【航天技术导论】第六章：发射与返回技术

第六章 发射与返回技术6.1 运载火箭的发射技术6.1.1 运载火箭的发射过程运载火箭由相对于发射平台静止的状态起飞、加速到进入正常的导引弹道的过程称之为发射过程，简称发射。广义的发射过程包括如下步骤：（1）为使火箭达到可发射状态，首先必须在发射场的技术区进行对接、装配和一系列的检查和测试；（2）火箭从技术区转移到发射区，然后将火箭吊装到发射台上，完成垂直度调整和方位瞄准，装定发射诸元并与各种地面设备的电缆、气、液管路等相连接；进行各分系统测试和综合测试；完成推进剂加注、充气等技术准备工作；（3）测控系统准备：对测控站各系统进行检查和测试，然后进行各测控站之间的联试，以保证发射指挥、控制系统正常、可靠地工作；（4）按预定的程序进行发射，火箭离开发射台起飞、加速、起控并进入导引弹道飞行。若发生故障或因其它情况而取消发射，则应泄出推进剂，对贮箱进行清洗和中和处理，将火箭撤离发射台，运回技术区，重新进行检查测试并排除故障。显然，为了完成上述发射过程的各项任务，需要建立庞大的地面设施，包括发射设备、运输设备、起吊安装设备、装配对接设备、地面检测设备、发射控制设备、测控设备、地面供电设备、推进剂的贮存和加注设备、废气与废液处理设备、发射场地和工程设施等，统称为发射支持系统。6.1.2 运载火箭的发射方式最早运载火箭采用水平测试、水平运输、整体垂直起竖的发射方式。后来，随着运载火箭由小到大的不断发展，发射方式也在不断变化。目前，世界各国常用的两种发射方式如下：（1） 水平测试、水平运输、垂直吊装的发射方式这种发射方式在发射场内明显地分成技术区和发射区。在技术区对箭上各系统进行测试，然后通过公路运输车分级（或分部段）运往发射区，由发射勤务塔上的吊车将各级（或部段）垂直吊装对接在发射台上，经过必要的测试后加注推进剂，最后发射。这种方式的优点是操作简便，对发射设备的技术要求容易实现，技术区工作环境好，测试过程完善。运往发射区时，火箭运输时重心低，不需要大型运输平台和特殊的运输轨道。缺点是由水平状态转为垂直发射状态后，需要有部分重复的测试工作，发射周期和两次发射之间的间隔时间长。（2） 垂直总装、垂直测试、垂直整体运输的发射方式这种发射方式在发射场设有总装厂房、测试发射控制中心和发射塔，它们之间距离较近，总装厂房和发射塔之间由运输轨道或特殊路面相连接。火箭各部段及设备在总装厂房完成单元测试后，包括有效载荷在内都在多功能发射车上垂直总装后进行综合测试，然后由多功能发射车将火箭整体在垂直状态下运往发射塔就位，经简单测试后即可加注发射。这种发射方式适合于大型运载火箭、载人航天发射及发射频率很高的发射场。在发射场进行总装可以减轻大型火箭从生产厂至发射场运输上的困难；在发射塔停留时间短便于实现高频率的连续发射。但这种发射方式需要建造功能齐全的大型总装测试厂房，需要建造一个集载重、运输、支撑、牵制、调平、瞄准、排焰等功能于一体的活动发射平台（多功能发射车），需要一套能进行远距离测控的测发控制系统，对发射场的地面设施和设备要求高，技术难度大，成本高。6.1.3 运载火箭的发射支持系统运载火箭发射支持系统的任务是支持和保障运载火箭发射有效载荷（卫星、飞船等航天器）以及进行各种飞行试验，它与运载火箭一起组成整个航天运载系统。发射支持系统包括火箭从生产厂运到发射场、在发射场进行各种发射准备以及发射中进行飞行测量控制全过程所使用的机械、电子设备和工程设施。根据它们的功能和使用方式，可以归纳为如下11个分系统：（1） 运输系统运输系统用于将火箭经公路、铁路、水运或空运从生产厂运送到发射场。如果火箭是在发射场进行总装的，则将火箭部件、设备从生产厂运送到发射场。运输系统包括公路运输车、铁路运输车、船舶、飞机等运输工具，还包含运输包装以及保护设备。它们应保证火箭在运输中处于良好的力学环境和温、湿度环境中，因此多数运输设备都是专用设备，专门用于火箭运输。专用设备的造价比较高，应尽量考虑设备的通用性，即一种设备可适用于多个火箭型号，多个运输环节。（2） 加注系统加注系统用于从推进剂贮罐或运输槽车向火箭贮箱加注或泄出液体推进剂，它包括推进剂贮存器（贮罐和槽车）、计量装置、输送装置、控制设备及各种连接器管路等。推进剂加注一般都由地面加注设备和箭上设备共同完成，它们以开环或闭环形式连通组成完整的加注系统。推进剂在贮罐和贮罐之间、贮罐和槽车之间的加注和泄出称为转注，转注也是加注系统的重要组成部分。（3） 发射系统发射系统的功能是将火箭调整并保持在规定的初始发射状态，承受发射前后发生的载荷，排导发动机的燃气流，牵制和释放火箭。发射系统包括发射场的活动塔架、勤务塔（含排焰导流槽）、活动发射平台或固定发射平台、牵制释放机构或发射车等。不同的发射方式选用不同的发射设备，如水平测试运输、垂直吊装的发射方式选用活动塔架、勤务塔和固定发射平台；垂直总装测试、整体运输的发射方式则选用大型活动发射平台；小型运载火箭可以采用发射车。安全性要求很高的运载火箭通常都采用牵制释放机构。图6-1所示为我国发射神舟号飞船的CZ-2F运载火箭所采用的大型活动发射平台。（4） 测发控系统测发控系统的功能是在发射准备阶段和发射过程中对火箭各系统进行检查测试与发射控制。