【论文赏析】我国新一代中型高轨运载火箭发展研究

作者 中国运载火箭技术研究院 王小军； 北京宇航系统工程研究所 徐利杰

摘 要：新一代火箭 ＣＺ－５、ＣＺ－６和 ＣＺ－７陆续首飞成功，拉开了我国运载火箭更新换代的序幕。

新一代中型运载火箭 ＣＺ－７于２０１６年６月和２０１７年４月圆满完成了两次飞行任务，为中型运载火箭的研制奠定了坚实的基础。在 ＣＺ－７火箭基础上，增加 ＣＺ－３Ａ 氢氧三子级，在海南文昌发射ＧＴＯ 轨道卫星，运载能力不低于７．０ｔ，可快速形成更新换代能力，填补我国 ＧＴＯ 轨道该吨位的运载能力的空白。为了进一步提升我国运载火箭的竞争力，对标国际先进水平，针对新一代中型高轨运载火箭开展构型优化研究，以提高火箭性能，降低火箭成本，提升火箭的使用维护性能，满足后续 ＧＴＯ 发射任务需求。

０ 引言

我国长征系列运载火箭历经了从最初的艰苦创业、走向世界，到２１世纪初的载人飞行、圆梦奔月，再到近些 年 的 高 密 度 发 射、产 业 化 发 展 等多个发展阶段，实现了从无到有，从串联到捆绑，从一箭一 星 到 一 箭 多 星，从发射卫星到发射载人飞船和月 球 探 测 器，从现役运载火箭到新一代运载火箭等 一 系 列 重 大 跨 越；逐步发展成为由多种型号 组 成 的 运 载 火 箭 系 列，具 备 进 入 低、中、高等多种 轨 道 的 能 力， 入轨精度达到国际先进水平。特别是以 ＣＺ－６、ＣＺ－７和 ＣＺ－５为代表的新一代运载 火 箭 相 继 成 功 首 飞 和 应 用 发 射，使 我 国运载火箭 综 合 能 力 进 入 国 际 先 进 行 列。为 了 尽 快形成更新 换 代 能 力，填 补 我 国 ＧＴＯ 轨 道 ７．０ｔ的运载能力 空 白，我国开展了新一代高轨运载火箭ＣＺ－７Ａ 的 论 证 和 研 制，即 在 ＣＺ－７ 基 础 上，增 加ＣＺ－３Ａ 氢氧三子级，在海南文昌发射 ＧＴＯ 轨道卫星，运载能力不低于７．０ｔ。

由于 ＣＺ－７Ａ 火 箭 基 于 现 有 模 块 构 建，设 计 有待进一步优化，主要体现在以下几个方面：１）整流罩直径采用４．２ｍ，不能适应大型卫星包络的需求；２）运载系数低于国外先进水平，火箭性能还有进一步提升的空间；３）尚未形成合理的运载能力梯 度。因 此，结 合 国 外 运 载 火 箭 发 展 趋 势、我国运载火箭 领 域 的 最 新 技 术 发 展 以 及 建 设 航 天 强国和世界 一 流 企 业 的 要 求，需要持续完善我国新一代运载火 箭 构 型，以 更 少 的 火 箭 级 数、模 块 和发动 级 台 数，减 少 分 离 次 数，简 化 系 统，满 足 后续 ＧＴＯ 轨道有效载荷的发射任务需求，从而降低火箭成本，提升市场竞争力。

本文在对国内外运载火箭发展趋势进行研判的基础上，结合 我 国 卫 星 发 射 需 求，开 展 了 我 国中型高轨 运 载 火 箭 的 发 展 研 究，提出了构型优化方案，为后续新一代高轨火箭的优化和发展提供参考。

