《固体火箭技术》| 徐丹丹团队：织女星火箭固体发动机研制故障综述

文摘 2024-11-09 12:54 北京

文章来自于《固体火箭技术》，第 44 卷第 3 期，2012年6月，仅供学习交流使用，如涉侵权，告删，微信号：hawkshandong。

织女星火箭固体发动机研制故障综述

徐丹丹，雷宁，杨亦婷( 西安航天信息研究所，西安 710025)

摘要: 织女星( Vega) 运载火箭是迄今为止欧洲现役最大的固体动力运载火箭。在其三级固体发动机研发过程中贯穿通用化、模块化的设计理念，并采用了大量新技术和新工艺，在提升火箭性能的同时有效降低了火箭的研制成本。基于验证成熟的固体发动机技术，欧空局启动研发织女星 C( Vega C) 、织女星 E( Vega E) 、织女星 C 轻型( Vega C Light) 等一系列固体运载火箭，满足多种载荷范围的发射需求，大大提高了欧洲对小型有效载荷的发射灵活性和响应能力。该文总结了欧洲织女星运载火箭固体发动机的主要性能，重点梳理分析了三级固体火箭发动机( P80、Zefiro 23、Zefiro 9) 在研制过程中曾遇到过的技术问题，包括发动机压力振荡、熔渣、喷管过度侵蚀、柔性接头问题、机电作动器电流过度消耗问题等，研究了这些故障的产生根源、相应的解决措施以及开展的相关研究，旨在对国内固体运载火箭发动机技术研究提供参考和借鉴。

关键词: 固体火箭发动机; 故障; 压力振荡; 喷管烧蚀; 数值模拟

中图分类号: V435

文献标识码: A

文章编号: 1006-2793( 2021) 03-0311-10DOI: 10．7673 /j．issn．1006-2793．2021．03．004

Summary of failures in the development of solid rocket motor for Vega launch vehicle

XU Dandan，LEI Ning，YANG Yiting( Xi＇an Institute of Aerospace Information，Xi＇an 710025，China)

Abstract: The Vega launch vehicle is by far the largest solid launch vehicle in service in Europe．In the development process of its three-stage solid engine，it runs through the universal and modular design concept，and adopts a large number of new technologies and new processes，which effectively reduces the cost of rocket development while improving the performance of the rocket．Based on the proven solid engine technology，ESA began the development of a series of solid launch vehicles such as Vega C，Vega E，and Vega C Light to meet the launch requirements of a variety of payloads，greatly improving Europe＇s launch flexibility and response capabilities for small payloads．In this paper，the technical problems encountered in the development of three-stage solid rocket motors( P80，Zefiro 23，Zefiro 9) of European Vega launch vehicle were analyzed，including pressure oscillation of motor，slag，excessive erosion of nozzle，flexible joint problem，excessive current consumption of electromechanical actuator，and etc．The root causes of these faults，corresponding solutions and related research were mainly studied，aiming to provide reference for the technical development of solid rocket motor in China．Key words: solid rocket motor; failure; pressure oscillation; nozzle erosion; numerical simulation

0 引言

欧洲运载火箭经过 30 余年的不断迭代发展，形成了阿里安运载火箭系列和织女星运载火箭系列，较为全面地满足了低地轨道不同运载能力的发射需求。欧洲在火箭研发理念上注重各代间技术的传承和借鉴，大大缩短新型运载火箭的研制时间和研发成本，同时贯穿通用化、模块化的设计理念，提高技术迭代的开放性。Vega 运载火箭拉开了欧洲下一代和下下一代运载火箭研制的大幕，其固体动力装置研发中采用了大量新技术和新工艺，包括大型碳/环氧纤维缠绕壳体、新型低成本高能量密度绿色氧化剂、新型低成本喷管出口锥等，有效降低了火箭的研制成本，进一步提高了运载火箭的未来市场竞争力。由于 Vega 火箭固体发动机采用了很多新技术，因此在发动机研制过程中，不可避免地会遇到一些问题。本文主要分析了这些故障和问题的产生根源和相应的解决措施，旨在对国内相关固体火箭发动机技术研究提供参考和借鉴。

