运载火箭

运载火箭（英文名：carrier rocket）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。运载火箭一般由箭体结构、推进系统、控制系统、飞行测量及安全系统、附加系统等分系统组成。

传说14世纪末，中国古代一个万户的人，在座椅背后安装47支当时最大的火箭，他让人把自己捆在椅子上，两手各持大风筝，再同时点燃这些火箭，试图借助火箭的推力与风筝的升力升空，但尝试以失败告终。

为纪念这位世界上第一个利用火箭推力飞行的先驱者，人们将月球背面的一座环形山命名为“万户环形山”。

1903年，俄罗斯的康斯坦丁•齐奥尔科夫斯基发表了“利用喷气机来探测宇宙的”文章，是最早论述星际航行的文献。齐奥尔科夫斯基考察了火箭运动的规律，找到了他的的方程式。按照这个方程式，火箭运动的速度决定于它的喷气速度和它的质量比——即满载燃料时的火箭重量和燃料烧光时的火箭重量之比，为现代运载火箭的研制奠定了基础。

1957年8月3日，科罗廖夫（康斯坦丁•齐奥尔科夫斯基的学生）设计的SS-6导弹试验成功。1957年10月4日，科罗廖夫利用该代号P-7导弹的改装，即卫星号运载火箭发射了第一颗人造卫星，这是世界上第一枚成功发射人造卫星的运载火箭。

第一代运载火箭主要在1978年前投入使用。主要包括美国的丘诺、早期的宇宙神、雷神、德尔塔，苏联的东方号、闪电号等。

第一代运载火箭多是以导弹为基础改造而来，此代运载火箭的发射遭多次失败。

东方号于1959年发射成功。东方号火箭为两级半结构，基本上是在卫星号一级半构型的基础上增加液氧/煤油第二级，曾发射了前苏联第一个月球探测器和世界上第一艘载人飞船。

东方号运载火箭全长38.4米，底部最大径向尺寸10.3米，起飞质量287吨，起飞推力4942千牛，低地轨道运载能力4730公斤。

第二代运载火箭是指1978年到1998年间投入使用的火箭。第二代运载火箭主要包括美国的宇宙神（宇宙神G、宇宙神H、宇宙神1、宇宙神2、宇宙神2A和宇宙神2AS）、德尔它改进型（4000、5000、6000和7000型）和大力神2SLV火箭，苏联的联盟号U2和天顶号2火箭，欧洲的阿丽亚娜1、阿丽亚娜2、阿丽亚娜3和阿丽亚娜4火箭等。

第二代运载火箭特点包括：增加火箭长度、改进推进系统、使用复合材料和容错箭上电子系统

第二代运载火箭相比于第一代：增加了火箭长度、整流罩直径、高度；使用更先进的火箭发动机，推进剂质量、海平面平均推力均有大幅提升。第二代火箭吸取了第一代火箭的失败教训，大幅提高了运载火箭的可靠性

阿丽亚娜1于1979年12月24日首次发射试验成功。阿丽亚娜1采用三级构型，一级采用四台维金-5常规液体火箭发动机。二级采用一台维金-4发动机，三级采用了HM7液氢、液氧低温推进剂火箭发动机。它的一、二子级采用可贮存的常规推进剂，氧化剂是四氧化二氮，燃烧剂是偏二甲腆，三子级则采用液氢、液氧低温推进剂。

阿丽亚娜1运载火箭全长47.4米，最小直径2.6米，最大直径3.8米，起飞质量207吨，起飞推力2450千牛，低地轨道运载能力2500公斤。

第三代运载火箭是指1998年以后投入使用的运载火箭。第3代运载火箭主要包括美国的改进型一次性运载火箭，如宇宙神5和德尔塔4，俄罗斯的质子号K/微风M、质子号M/微风M和质子号M/DM-2，欧洲的阿丽亚娜5，日本的H-2A、H-2B等。

主要特点有：高性能推进系列、降低推进级数量、先进的制导设备，并在第2代运载火箭基础上进行改进。

第三代运载火箭相比于第二代：火箭发动机的比冲大幅提高，制导系统采用新型的平台-计算机制导系统，采用显式制导和高精度陀螺稳定平台，使制导方法误差和工具误差减小，提高了制导精度。

宇宙神5于2002年8月21日发射。宇宙神5运载火箭采用两级或两级半结构，公用芯级使用1台RD-180液氧煤油发动机。半人马座上面级使用1台或2台RL10A-4-2液氢液氧发动机。宇宙神”5火箭有三种不同的型号——400系列、500  系列和重型火箭。400系列使用4米直径的载荷罩；500系列使用5米直径的整流罩。根据有效载荷质量和尺寸的不同，宇宙神5运载火箭火箭最多可以将5枚固体火箭助推器捆绑在火箭上，以便在火箭起飞时提供额外推力。

