[科普中國(guó)]-織女星運(yùn)載火箭

簡(jiǎn)介

織女星(Vega) 運(yùn)載火箭是歐洲小型的、一次性使用的運(yùn)載器，也是迄今為止最大的固體動(dòng)力運(yùn)載火箭，高30m，最大直徑3m，質(zhì)量137t。它采用三級(jí)式固體火箭加末端修正級(jí)液體火箭構(gòu)型: 第一級(jí)為P80固體發(fā)動(dòng)機(jī)，第二級(jí)為Zefiro23發(fā)動(dòng)機(jī)，第三級(jí)為Zefiro9發(fā)動(dòng)機(jī)，末級(jí)液體火箭為AVUM發(fā)動(dòng)機(jī)( 姿態(tài)頂級(jí)微調(diào)艙)。織女星運(yùn)載火箭能將300 ～ 2500kg的有效載荷送入極地和低地球軌道，2012年2月13日在圭亞那庫(kù)魯航天中心成功完成首飛，2013年3月7日完成首次商業(yè)飛行，2014年4月29日完成第三次飛行。1

類(lèi)型

小型衛(wèi)星運(yùn)載火箭

火箭所屬

歐洲航天局/意大利太空總署

尺寸

高度 30 米

直徑 3 米

質(zhì)量 137,000 公斤

節(jié)數(shù) 4

發(fā)射場(chǎng)

法屬圭亞那開(kāi)云中央發(fā)射場(chǎng)ZLV (ELA-1)發(fā)射工位

首次發(fā)射

2012年2月13日

第一級(jí)

發(fā)動(dòng)機(jī) 1 臺(tái)P80固態(tài)火箭引擎

推力 3040 千牛

工作時(shí)間 107 秒

推進(jìn)劑類(lèi)型 固體推進(jìn)劑

第二級(jí)

引擎 1 枚Zefiro 23固態(tài)火箭引擎

推力 1200 千牛頓

推進(jìn)時(shí)間 71.6 秒

推進(jìn)劑類(lèi)型 固體推進(jìn)劑

第三級(jí)

引擎 1 枚Zefiro 9固態(tài)火箭引擎

推力 213 千牛

推進(jìn)時(shí)間 117 秒

推進(jìn)劑類(lèi)型 固體推進(jìn)劑

第四級(jí)

引擎 1 臺(tái)AVUM液體發(fā)動(dòng)機(jī)

推力 2.45 千牛頓

工作時(shí)間 315.2 秒

推進(jìn)劑（液體）四氧化二氮/聯(lián)氨

發(fā)展過(guò)程意大利曾于20世紀(jì)60年代為本國(guó)研制了全固體的“偵察兵”（SCOUT）運(yùn)載火箭。直到20世紀(jì)90年代中期，由于小型衛(wèi)星得到了全球的特別關(guān)注，尤其是空間科學(xué)任務(wù)和對(duì)地觀測(cè)任務(wù)的增多，需要提供經(jīng)濟(jì)可承受的發(fā)射系統(tǒng)，于是意大利在“偵察兵”的基礎(chǔ)上研發(fā)了“織女星”。經(jīng)過(guò)數(shù)年的激烈爭(zhēng)論，確定了一項(xiàng)金額達(dá)1.73億美元的研制計(jì)劃，其中意大利的投資額占52%，法國(guó)占34%，其他西歐國(guó)家占16%。

“織女星”的研制過(guò)程如下所述：

1）1995年研制出三級(jí)“織女星”固體火箭，一、二子級(jí)直徑都是1.9m，子級(jí)質(zhì)量均為16t，使用契法羅發(fā)動(dòng)機(jī)。整流罩內(nèi)裝有效載荷和三子級(jí)（上面級(jí)），直徑為1.3m，質(zhì)量為1.7t，可將質(zhì)量為700kg的有效載荷送入低地球軌道。1997年，意大利艾維歐航空公司與烏克蘭南方設(shè)計(jì)局聯(lián)合提出2種方案：