１ 国内外运载火箭发展趋势研判

通过对 世 界 各 国 运 载 火 箭 发 展 趋 势 的 研 判，各航天国家的主要发展趋势体现为：

（１）世界各国正在开展下一代运载火箭的研制，成本因素成为主要驱动力

近年来，ＳｐａｃｅＸ 公 司 在 猎鹰九号火 箭 的 研 制和发射中 大 放 异 彩，并 且 逐 步 进 入 和 占 领 商 业 航天，乃至 政 府 和 军 事 航 天 发 射 领 域。 为 了 应 对ＳｐａｃｅＸ公司在主流发射市场上的不断挑战，美 国发射联盟 （ＵＬＡ）正在研制火神下一代运载火箭（ＮＧＬＳ），取代德尔塔４和宇宙神５两型改进型一次性运载火 箭 （ＥＥＬＶ），通 过 构 型 的 精 简、产 品性能的 提 升，增 强 市 场 竞 争 力；同 时，美 国 空 军还支持蓝色起源公司的新格伦 （Ｎｅｗ Ｇｌｅｎｎ）以及诺格创新公司的欧米伽 （ＯｍｅｇＡ）火 箭 的 研 制，这三型火箭均预计于２０２１年首飞。

俄罗斯 在 完 成 安 加 拉 火 箭 首 飞 后，又 提 出 联盟５火箭的研制计划；欧洲则将阿里安６火箭作为其下一代运载器 （ＮＧＬ），目的是满足欧洲持续的科学和商 业 市 场 发 展 需 求，同 时 降 低 发 射 成 本，预计２０２０年首 飞；日 本 正 在 研 制 Ｈ３新 一 代 主 力火箭，预计 ＧＴＯ 轨 道 运 载 能 力 为 ６．５ｔ，是 Ｈ２Ａ运载 能 力 的 １．６ 倍，但 成 本 仅 为 Ｈ２Ａ 火 箭 的 一半，且发射准备时间 由 Ｈ２Ａ 火 箭 的２年 缩 减 至１年，预计２０２０年前后首飞。

通过对 国 外 运 载 火 箭 研 制 趋 势 的 分 析，预 计２０２１年前后，世界各主要航天国家将推出以低成本、高可靠为代表的下一代运载火箭。

（２）采 用 “模 块 化、组 合 化、系 列 化”设 计思路，提高面对主 流 发 射 市 场 激 烈 竞 争 的 局 面，各 国 研制火箭均 采 用 了 “模 块 化、组 合 化、系 列 化”的设计思路，采 用 更 少 的 模 块 组 合 形 成 满 足 不 同 运载能力需求 的 构 型，采 用 标 准 化、模 块 化 的 卫 星适配器、整流 罩，继承前期成熟火箭构型模块的研制基础，最大程度地降低火箭研制费用，减 少产品生产 设 备 数 量 和 规 模，提 升 产 品 配 套 能 力，缩短任务准备周期，简化发射场的使用操作流程，并最终提升了火箭产品市场竞争力。

（３）采用 创 新 技 术，不断提高火箭性能和可靠性、降低发射成本伴随着 航 天 全 球 化 的 发 展 趋 势，运 载 技 术 发展速度明 显 加 快，以 美 国 为 代 表 的 航 天 大 国 已 由单纯追求更大运载能力向 “快 速、经 济、可 靠、安全”等 方 向 转 变。其 中，减 少 火 箭 模 块、子 级模块或重要 部 段 采 用 重 复 使 用 技 术 是 提 升 火 箭 市场竞争力的有力手段，如猎鹰９号系列火箭、火神系列和阿里安６系列火箭等。此外，采用一体化设计、铝锂合金、复合材料、智慧控制等先进技 术，利用在线 故 障 诊 断 与 控 制 律 重 构，通 过 渐 近 式 发展和技术 的 迭 代，在 提 高 火 箭 运 载 系 数 和 飞 行 可靠性的同时，降低单位有效载荷的发射成本。

（４）采用绿色环保推进剂，减少环境污染有毒推 进 剂 的 生 产、运 输、储 存、使 用、试验、销毁到 残 骸 内 剩 余 推 进 剂 的 处 理 等 环 节 均 对环境危害大，且 需 要 付 出 巨 大 成 本 代 价，不 符 合绿色环保的 国 际 发 展 潮 流。目 前，除 了 俄 罗 斯 质子号运载火 箭 外，国 外 主 流 国 家、主 流 运 载 火 箭均采用绿色环保推进剂。