1 织女星运载火箭及其固体发动机概述

Vega 运载火箭是欧洲现役小型的、一次性使用的运载器，也是迄今为止最大的固体动力运载火箭。织女星火箭高 30 m，最大直径 3 m，质量 137 t，能将 300～ 2500 kg 的有效载荷送入极地和低地球轨道。它采用三级固体火箭发动机加末端修正级液体火箭发动机构型: 第一级为 P80 固体发动机，第二级为 Zefiro 23 固体发动机，第三级为 Zefiro 9 固体发动机，末级为 AVUM液体发动机［1］。

Vega 运载火箭的研究始于 2000 年，2012 年完成首飞，2013 年完成首次商业飞行。截止到 2020 年 12月，共进行了 17 次发射，成功 15 次，失败 2 次。

2019年 7 月 10 日，火箭遭遇了首次发射失败。搭载阿联酋首枚光学间谍卫星的织女星火箭从法属圭亚库鲁航天发射中心起飞 130 s 以后，因第二级 Zefiro 23 发动机前封头热结构失效，导致火箭出现异常，发射任务失败。

2020 年 11 月 16 日，因控制系统电缆装反导致火箭上面级失去控制，“织女星”运载火箭火箭发射 8 min 后偏离预定轨道，发射任务失败。

除了现役的 Vega 运载火箭，自 2014 年起，欧空局陆续开启 Vega C、Vega E、Vega C Light 等一系列固体运载火箭的研发。

Vega C 运载火箭发动机采用三级固体火箭发动机加末端修正级液体火箭发动机构型: 第一级为 P120C 固体发动机，第二级为 Zefiro 40 固体发动机，第三级为 Zefiro 9 固体发动机，末级为改进型AVUM 液体发动机。近地轨道约 2300 kg 的运载能力，计划 2021 年首飞。

Vega E 运载火箭第一级采用P120C 固体发动机，第二级为 Zefiro 40 固体发动机，第三级采用 M10 液体发动机，瞄准小型卫星发射市场，计划 2024 年首飞。

Vega C Light 是 Vega C 的缩小版本，该火箭仅由 Zefiro 40、Zefiro 9 ( 改进型) 和 AVUM plus 组成，将用于发射重达几百公斤甚至更少的有效载荷［2］。

表 1 列出了织女星火箭三级固体发动机主要性能与结构参数。

Vega 火箭三级固体发动机采用了以下通用设计和技术，包括:

( 1) 碳纤维增强复合材料( CFＲP) 壳体，通过纤维缠绕技术实现了一体化裙;

( 2) 内部低密度热防护;

( 3) 具有自耗性壳体的点火器;

( 4) 低扭矩柔性接头;

( 5) 具有机电作动器( EMA) 的推力向量控制 ( TVC)。

2 发动机研制故障

Vega 运载火箭用固体发动机的研制过程并非一帆风顺，也曾遇到过大大小小的问题。通过大量的资料分析，主要梳理总结了以下几个发动机问题，分别是:

( 1) P80 发动机静态点火试验工作过程中表现出严重的压力振荡;

( 2) Zefiro 16 发动机工作过程中产生过多熔渣;

( 3) Zefiro 23 发动机工作过程中机电作动器电流过度消耗;

( 4) Zefiro 9 鉴定发动机( QM) 点火试验时喷管漏气导致飞出;

( 5) Zefiro 9 研制发动机( DM) 在静态点火试验时喷管过度侵蚀导致性能低于设计要求;

( 6) Zefiro 9 发动机柔性接头在摆动测试期间发生机械故障;

( 7) Zefiro 9 鉴定发动机的两次静态点火试验中负响应峰值;

( 8) Zefiro 9 发动机性能离散。

2．1 P80 发动机压力振荡

作为第一级或助推器的大型固体火箭发动机，在发动机燃烧室纵向声学模态下，在稳态过程中会产生压力振荡，进而对整个运载火箭结构产生推力振荡和动态载荷。大型分段式固体火箭发动机( 如阿里安 5 MPS 和航天飞机助推器) 和大型整体式翼柱型药柱发动机( 如 P80 发动机) 都会出现这种压力振荡现象［3］。压力振荡( PO) 的频率接近燃烧室的第一纵向声频率，但有时也接近燃烧室的第二或第三纵向声频率。这些振荡虽然不影响发动机寿命，但可能代表了一个重要的问题，必须在系统层面上加以考虑，主要有两个原因: 固体火箭发动机内弹道特性对运载火箭总体结构的影响以及压力振荡对固体火箭发动机推力的影响。由于压力振荡可能会对具有有效载荷要求的运载火箭性能产生严重影响，因此必须仔细评估其存在的情况，以便正确评定固体火箭发动机的结构和相应运载火箭的构型，特别是在设计的最初阶段［4］。