它包括对箭上仪器和组件进行单元测试和综合测试的设备以及进行发射控制的设备。测发控系统设备的配置取决于使用流程和发射方式，但是也应尽量考虑通用性和兼容性，以减少设备的数量和技术状态。（5） 定位定向系统定位定向系统的功能是提供精确的发射点位置（经纬度和高度）和初始方位。定位定向系统应包括定位定向设备和方位瞄准设备，但运载火箭通常是在固定发射场发射的，其发射点位置在建场时已经测定，所以定位定向系统的主要设备是方位瞄准设备，包括各种瞄准仪、基准标定仪和水平仪等。（6） 供电供气系统在火箭进行技术准备和发射过程中，供电供气系统按功率和品质要求向火箭和地面设备提供电源和气源。它包括交流和直流电源、充电设备、制气设备及贮气、配气和输送设备等。（7） 监控指挥系统监控指挥系统用以对火箭各系统和地面设备在工作中的技术状态进行监视，对其发射准备过程实施控制，协调并统一时间基准，传输各种信息和指令，保证按规定的程序进行发射。现代化的监控指挥系统应用计算机网络技术将各系统地面测试设备连接起来，实现测试信息的处理、交换和显示，为发射指挥人员提供测试情况并作出判断，完成发射程序。它包括计算机网络、时统设备和通信设备等。计算机网络由主控计算机、多屏显示工作站、通信工作站、巡检工作站、语音设备、打印输出设备等组成。（8） 测量系统测量系统用于测量和记录火箭在发射和飞行过程中各系统的工作参数、环境参数和运动参数等，为飞行试验结果评定提供依据，也为航天器飞行轨道控制和飞行安全控制提供信息。它包括在地面、船舶和飞机上配置的遥测站、外弹道测量及安全控制站、指挥控制站等。（9） 起吊安装系统起吊安装系统用于完成火箭在水平状态下车辆之间的转载和向发射台垂直安装，它包括各种起重机、吊具、起竖设备及附件、工具等。（10） 气象保障系统气象保障系统进行发射前的气象测量，预报地面和高空的风速、温度、湿度、雾、雨、雷、雹、扬沙等气象要素，以确定火箭基本发射条件、推进剂温度估计及飞行后的结果分析。（11） 辅助设备辅助设备包括调温、清洗、消防、避雷等设备，以及道路工程设施等。6.2 航天发射场6.2.1 航天发射场的组成航天发射场用于航天器的发射和运载火箭研制过程中的飞行试验。它配备有通用和完善的发射支持系统，尽可能地适应多种型号运载火箭的发射，以降低发射成本。运载火箭发射一般包括发射起飞、弹道飞行和各子级、整流罩的分离坠落或回收等阶段，因此整个发射场包括首区、航区和落区三个区域：（1） 首区首区用于火箭及有效载荷的技术准备、发射准备、实施发射指挥和控制，是火箭发射的核心区域。它主要由技术区和发射区两部分组成，设有火箭及有效载荷的装配测试厂房、发射设备、推进剂库房、指挥控制中心、测量站、气象站、时统站和各种勤务保障系统。（2） 航区航区包括包括弹道飞行空域和各子级火箭、整流罩的坠落场区。根据需要在航区配置有跟踪测量站。（3） 落区落区又称返回着陆场，是返回式卫星和载人飞船返回舱回收着陆的区域，本章将在6.5节具体介绍。6.2.2 发射场场址的选择航天发射场的选址是一个综合而又复杂的决策问题。选址是否合理，对发射场的建设、发展、使用和维护影响极大，甚至涉及到国家安全和国际关系问题。一般，发射场场址的选择考虑下列因素：（1） 优越的地理位置。根据本国的地域，尽可能选择在低纬度地区，这样可以充分利用地球自转所产生的附加速度，从而提高火箭的运载能力。特别是发射地球静止轨道卫星或小倾角轨道航天器时，可以减少远地点变轨所需的能量，缩短从发射点到入轨点的航程。（2） 良好的自然条件。应考虑下列因素：a 首区及落区人口稀少，一旦发生事故，便于采取安全措施；b 首区地势平坦，视野开阔，便于布局和发射时的观察和跟踪；c 首区和落区气候条件良好，即晴天多、雷雨少、风速与湿度低；d 航区尽量避开人口稠密区、重要工业基地和军事重地等。（3） 便利的交通运输条件。应考虑到运载火箭、有效载荷、推进剂、各种大型设备和生活物资的运输。（4） 良好的供电和通信条件。（5） 有利于环境保护。应考虑到推进剂、废液、发射时的噪声和震动对周围地区的污染。6.2.3 发射场的总体布局一般情况下，航天发射场主要由技术区、发射区、场区测控系统、技术保障系统和后勤保障系统五大部分组成。如果发射场还用于发射航天飞机等多次使用的航天器，则还建有着陆区和助推器的回收区。图6-2所示为航天发射场的典型配置。（1） 技术区技术区用于对火箭与有效载荷进行验收、存放、组装和测试，为运往发射区做好技术准备。一般情况下，运载火箭与有效载荷分为两个区域，互相独立，互不干扰。为确保安全，技术区与发射区必须隔开一定的距离。技术区分别设有运载火箭和有效载荷的转运、存放、组装厂房、测试厂房、固体发动机的贮存和测试厂房、压缩空气站、供电站等设施，以及通信、空调、消防、办公等辅助建筑与设施。（2） 发射区发射区配备整套为发射服务的建筑和设施，其功能是接纳来自技术区的运载火箭及有效载荷，进行发射前的最后测试、加注推进剂、充填压缩空气、进行垂直度调整、瞄准和发射。