（５）采 用 先 进 测 发 技 术，缩 短 发 射 周 期，实现加注无人值守国外大中 型 运 载 火 箭 在 发 射 场 测 试 的 流 程 一般２０天左右，发射场人员几十人，火箭到发射台后基本实 现 无 人 自 动 操 作；具备在多处不同地 点进行协同 远 程 发 射 控 制、辅 助 支 持 工 作 的 能 力。

与其他航 天 强 国 相 比，我国航天发射任务在射前准备过程中自动化 程 度 较 低，发射区操作特别是在火箭推 进 剂 开 始 加 注 后，仍无法做到前端无 人值守，存 在 一 定 的 安 全 风 险；其 次，新 一 代 运 载火箭测试发 射 时 间 长，发 射 场 测 试 流 程 一 般 在４０天左 右。因 此，还 需 要 采 用 先 进 测 发 技 术，进 一步缩短我 国 新 一 代 运 载 火 箭 的 发 射 周 期，应 用 零秒连接器、自动 对 接 等 先 进 技 术，实 现 加 注 后 前端无人值守，降低安全风险。

２ 需求分析

２．１ 卫星发射需求分析

按照初步统 计 分 析，从２０１８—２０３５年 我 国 预计发射航天器１６００余颗，年度发射趋势与２０１７年１０月欧洲咨 询 公 司 发 布 的 《卫 星 制 造 与 发 射 全 球市场分析报告》所披露的国际发射趋势大体相同。其中，ＧＥＯ 轨 道 卫 星 预 计１２０余 颗，２０２５ 年 前，年均都 在 １０ 颗 以 上；单 星 质 量 ５０００ｋｇ～６０００ｋｇ的卫 星 数 量 最 多， 约 为 ６０ 颗， 占 高 轨 发 射 的５０％，未来５５００ｋｇ以上的高轨卫星将开始逐步发展；８０００ｋｇ左 右 的 卫 星 ３０ 余 颗，约 占 ３０％。另外，针对 ＧＴＯ 卫星质量增加，卫星对整流罩直径也提出了更高要求，要求具备５．２ｍ 整流罩的发射能力。

结合我 国 高 轨 卫 星 的 发 射 需 求，我 国 新 一 代中型 高 轨 卫 星 需 要 覆 盖 ＧＴＯ ７０００ｋｇ 以 下 及８０００ｋｇ左右两 个 区 间 的 市 场 需 求。火 箭 整 流 罩 可选４．２ｍ 或５．２ｍ。

２．２ 技术发展需求分析

新一代中型运载火箭于２００６年开始启动研制，经１０年的攻关研制，于２０１６年首飞并取得圆满成功，为我国 新 一 代 中 型 系 列 构 型 火 箭 的 发 展 奠 定了坚实的基础。

随着研制的逐步深入和运载火箭的技术进步，新一代液氧 煤 油 发 动 机 ＹＦ－１００性 能 进 一 步 提 升，新材料、新 工 艺、电 气 一 体 化、ＹＦ－７５Ｄ 发 动 机、子级可重复使用等先进技术也取得了突破。因此，需要推进 新 技 术 的 应 用，持续开展运载火箭构型优化和 能 力 提 升，提高市场竞争力。本 文 重点针对我国新一代中型高轨火箭的构型开展优化论证，主要考虑在西昌发射，后续用于实现对 ＣＺ－３Ａ 系列火箭的更新换代，同时内陆发射场的落区安全可控也作为重要的指标予以考虑。

