0引言

中國航天的可持續發展，需要研製與需求相匹配的運載火箭。“十三五”初期，中國可執行中低軌及太陽同步軌道(SSO)載荷的現役常規火箭有CZ2系列、CZ-4系列等，僅能承擔1～3t區間的發射任務。新一代火箭中只有CZ-11、CZ-6火箭覆蓋SSO軌道1t以下的載荷，CZ-5、CZ-7火箭面向空間站及高軌衛星發射任務，導致在SSO領域1～5t的能力區間存在空白，如圖1所示。

根據“十四五”預示，中低軌市場軍、民、商高密度組網等發射任務爆發式增長。其中，SSO軌道1～5t的載荷需求占比高達73%，同時低軌組網、重大載荷、拼車發射等任務需求非常迫切，中低軌發射任務呈爆發式增長。以中國SSO軌道任務為例，“十四五”期間的任務預示如圖2所示。

針對上述需求，長征八號(CZ-8)運載火箭定位為填補中國新一代運載火箭700kmSSO3～4．5t衛星發射的能力空白，兼顧近地軌道和地球同步轉移軌道發射能力，同時面向商業衛星發射市場積極參與競爭。CZ-8及其無助推器構型分別於2020年和2022年完成了首飛，逐漸成為新一代主力中型火箭。

本文介紹CZ-8系列運載火箭的構型及其技術特點，總結已突破的各項關鍵技術。在外部市場需求的驅動下，為進一步提高CZ-8火箭的運載能力和市場競爭力，縮短發射響應時間，CZ-8正在開展改進型的研製工作，同時配套的商業發射工位也在建設之中，本文對這一進展及其關鍵技術也進行了介紹。

1CZ-8系列火箭的組成

CZ-8系列運載火箭的研製按照“模塊化、通用化、系列化、產品化、商業化”的總體思路，首先研製CZ-8基本型火箭，迅速投向發射服務市場，填補運載能力空白。在不增加研製內容和經費的情況下，衍生出無助推器構型，實現新一代運載火箭SSO3t以下運載能力的覆蓋。為應對更大運載能力的需求，研製3．35m通用氫氧末級及5．2m直徑整流罩，形成CZ-8改進型火箭。整個系列構型梯度合理、模塊通用強、性價比高。

1．1CZ-8基本型火箭

長征八號基本型全箭總長約50．3m，起飛質量約358t，起飛推力約480t。700kmSSO運載能力最大可達5．5t，運載效率為國內同等級別火箭最高水平。在基本型火箭基礎上去掉兩個助推器，700kmSSO運載能力約3t。基本型兩種構型的主要特點如圖3所示。兩型火箭可滿足中國航天后續90%以上的中低軌發射任務需求。

1．2 CZ-8改進型火箭

CZ-8改進型(CZ-8G)運載火箭換裝通用氫氧末級和更大直徑的整流罩，可滿足有效載荷增重、使用包絡及入軌高度等要求，進一步提升中低軌有效載荷發射能力，滿足中國未來通信、導航及遙感等低軌巨型星座組網發射的迫切需求。改進型的比對如圖 4 所示。

CZ-8基本型與CZ-8G同樣為兩級半火箭:芯一級為直徑3．35m的液氧煤油推進劑模塊，採用2台YF-100發動機，發動機具備推力調節能力，與CZ-8基本型相同;芯二級為新研的3．35m直徑氫氧末級，採用2台YF-75H發動機;捆綁2個2．25m直徑液體助推器，採用1台YF-100發動機，與CZ-8基本型狀態一致;採用5．2m直徑整體吊整流罩。全箭總長約50．5m，起飛質量約371t，起飛推力約480t，700kmSSO任務運載能力不低於6400kg。