宇宙神5运载火箭全长32.5米，直径3.8米，400系列根据捆绑固体助推器数量运载能力可达4950-7640公斤，500系列根据捆绑固体助推器数量运载能力可达3970-8670千牛

1956年2月17日，钱学森向党中央、国务院提交《建立我国国防航空工业的意见书》，对组建导弹研究的组织机构、人员选调、发展规划和实施步骤提出了具体建议和意见。5月26日，中央军委确定由航空工业委员会负责组建导弹管理机构——国防部五局和导弹研究机构——国防部第五研究院。10月8日，国防部五院在北京举行成立大会，钱学森任院长。中国航天事业就此起步。

中国第一代运载火箭包括长征一号、长征二号。

“长征一号”运载火箭是在“东风四号”导弹基础上研制的，于1970年4月24日发射，运载能力低，只发射过两颗卫星。1965年8月中央专委第十三次会议批准中国科学院《关于发展我国人造卫星工作规划方案建议》，确定发展应用卫星为主的方针，其中遥感卫星是重点。1967年9月，第七机械工业部召开返回式卫星方案论证会，确定长征二号运载火箭以“东风五号”洲际导弹为基础进行改制，用于发射返回式卫星。

第一代火箭根据液体导弹改进而来，具有明显的武器特点而来，解决了中国运载火箭有无问题，但运载能力等总体性能偏低，使用维护性差，发射场测试发射周期长，采用模拟控制系统。

中国第二代运载火箭包括长征二号丙系列、长征二号丁、长征二号E、长征三号。

长征二号丙是在长征二号基础上加长贮箱、增加发动机推力的改进型号，主要用于发射低地球轨道和太阳同步轨道卫星。长征二号E由中国运载火箭技术研究院研制，是在加长的长征二号丙（CZ-2C）周围捆绑四枚2.25米直径液体助推器的火箭。长征二号丁由上海航天技术研究院研制，是在长征四号甲的基础上减少常规液体三子级，并进行适应性改进形成的火箭，主要用于发射近地轨道卫星。20世纪70年代中期，为了完善中国的通信系统建设，促进航天与电子技术的发展，中国决定实施卫星通信工程。长征三号运载火箭作为此工程的重要组成部分之一，于1975年3月经国务院批准立项。

第二代火箭仍然带有液体导弹的痕迹，在第一代火箭的基础上进行了技术改进，采用有毒推进剂（四氧化二氮和偏二甲肼），采用数字控制系统。

中国第三代运载火箭包括长征二号F、长征三号甲系列、长征四号系列。

长征二号F由中国运载火箭技术研究院研制，它是在长征二号E火箭的基础上，按照发射载人飞船的要求，以提高可靠性、确保安全性为目标研制的运载火箭，主要用于发射神舟飞船和大型目标飞行器到近地轨道。长征三号甲系列运载火箭由长征三号甲、长征三号乙、长征三号三种大型低温液体运载火箭组成。20世纪90年代，中国通信卫星事业处于方兴未艾的阶段，几年前中国发射的东方红二号卫星的寿命均已到期，长征三号甲的研制为发射中国第二代大容量长寿命广播通信卫星“东方红三号”提供了运载工具。长征四号甲由上海航天技术研究院研制，是在长征二号丙基础上进行改进设计，并增加常规液体三子级而形成的一种常规液体三级火箭，采用四氧化二氮/偏二甲肼作为推进剂，其主要任务是发射对地观测应用卫星。长征四号乙是长征四号的改型，长征四号丙是在长征四号乙基础上，增加了三子级二次启动能力。

第三代火箭在第二代基础上持续开展可靠性增长和技术改进，采用系统级冗余数字控制系统，增加了三子级，任务适应能力大大提高。为满足载人航天任务需求增加故检逃逸系统而研制载人火箭，大幅度提升任务可靠性，并且简化发射场测发流程，提高使用维护性能。

中国第四代运载火箭包括长征五号、长征六号、长征七号、长征十一号等，采用环境友好的无毒无污染推进剂，采用高可靠总线技术，最大运载能力得到了本质性提升。

2001年，中国运载火箭技术研究院提出新一代火箭的运载能力、推进剂种类、级数以及设计原则（即高可靠、低成本、低污染、模块化、通用化）。2002年，该院确定“一个系列、两种发动机、三个模块”的总体发展思路，以及“通用化、系列化、组合化”的设计思想。利用“三个模块”组合，可形成长征五号大型运载火箭、长征七号中型火箭和长征六号小型火箭，形成近地轨道运载能力1.5—25.0吨，地球同步转移轨道运载能力1.5—14.0吨的完整火箭系列。同时为适应快速发射小卫星的需要，中国运载火箭技术研究院研制了中国第一枚全固体运载火箭长征十一号。