之前有大量文献研究了大型分段式固体火箭发动机内出现的压力振荡现象，只有很少的文献研究了大型后翼柱式固体火箭发动机( 如 P80、P120C 发动机) 压力振荡现象的特征［5－7］。P80 发动机是目前欧洲 Vega 运载火箭第一级发动机，其改进型 P120C发动机将是未来欧洲的 Vega C、Vega E 和阿里安 6运载火箭的助推器，因此，对其压力振荡风险的评估尤其重要。

为了获取固体火箭发动机压力振荡数据，研究人员对 P80 发动机飞行期间获取的压力信号进行处理［8］。根据对压力传感器在时域内的整体分析，研究人员对 P80 发动机 6 次飞行期间测量的压力振荡，进行了综合分析，如图 1 所示。

总的来说，从统计分析来看，振荡现象集中在发动机工作阶段的前半段，在频率含量方面仅包含发动机燃烧室的第一纵向模式。在压力曲线中可以清楚地看到4 个压力振荡脉冲，在飞行中这些压力脉冲的最大振幅具有很大的重复性，从第一个脉冲到最后一个脉冲逐渐减小。第一个压力脉冲在发动机燃烧开始之后立刻出现( B0) ; 第二个压力脉冲表征了发动机的最大工作压力期间和之后的头端压力( B1) ; 第三个压力脉冲出现在压力曲线拐点期间和之后( B2) ; 最后一个压力脉冲振幅最小，表征了发动机的续航阶段( B3) 。前两个压力脉冲( B0-B1) 发生在后翼柱区域和潜入腔对整个推进剂质量增加起主要作用的时候，而 B2 和 B3 压力脉冲发生在后翼柱区域和潜入区域即将燃尽的时候。

研究人员用 AGAＲ模型对 P80 发动机内弹道和压力振荡的数值模拟表明，该模型能够很好地描述织女星火箭前 6 次成功飞行过程中经历的压力振荡的整个包络线，给出了模型的 2 个校准参数，具有合理、有界、规则的变化，分别对应于飞行数据库中压力振荡的最大和最小包络线，如图 2 所示［9］。

研究人员采用压力振荡演示验证发动机( PODY) 研究了 P120C 固体火箭发动机内部燃烧不稳定性，于 2015 年 3 月进行了试验［10］。试验在最大压力为 11 MPa 的情况下持续了 22 s。该演示验证发动机是可重复使用的，采用 38 个传感器，专家可以将模拟数据与观测结果进行比较。

图 2 AGAＲ压力振荡重建及实验数据库［9］

Fig．2 AGAＲ pressure oscillation reconstruction and experimental database［9］

通过采用新的推进剂配方和优化的整体式药柱设计，可以减少固体火箭发动机点火时发生的压力振荡现象。研究人员发现，采用氦气而不是氮气作为保压介质，可以消减压力振荡现象，见图 3［11］。

ZAGHI S 等［12］针对固体发动机压力振荡开展了理论和数值研究。加压气体会影响点火器热气流与燃烧室几何形状变化之间的相互作用: 具有不同压缩性的加压气体可以促进或限制燃烧过程中压力振荡的产生。研究表明，使用更轻且更易压缩的氦气能够抑制发动机点火瞬态时的压力振荡。P80 的两次静态点火测试分别使用氦气和氮气作为加压气体。研究了 3D模拟、准 1D 模拟以及静态点火试验数据，结果表明，使用氮气作为加压气体，发动机点火瞬态时的压力振荡明显高于使用氦气作为加压气体的情况，如图 4 和图 5 所示［12］。在所有三级发动机中，都采用了这种解决方案。