2 CZ-8基本型火箭關鍵技術

CZ-8基本型採用模塊化組合的研製理念，但模塊跨系列組合後面臨全剖面的適應性問題，包括總體設計的適應性、實時飛行的適應性、地面設施的適應性等。總體設計中，面臨低成本快速獲取全箭動特性的需求，同時深低溫模塊需適應淺箱二次啟動的新剖面，面向市場需解決大量異構衛星的快速布局與安全性分析問題。實時飛行中，載荷條件超出模塊承載能力，如何有效降低載荷成為挑戰。而為解決發射工位短缺的瓶頸，需開展地面設施快速兼容性設計。綜上，解決了如下關鍵技術。

2．1 全箭模態虛實融合精細化預示技術

針對動特性低成本精準量化需求，CZ-8取消了全箭模態試驗，提出基於連接剛度敏感度的模態分析、局部三維精細化建模的振型斜率預示等方法，解決動力學模型準確性量化評估和試驗數據缺失下傳統梁模型難以預示局部振型斜率的難題。全箭模態模型虛擬組裝採用“五步走”的工作流程，如圖5所示。

全箭動特性參數預示誤差小於2%，研製周期縮短12個月，並節省了大量的試驗經費。

準確預測動力學模型由於無法應對連接部位和界面的力學特性而受到阻礙，因此模態實驗曾被認為是火箭研製過程中必不可少的重大試驗項目，歷史上未曾開展模態試驗的火箭均發生了重大故障。CZ-8成為首個未開展全箭模態試驗並首飛成功的中型捆綁火箭，其第二次飛行在取消助推器和更換整流罩後，同樣採用了仿真預示的方法獲取動力學參數並飛行成功。上述實踐為重型運載火箭、新一代載人登月等大型運載火箭取消全箭模態試驗提供借鑑意義。

2．2 微重力下深冷推進劑“剛體/兩相流體”耦合特性預示技術

CZ-8基本型的氫氧末級主要用於發射地球同步轉移軌道(GTO)，在面臨SSO發射任務的新飛行剖面時，需採用“末級滑行+二次短時工作”的模式以提高運載能力，由此帶來大氣枕、微重力環境下深低溫推進劑氣液兩相流場精確預示與控制的迫切需求。其中，發動機入口壓力需求高、補壓系統相對於大氣枕條件的增壓能力不足，對微重力下低溫貯箱壓力變化、推進劑運動特性的預示精度和控制均提出了更高要求，是決定發動機二次起動成敗的關鍵難題。

CZ-8攻克了“六自由度剛彈動力學－流體動力學”跨專業聯合貯箱壓力預示這一關鍵技術，建立了跨專業聯合仿真平台，如圖6所示。本技術大幅降低深低溫推進劑箱壓等指標預示偏差，提高了微重力環境下低溫貯箱壓力設計水平，有效提升SSO運載能力達10%。

2．3 異構群星快速布局及近遠場聯合仿真技術

隨着衛星種類及數量的急劇增加，異構衛星如何布局、在狹小的空間下如何操作，已成為影響共享發射效率的重要因素。並且，衛星數量大幅增多後，近遠場分離安全性設計等涉及的優化參數呈指數增長。CZ-8為了加快多星發射的論證實施過程，研製了上下游專業聯動設計的集成開發平台。該技術通過禁忌搜索與差分進化相結合的降階優化和智能算法，解決多源衛星在複雜約束下快速布局與近場安全性的動靜聯合優化問題，壓縮偏差傳遞帶來的設計餘量30%。該技術將迭代速度由周級縮減至分鐘級，任務論證及產品響應速度從18個月壓縮至3個月。

2．4 基於主動力調節的飛行剖面減載優化方法

CZ-8通過模塊組合後發現，其二級結構的承載不能滿足飛行剖面的需求，特別是彎矩指標，已大於結構的承受能力，如圖7所示。

CZ-8提出以箭體承載為約束、發射概率為目標、多種載荷控制技術聯合為手段的逆向設計方法，將准實時彈道風修正、主動減載、載荷精細化等方法首次在液體火箭中集成應用，減載效果達44．9%。有關此方面的詳細討論可參考文獻。