３ 我国中型高轨运载火箭发展研究

３．１ 基础构型

新一代中型高轨火箭基础构型是在 ＣＺ－７火箭基础上，与 ＣＺ－３Ａ 系 列 火 箭 三 子 级 组 合 化 形 成 三级半构型 运 载 火 箭，芯 一 级 采 用３．３５ｍ 直 径，安装 两 台 ＹＦ－１００，芯 二 级 并 联 安 装 ４ 台 单 机 推 力１８０ｋＮ 的 ＹＦ－１１５ 液 氧 煤 油 发 动 机，采 用 两 机 固定、两机双摆 实 现 控 制；芯三级采用两台 ＹＦ－７５发动机，采用 双 机 双 摆；捆 绑４个２．２５ｍ 直 径 的助推器，分别安 装 一 台 ＹＦ－１００，发 动 机 单 摆；整流罩直径４．２ｍ，在发射场整流罩与有效载荷整体垂直运输、吊装，火箭整体示意图如图１所示。

基于当前 我 国 新 一 代 中 型 高 轨 运 载 火 箭 的 构型方案，从 优 化 末 级、二 级 推 力、采 用 两 级 半 构型等方案开展构型优化论证分析。

３．２ 氢氧末级构型优化

３．２．１ 末级主动力选择

氢氧末 级 具 有 高 比 冲 性 能 的 特 点，国 外 主 流运载火箭，如宇宙神５火箭的通用半人马座末级、德尔塔ＩＶ 火 箭 的 末 级、火 神 火 箭 的 ＡＣＥＳ末 级、阿里安５火 箭 的 ＥＳＣ－Ａ／Ｂ 末 级、Ｈ２Ａ／Ｈ２Ｂ 火 箭的末级 等 均 采 用 氢 氧 动 力。我 国 的 ＣＺ－３Ａ、ＣＺ－５火箭也均采用氢氧推进剂作为末级的主动力。

新一代中 型 高 轨 运 载 火 箭 建 议 采 用 氢 氧 末 级作为主动力，立足现有成熟发动机，当 前 可 选 方案为 ＹＦ－７５和 ＹＦ－７５Ｄ 两 型，分 别 为 ＣＺ－３Ａ 系 列火箭 和 ＣＺ－５ 火 箭 末 级 主 发 动 机。ＹＦ－７５Ｄ 是 在ＹＦ－７５燃气发生器循环基础上进行改进而成的闭式膨胀循环发 动 机，在 推 力、比冲等关键参数上有所提 升。这 两 型 发 动 机 从 技 术 先 进 性、经 济 性、发动机适应 性、系 统 固 有 可 靠 性、验 证 可 靠 性 和使用维护性等方 面 对 比 见 表１。ＹＦ－７５Ｄ 采 用 闭 式膨胀 循 环，混 合 比 高，整 体 结 构 效 率 更 好，系 统方案优于采用燃气发生器循环的 ＹＦ－７５，后续拓展性强，故优先选用 ＹＦ－７５Ｄ发动机。

针对 三 级 半 构 型 和 两 级 半 构 型，末 级 采 用 两台 ＹＦ－７５、两台 ＹＦ－７５Ｄ、单台 ＹＦ－７５Ｄ、单台 ＹＦ－７５Ｅ （比 ＹＦ－７５Ｄ 增 大 喷 口 面 积，比 冲 大 约 增 加１０ｓ）等４种状态进行运载能力分析，包括 两 级 半和三级半两个构型，主要结论如下：

１）末级采用两台 ＹＦ－７５发动机状态与采用单台 ＹＦ－７５Ｄ状态运载能力相当；

２）末级采 用 单 台 ＹＦ－７５Ｅ 发 动 机，即 加 大 喷管状态，运载能力相比不加大 喷管状态大约提高２００ｋｇ；

３）末级采 用 两 台 ＹＦ－７５Ｄ 发动机状态运载能力最大，相 比 单 台 ＹＦ－７５Ｄ 构 型，能 力 大 约 提 高４００ｋｇ～６００ｋｇ。

通过对 发 动 机 性 能、火 箭 成 本、不 同 构 型 运载能力、系 统 复 杂 度 及 后 续 拓 展 性 等 方 面 进 行 综合考虑，建议末级优先选用单台 ＹＦ－７５Ｄ 状态，后续可进一步加大喷口面积，提升运载能力。