发射区的设施包括发射台、导流槽、脐带塔、勤务塔、发射控制中心、推进剂库房、压缩气体贮存库、转场运输设备、测试设备、操作控制设备、加注设备、瞄准设备、空调设备、配电设备、中和清洗设备、消防设备和应急救生设备等。图6-3为典型的发射区布局。（3） 场区测控系统场区测控系统是整个航天测控系统（网）的重要组成部分，但又有其特殊性和独立性。场区测控系统除了承担对运载火箭起飞和飞行初始阶段的跟踪测量外，更重要的是为确保场区安全提供安全控制信息。场区测控站的布局应考虑到不同发射方向和各个发射区的跟踪、测控要求，尽量使测控设备得到充分的利用。场区测控系统的主要设备有各种光学测量设备、雷达和无线电测量设备、遥测设备、电子计算机、时统设备、通信设备和显示设备等。（4） 技术保障系统技术保障系统为发射场发射前技术准备和发射后处理提供各种技术服务，包括检修、计量、大地测量、气象、数据处理等技术设施和部门，以及为运载火箭及有效载荷出现故障临时进行检修、更改的加工、装配、测试和试验设施。（5） 后勤保障系统后勤保障系统包括供水、供电、通信、机场、铁路、公路、物资和生活用品供应的集散区以及工作人员的居住区等。6.2.4 我国的航天发射场（1） 酒泉卫星发射中心我国科学卫星、技术试验卫星和运载火箭的发射试验基地之一。始建于1958年，是我国建场最早的发射场。位于甘肃省酒泉市东北海拔1000m的戈壁滩边缘地区，占地约2800km2。这里地势平坦，人烟稀少，气候干燥少雨，全年大约有300天可供发射试验的好天气。射向东南，可将卫星送入轨道倾角为4170范围的中、低轨道。我国第一颗人造地球卫星东方红一号、神舟号宇宙飞船就是从这里发射的。（2） 西昌卫星发射中心我国以发射地球静止轨道卫星为主的航天发射基地。1983年建成，位于低纬度的四川省西昌地区，交通方便、成昆铁路和川云公路通过这里，还有直接通往发射场的专用铁路和公路。距发射中心45km的西昌机场，可起降波音747和C-130大型飞机。这里属亚热带气候，年平均气温为16，夏季最高平均气温25，冬季最低平均气温2，全年地面风速不大，无霜期长，有明显的旱、雨季之分，每年69月为雨季，10月至次年5月为最佳发射季节。（3） 太原卫星发射中心我国科学试验卫星、应用卫星和运载火箭的发射试验基地之一。位于山西省太原市西北的高原地区，人烟稀少，气候干旱少雨，交通方便，有专用铁路与北同蒲铁路接轨，附近有专用机场。地处内陆腹地，具有多轨道、多射向、远射程发射能力和精确测控能力。主要担负太阳同步轨道卫星的发射试验任务，也可发射中等倾角的中、低轨道卫星。我国风云一号、资源1号、资源2号等卫星从这里发射。19971999年，6次一箭双星为国外发射“铱星”。（4） 海南航天发射中心我国目前的三大航天发射中心为我国航天事业的发展作出了重要贡献，但由于建设初期经济条件和历史原因的限制，已难以适应我国航天事业的进一步发展。目前三大中心存在的不足如下：a. 火箭助推器及一级残骸落区在我国人口比较稠密的东部和南部，航区安全不能完全保证；b. 火箭的直径受到铁路运输的限制；c. 技术水平相对比较落后，发射周期较长；d. 各中心只能在某一射向发射特定状态的航天器，任务单一，不能适应多射向、多技术状态的发射任务；e. 不便于进行综合开发利用，如发展休闲旅游等。2007年9月，国务院和中央军委批准在海南文昌市建设新的航天发射场。在海南建设发射场有如下优点：a. 发射点纬度低，可以提高火箭的运载能力；b. 射向范围大，航区和落区不存在安全问题；c. 火箭运输可通过海运实现，火箭直径不受限制；d. 后勤保障便利，发射所需的液氢可就近解决；e. 促进国际合作和扩大对外航天发射服务；f. 推动当地基础设施建设，带动旅游等区域产业发展，有利于综合开发利用。图6-4为文昌发射场的主要射向及航区范围。6.2.5 航天发射技术的发展前面我们讨论了航天发射场最理想的选址是低纬度、靠海洋，但对许多不靠海洋和远离赤道的国家，就很难满足这一要求。利用空中和海上机动发射，就容易实现近赤道、向东发射的完美要求。而且，空中和海上机动发射还有许多优势，如可充分利用现有的航空、航海技术和设施，投资少、上马快、风险小；辽阔的天空、宽广的海洋，环境好，运输方便，有利于机动发射和选择最佳的发射点，充分发挥火箭的运载能力，大大减少发射场的建造费用和安全问题等。因此，空中和海上机动发射，是今后航天发射的一个发展方向。（1） 空中发射空中发射的主要设备和设施是挂载火箭的飞机和起飞跑道，无需发射台等种种地面发射设施。由于从高空飞行着的飞机上发射，飞机已赋予运载火箭一定的势能和动能，起到一级助推火箭的作用。而且火箭起飞后受到的空气阻力比从地面发射时小，火箭发动机的推进效率比地面发射时高，大大提高了火箭的运载能力。另外空中发射的发射点和发射方向可以根据所发射航天器的轨道选择，无需在发射后再进行变轨，可以省去或减少航天器的变轨发动机和为变轨携带的推进剂和相应的设备。实践证明，空中发射的有效载荷的质量，几乎是同类火箭从地面发射的两倍。图6-5所示为美国由B-52重型轰炸机携带的“飞马座”运载火箭，是世界上第一种空中发射的商业运载火箭。火箭全长15.5m，直径1.27m，火箭中部有一对翼展6.7m的三角翼，尾部有半翼展1.5m的水平和垂直尾翼，是一种采用高能固体推进剂的全复合材料结构的三级有翼运载火箭。