CZ-4B/4C launch vehicle was presented. The improved scheme of the residual propellant venting was given. The key technologies were introduced, which were the propellant management, optimal design of venting procedure, pollution analysis of propellant venting, ground cold flow test of overall system, de-orbit considering in venting procedure, and releasing of high pressure gas. The statistic of de-orbit results of the orbital stage of CZ-4B/4C launch vehicle in 28 LEO launchings shows that perigee altitude of the orbital stage has reduced about 200 km averagely and the orbit life has reduced about 70%, which means that the orbital stage passovation measures taken for CZ-4B/4C launch vehicle are effective in LEO launching. The future development and key technology of orbit life control for the orbital stage of CZ-4B/4C launch vehicle were discussed, which were the active de-orbit methods such as the second starting of the third engine, the third starting of the third engine and forward push thruster of the attitude control for de-orbit. The study has an important value to the development of space debris mitigation for launch vehicle in China.

space debris; mitigation; CZ-4B/4C launch vehicle; orbital stage passivation; residual propellant venting; high pressure gas releasing; active de-orbit of orbital stage; passive de-orbit of orbital stage

1006-1630(2017)06-0001-06

V528

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2017.06.001

2017-06-08；

2017-11-28

汪轶俊(1977—)，男，研究员，长征四号乙系列运载火箭总设计师，主要从事运载火箭总体设计及相关领域的研究。