2025年低轨卫星行业研究系列之三：商业航天发射需求增长，运载火箭景气度有望持续提升

1、 运载火箭的介绍

运载火箭是由多级火箭组成的航天运载工具，用于把人造卫星、载人飞船、空间 站或空间探测器等有效载荷送入预定轨道。整个火箭主要由箭体结构、推进系统、 制导和控制系统、安全自毁系统、外测与遥测系统等构成。运载火箭一般由 2~4 级火箭组成，每一级都有自己的箭体结构和动力装置。末级装有仪器舱和有效载 荷。制导与控制系统、遥测系统以及安全系统的大部分设备装在仪器舱，有效载 荷外有整流罩。火箭各级之间通过级间段连接。

运载火箭在发射过程中，会通过分离不同级别的火箭部分来减轻重量，提高有效 载荷的能力。每一级火箭在完成其推力任务后分离，减轻了后续级火箭的负担， 使得火箭能够以更少的燃料将有效载荷送入更高或更远的轨道。其中，一级火箭 位于运载火箭的最底部，是火箭起飞时的主要动力来源。二级火箭在一级火箭完 成工作分离后启动，继续为火箭加速。把有效载荷送入预定轨道。三级火箭一般 用于将有效载荷送入到预定的飞行速度和轨道高度，适用于发射高轨道卫星、深 空探测器等任务。

以长征三号甲为例，在执行一个典型的 GTO 任务时，长征三号甲火箭的一、二 子级首先将卫星和三子级的组合体送入一个圆形的停泊轨道，然后三子级进行 600 多秒的滑行段飞行，在组合体在火箭控制系统的控制下进行再定向之后，三 子级发动机再次点火将组合体送入目标 GTO 轨道，最后，三子级和卫星分离。

运载火箭可按照不同方式分类，（1）按照级数分为单级火箭和多级火箭。由于 单级火箭在实际运用上很难实现宇宙飞行所必需的宇宙速度，因此需要采用多级 火箭来解决这一问题。（2）按结构形式分为串联型、并联型（俗称捆绑式）、 串并联混合型。串联型多级火箭级与级之间的连接分离机构简单，并联型多级火 箭采用横向捆绑连接，连接分离机构稍复杂。（3）按推进剂分为固体火箭、液 体火箭和固液混合型火箭，如我国的长征三号运载火箭是一种三级液体火箭；长 征一号运载火箭则是一种固液混合型的三级火箭，其第一级、第二级是液体火箭， 第三级是固体火箭。（4）按可否重复使用分为一次性使用火箭、部分重复使用 火箭和完全重复使用火箭。

运载火箭的技术指标包括运载能力、入轨精度、火箭对不同重量的有效载荷的适 应能力和可靠性。运载能力指火箭能送入预定轨道的有效载荷重量；入轨精度是 运载火箭实际运行轨道与预定轨道的参数偏差；火箭的可靠性保证是确保火箭在 规定时间、条件下完成预定任务的概率性指标。此外，商业运载火箭对发射成本 提出了更高要求。

2、 运载火箭三大系统

运载火箭主要由结构系统(箭体结构)、动力装置系统(推进系统)和控制系统三部 分组成，这三大系统称为运载火箭的主系统。

2.1 运载火箭结构系统

结构系统是运载火箭的基体，就好比人类的躯体，它用来维持火箭的外形，将火 箭各分系统，如有效载荷、推进系统、控制系统、飞行测量及安全系统等连成一 个整体，为它们提供可靠的工作环境，并承受地面操作和飞行中的外力，维持良 好的气动外形，保持火箭的完整体。箭体结构一般由有效载荷整流罩、推进剂贮 箱、输送系统元件、仪器舱、级间段、发动机架和尾段等几部分组成。 以 SpaceX 公司的猎鹰 9 号火箭为例，其箭体结构主要由一子级 (含着陆支撑 腿) 、级间段、二子级 (含卫星支架和栅格翼) 及整流罩组成。整流罩为两瓣式 构型，采用碳纤维面板和厚铝蜂窝夹芯结构。二子级由贮箱 (液氧和煤油) 、过 渡支架、卫星支架、1 台真空梅林发动机等组成。级间段采用碳纤维面板-铝蜂 窝夹芯结构, 用于连接一子级和二子级, 在接收到分离指令后, 级间段与二子级 分离。一子级贮箱和二子级贮箱使用了相同的材料、结构构型、加工与制造工艺, 节省了成本, 提高了制造与装配效率。一子级由贮箱 (液氧和煤油) 、着陆支撑 腿、9 台真空梅林发动机等组成。四个着陆腿用于一子级回收，采用碳纤维面板 -铝蜂窝夹芯结构。整体设计使火箭具备高效的推进能力和回收再利用的特点。