３．２．２ 末级直径选择

当前 ＣＺ－３Ａ 火箭氢氧三子级采用３．０ｍ 直径，相比３．３５ｍ 直径存在如下问题：

１）模块高度较高，导致全箭较长，对全箭 载荷、弹性控制等方面均有不利影响；

２）二三级级间段需要从３．３５ｍ 过渡到３．０ｍ，级间分离间隙较小；

３）由于整 流 罩 倒 锥 角 限 制，末 级３．０ｍ 直 径很难过渡到５．２ｍ，限制了大直径整流罩的使用。

结合卫星需求、结构效率及全箭控制等方 面，建议末级采用３．３５ｍ 直径，加注规模２０ｔ级。

３．３ 助推器和芯一级主动力优化

ＹＦ－１００液氧煤油高压补 燃 发 动 机 是 为 新 一 代运载火 箭 配 套 研 制 的 无 毒、无 污 染、高 性 能、高可靠的基本动力装置，是我国首个采用补燃循环、自身起动、变 工 况 调 节 技 术 的 液 体 火 箭 发 动 机，经过了 ＣＺ－５、ＣＺ－６、ＣＺ－７等新一代运载火箭的飞行验证。

ＹＦ－１００Ｋ 发 动 机 是 以 ＹＦ－１００发 动 机 为 基 础，发动机喷 管 改 为 泵 后 摆 动。发 动 机 摇 摆 部 分 质 量大幅减少，发动机推力和比冲性能略有提升，对发动机多机 并 联 布 局 摇 摆 间 隙 和 伺 服 机 构 功 率 需求降低，可采用电动伺服进行摇摆控制。

　 　针 对 三 级 半 构 型 和 两 级 半 构 型 ，助 推 器 和 芯一级均 采 用 ＹＦ－１００Ｋ 和 均 采 用 ＹＦ－１００发 动 机 的ＧＴＯ 运载能力进行对比，采用 ＹＦ－１００Ｋ 发动机的ＧＴＯ 运载能 力 大 约 超 出５００ｋｇ。因 此，综 合 考 虑发动机的 发 展，建 议 新 一 代 中 型 高 轨 运 载 火 箭 后续构 型 助 推 器 和 芯 一 级 发 动 机 由 ＹＦ－１００ 更 换 为ＹＦ－１００Ｋ 发动机。

３．４ 三级半构型优化

３．４．１ 二级推力优化

对于发射近地点高度约２００ｋｍ 左右的 ＬＥＯ 和ＧＴＯ，火 箭 入 轨 点 通 常 在 近 地 点 附 近 （高 度 较低），火箭在较短的时间内即可进入轨道。通常情况下，火箭起飞并完成垂直段飞行后，迅速转弯，至一二级分离时通常俯仰程序角约为２０°。火箭过载越 大，加 速 越 明 显，地 球 重 力 转 弯 效 果 越 弱；相反，加 速 能 力 越 弱，地 球 重 力 转 弯 效 果 越 强。

从图２可知，火箭在飞行过程中弹道逐步转弯，若能利用地 球 重 力 的 转 弯 作 用，可以使火箭飞行 攻角一直控制在较小的水平 （推力均用来加速），节省火 箭 飞 行 能 量，从而提高运载能力。因 此，火箭各级飞 行 推 力 太 小 和 太 大 都 不 合 理，原 因 分 析如下：

１）推力 太 大，火 箭 必 须 以 较 大 的 负 攻 角 飞行，提供一 指 向 地 球 的 推 力 分 量 来 提 供 火 箭 转 弯所需的向心力；

２）推力 太 小，火 箭 必 须 以 较 大 的 正 攻 角 飞行，提供一 指 向 地 球 引 力 反 方 向 的 分 量 来 克 服 重力的转弯效果；

３）对于某特定的轨道，在推力、级间比可调的条件下，通过 弹 道 优 化，可求得满足运载能力要求的最优推力和级间比。

在二级采用４台 ＹＦ－１１５的情况下，推力仅为７２ｔ，火箭加速性 能 偏 弱，在 地 球 重 力 作 用 下，弹道下坠较快，火箭为抵抗重力作用，飞 行 攻 角 大（产生推力分量来抵消重力的作用），损 失 运 载 能力。因此，增 大 二 级 推 力，有 助 于 改 善 火 箭 飞 行的弹道特性，提高运载性能。