方案一：織女星－K0采用四級(jí)火箭，一、二子級(jí)使用P16和契法羅發(fā)動(dòng)機(jī)，三、四子級(jí)分別使用烏克蘭南方設(shè)計(jì)局的RD-861和RD-869發(fā)動(dòng)機(jī)，三、四子級(jí)使用四氧化二氮/偏二甲肼液體推進(jìn)劑，可將質(zhì)量為300kg的有效載荷送入700km高的極軌道。

方案二：織女星－K與織女星－K0的不同點(diǎn)是織女星－K一子級(jí)使用P85發(fā)動(dòng)機(jī)，由阿里安－5火箭助推器改進(jìn)而來(lái)，但比阿里安－5火箭助推器短，可將質(zhì)量為1600kg的有效載荷送到700km高的極軌道。

2）1998年6月，歐州航天局選取的“織女星”結(jié)構(gòu)是三級(jí)固體型方案，一、二子級(jí)分別使用織女星－K上使用過(guò)的P85和P16發(fā)動(dòng)機(jī)，三子級(jí)是由法國(guó)國(guó)家空間研究中心（CNES）研制的質(zhì)量達(dá)7t的固體推進(jìn)劑級(jí)，火箭帶有輔助液體推進(jìn)模塊，入軌精度高，可將2000kg的有效載荷發(fā)射到700km高的圓軌道。

3）2004年，“織女星”最終采取四級(jí)結(jié)構(gòu)方案。一子級(jí)選用P80改進(jìn)型；二、三子級(jí)選用織女星－K上使用過(guò)的由P16改進(jìn)的P23和P9發(fā)動(dòng)機(jī)；四子級(jí)使用液體游標(biāo)上面級(jí)模塊，可將1500kg的有效載荷送到700km高的極軌道。2

總體布局與結(jié)構(gòu)織女星火箭為四級(jí)固液混合火箭，一級(jí)為P80固態(tài)火箭；二級(jí)為契法羅23火箭（Zefiro 23）；三級(jí)為契法羅9火箭（Zefiro 9）；四級(jí)為采用液體推進(jìn)劑的AVUM上面級(jí)。

P80固態(tài)火箭的技術(shù)也將用于未來(lái)亞利安火箭的設(shè)計(jì)，意大利為資金主要貢獻(xiàn)者，占65%，其他資金貢獻(xiàn)比例如下：法國(guó)（12.43%）、比利時(shí)（5.63%）、西班牙（5%）、荷蘭（3.5%）、瑞士（1.34%）、瑞典（0.8%），比利時(shí)、法國(guó)、意大利及荷蘭參與P80固態(tài)火箭的研制。

整流罩內(nèi)包括有效載荷艙和支架，采用傳統(tǒng)的2個(gè)半罩，用包帶連接和分離。整流罩長(zhǎng)7.18m，直徑2.6m，有效載荷容積為20立方米，質(zhì)量為470kg，結(jié)構(gòu)采用鋁蜂窩夾芯和碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料（CFRP）蒙皮，在火箭飛出大氣層后被拋掉。其中，有效載荷支架采用阿里安－5標(biāo)準(zhǔn)的937型有效載荷支架。2

火箭引擎織女星運(yùn)載火箭的前三級(jí)分別使用不同發(fā)動(dòng)機(jī),發(fā)動(dòng)機(jī)需經(jīng)過(guò)兩次測(cè)試,一次為性能評(píng)定,另一次則是構(gòu)造評(píng)定。

契法羅9固體發(fā)動(dòng)機(jī)

契法羅9固體發(fā)動(dòng)機(jī)是整個(gè)織女星運(yùn)載火箭最早完成的,是第三節(jié)的發(fā)動(dòng)機(jī),首次點(diǎn)火測(cè)試是在2005年12月20日,地點(diǎn)是Salto di Quirra Inter-force測(cè)試場(chǎng),在地中海沿岸的薩丁尼亞島(意大利)最南方。測(cè)試的結(jié)果獲得完全的成功。