火箭是靠火箭发动机向前推进的。火箭发动机点火以后，推进剂（液体的或固体的燃料加氧化剂）在发动机燃烧室里燃烧，产生大量高压气体；高压气体从发动机喷管高速喷出，对火箭产生反作用力，使火箭沿气体喷射的反方向前进。火箭推进原理依据的是牛顿第三定律：作用力和反作用力大小相等，方向相反。一个扎紧的充满空气的气球一旦松开，空气就从气球内往外喷，气球则沿反方向飞出，其道理是一样的。

运载火箭（以无助推器火箭为例）从起飞到进入最终轨道一般要经过以下几个阶段。

大气层内飞行段：火箭从发射台垂直起飞，在离开地面以后的十几秒钟内一直保持垂直飞行。火箭要在大气层内跨过声速，为减小空气动力和减轻结构重量。

等角速度程序飞行段：第二级火箭的飞行已经在稠密的大气层以外，火箭按照最小能量的飞行程序，即以等角速度作低头飞行。达到停泊轨道高度和相应的轨道速度时，火箭即进入停泊轨道滑行。对于低轨道的航天器，火箭这时就已完成运送任务，航天器便与火箭分离。

过渡轨道阶段：对于高轨道或行星际任务，末级火箭在进入停泊轨道以后还要再次工作，使航天器加速到过渡轨道速度或逃逸速度，然后航天器与火箭分离。

运载火箭飞行阶段示意图

CZ-7火箭主要飞行动作事件

-	1	2	3	4	5	6	7	8
累计时间/s	0	15	174	188	191	215	599	603
主要动作	起飞	开始一级程序转弯	助推器发动机关机 （助推器分离）	芯一级发动机关机 （一、二级分离）	芯二级发动机点火	抛整流罩	芯二级发动机关机	船、箭分离

运载火箭一般由箭体结构、推进系统、控制系统、飞行测量及安全系统、附加系统等分系统组成。

箭体结构是火箭各个受力和支承结构件的总称。其功能是安装连接有效载荷、仪器设备、推进系统和储存推进剂承受地面操和飞行中的各种载荷维持良好的外形以保证火箭的完整。

液体推进剂火箭结构包括：有效载荷整流罩、推进剂贮箱、仪器舱、箱间段、级间段、发动机支承结构、仪器支架、导管、活门和尾段、尾翼等。

有效载荷整流罩的作用是在大气层内飞行时保护有效载荷免受气动载荷及热流的影响，并使火箭维持良好的气动外形。飞出大气层后整流罩即被抛弃以减轻重量。推进剂贮箱占据箭体结构的绝大部分，它除储存推进剂外还是火箭的承力结构。级间段是多级火箭的级间连接部件级间热分离时它使上面级发动机的喷流能顺畅排出。

箭体结构

推进系统的功能是产生推力，为推动火箭提供能源。

液体火箭的推进系统包括火箭发动机及推进剂输送系统两部分。液体火箭发动机目前一般采用泵式推进剂供应，它按要求的流量和压力将推进剂泵入推力室，燃烧而产生推力。液体火箭的推进剂输送系统是按要求将推进剂从推进剂贮箱内输送到发动机泵入口。为保证泵不产生气蚀，推进剂贮箱内必须增压。增压也有利于火箭承受飞行中的各种外力载荷。大型运载火箭在输送系统中还设置了推进剂利用系统，它保证火箭在飞行时、在受各种内外干扰条件下，推进剂按预定混合比消耗，使剩余量最小，从而增大运载能力。

世界大中型运载火箭普遍采用高性能的低温动力系统，并持续开展技术改进，典型发动机包括航天飞机的SSME发动机、SLS的RS-25E、德尔塔4的RS-68、通用型末级发动机RL10系列、阿丽亚娜5的Vulcain2、H-2A的LE-7A等液氧/液氢发动机和联盟号的RD-107系列、宇宙神5的RD-180、猎鹰9的Merlin-1D+、安加拉的RD-191等液氧/煤油发动机。相应的增压输送系统也呈现出简洁可靠、轻质高效、使用维护性友好等特点，加注及发射测试技术自动化程度高。