针对三级半构型发射 ＧＴＯ 轨道任务，随着二级推力 逐 步 增 加，火 箭 的 ＧＴＯ 运 载 能 力 逐 步 增加，对应的最优二级加注量也逐步增加，如图３所示。因此，二级推力增加有助于 ＧＴＯ 运载能力提高，针对最 优 运 载 能 力 需 要 增 加 二 级 推 进 剂 加注量。

结合当 前 我 国 发 动 机 的 发 展 情 况，对 于 三 级半构型，二级建议采用单台 ＹＦ－１００Ｍ 发动机替代当前的４台 ＹＦ－１１５发动机，总推力由７２ｔ提高到１４６ｔ。从理论上分析，三级半构型在最优加注量的情 况 下，ＧＴＯ 运 载 能 力 将 可 提 升 １６００ｋｇ 左 右，同时可减 少 二 级 发 动 机 台 数，对 火 箭 成 本 和 可 靠性均有好处。

３．４．２ 助推器不分离

我国目前共有４个发射场，除了海南文昌发射场建设在沿海之外，其他３个发射场均位于内陆，包括酒泉卫 星 发 射 中 心、太原卫星发射中心、西昌卫星发射 中 心。在大多数发射方向上，航 区 均大范围跨 越 我 国 内 陆 地 区，尤 其 是 东 射 向 和 南 射向，涵盖了我国广阔的人口稠密区，安 全 性 问 题突出，内陆发射场主要发射射向如图４所示。

减小火 箭 残 骸 对 落 区 造 成 的 影 响，一 方 面 可通过减少火 箭 残 骸 数 量，减 少 落 点 分 布；另 一 方面可通过伞降或基于 栅格舵实现残骸落区定点控制。

对于三 级 半 的 基 础 构 型，由 于 受 落 区 限 制，在西昌发 射 场 需 要 通 过 弹 道 设 计 调 整 落 区，相 比火箭的最优 性 能 约 损 失 运 载 能 力１２００ｋｇ。针 对 二级采用 ＹＦ－１００Ｍ 发动机的三级半改进构型，在西昌发射 ＧＴＯ 任 务，考虑助推器与芯一级不分离，通过 弹 道 分 析，助 推 器 和 芯 一 级 可 落 于 ＣＺ－３Ｂ 一级落区，二级落 区 位 于 台 湾 海 峡 以 东、北 马 里 亚纳群岛以西的太平洋海域，落区安全较好。同时，后续考虑在 助 推 器 和 芯 一 级 组 合 体 上 增 加 可 控 翼伞或栅格舵，实 施 残 骸 落 点 的 可 控 回 收，进 一 步缩小落区范围，降低对落区的影响。

通过助 推 器 不 分 离，可 将 三 级 半 构 型 的 残 骸由７个减少为３个，特别是落在内陆的残骸由５个减少为１个，最大程度减小火箭残骸多落区的影响。采用助推器 不 分 离 方 案，简化了级间捆绑和分离结构的设计，提高了全箭分离系统的可靠性。

３．４．３ 构型状态

通过优 化，未 来 优 化 的 三 级 半 构 型 基 本 方 案为：芯一级直径３．３５ｍ，安 装 两 台 ＹＦ－１００Ｋ 发 动机；芯二级直径３．３５ｍ，采用单台 ＹＦ－１００Ｍ 发动机；芯三 级 直 径 ３．３５ｍ，采 用 单 台 ＹＦ－７５Ｄ 发 动机；捆绑４枚２．２５ｍ 助 推 器，每个助推器安装１台 ＹＦ－１００Ｋ 发动机，助 推 器 与 芯 一 级 不 分 离；可采用４．２ｍ 或５．２ｍ 整流罩。与基础构型相比，主要状态变化如图５所示。