2．2 Zefiro 系列发动机喷管故障

Zefiro 系列发动机喷管是织女星 Vega 运载火箭发动机研发过程中的一个主要问题。Zefiro 23 发动机和 Zefiro 9 发动机的喷管技术源自 Zefiro 16 发动机喷管，采用了整体式喉部和入口段 ( ITE) 结构，ITE 由高密度 4D 碳/碳材料制成; 出口锥采用碳/酚醛材料; 出口锥外壳采用铝材料; 喷管固定体采用铝制成，EPDM 橡胶绝热层; 柔性接头由不锈钢增强件和低模量橡胶弹性层交替组成，由挡板保护。柔性接头采用橡胶传递模塑( ＲTM) 工艺成形［17］。

2．2．1 Zefiro 9 QM 喷管漏气飞出问题

2007 年 3 月，Zefiro 9 QM 点火试验时，在燃烧时间35 s 后，由于喷管内气体泄漏导致内部压力突然降低，在发动机工作约 35 s 后喷管飞出，试验失败。为此，成立一个调查小组，指出了喷管设计和部分组件生产质量上的一些缺陷( 主要是碳-酚醛绝热材料工艺问题)［13］。

艾维欧( Avio) 公司在以下方面对发动机进行了改进:

( 1) 对发动机材料重新进行全面的性能表征，特别是用于 C-C 喷管喉部绝热层的碳-酚醛材料以及工作温度达 2000 ℃ 的材料;

( 2) 重新设计了喷管;

( 3) 对碳-酚醛绝热层的制造工艺进行改进以提高质量;

( 4) 增加发动机的装药量( 560 kg) 以提高发动机的性能，使运载器的有效载荷运载能力提高 60 kg;

( 5) 新设计的 Zefiro 9 发动机具有很高的肉厚分数 ( 达 0．8) ，从而使发动机燃烧室的容积比之前明显减小［14］。

上述改进有很多应用在 Zefrio 23 QM 喷管上，Zefrio 23 QM 成功进行点火试验，从而验证了这些改进的合理性。

在对碳酚醛材料进行表征的过程中，研究人员发现由于碳酚醛材料在高温下会挥发变薄，因此难以在高温下进行试验，在应力条件测试其力学性能［15］。研究人员设计了专用试验装置，用夹具夹住碳酚醛试样并施加拉应力，夹具上装有陶瓷罩保持其隔热，然后将试验所需热量传输给试样进行试验，分别在 200、400、600、800 ℃下进行了试验( 图 6) 。利用这种试验方法对碳酚醛材料在高温下的性能进行了表征［18］。

2．2．2 Zefiro 9 DM 喷管过度侵蚀问题

2005 年 12 月 19 日，Zefiro 9 发动机在意大利撒丁岛进行首次 DM 地面点火试验，发动机被安置在一个笼形结构中，并固定在试验台上，试验总体成功。分析试验结果发现，由于喷管喉部过度烧蚀( 达 73%) ，加之推进剂燃烧效率偏低，导致发动机总压力冲量损失 ( 图 7) ，发动机性能比预测值稍低，没有完全满足技术要求，推测在飞行状态下真空比冲会下降 1．2%。在结构和热性能方面，发动机表现出良好的性能，形成的氧化铝熔渣很少［18］。

针对以上问题，对发动机进行了以下改进:

( 1) 通过改变 AP 粒度最大程度地减少在推进剂燃烧表面形成大的团聚体，从弹道角度来说，主要是增加了特征速度效率 ηc* ;

( 2) 增加 C /C 喉衬密度以减少烧蚀;

( 3) 喷管膨胀比略微增加，减少喷管喉部直径，增加出口锥直径;

( 4) 基于以上改进，发动机的最大预期工作压强 ( MEOP) 有所增加。

2．3 Zefiro 23 发动机机电作动器电流过度消耗问题

Vega 火箭三级固体发动机采用机电式推力向量控制( TVC) 系统，增加了发动机的可靠性，降低了成本。

TVC 系统包括: 2 个机电作动器( EMA) 、1 个电子盒( 包括电源单元和数字控制模块) 、1 套锂离子电池组以及电缆束。TVC 系统采用相互垂直的两个机电式作动器来控制喷管的俯仰和偏航。

每个 EMA 内置直流永磁三相电机，由一电源驱动器驱动，其中嵌入了数控模块，从飞行程序软件中获取指令。电源驱动器和数控模块装在一起，称为合成电源驱动器( IPDU) 。它有 2 个独立通道，每个通道有3个从内到外的嵌套循环回路构成的控制系统:

( 1) 电流回路，比对标准值Iq 与实测值;