2．5基於流量調節的大推力液體發動機推力調節

技術為了減小飛行中的動壓，在大氣層內飛行時採用了主動節流技術，將發動機推力降低至75%。採用高精度流量調節器，通過步進電機精確調節控制調節器流量實現發動機飛行中實時、精確大範圍連續推力調節。

發動機推力大範圍調節時泵後煤油壓力顯著變化。為了確保伺服機構在推力下降的工況下仍可靠工作並滿足控制特性的要求，提出伺服機構液動機能源匹配方法和恆速流量調節裝置設計方法，實現引流能源功率與液壓能源功率合理匹配、發動機引流壓力大範圍變化下的恆速穩定控制。飛行結果如圖8所示。

2．6強自主性的上升段飛行控制方法

CZ-8基本型火箭提出了一種跨滑行段的迭代制導控制方法:在二級一次飛行段以亞軌道為終端目標，在滑行段自主控制滑行時序，在二級二次飛行段以最終目標軌道為終端目標。首次實現了大氣層外“動力－滑行－動力”全程優化，提升偏差適應能力。

在CZ-8/Y2任務中提出了一種滑行段姿態變化率主動抑制的自主補償制導方法，其工作原理如圖9所示。在二級一次關機前插入以主動力為控制力的姿態調整過程，滿足滑行起始時刻的姿態精度，並預測和補償由此帶來的關機狀態誤差。該方法降低了滑行段因晃動帶來的換熱換質對箱壓和溫度的影響，支撐了淺箱啟動的設計。

在二級二次飛行段提出了一種速度補償的變目標解析制導方法，實時補償迭代程序角偏差導致的後效衝量偏差，並將其轉換為新的制導關機量，從而將制導終端目標由關機點拓展至入軌點。該方法將半長軸偏差降低了一個數量級。

針對取消全箭模態試驗後箭體動力學特性可能存在較大偏差的可能性，提出了自適應增廣控制方法，引入彈性能量在線獲取模塊，實時提取飛行中的彈性能量信號，設計自適應律為彈性能量的函數。當控制指令中含有較強的彈性運動信息時，在線減小增益、調整網絡參數以增強濾波，減弱彈性振動影響。其原理框圖如圖10所示。

2．7高可靠自主診斷和容錯控制技術

為降低成本簡化系統配置，CZ-8不再採用三冗餘慣組配置，而是簡化為雙慣組，因此無法實現故障下的“三取二”表決。提出了利用GPS信息輔助以及滑行段基於哥氏加速度的故障診斷技術，解決了慣性測量系統故障定位、隔離與系統重構的難題。針對速率陀螺振型斜率極性在飛行中隨着推進劑消耗而反轉(受可安裝位置的限制)的問題，提出了基於在線加權融合的虛擬測量方法，確保振型斜率在飛行全程不變，實現一階彈性穩定控制。針對姿控噴管極性錯誤(長征系列火箭曾經發生的故障之一)引發的失利，提出了基於狀態觀測器辨識總力矩從而對極性錯誤進行確認和重構的方法，可在極性故障下自主挽救任務。具備各控制通道噴管極性錯誤、安裝錯誤、軟件接口錯誤等故障情況下的應急處理能力，提高了飛行可靠性和智能化水平。

2．8空間與結構強約束下地面支持系統重構優化

CZ-8首次採用了模塊化“Z”字型擺杆結構，可根據不同型號需求進行整體快速更換，解決了長軸聯動、大跨度異型擺杆快速擺開難題，達到了同一套擺杆系統適應四型運載火箭的使用要求。基於結構約束提出了倒“U”型低溫介質加注管路布局方案，解決了在勢能快速變化的不利影響下低溫介質流動多目標調控與評估難題。