在典型运载火箭硬件成本中，发动机、箭体结构为成本占比最高。在一级火箭硬 件成本中，发动机成本占 54.3%，箭体结构占 23.5%，在二级火箭硬件成本中， 箭体结构占 29.5%，二级发动机占 28.6%，电气设备占 27.2%，阀门机构、火 工品、推进剂成本占比相对较小。 因此，箭体结构占火箭硬件总成本的比例仅 次于发动机。而推进剂占总硬件比例较小，其中一级占比仅 0.7%，二级占比仅 0.2%。

2.2 运载火箭控制系统

控制系统用来控制运载火箭沿预定弹道正常飞行。控制系统由制导系统、姿态控 制系统、电源供配电和时序控制系统三大部分组成。 制导与导航系统的主要任务是控制运载火箭的入轨精度。通过测量仪表测出的火 箭运动参数，经计算装置进行导航计算，得到火箭的速度和位置，按预定关机量 要求关闭发动机；然后根据对每一时刻速度和位移按要控制的参数（如高度、倾 角等）进行导引控制，使火箭的质心运动接近预定的轨道，保证火箭入轨。

姿态控制系统的任务是克服种种干扰的影响，保证运载火箭的稳定飞行。通过测 量仪表测出火箭绕其质心转动的姿态角和角速率，经中间装置处理后发出姿态控 制信号，控制火箭的飞行姿态，使其实际的飞行俯仰角与程序飞行所需的程序俯 仰角之间的差接近于零，保持火箭沿着预定的轨道飞行。 电源供配电和时序控制系统则按预定飞行时序实施供配电控制。

2.3 运载火箭动力装置系统

动力装置系统是产生推力，推动运载火箭飞行的装置。动力装置系统中最主要的 装置就是发动机，是火箭的心脏，其性能直接影响火箭的运载能力和飞行效率。 火箭发动机成本高昂，占全箭成本的 70%-80%。按照推进剂类型，火箭发动机 可分为固体火箭发动机和液体火箭发动机。 火箭发动机的性能指标包括许多参数，如推力、比冲、工作时间、混合比、推重 比、外廓尺寸、可靠性、成本等。推重比是结构产生的推力大小与结构在地球表 面所受到的重力大小之比，若火箭（某一级）装有多台发动机，则它获得的总推 力为其所有发动机推力的总和，而火箭若想升空，那么它的总推力大小必须大于 它所受到的重力；比冲是火箭动力装置系统中的最关键的一个性能指标，它代表 了单位质量燃料产生的推力。比冲的数值越高，火箭的推进效率就越高。固体推 进剂的比冲一般都低于液体推进剂。

2.3.1 固体火箭发动机

固体发动机是指使用固体推进器的化学火箭发动机。火箭发动机由药柱、燃烧室、 喷管组件和点火装置等组成。固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，化学能转化为 热能，生产高温高压的燃烧产物。燃烧产物流经喷管，在其中膨胀加速，热能转 变为动能，以高速从喷管排出而产生推力。其燃烧室既是装药贮存和燃烧的容器， 也是导弹和火箭壳体的一部分；喷管用以膨胀加速燃气并控制其流量，保持一定 的燃烧室压力；点火装置则提供一定热量和点火压力，点燃药柱使之稳定燃烧。

固体推进剂通常可分为双基推进剂、复合推进剂和改性双基推进剂。双基推进剂 是硝酸纤维素与硝化甘油组成的均质混合物。复合推进剂是以高聚物为基体，混 有氧化剂和金属燃料等组分的多相混合物，例如聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁 二烯、硝酸酯增塑聚醚等。在双基推进剂中加入氧化剂和金属燃料组成改性双基 推进剂。 固体火箭发动机具有结构简单、可靠性高、储存期长及快速响应特性，但存在比 冲较低、推力不可调节等技术局限。主要应用于战略战术导弹、运载火箭助推器 及航天器领域，例如中国捷龙三号火箭，搭载的直径 2.65 米整体式发动机装药 量达 71 吨，推力 200 吨。韩国于 2022 年 3 月 30 日成功试射自主研制的固体 燃料火箭。固体发动机正向大直径分段式发展，直径 3.5 米级发动机推力达 500 吨。