( 2) 速率回路，取决于 Iq( 与发动机力矩有关) ，比对标准值与实测值;

( 3) 位置回路，比对 1553 I/F 发出值与作动器的实际测量值。三级发动机作动器的主要特性指标如表 2 所示。

在 Zefiro 23 发动机研制过程中，由于 Zefiro 23 发动机存在涡旋场［16］( 图8) ，引起侧向力增大，从而导致机电作动器的电流过度消耗( 图 9)

2．4 柔性接头问题

柔性接头是发动机壳体和可动喷管之间的非刚性连接，通过两个垂直放置的作动器施加力，使喷管实现在任何方向上的偏转。柔性接头的构型旨在通过柔性结构再现球面运动。因此，它是以层压的方式、由一系列具有球形截面的橡胶、钢或复合材料层组成［17］。

Zefiro 23 发动机和 Zefiro 9 发动机柔性接头由不锈钢增强件和低模量橡胶弹性层交替组成，由挡板保护［18］。Zefiro 40 发动机柔性接头为自防护式，由 2 个接口环( 一个固定，另一个可移动) 、9 个增强垫片和弹性件组成。增强垫片由混合复合材料制成，较小直径处采用层状碳-环氧树脂和玻璃-环氧树脂; 在与热燃气接触的较高直径区域采用玻璃-环氧树脂，使该部件的质量显著减小［19］。弹性件采用低模量合成橡胶层，与 Zefiro 23 发动机和 Zefiro 9 发动机通常使用的天然橡胶相比，将提供更稳定的力学性能。复合材料增强垫片为球面形结构，突出于橡胶垫，避免使用热防护件。混合复合材料垫片通过手工分层纤维预浸带并在高压釜中固化来制造。Zefiro 40 发动机柔性接头设计如图 10 所示［20］。

Zefiro 系列发动机柔性接头( FJ) 目前采用橡胶传递模塑( ＲTM) 工艺制造。确定了复合材料和橡胶后固化粘合作为一种备用工艺。

Zefiro 9 的柔性接头在研发测试期间由于不稳定性而发生了机械故障［21］。后续进一步开展了改进计划，包括改变弹性体的配方以及增加金属垫片的厚度。在专用工作台上对新的柔性接头进行了单独测试，通过在加压条件下的推力向量控制工作台来模拟其功能 ( 图 11) 。

2．5 发动机性能问题

Vega 火箭发动机研制过程中也遇到过发动机性能问题。

2．5．1 Zefiro 9 鉴定发动机的两次静态点火试验中负响应峰值问题

2008 年 10 月，欧空局在意大利撒丁岛的试验场进行了 Zefiro 9 QM2 的静态点火试验。2009 年 4 月，进行了 Zefiro 9 VT 的静态点火试验。在 Zefiro 9 QM2和 Zefiro 9 VT 这两次静态点火试验过程中，发动机点火后约几毫秒时刻，试车台轴向力传感器上均测试到一个未预见到的负的响应峰值。出现这种异常状况的根源在于点火时发动机燃烧室前后端压强的不平衡［22］。

这是由于 Zefiro 9A 使用了与老式 Zefiro 9 相同的点火器，但新的 Zefiro 9A 燃烧室体积减少到原来的 1 /3，造成点火器过大( 图 12) 。因此，对点火器进行了重新设计，主要减小点火前期的负的峰值力。重新设计的点火器采用了不同的药柱设计，点火器壳体与之前的设计相同，但是药柱长度减少，采用 3 个倾斜点火器喷管，而不是之前的 6 个，确保具有与之前设计同样的最大预期工作压强［23］。

图 12 Zefiro 9A QM2-VT 点火过程中出现负压差的根本原因: 点火器尺寸过大导致超音速堵塞［22］

Fig．12 Ｒoot cause of negative pressure difference during ignition of Z9A QM2-VT:supersonic blockage caused by oversized igniter［22］