控制系统由制导、姿态控制和控制系统综合3部分组成。作用是控制火箭姿态稳定，使其按预定轨道飞行，并控制火箭发动机关机，达到预定的速度，将有效载荷送入预定的轨道。

制导系统由测量、控制装置和计算机等组成。其功能是测量和计算火箭的位置、速度、加速度和轨道参数等，与预先装定的参数比较，形成制导指令。通过导引信号控制火箭方向，使它沿一定的轨道飞行，并发出发动机关机指令，使有效载荷进入预定轨道。

长征七号运载火箭制导系统采用“捷联惯性测量组合+卫星导航接收机+冗余箭机”的组合导航方案。在火箭飞行过程中，捷联惯性测量组合中3只正交安装的加速度计和3只正交安装的陀螺仪分别敏感箭体坐标系上三个方向的视加速度、角速度信息，提供视加速度、角速度累加脉冲数给箭机。箭机通过数据总线录取捷联惯性测量组合的输出信息，经工具误差补偿及冗余信息管理后，得到箭体角增量和视速度增量信息参加四元数计算和导航计算，获取火箭惯性坐标系下的姿态、速度及位置信息。依据任务需求，卫星导航接收机接收GNSS定位信息进行数据解析，并获取运载火箭的位置、速度信息，然后利用惯性导航参数信息与卫星导航参数信息的差值作为最小二乘滤波的输入，算出导航参数（位置、速度）修正量，发送给箭机进行导航参数修正。

姿态控制系统由敏感装置、计算机和执行机构3部分组成。敏感装置测量箭体姿态的变化并输出信号；计算机对各姿态信号和导引指令按一定控制规律进行运算、校正和放大并输出控制信号；执行机构根据控制信号产生控制力矩，控制火箭的姿态。

世界运载火箭姿态控制系统普遍采用PID控制，根据飞行时间段调整PID参数。PID控制在土星5、航天飞机和战神火箭中广泛采用。PID控制成为运载火箭的主流控制方法，主要原因有2点：1）PID控制方法继承性好，能进行裕度分析；2）运载火箭基本按照预定轨迹飞行，不做大的机动，可以进行三通道独立设计，而这种单输入单输出系统，PID控制比较实用，且理论分析方法成熟，能满足运载火箭飞行的姿控要求。国外运载火箭在进行姿控设计时，在PID控制基础上进行了改进，如阿丽亚娜火箭在此基础上采用了主动减载控制技术，战神火箭在此基础上采用了抑制起飞漂移控制方法等。

控制系统综合包括电源配电、时序和测试线路等，将制导、姿态控制和系统综合组成一个完整系统。

飞行测量及安全系统的功能是测量火箭飞行过程中各种关键参数、并判断其是否安全飞行。飞行测量包括遥测及外测。

“遥测”系统的作用是对火箭飞行中各系统的工作参数及环境参数进行测量，通过远距离无线电传输和回收装置送回地面，为评定火箭各分系统工作状态、分析故障、鉴定和改进火箭性能提供依据。遥测系统的箭上设备主要有传感器、变换器、中间装置和无线电发射设备，将测得的物理量转变为电信号，用无线电多路通信方式向地面传输，由地面接收站将信号进行解调、变换和处理；或用磁记录器记录速变参数，进行软回收或硬回收。

“外测”是外弹道测量的简称，即利用光、电波等的特性对火箭进行跟踪并测量其飞行运动参数。外测系统的主要设备在地面，如各种雷达及光学设备，而箭上设备仅是应答机、天线和光学合作目标等。近年来发展了利用全球定位系统GPS对火箭进行定位测量，使箭上设备更为简化，精度也更为提高。外测的目的有两个：一是为评定飞行性能及制导精度分析提供数据；二是为飞行安全、故障分析和处理服务。

安全系统的作用是火箭在飞行中若出现故障、飞行弹道超出允许范围而危及地面安全时，将火箭炸毁。箭上自毁系统由敏感装置、计算装置及爆炸装置组成，根据姿态故障或接收地面安控炸毁信号，自动或人工发出爆炸指令，进行自毁。

一些比较独立的、又不可缺少的箭上小系统统称为附加系统。如瞄准系统、垂直度调整系统、推进剂加注与液位测量系统和空调系统等。

瞄准系统用来确定位于发射点的火箭的初始方位，控制火箭对准发射方向。垂直度调整系统用来调整火箭竖立状态下的垂直度；推进剂加注与液位测量系统用来对火箭进行推进剂及气源的加注，进行液面测量及温度监测。而空调系统则对火箭各舱段、有效载荷整流罩等进行保温及温度、湿度调节。