3 CZ-8改進型的研製

改進型火箭面臨運載能力提升、整流罩尺寸增大、可靠性提升等需求，需將現有的3m直徑氫氧末級升級為3．35m直徑，並提升發動機性能，開展增壓、結構、發動機、電氣等關鍵技術攻關，具體如下。

3．1氫氧末級閉式增壓設計與驗證技術

目前現役火箭的氫氧末級氫箱均採用開式自生增壓方案，從發動機引出氫經換熱器加溫後，通過自生增壓管進入氫箱進行增壓。飛行過程中氫箱壓力達到氫保險閥打開壓力時氫保險閥打開排氣，保證貯箱結構安全。開式自生增壓方案系統簡單、技術成熟，但存在保險閥關不上的成敗型單點失效環節，對保險閥單機可靠性要求極高。開式自生增壓的增壓氣體利用效率較低，易造成工質和能源的浪費，對提高運載能力不利。為避免上述風險以及提高推進劑利用的效率，增壓輸送系統氫箱採用閉式自生增壓。根據設計方案並結合發動機端氣氫來流狀態和電磁閥動作特性，完成增壓電磁閥壓力帶精細化設計，驗證了閉式自生增壓設計方案的可靠性。

3．2大直徑氫氧共底貯箱設計與製造技術

針對液氫/液氧介質共底貯箱，目前中國僅有CZ-3A系列3m直徑氫氧雙層蜂窩夾層真空共底的研製經驗。由於蜂窩夾層共底結構為非完全密封的空腔，存在回吸空氣現象;若出現推進劑緊急泄出情況，共底溫度回升會導致回吸的空氣膨脹，存在共底結構受到破壞的風險。CZ-8G氫氧末級共底貯箱擬採用PMI(Polymethacrylimide)夾層共底結構，可將旋壓金屬夾層空腔全部填充高密度PMI泡沫，在保證結構強度剛度的同時，無需靶場抽真空流程。

為了完成PMI夾層共底結構設計，首先應獲取PMI夾層的基礎力學性能和失效模式進行綜合評估，以確定夾層共底是否滿足不同溫度工況下的內壓、外壓載荷條件，並對共底進行結構設計和有限元分析校核，同時針對連接結構進行設計。相關試驗及仿真結果如圖11所示。

3．3發動機推力提升及驗證技術

為提高全箭的運載能力，在保證工作可靠性的前提下，需在現有膨脹循環發動機YF-75D的基礎上將單機真空推力提升1t。這使得發動機組件壓力水平和渦輪泵轉速普遍升高，各組件需開展仿真分析及驗證試驗，並重新評估工作適應性和工作裕度，必要時開展設計優化改進。

發動機渦輪泵轉速提升後，存在工作轉速與臨界轉速裕度不足的風險。通過開展臨界轉速影響因素分析並採取相應措施，提升臨界轉速裕度。同時開展發動機整機拉偏試驗、整機級研製及鑑定試車、全系統試車等，確保發動機的適應性並具有一定的工作裕度。

3．4電靜壓伺服機構設計與製造技術

與傳統電液伺服機構相比，電靜壓伺服機構(EHA)的元組件更少、配套簡化，取消了以伺服閥為主的複雜液壓元件，有利於滿足大批量生產、驗收、交付的需求。另外，電靜壓伺服機構還具有使用維護便捷、重量輕的優點。樣機如圖13所示。

雙余度電靜壓伺服機構採用高集成一體化的模塊化設計方案，實現了整體化自足式設計。雙伺服電機泵並聯設計實現最大功率輸出，單伺服電機泵工作時亦可滿足基本搖擺功能需求，從而具備了一度故障容錯能力，具有較高的可靠性和安全性。