起飞重量18500kg，可将288kg的有效载荷送入赤道轨道，或将200kg的卫星送入463km高的极轨道。空中发射的关键技术是大型载机和大型固火箭的空中发射。（2） 海上发射海洋辽阔，占地球表面积70%。海上运输方便，火箭尺寸不受限制；海上发射避开人口密集区，安全问题成为次要因素；海上射向也不受限制，而且可选择最佳的赤道水域，以获得最大的地球自转速度。海上发射方案有如下三种：a. 悬浮发射将运载火箭悬浮在水中发射，关键技术是产生外浮力或内浮力的设施，以使火箭垂直稳定地悬浮在水中。悬浮发射节省了建设发射场的费用，运载火箭用船整体运往发射点，发射准备时间短，发射时船只远离发射点，安全性好，还可在江河湖泊里发射，是一种价廉、机动灵活的发射方式。b. 平台发射利用半潜式石油钻井平台改装成运载火箭的发射平台。发射平台本身可具备自推进能力，或由拖轮拖动，可在公海上航行灵活选择发射点。平台抵达发射点后，自动降下腿柱，将平台固定。专门设计的保障船上进行运载火箭和卫星的组装和测试，并负责将它们运送到发射平台。发射平台上设置有火箭的吊装、起竖设备、推进剂贮存库和加注设备等，可完成吊装、起竖、加注等最后的发射准备。火箭发射时，人员撤离到23公里外的保障船上，通过遥控实施发射。1995年4月，美、俄、挪威和乌克兰四国组建了海上发射联合风险公司，由美国波音公司牵头，俄罗斯能源公司和乌克兰南方设计局提供天顶-3SL运载火箭（由天顶号二级火箭和Block-DM火箭上面级组成），挪威克韦纳尔公司负责改装和建造发射平台和保障船，提供全套能够发射卫星、空间站部件乃至载人飞船的商业发射服务。1999年10月，天顶-3SL火箭携带DIRECTV-1远程通信卫星，从赤道附近海域的浮动平台上首次发射成功，将卫星送入高度36000公里的地 球同步轨道。图6-6所示为挪威负责 图6-6 海上浮动发射平台改装的海上发射平台。c. 船载发射图6-7所示是美国正在研究的大型运载火箭发射船。船体长380m，满载排水量50万吨，采用低阻流线型船体。上层甲板前方为驾驶舱，中部为发射区，艉部为轮机舱。船体用低碳钢建造，纵向和多处局部作了加强，能远涉重洋和经受大风大浪袭击。设计中按优化原则综合考虑了适航性、航向稳定性、机动就位、精确发射、锚泊抗浪等实际问题。对运载火箭发射船来说，航行和锚泊作业时，保持精确的定位很重要。为此，船上装备有天文和卫星导航系统。为了消除潮流、风向等因素影响，并能灵活地避让、纠偏、机动和转向，船上安装了侧推器。进入锚地就位时，泵入压舱水以降低重心，提高稳定性，并利用锚和液压减振支柱稳定船体。6.3 航天测控网6.3.1 航天测控网的任务和功能在运载火箭发射过程中以及航天器与火箭分离入轨后，需要及时了解火箭和航天器的运行轨迹和各分系统的工作情况，实施安全控制，同时还要对航天器的飞行轨道、状态和各分系统的工作状态进行控制，这就是航天测控网的任务。概括起来，航天测控网的任务就是跟踪测轨、遥测、遥控和安全控制。为完成上述任务，航天测控网一般具备如下功能：（1） 跟踪测量和监视运载火箭和航天器的飞行轨道和工作状态测控中心根据各台站测得的数据，得出运载火箭或航天器的位置、速度和姿态参数，判断是否正常入轨，计算出航天器精确的轨道参数，并根据各台站接收的遥测数据，判断航天器上各种仪器的工作状态。（2） 实时完成对运载火箭和航天器的轨道和姿态控制发射过程中，根据跟踪测量结果，对运载火箭和航天器的轨道和姿态进行修正控制，使之保持正确的轨道和姿态。航天器的机动、变轨、交会和返回，也由航天测控网实施控制。（3） 接收和处理运载火箭和航天器发回的各种信息对运载火箭和航天器发回的各系统工作运行状况和环境数据、进行探测和科学试验得到的各种资料和数据随时进行记录和处理，供实时和事后分析用。对于载人航天，还要接收处理航天员的生理状态信息，并进行与航天员的语音、电视等形式的通信联系。（4） 对出现故障并可能造成危害的运载火箭和航天器实施安全自毁根据跟踪测量的监测数据和信息，及时发现可能出现的故障，出现危害安全的紧急情况时，及时发出安全自毁指令，由运载火箭或航天器上的自毁系统将运载火箭或航天器炸毁，以免危及地面安全。对载人航天器则紧急启动逃逸救生系统，使航天员迅速脱离运载工具，并在安全区降落。（5） 向用户提供运载火箭和航天器的有关信息对需要高精度定位的各种应用卫星（如导航、测地卫星等），由航天测控网向卫星用户提供准确的卫星位置等数据，作为用户进行数据处理的基准信息。6.3.2 航天测控网的组成航天测控网由航天测控中心、发射场区测控系统、分布在各地的测控站（包括地面站、测控船和测量飞机）和航天测控通信网组成。图6-8为航天测控网的主要组成示意图。（1） 航天测控中心航天测控中心是航天测控网信息收集、交换处理和控制的中枢。它的任务是实时指挥和控制各地的航天测控站；收集、处理和发送各种测量数据；确定运载火箭和航天器的轨道参数，发布轨道预报；监视运载火箭和航天器的轨道和姿态及其各种设备的工作状态，实时发送控制指令。航天测控中心主要由如下分系统组成：a. 数据处理系统：由计算机系统和仿真试验室组成。