經(jīng)過(guò)評(píng)論第一次點(diǎn)火測(cè)試及設(shè)計(jì)上的小地方,在2007年3月28日,第二次契法羅9火箭引擎點(diǎn)火測(cè)試,地點(diǎn)也在Salto di Quirra測(cè)試場(chǎng),在點(diǎn)火后35秒,內(nèi)部壓力突然降低,導(dǎo)致燃燒時(shí)間的增長(zhǎng)。

契法羅23固體發(fā)動(dòng)機(jī)

契法羅23發(fā)動(dòng)機(jī)用于火箭二級(jí),首次點(diǎn)火測(cè)試在2006年6月26日,地點(diǎn)在Salto di Quirra測(cè)試場(chǎng)。這次的測(cè)試結(jié)果也是成功的。

第二次測(cè)試契法羅23火箭引擎在2008年3月27日,地點(diǎn)也在Salto di Quirra測(cè)試場(chǎng)。測(cè)試結(jié)果也是成功的,

P80火箭引擎

P80發(fā)動(dòng)機(jī)首次點(diǎn)火測(cè)試在2006年11月30日,地點(diǎn)在圭亞那開(kāi)云,點(diǎn)火測(cè)試的結(jié)果也是成功的。

第二次P80火箭引擎點(diǎn)火測(cè)試在2007年12月4日,地點(diǎn)在圭亞那開(kāi)云,P80火箭引擎提供190噸重推力,工作時(shí)間可達(dá)111秒。P80火箭引擎經(jīng)過(guò)兩次的測(cè)試,已滿足發(fā)射條件。

制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制系統(tǒng)“織女星”使用由阿里安－5制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制系統(tǒng)派生的慣性測(cè)量裝置。位于姿態(tài)與游標(biāo)上面級(jí)模塊艙的慣性測(cè)量裝置將導(dǎo)航和姿態(tài)數(shù)據(jù)傳到計(jì)算機(jī)，計(jì)算機(jī)算出實(shí)際姿態(tài)與設(shè)計(jì)姿態(tài)之間的姿態(tài)誤差后，向各級(jí)推力矢量控制系統(tǒng)發(fā)出控制指令。在火箭助推段飛行時(shí)，這些指令控制相應(yīng)級(jí)的機(jī)電作動(dòng)器控制設(shè)備（EPEV），由各級(jí)推力矢量控制裝置的2個(gè)機(jī)電作動(dòng)器操縱噴管擺動(dòng)進(jìn)行俯仰和偏航控制。在三子級(jí)和姿態(tài)與游標(biāo)上面級(jí)模塊的軌道飛行階段和滾動(dòng)控制階段，火箭的姿態(tài)控制由姿態(tài)與游標(biāo)上面級(jí)模塊的6個(gè)冷氣（氮?dú)猓┩屏ζ魍瓿伞?/p>

箭載計(jì)算機(jī)發(fā)出的一系列程序指令（固體發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火、級(jí)間分離和專(zhuān)用點(diǎn)火指令等）由1個(gè)姿態(tài)與游標(biāo)上面級(jí)模塊多功能裝置（MFU）傳到相關(guān)硬件上。在火箭飛行中，對(duì)一、二子級(jí)的制導(dǎo)按預(yù)先確定的飛行程序進(jìn)行。三子級(jí)和姿態(tài)與游標(biāo)上面級(jí)模塊飛行時(shí)，箭載計(jì)算機(jī)確定一個(gè)最優(yōu)制導(dǎo)方式，控制火箭到達(dá)目標(biāo)軌道。飛行中，姿態(tài)與游標(biāo)上面級(jí)模塊箭載計(jì)算機(jī)能夠修正上升飛行中的偏差。2

未來(lái)發(fā)展將來(lái)升級(jí)的織女星運(yùn)載火箭(LYRA計(jì)劃),有一個(gè)可行性的計(jì)劃方案,就是將新的第三節(jié)及第四節(jié)火箭之燃料改為液態(tài)氫/液態(tài)氧,此種作法可降低成本和建立新的指揮系統(tǒng)。織女星運(yùn)載火箭的最終目標(biāo)是升級(jí)到可酬載2000公斤到極地軌道。