2．5．2 Zefiro 9 发动机的性能离散问题

固体火箭发动机的性能预测始终受分散和不确定性的影响，因为分散性和不确定性通常会影响表征其性能的大多数参数，包括推进剂燃烧速率，特征速度及喷管喉部侵蚀等。

因此，通常通过实验和理论方法对发动机的性能分散进行准确评估，并使其最小化。实际上，一旦发动机点火，其总体性能与理论上预测的标称性能之间会有细微的差别。这可以通过在静态点火测试期间记录的实验数据以及在发动机飞行过程中记录的遥测数据来证实。这种性能分散是众所周知的，并且在系统级别已得到仔细考虑，因此，它对发射器总体任务的影响通常是可承受的或可忽略不计的。但不能排除的是，有时即使很小的发动机性能偏差也会影响某些系统级别的要求，而且由于通常无法预测这种偏差是否会发生，从而导致发动机的性能相对于理论预期值可能会过高或过低［24］。

对于 Vega 运载火箭第三级 Zefiro 9 发动机来说这个问题更为突出: 实际上，Vega 第三级的燃尽条件受到严格限制，必须仔细考虑发动机性能的分散，以实现最佳的入轨［25］。

如图 13 所示，Zefiro 9 发动机的加速度表现出明显的随时间变化的性能超出预期值，当发动机燃尽时，总比冲比标称值高约 1%。

目前采用的闭环制导策略是根据预测的发动机标称性能推算出燃尽条件，而不考虑实际的瞬时情况。由于发动机性能的离散，预期推力水平与实际飞行推力之间的误差会影响制导效率。

研究人员提出了将Vega 运载器第三级发动机 Zefiro 9 的性能离散对整体发射任务的影响降至最低的方法［26］。该方法是将基于直接飞行测量值的发动机性能分散预测工作纳入到制导过程中，以控制发动机燃尽时的运载器。

在飞行过程中，有关发动机性能的唯一有用的直接信息是通过运载器加速度的瞬时值给出的，并且加速度的瞬时值与燃尽时的总冲之间的关系并不明确。

为了分析此问题并探索找到解决方案的可能性，开发了一种用于分析发动机推进性能的仿真工具，从实时飞行中的测量开始，能够对发动机燃烧期间的整体性能进行预测，从而为制导和控制系统提供可能性来执行有效的修订。

必须指出的是，在进行预测时，发动机的燃尽时间和拖尾段应该有一定的余量，以便为控制系统留出足够的时间来进行恢复。

综上所述，Vega 三级固体火箭发动机在静态点火试验过程中曾遇到多个问题，涉及推进剂、喷管、柔性接头、点火器等发动机部件。

表 3 总结了这些故障的产生根源、相应的解决措施以及开展的相关研究。

3 结束语

欧洲织女星运载火箭固体发动机的研制过程反映出一些引人注意的特点，对于型号研制降低成本、提高效率具有一定借鉴价值:

( 1) 发动机设计强调各系统间协同布局发展，注重各代间技术的传承和借鉴。贯穿通用化、模块化的设计理念，提高技术迭代的开放性。如 Vega 系列运载火箭二、三级发动机 Zefiro 23、Zefiro 9 及 Zefiro 40 的设计都是基于 Zefiro 16 发动机开展技术演示验证活动的; Vega P80 发动机喷管的设计大量借鉴了之前在阿里安 5 P230 发动机喷管上所作的改进成果; P120C发动机基于 P80 发动机的设计积累，研发出既可用作Vega C 第一级发动机、又可用作阿里安 6 助推发动机的模块化通用化型号类型。

( 2) 发动机改进计划伊始就强调降低成本问题。如织女星研发伊始就针对发动机各个部件，重点是喷管，从设计、生产工艺和新材料应用等方面采取了大量降成本措施。

( 3) 发动机设计、工艺、材料甚至试验等研发活动中，有意识联合政府机构或大学研发中心，主动引入了大量基础性仿真技术和实验技术，不胜枚举。

欧洲新型运载火箭的研发更加强调低成本和绿色环保的国际发射市场竞争和政策环境需求，在运载火箭固体动力装置的研发中采用大量新技术、新材料和新工艺，包括大型碳/环氧纤维缠绕壳体、新型轻质低成本喷管、新型机电推力向量控制系统等，有效降低火箭的研制成本，进一步提高了运载火箭的市场竞争力。

正是由于运载火箭固体动力装置所采用的大量新技术、新工艺和新材料，在发动机研制和鉴定试验过程中也出现了大大小小的问题。期望通过对这些问题的梳理，对相应的解决方案进行分析，为国内固体运载火箭的研发提供借鉴和参考。

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田村山下

我以我写荐轩辕