计算机系统实时或事后处理各台站汇集来的数据,控制和管理整个测控系统。仿真试验室根据计算机系统处理的数据，建立的数学模型，预测航天器的轨道和运行状态，对控制预案进行仿真试验验证，进行故障预测和对可能发生的故障进行仿真分析和复现。b. 通信系统：由载波和无线电通信设备、数据传输和网络通信设备组成，具有高可靠性和高速度，保证测控中心与各测控站、发射场、返回着陆场等的通信联系和数据传输。c. 指挥监控系统：由监控台、大屏幕显示器、绘图仪、电视和音响设备等多媒体外设组成。通过文字、指示器、曲线和图象等直观显示各测控站的工作状态、航天器运行情况、航天器上各设备工作状态、执行指令情况和航天员生理状况，指挥控制人员可以实时下达指挥命令和发出控制指令。d. 时间统一系统：由高精密的原子时钟、标准时频信号源及相应的接口设备组成，为控制中心各设备、各测控站、发射场等提供标准时间和时频信号，使整个航天测控网按统一的标准时间工作。（2） 发射场区测控系统发射场的场区测控系统主要承担对运载火箭起飞和飞行初始阶段的跟踪测量，接收遥测信息，同时为确保场区安全提供安全控制信息。场区测控系统由指挥控制中心、跟踪测量站和遥测站组成。如图6-9所示，指挥控制中心根据跟踪测量站和遥测站送来的数据，进行火箭轨道及遥测数据的实时处理、飞行弹道计算和显示、安全判别并通过遥控站发送安全控制指令。跟踪测量站有光电经纬仪站和测速定位站两种类型。光电经纬仪站承担运载火箭起飞段和一级飞行段（高度约60km以内）的飞行弹道测量。测速定位站利用干涉仪和单脉冲跟踪雷达，与装在运载火箭上的应答机配合，获取运载火箭飞行段的速度和位置信息，同时也是安全控制的主要信息源。场区的遥测站可以接收运载火箭全航程的遥测信息。（3） 测控站测控站的任务是根据测控中心的指示，直接接收测量信息和发送控制指令，配合测控中心完成控制任务；也可根据规定的程序，独立进行对运载火箭和航天器的控制。测控站包括地面测控站、海上测量船、测量飞机和跟踪与数据中继卫星四大类。地面测控站一般配备光学跟踪仪、测量雷达、遥测接收机、通信设备、数据处理设备、控制指令发射机、时统信号发生器和气象保障设备等。地面测控站有固定站和机动站之分。固定站通常布置在运载火箭和航天器飞经的重要地区，如卫星入轨点、机动变轨段、回收段等。车载式机动站可以根据不同的测控要求，临时开赴指定地点执行测控任务。海上测量船是海洋上机动的航天测控站，可在全球海域任意配置。测量船一般为万吨级船舶，除了装备与地面测控站基本相同的光学与无线电测控设备、全球通信设备、气象保障设备、时统设备、数据处理和指挥显示系统外，还需要配备船位船姿测量系统和跟踪设备稳定平台，以提供精确的船舶位置和状态数据，在船体由于风浪摇摆和颠簸时保证目标跟踪的稳定性。空中测量飞机是空中机动的航天测控站，可根据需要布置到最有利的位置上，作为地面和海上测控站的补充。测量飞机按任务不同分为轨道测量飞机、回收段测量飞机和遥测飞机，分别装有光学测量、遥测收发和通信联络设施等。对轨道测量而言，需要配备两架飞机同时工作，进行双机交会测量。跟踪与数据中继卫星（TDRS）是太空中的数据中转站，与地面终端站一起组成天基测控系统。TDRS星布置在35786km高度的地球同步轨道上，居高临下转发地面终端站对中、低轨道航天器的跟踪测控信号，跟踪复盖率高。只要TDRS的地面终端站位于接近赤道的低纬度区， 2颗TDRS星，就可以达到接近100%的跟踪复盖率。而且，除了跟踪测控外，TDRS星还能对中、低轨道航天器发回的数据、图象、语音等信息进行实时和连续中继，使之成为航天测控网的后起之秀，大有代替地面测控网的发展趋势。目前，美国和俄罗斯的跟踪与数据中继卫星已组网运行，欧空局、日本等国家也正在研发这类卫星。（4） 测控通信网航天测控通信网也是航天测控网的重要组成部分。它是专为火箭、航天器发射和飞行传递测控和各种信息的通信网络。航天测控通信网利用多种传输通道（包括有线和无线，地面和卫星）和终端，经过各级交换中心将分布于各地的发射场、测控中心、测控站以及用户终端联系起来，实现网中各点间的信息交换。航天测控通信网由信源终端、用户终端、通信通道、人工及自动交换设备和软件系统组成。6.4 导弹发射装置6.4.1 发射方式和分类导弹种类繁多，发射方式也多种多样(图6-10)。首先，按发射基点可分为陆基、空基和海基三大类。发射基点决定了导弹的类别，如地地、地空、岸舰导弹为陆基发射；空空、空地导弹为空基（机载）发射；舰舰、舰地、舰空、潜地导弹为海基（舰载）发射。按发射时导弹的姿态，可分为垂直发射、倾斜发射和水平发射。一般中、远程地地弹道式导弹采用垂直发射；空空及小型空地、反舰导弹、反坦克导弹采用倾斜或水平发射；地（舰）空导弹则采用垂直或倾斜两种发射方式。垂直发射的优点是结构简单紧凑，发射率高；发射时迎角和升力为零，平衡问题大大简化，特别是飞行进入跨音速段，压心和质心位置变化较大时，这一优点更为重要；另外，只要导弹推力大于重力即可起飞，不存在初始弹道下沉问题，；发动机燃气流的影响区也比较小；特别对于打击机动目标的导弹，发射装置不必与雷达同步跟踪目标，发现目标后可以先发射，迅速升空然后转向目标，可以争取时间，而且省去复杂的跟踪目标的伺服传动机构。