相比基础构型，该构型的主要特点如下：

１）全箭包 含７个 主 要 模 块，８台 发 动 机，相比基础构型，少了４台发动机；

２）四助推构型在西昌发射，ＧＴＯ 运载能力为８．２ｔ，去掉两个 助 推 器 后 ＧＴＯ 运 载 能 力 为 ５．５ｔ，具有一定 的 运 载 能 力 梯 度，可 覆 盖 我 国 主 要 卫 星发射需求；

３）助推器和芯一级模块可以与我国新一代中型火箭实现通用化；

４）助推器与芯一级不分离，在西昌发射，助推器和芯一级的组合体可选择在 ＣＺ－３Ａ 系 列 火 箭的芯一级 落 区，后 续 通 过 可 控 翼 伞 等 进 一 步 缩 小落区，减少对落区造成的影响。

３．５ 两级半构型优化

采用两级半构型发射 ＧＴＯ 轨道，需要取消二子级，原二 级 提 供 的 速 度 增 量 需 要 由 芯 一 级 或 助推器承担，由 于 原 构 型２．２５ｍ 助 推 器 长 细 比 已 接近１２，不宜 进 一 步 加 长。因 此，两级半构型的主要方案有两个方向：

１）取消液氧煤油二级，加长一子级，即将 原二级的加注量全部加到一级；

２）取消液氧煤油二级，采用３个３．３５ｍ 通用芯级捆绑方案，即将原二级的加注量平均分配到３个通用模块中。

以下分别对两种状态的构型开展分析。

３．５．１ 加长芯一级状态

采用加长 状 态 的 芯 一 级，直 径 ３．３５ｍ，安 装两台 ＹＦ－１００Ｋ 发动机，总加注量接近２４０ｔ，总 长接近３４ｍ；芯二级直径３．３５ｍ，采用单台 ＹＦ－７５Ｄ发动机；捆绑４枚２．２５ｍ 助 推 器，每 个 助 推 器 安装１台 ＹＦ－１００Ｋ 发动机，可采用４．２ｍ 或５．２ｍ 整流 罩。 与基础构型相比， 主 要 状 态 变 化 如 图 ６所示。

相比基础构型，该构型的主要特点如下：

１）全箭包 含６个 主 要 模 块，７台 发 动 机，相比基础构型，少了５台发动机；

２）两级半芯一级加长构型，在西昌发射 ＧＴＯ轨道的运载能力为７．２ｔ，去掉两个助推器 ＧＴＯ 运载能力为５．０ｔ，具备一定的运载能力梯度覆盖；

３）芯一级总长接近３４ｍ，在内陆发射场的运输比较困难，初 步 分 析 只 能 分 段 运 输，在 发 射 场进行总装；

４）由于芯级加长，助推器不加长，因此助推器前捆绑点 和 中 捆 绑 点 需 要 分 别 捆 绑 在 芯 一 级 的氧箱和燃箱筒段上，贮箱捆绑点局部需要加强；

５）由于芯一级加长，工作时间较长，无法实现助推器与芯级不分离，在西昌发射，４助推器落区可选择在 ＣＺ－３Ａ 系列火箭的芯一级落区，后 续通过可控 翼 伞 等 进 一 步 缩 小 落 区，减 少 对 落 区 造成的影响。

３．５．２ 通用芯级并联状态

采用３．３５ｍ 通 用 芯 级，芯 一 级 直 径 ３．３５ｍ，安装两台 ＹＦ－１００Ｋ 发动机，总加注量１８０ｔ级，总长接近 ３２ｍ；芯 二 级 直 径 ３．３５ｍ，采 用 单 台 ＹＦ－７５Ｄ 发 动 机；捆 绑２枚３．３５ｍ 通 用 芯 一 级，可 采用４．２ｍ 或５．２ｍ 整流罩。与基础构型相比，主要状态变化如图７所示。