2.3.2 液体火箭发动机

液体火箭发动机是使用液体推进剂作为能源和工质的化学火箭发动机。液体火箭 发动机主要由推力室、推进剂供应系统和发动机控制系统组成。推力室的作用是 将推进剂通过其喷注器送入燃烧室，经过雾化、蒸发、混合、燃烧或分解，生产 高温、高压燃气，从喷管高速喷出产生推力；推进剂供应系统的作用是将推进剂按规定流量和压力输送到推力室；发动机控制系统则是用控制阀和调节器来控制 和调节器来控制和调节发动机的工作程序和工作参数。 液体火箭发动机具有比冲高，推力范围大能反复起动、能控制推力大小、工作时 间较长等优点，因此大型运载火箭、航天飞机等，都以液体火箭发动机作为主要 的动力装置。但相比起固体发动机，其结构复杂，对推进剂的存储和运输要求较 高。

液体火箭发动机动力装置的类型繁多，用途各异，可按工况特点、推进剂类型、 推进剂供应方式和用途等分类。 按推进剂供应系统的工作方式可以分为挤压式供应系统和泵压式供应系统两大 类。挤压式供应系统主要由推进剂贮箱及其增压系统等组件组成。依靠高压气体 对贮箱中的液体推进剂组元进行挤压并通过管路直接将推进剂组元输送到燃烧室中去。泵压式供应系统通常由涡轮泵、燃气发生器等组件组成。工作时，贮箱 中的液体推进剂组元由涡轮带动的泵压入推力室，涡轮则通常利用燃气发生器供 给的燃气来驱动。供应系统方案的选择取决于燃烧室的压力、推力和起动次数等。 挤压式供应系统用于低燃烧室压力、小推力和起动频繁的发动机，如姿态控制发 动机等。推力较大的助推发动机和主发动机大都采用泵压式供应系统。

按使用的推进剂组元的数量分类，可分为单组元、双组元和三组元动力装置。单 组元液体推进剂是单一液体化学物质或几种液体化学物质混合物，在一定的条件 下能够通过自身分解或燃烧。如无水肼（N2H4）、高浓度过氧化氢（H2O2）、 硝酸异丙酯，以及由无水肼与硝酸肼及水等组成的单推-2（DT-2），单推-3（DT-3） 等。由于单组元推进剂能够简化推进剂供应系统，并且能够催化分解而发生自燃， 使推进系统的结构和控制系统比较简单。双组元动力装置使用最广，其推进剂由 氧化剂（例如液氧、四氧化二氮等）和燃料（例如液氢、煤油等）两种组元组成， 氧化剂和燃料贮存在各自的贮箱中，如四氧化二氮/偏二甲肼、液氧/煤油、液氧 /酒精、过氧化氢/煤油、红烟硝酸/油肼等组合。三组元动力一般由一种氧化剂 组元和其它两种燃料组元组成，如液氧/液氢/碳氢化合物、液氧/液氢/氢化锂、 液氟/液氢/锂等。 按工况的特点分类，可以分为连续式动力装置和脉冲式动力装置。连续式动力装 置可能是一次起动的，也可能是多次起动的，但连续工作的时间比起动段和关机 段的时间长得多，这是大多数特别是大型发动机的工作特点。脉冲式动力装置的 工作周期短，随之间歇周期也短，而且这两种周期交替进行，脉冲工作的次数可 以多达一百万次。这种发动机常用在卫星等航天器的姿态控制系统中。

2.3.3 液氧/液氢火箭发动机

液氧液氢发动机采用液态氧作为氧化剂与液态氢作为燃料，通过分级燃烧循环或 膨胀循环等热力循环方式实现能量转化。推进剂在燃烧室混合燃烧时，理论燃烧 温度可达 3000℃，生成的高温高压燃气经喷管加速后形成推力。