主要缺点是攻击低空目标时过载大，弹道轨迹复杂。倾斜发射（含水平发射）的优点是发射装置与雷达同步跟踪目标，因而导弹可以尽快进入制导波束受控，尽快准确地截获目标，相应的过载也较小，有利于攻击低空机动目标。显然，垂直发射的优点正是倾斜发射的缺点所在，反之亦然。按发射动力分类有自力、弹射和投放三大类以及它们之间的组合。自力发射是指导弹依靠自身的动力起飞，又称为热发射；弹射是依靠发射装置提供的弹射力发射，如燃气、压缩空气或液压，弹射出去后导弹发动机再点火，以减少发动机燃气流对发射装置、发射点、载机等的影响，因此又称为冷发射。多用于垂直发射、水下发射和机载发射。投放是依靠导弹自身的重力离开发射装置后再点火，主要用于机载发射。按发射装置的结构形式分主要有滑离式和非滑离式两大类。前者的特点是发射时导弹在导向装置的约束下滑行一段距离后再离开发射装置，有带导轨的发射架、发射筒和贮运发射箱等多种形式；后者无导向装置，导弹解除约束后即离开发射装置起飞，如弹道式导弹的发射台、发射支撑构架和地空、空空导弹的零长发射架。6.4.2 陆基发射装置陆基发射中，以远程战略导弹的发射装置最为复杂，尤其是采用液体推进剂的导弹。这类导弹的体积和质量都很大，需要专门的工程浩大的发射装置。对陆基发射装置的主要要求如下：a. 尽可能地提高导弹系统的战备水平；b. 最大限度地实现操作的机械化、自动化，缩短技术准备时间，减少操作人员；c. 确保导弹系统高度的工作可靠性；d. 提高机动性和遭受攻击时的生存能力；e. 确保导弹系统工作时的安全性，特别是确保大量液体推进剂在贮存、转运、加注、泄出时的安全性；f. 减少研究、制造、维护和使用的成本。陆基发射装置有固定和机动两种类型。为了提高导弹及其发射系统在核袭击下的生存能力，固定发射设施通常采取建设在地下数十米深的发射井中。为了提高抗袭击能力和作战的灵活性，目前的陆基地地弹道导弹已逐渐从地下发射转向机动发射。机动发射是利用运输工具和机动发射装置改变导弹发射点的一种发射方式。为了实现机动发射，要求导弹必须小型化并能快速转移，迅速准确地定位和定向，发射准备时间短和便于隐蔽等。机动发射可利用陆地（铁路、公路、越野），水面（潜艇）以及空中（机载）实现。陆基机动发射一般采用固体火箭发动机的导弹，或者采取预包装液体推进剂的导弹。机动发射的关键技术是快速、准确地测定导弹发射的初始条件。发射装置是导弹发射系统的主要组成部分。其功能是支承导弹、进行发射前瞄准并发射导弹。对它的构造要求是：a. 发射前能将导弹可靠地固定在发射装置上；发射时，固定装置适时、迅速解锁；b. 能进行导弹的方位和俯仰瞄准；c. 可将地面加注管路、电缆与导弹相应接口连接，发射时适时、迅速脱离；d. 设置燃气导流装置，防止燃 图6-11 弹道式导弹机动发射车气损坏导弹、发射装置和发射场地。图6-11是进入发射起竖状态的弹道式导弹机动发射车。早期的地空导弹多采取倾斜发射方式，图6-12是陆基地空导弹机动发射装置的结构示意图。其中（a）为战斗状态，（b）为行军状态。它由带有导轨的发射臂支承、锁紧导弹，并能做俯仰运动；支承发射臂的托架能在底盘上作360回转。瞄准机构由安装在托架上的高低及方向机构组成，由随动系统带动托架实现俯仰和方位的自动瞄准和跟踪。图6-13是一种三联装的地空导弹车载机动发射车。车身左右两侧有两个可转动的圆柱形弹仓，可自动向发射架装填导弹。近年出现的新型地空导弹多采用贮运发射箱方式。贮运发射箱兼有贮存、运输、发射三种功能于一体，出厂时导弹就安置在贮运发射箱内的发射滑轨上，由可自动解锁的固弹机构固定，并密封充氮以利长期贮存。交付部队后无需测试检查即可进入战备状态。图6-13所示为六联装的地空导弹运输发射车，采用倾斜发射方式，装载贮运发射箱的车底座可作上下俯仰和左右回转运动以进行瞄准。发射时导弹发动机点火后先冲破贮运发射箱后盖，达到额定推力时固弹机构解锁，导弹沿导轨前滑冲破前盖离开贮运发射箱飞向目标。图6-14所示为垂直发射方式的六联装的地空导弹运输发射车，也采用贮运发射箱。由行军状态进入战斗状态时，装载六个贮运发射箱的集装架可以绕车底座后端的铰链转旋转90，使贮运发射箱从水平位置转成垂直位置。导弹发射时先由弹射装置将导弹垂直弹出发射箱，至离地面数十米高度发动机点火，并由弹上控制系统通过安装在发动机喷口的燃气舵控制导弹转弯飞向目标。图6-15（a）为飞航式岸舰导弹支撑式零长发射架示意图；图6-15（b）为发射时的受力情况。这种发射装置结构简单，机动性好，发射方便，但助推器、装发动机的推力线相对于导弹质心位置需要严格对准。图6-14 垂直发射方式的运输发射车图6-16为小型单兵便携式地空导弹的发射装置。它由发射筒、发射机构和电源等组成。发射筒平时兼作包装箱，发射时是导向装置并可保护射手不受发动机燃气的伤害。图6-17为单兵便携式地空导弹的作战和行军状态。6.4.3 海基发射装置海基发射绝大多数为舰载发射，即导弹以舰艇为发射平台进行水上或水下发射。舰载导弹的种类很多，有舰地（含弹道导弹和巡航导弹）、舰空、舰舰等。