3．5VPX架構測控與通信設計技術

VPX架構測控與通信設計技術應用於CZ-8G火箭測量系統，按照功能集中式規劃、信息集中式管理、設備分布式組合的“集中－分布”式原則，實現統一數據傳輸與管理、統一供配電，完成遙測參數的採集、處理及傳輸功能。VPX架構綜合電子技術通過統一化機械接口和電氣接口通用化設計，實現艙段級不同產品、不同功能模塊的高可重用性，形成標準化產品，縮減型號產品規模和數量，降低成本，適合大規模生產。

分布式模塊化綜合電子數據綜合技術具備任意功能模塊“即插即用”能力。全箭採用三級數據綜合方式，依次為模塊級數據綜合、單機級數據綜合、系統級數據綜合，逐級完成全箭分布式採集數據的匯集綜合處理，形成地基遙測和天基測控下行鏈路PCM數據流。系統採用標準化設計方案，集成了傳統的數據採集設備、變換設備、基帶設備等多個設備，將其以VPX背板的形式進行集成化處理，替代傳統複雜的系統電纜網絡。典型的系統組成如圖14所示。

4 CZ-8系列火箭未來發展展望

CZ-8系列火箭通過持續不斷的技術創新和可靠性成果的工程應用，提升火箭的綜合技術性能。後續結合商業發射工位的應用，將開展快速測發、面向商業市場改進等工作，進一步提高火箭的市場競爭力。

4．1改進型“三垂”測發模式

CZ-8系列火箭在商業發射工位將採用改進型三垂快速測發模式，既能滿足7～10天快速測發需求，也可與其他中型火箭(如CZ-7A等)實現兼容，增大了商業工位適應不同火箭發射需求的能力。測發模式的示意如圖15所示。

該測發模式充分吸收“三垂”測發模式的優點，縮減發射區的測試項目，並儘量保證了火箭在總測區和發射區的測試狀態基本一致。同時，吸收“一平兩垂”測發模式地面設備簡單和恢復周期短的優點，採用公路運輸車運輸3個子級模塊，發射區建設固定勤務塔進行吊裝。

火箭在總測區垂直狀態測試完成後，可以多發火箭垂直狀態存儲，處於“待發”狀態，可隨時轉場至發射區進行測試發射，實現轉場後快速發射，降低發射區建設規模，縮短發射準備時間，進一步提高了高密度發射和快速響應發射的能力。

4．2面向商業市場的設計方案

CZ-8在零組部件大規模高效生產的基礎上，將大力推進脈動裝配生產線(Pulseassemblylines)。這也是複雜大型裝配提高效率和產品發展的必然趨勢。圖16是文昌總裝總測廠房年產50枚CZ-8運載火箭的脈動生產線布局示意圖。

在結構設計和製造方面，新一代運載火箭為追求性能極限，在貯箱筒段中均採用機械銑實現筒段壁板上網格加筋的精細化生產，但加工周期較長、對設備要求高。如改用光筒殼方案，加工周期顯著縮短。箱底傳統上採用瓜瓣拼焊製造工藝，該工藝周期長、焊接要求高。如改用箱底整體成型工藝，產品一致性好，加工周期縮短近80%。

在綜合電子方面，通過電氣系統的功能融合和資源整合，可以進一步降低產品成本。有關這方面的討論內容可參考CZ-8融合型的設計方案。

5結束語

CZ-8基本型火箭在三年內完成了研製，並圓滿實現了兩個構型的首飛，成功將27顆民、商衛星精確送入軌道。CZ-8火箭700km太陽同步軌道運載能力達5．5t，改進型的運載能力不低於6．4t，應用前景廣闊，並具備太陽同步軌道、近地軌道、地球同步轉移軌道、地月轉移軌道的發射能力，對中國空間基礎設施的建設、滿足中低軌衛星發射爆發式增長需求具有重要意義。以滿足CZ-8等中型運載火箭發射低軌巨型星座為牽引，商業發射工位和火箭總裝脈動線等也開始建設，開創了中國航天發展的新模式。CZ-8系列火箭將持續承擔以國家航天重大工程為代表的各類載荷發射任務，支撐航天強國建設。