相比基本型，该构型的主要特点如下：

１）全箭包含２种 状 态４个 主 要 模 块，７台发动机，相比基础构型，少了５台发动机；

２）两级 半 通 用 芯 级 并 联 构 型，在 西 昌 发 射ＧＴＯ 轨道的运载能力为６．５ｔ；

３）芯一级总长接近３２ｍ，在内陆发射场的铁路运输基本可行；

４）为了实现运载 能 力 最 优，同 时 控 制 飞 行 过载，需要对芯 一 级 进 行 节 流，助推器耗尽后先分离，芯一级再推力调节到正常工况，继续工作；

５）无法实现助推器与芯级不分离，在 西 昌 发射，２助推器 落 区 可 选 择 在 ＣＺ－３Ａ 系 列 火 箭 的 芯一级落区，后续通过可控翼伞等进一步缩小落区，减少对落区造成的影响；

６）该构型运载能 力 偏 低，需 采 用 新 型 材 料 提高运载能力，且构型相对单一，难以实现运载能力梯度覆盖。

３．６ 小结

通过对 氢 氧 末 级、基 础 级 的 主 动 力 的 改 进 和优化分析，末 级 采 用 ３．３５ｍ 安 装 单 台 ＹＦ－７５Ｄ 及基础级采用 ＹＦ－１００Ｋ 发动机，对 各 构 型 的 运 载 能力、可靠 性、成 本 等 方 面 均 具 有 一 定 的 优 势，因此不管后 续 采 用 哪 个 构 型，这 两 个 改 进 和 优 化 的方向都是确定的。

针对三级 半 和 两 级 半 等 不 同 构 型 的 特 点 对 比分析如表２所示，通过分析可知：

１）目前的三级半基 础 构 型 二 级 推 力 偏 小，二级换 用 单 台 ＹＦ－１００Ｍ 发 动 机 构 型 可 显 著 提 升ＧＴＯ 运载能力；

２）三级 半 构 型 的 运 载 能 力 要 大 于 两 级 半 构型，采用两枚２．２５ｍ 助推器和４枚２．２５ｍ 助推器状态，可实现５．５ｔ～８．２ｔ的能力梯度；

３）两级半通用芯级 并 联 构 型，当 前 运 载 能 力为６．５ｔ，后续需要采用新材料进一步提升结构效率才能满足 ＧＴＯ 不低于７．０ｔ的要求。

４ 结论

本文在对国外运载火箭发展现状及趋势分析的基础上，结合 我 国 高 轨 卫 星 的 发 射 需 求，开 展了我国新一代中型高轨运载火箭的构型优化分析，确定了氢 氧 末 级 和 基 础 级 动 力 系 统 的 状 态，针 对两级半和三 级 半 两 种 构 型 开 展 构 型 优 化 分 析 和 论证，初步分析结论如下：

１）保持目前三级半 构 型 不 变，将 一 级 和 助 推器动力 换 用 ＹＦ－１００Ｋ，助 推 器 不 分 离，二 级 发 动机换用 ＹＦ－１００Ｍ，三级动力换用 ＹＦ－７５Ｄ，三级直径换 用 ３．３５ｍ，并 采 用 ５．２ｍ 整 流 罩，在 西 昌 发射，四助推状态 ＧＴＯ 运载能力不低于８．２ｔ，两助推状态 运 载 能 力 不 低 于 ５．５ｔ， 可 覆 盖 绝 大 部 分ＧＴＯ 轨道卫星的发射需求，其经济性优于目前的基础构型；

２）从模块种类和模块数量最少、组 织 生 产 和成本优化 角 度 出 发，后 续 高 轨 构 型 也 可 选 择 两 级半通用芯级并联构型，在西昌发射，ＧＴＯ 运 载 能力不低 于 ６．５ｔ，后 续 通 过 子 级 结 构 效 率 的 提 升，可进一步提高运载能力，满足 ＧＴＯ 轨道运载能力不低于７．０ｔ的要求。