导弹种类不同，发射方式和发射装置也有很大差异，但对于舰载导弹，共性的要求如下：（1） 舰体所能提供的空间有限，对导弹的贮存、转运、装填、发射都提出了严格的要求和限制；（2） 舰体的巅簸、摇摆影响导弹发射时的初始瞄准，当导弹发射后不能自动补偿由此产生的瞄准误差时，需要对发射装置的底座采取稳定措施；为了在发射前舰体巅簸的情况下可靠地固定导弹，发射装置上要求有锁定导弹，发射时推力达到预定值才释放导弹的机构；（3） 为了避免发射时燃气对甲板上其它设备和人员的影响，需求专门设计的导流装置；（4） 需要充分考虑海水、盐雾等海上环境对导弹武器系统的影响。图6-18是舰舰导弹发射器在护卫舰上的安装示意图。图6-19为舰空导弹的贮弹库和输弹、装填装置示意图。图6-20为潜艇水下发射弹道导弹的示意图。水下发射需要精确的目标与潜艇的相对位置，为此，导弹发射系统必须对艇位、姿态、航向、速度、水流、海浪等各种信息进行测量和收集，并加以考虑和修正。6.4.4 空基发射装置空基发射主要指以飞机为平台的机载发射，导弹种类有空空、空地、空舰等。机载发射需要考虑的共性问题如下：（1）载机与导弹之间的流场气动干扰。飞机外挂导弹后，其飞行性能（如最大速度、升限、航程、飞行品质等）将有所下降；反之，飞机对导弹的影响更为严重，特别是发射瞬间飞机的迎角和侧滑角不为零时，导弹脱离载机后将处于极其复杂的飞机流场内，可能引起导弹滚转、偏航及俯仰运动，造成失控危及载机的安全。因此，必须仔细研究和考虑机、弹之间的干扰问题；（2）采取自力发射的导弹，导弹发动机的燃气流及冲击波对载机的安全以及对载机发动机的正常工作可能造成恶劣的影响。问题严重时需要考虑采用弹射或投射；（3）载机机动的影响。现代歼击机盘旋时的过载可高达78，可能引起导弹和发射装置过大的弹性变形而影响发射；此外，载机机动还将引起不均匀流场，使初始弹道散布增大，影响导弹截获目标；因此，导弹发射时应对载机的机动加以必要的限制；（4）考虑载机的安全，应设置应急装置。当发射装置或导弹发生故障发射不出去时，可紧急将导弹和发射装置一起抛掉。图6-21所示为典型的空空导弹发射装置示意图。空空导弹一般采用自力定向发射，发射装置本身不设瞄准机构，由载机的机动完成射前瞄准。另外与舰载导弹一样，为在载机机动时可靠地固定导弹，发射装置上也有锁定机构。6.5 航天器的返回技术在太空飞行并完成预定的任务后，需要安全返回地面的一类航天器称为返回型航天器，它们包括返回式卫星、载人和运货飞船、航天飞机的轨道器等。返回技术就是使这类航天器脱离原来运行的轨道进入地球大气层并在地面安全着陆的技术。返回是返回型航天器整个飞行任务的最后阶段，也是飞行任务成败的最终标志。航天器的返回是一个减速、下降的过程，即消耗动能和位能的过程。所以，返回技术的实质就是如何处置航天器所具有的巨大动能和位能的技术。返回型航天器并非整个航天器都需要返回地面。为了降低返回的难度和成本，返回型航天器通常由若干舱段组成，其中返回舱安装所有需要返回的有效载荷以及与返回有关的仪器设备，只是在轨道上运行时才工作而不需要返回的仪器设备安装在其它舱段中。返回程序开始时，返回舱与其它舱段分离，在制动火箭作用下，离开原来的运行轨道返回地面；其它舱段继续在轨道上运行，其运行轨道逐渐衰减，最后陨入大气层焚毁。6.5.1 返回过程航天器的发射过程是一个加速的过程，由运载火箭将它由静止逐步升高并加速到能够绕地球运行的第一宇宙速度约7.6km/s。而航天器的返回是一个减速过程，从轨道上的运行速度逐步减速到接近地面时的每秒十几米至几米的安全着陆速度。从理论上讲，可以利用与飞行方向相反的火箭，沿着运行轨道和发射过程逆向地进行减速。但是，单纯利用火箭的动力来进行减速，需要相当大的动力和推进剂，而这些返回用的动力装置和推进剂在发射过程中又成为运载火箭的有效载荷。这样势必使发射航天器的起飞质量大大地增加。所以，这样的方法是很不经济，也是很不现实的。利用地球大气层空气的阻力使返回型航天器减速，是一个经济得多的方法。当返回舱以很高的速度进入大气层，在空气动力的作用下，将产生很大的阻力。只要选择合适的返回舱外形，设计适当的返回轨道，就可以利用大气的阻力很快地减速。利用大气层空气阻力的返回过程一般经历离轨、自由下落（过渡段）、再入大气层（再入段）和着陆四个阶段，各阶段的飞行轨迹和轨道条件已在第二章的2.4.7节作了讨论，这里不再重复。图6-22所示为一种典型的卫星返回舱返回过程。首先对在轨运行的航天器进行姿态控制，使之达到制动返回舱所需要的姿态角，然后返回舱与其它舱段分离、起旋以保持正确稳定的制动角，完成返回前的准备；第二步离轨，制动发动机工作，返回舱获得变轨所需要的速度增量，沿着速度增量与原速度合成速度的方向进入可返回大气层的椭圆形过渡轨道（参见图2-27）。第三步，返回舱沿过渡轨道向地球方向飞行，即自由下落的过渡段，过渡段途中还可以再次启动变轨发动机修正轨道，以保证进入大气层的再入角。在过渡段结束之前，利用旋转稳定的返回舱需要消旋，然后使装有变轨发动机的制动舱分离，并调整姿态使返回舱防热大端头朝前，为进入大气层作好准备。第四步，到达离地球表面100km左右开始进入大气层。进入大气层时速度方向与地平面的夹角（再入角）是很重要的参数，这在2.4.7节已有说明，它是设计过渡轨道时就计算好的参数。