液氢作为化学推进剂中能量最高的燃料,与液氧燃烧的热值很高,采用液氧液氢作 为推进剂的发动机,其比冲性能较常规发动机高 40%~50%;液氢与液氧的燃烧产 物为水蒸气,无固相产物积存,清洁无污染,适宜重复使用;液氢与液氧易于点火,燃 烧稳定且效率高,液氢的临界压力低,比热容高,适宜作为推力室再生冷却剂,各种 动力循环方案均适宜,有利于发动机方案优化与可靠性设计。

2.3.4 液氧/煤油发动机

液氧煤油发动机以液氧和煤油作为推进剂。煤油作为绿色环保、经济性强的推进 剂，燃烧产物为水蒸气和二氧化碳，无毒无污染，是综合性能优秀的推进剂。液 氧煤油推进剂组合具有密度比冲高、煤油贮存性能好等优点，使得火箭贮箱尺寸 小、成本低，是火箭助推级、一级、二级和上面级动力的优选方案。目前，煤油 是成熟液体火箭上在用的烃类推进剂，液氧煤油发动机已通过飞行证明其可靠性 很高，并且已发展成为世界航天动力的主力。

2.3.5 液氧/甲烷发动机

液氧甲烷火箭发动机以甲烷为推进剂，液氧为助燃剂，二者以一定的比例雾化后 进入燃烧室，充分燃烧后释放巨大的推动力，推动火箭升空。液氧甲烷火箭发动 机具有理论比冲高、冷却性能好、不易结焦积碳、后处理快速便捷等诸多优势， 适宜于作为可重复使用运载火箭的主动力，实现快速、可靠、低成本进出空间和 大规模航天应用。 国外最典型的液氧甲烷火箭发动机代表为猛禽发动机、BE-4 发动机和普罗米修 斯发动机。猛禽液氧甲烷发动机采用全流量补燃循环海平面推力为 2000kN，燃 烧室压力达到 30MPa 海平面比冲为 3273m/s，结构质量为 1500kg，是目前世 界上技术水平最高的液体火箭发动机。美国蓝源公司的 BE-4 液氧甲烷发动机自 2011 年开始研制，采用富氧补燃循环系统，推力为 2400kN，燃烧室压力达到 13.4MPa，海平面比冲为 3038m/s。太空研究中心(CNES)共同研制的普罗米修 斯发动机采用燃气发生器循环方案，推力为 100t 级，燃烧室压力为 10MPa，比 冲为 300s。

在我国液氧甲烷发动机研制过程中，中国航天科技集团有限公司、中国航天科工 集团有限公司、各民营航天公司均取得了重要进展。多款 10 吨级和 80 吨级液 氧甲烷发动机在研，部分型号已成功进行整机热试。在 10 吨级液氧甲烷发动机 方面，除研究所的相关型号已完成整机热试外，航天科工火箭技术有限公司的 “鸣凤”一号、蓝箭航天空间科技股份有限公司的“天鹊”11、北京星际荣耀 空间科技股份有限公司的“焦点”一号、九州云箭（北京）空间科技有限公司的 “凌云”发动机和北京宇航推进科技有限公司的“沧龙”二号也已通过了整机 热试，部分型号已验证了多次起动、变推力、长程热试等技术。

在 80 吨级液氧甲烷发动机方面，除北京航天动力研究所的相关型号已完成整机 热试外，蓝箭航天的“天鹊”12、九州云箭的“龙云”和宇航推进的“沧龙” 一号也已通过了整机热试，科工火箭的“鸣凤”二号已总装出厂，星际荣耀的 “焦点”二号已进行了燃气发生器热试。

总体而言，液氧甲烷发动机具有推进剂资源丰富、无毒无污染、变推力特性好、 冷却特性好和维护使用方便等优点，虽然密度、比冲不如液氧煤油，但比冲性能 略高，在发动机性能方面与液氧煤油基本持平，且液氧甲烷发动机在使用成本及 性能维护方面具有明显的优势。与液氧液氢相比，甲烷价格仅为液氢的三十分之 一，且可以实现空间中长期贮存，能有效减小发动机尺寸和质量。因此，液氧甲 烷推进剂更加适宜于重复使用、低成本运载器的使用要求，已成为下一代液体运 载火箭的理想动力选择。

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