进入大气层后返回舱急剧减速，同时经受严重的气动加热和制动过载。最后是着陆阶段，在下降到离地面20km左右高度时，返回舱达到150200m/s的稳定下降速度，需要进一步减速才能着陆。通常在离地面10km左右高度时打开气动力减速装置（如降落伞、翼伞等），使返回舱进一步减速，最后以安全的速度（载人返回着陆速度不超过6m/s，溅落为10m/s，不载人返回不超过15m/s）垂直着陆或溅落。图6-23为美国“阿波罗”飞船的溅落过程。单纯利用降落伞减速，着陆速度一般只能降到614m/s，着陆时仍然会产生较大的冲击过载，因此，通常载人航天器上还设置着陆缓冲机构，如缓冲火箭、缓冲气囊、液压缓冲器、能吸收冲击能量的易损结构等，以进一步吸收返回舱着陆时的能量。我国“神舟号”载人飞船采用着陆缓冲火箭，当飞船返回舱乘降落伞以7.4m/s的下降速度接近地面约1m 高度时，四个缓冲火箭点火工作，返回舱最终以02m/s的速度着陆。6.5.2 各种不同形式的再入飞行器从上述返回过程可以发现，进入大气层的再入段是返回式航天器成败的关键所在。因此，包括返回舱在内的再入飞行器的外形、结构、返回轨道、返回控制等都是根据再入段的工作条件设计的。各种不同形式的再入飞行器也主要根据再入段的动力学特征进行分类。飞行器在大气层运动，除了重力外，主要受到空气动力的作用。空气动力的主要特征参数是升力和阻力的比值，即升阻比L/D。根据再入器在高超音速范围升阻比的大小，再入飞行器分为弹道式和升力式（也称滑翔式）两大类（图6-24）。（1） 纯弹道式再入飞行器纯弹道式再入飞行器的升阻比为零或接近零，在气流中只产生阻力而不产生升力，或者只产生很有限的升力，而且升力不需要控制。由于不需要升力，纯弹道式再入器的外形很简单，通常外形为圆球体或钝头的轴对称旋转体。圆球体在气流中不会产生任何升力，旋转体在保持零攻角再入时也不产生升力。圆球头或钝头可以产生很大的阻力。由于外形简单，纯弹道式再入器的结构也最简单，而且再入时间短，一般不超过400s，气动加热的总加热量相对也小，结构的热防护也比较简单，因此技术上容易实现。所以，各国早期的返回式航天器，无例外地都采取这种形式。纯弹道式再入器的主要缺点是再入过程的运动无法控制。由于返回舱的落点位置取决于进入过渡轨道前制动发动机关闭时刻所规定的飞行参数，但这些参数的偏差以及再入段各种因素干扰的影响，都没有调整和补偿的能力，所以落点的偏差比较大。其次是再入制动过载大，最大制动过载在810g，已接近人体所能承受的极限，用于载人航天，航天员会感到很不舒服。第三，虽然再入大气层气动加热瞬间短，但迎风面的热流密度大，一般所采用的烧蚀式防热结构烧蚀严重，不能修复重复使用。为了缓和制动过载，有人提出改变再入飞行器几何外形的办法。即在飞行器后部设置可展开收缩的伞状阻尼板，在高空空气稀薄时展开以增加阻力。随着高度降低、空气密度增加，阻尼板逐渐收缩，以降低制动过载。因此，纯弹道式再入器又分为常阻力面式和变阻力面式两种。但后者只是一种者设想，工程上尚未实现。（2） 半弹道式再入飞行器为了弥补弹道式再入器落点偏差太大和制动过载偏大的缺点，赋予非圆球形再入器一定的飞行攻角，产生有限的可控制的升力，用以缓和制动过载，并适当调整落点的位置。如图6-25所示，将返回舱的质心配置在距几何中心对称轴不远的距离b处，这时，如果飞行攻角为零，则与纵轴重合的气动阻力对于质心将产生一个力矩，使得返回舱绕质心转动产生一定的攻角，使得作用在返回舱上的空气动力矩为零，称为“配平攻角”。在配平攻角下飞行时，返回舱上将产生一个升力。这个升力是有限的，一般L/D0.5。由于升力的存在，同样阻力下返回舱的再入过程延长了，从而使再入过载明显下降，可降低45g。如果使返回舱绕中心轴转动一个角度，则所产生的升力偏离垂直方向一个角度，可分解成向上和侧向两个分量，可利用来调整飞行方向。通常由星上计算机按一定逻辑程序控制滚动角，改变侧向分力的大小，控制返回舱的运行轨道，可以在一定范围内调整落点的位置。采用这种方法，落点的偏差可控制在几千米的范围内。（3） 升力式再入飞行器升力式再入飞行器又称为滑翔式再入飞行器，可分为升力体式和有翼飞行器两种类型。有翼飞行器具有升力面，外形象现代高速飞机，航天飞机是其典型的代表。这种飞行器在气流中可产生相当大的升力，升阻比大于1.3，超高音速飞行时可达到2以上，因此在大气中可滑翔机动飞行数千千米的航程，然后在预定机场的跑道上水平着陆，可以多次重复使用。有翼飞行器再入过程的制动过载很低，约12g。有翼飞行器的气动外形需要兼顾从高超音速到亚音速的各个速度范围的气动力要求，因而外形和结构复杂，单位表面积的体积效率低。气动加热的热流密度虽然比较低，但加热时间长，总加热量大，而且需要采用可重复使用的防热材料，导致防热结构复杂又沉重，而且需要相当复杂的再入控制系统，研制费用相当高。升力体式再入飞行器没有机翼，而是将升力面和机身融为一体，设计成能产生较大升力的“升力体”外形，升阻比一般在0.51.3范围，性能优良的升力体最大升阻比可接近3。升力体式再入飞行器的性能特点介于弹道式和有翼飞行器之间，尽量发挥二者的