运载火箭的运载能力是根据有效载荷的质量（重量）、目标轨道及发射场的地理位置所确定的。在运载能力的设计中进行火箭型式选择及轨道分析，以期得到最节省能量的最优轨道，将最大的有效载荷质量送到所需要的轨道上去。

不同用途的有效载荷有不同的入轨精度要求。运载火箭与有效载荷分离时刻的入轨精度按下列6个轨道要素给出：长半轴Δα、椭圆偏心率Δe（或近地点高角ΔHp）、轨道倾角Δi、升交点赤径ΔΩ、近地点幅角Δω、轨道周期ΔT。这些要素的精度是由入轨点的位置偏差、速度偏差和发射时间偏差所决定的，它取决于运载火箭的制导精度及发射时刻的偏差。

入轨姿态精度指有效载荷分离后有效载荷的姿态角偏差及角速度。入轨点的初始姿态及角速度精度由火箭姿态控制系统所确定。

可供有效载荷整流罩内安装有效载荷的空间称为净空间，净空间的规定明确了有效载荷的外包络不能超过所规定的净空间。规定净空间必须考虑静态的各种对接框的机械加工误差及动态（飞行时）的各种热、力载荷引起的变形。

在运载火箭提供发射服务时，有效载荷结构的局部可以有允许超出净空间的规定，但必须通过双方协调，经运载火箭研制方分析、协调，并在接口控制文件中加以确认方可。

有效载荷接口包括机械接口和电气接口。机械接口是指有效载荷与火箭对接的尺寸和连接、分离方式。国际上通用的机械接口有937、1194、1497等，它是指对接的名义尺寸，单位为mm。这些接口在国际上较为常用，但还没有达到国际标准化的程度。电气接口是指有效载荷需要运载火箭提供的电信号特性及相互间电气连接的协调关系，如接插件的型号、接点数和电特性等。

环境包括：过载、冲击、振动、噪声、热和电磁兼容等。

有效载荷应能承受运载火箭在发射准备期间及火箭飞行期间产生的上述环境。有效载荷所能承受的环境也是运载火箭设计的依据之一。在提供发射服务时应明确上述环境指标，以便使有效载荷方能判断是否能适应这些环境指标。

可靠性是指火箭在规定的条件下和规定的时间内，完成规定任务的概率。可靠性包括飞行可靠性及发射可靠性。

飞行可靠性：运载火箭完成发射点火后，在规定的环境条件下，按规定的飞行程序及要求，将有效载荷送入预定轨道的能力。

发射可靠性：火箭运载系统在规定的贮存期内，在规定的地面环境条件下，按规定的要求完成发射准备及点火任务的能力。

目前，国际上成熟的运载火箭的可靠性水平：飞行可靠性0.95以上；发射可靠性0.9以上；载人运载器的飞行可靠性已达到0.98～0.99以上。

固体火箭，使用固态燃料作为火箭发动机推进剂。具有易实现大推力、发射操作简单、使用维护方便等优点。与液体火箭同等推力的固体火箭没有复杂的涡轮泵和推进剂输送系统，研制难度较低。对于航天技术和工业基础薄弱的国家而言，研制固体火箭是实现进入太空梦想可行性更高的想法。

织女星是欧洲航天局于1998年开始推动研制的固体运载火箭，火箭于2012年2月13日执行首次飞行试验。火箭高约30.1m，直径3m，起飞质量约136.8t，500km太阳同步轨道运载能力约为1435kg。

织女星火箭第一级采用直径3米的P80FW固体发动机，第二级采用ZEFIRO23发动机，第三级采用ZEFIRO9A发动机。

三级发动机均使用带复合裙的碳纤维/环氧复合材料壳体，燃烧室绝热层使用添加芳纶纤维和玻璃空心微球的低密度三元乙丙橡胶，推进剂为HTPB1912丁羟推进剂，喷管为潜入式柔性摆动喷管。P80FW喷管采取了降低成本的新技术，包括采用玻璃／环氧树脂增强件的自防护柔性接头，采用低剪切模量的橡胶弹性件，降低喷管摆动力矩。扩张段采用组合结构，在前部高热通量区域使用2D碳/酚醛材料，后部低热通量区域使用3D针刺碳纤维和树脂传递塑模工艺来降低成本。

织女星各级发动机参数

型号	P80FW	ZEFIRO23	ZEFIRO9A
直径/米	3	1.9	1.9
总长/米	11.2	8.39	4.12
最大推力/千牛	3015	1120	317
工作时间/秒	109.9	77.1	119.6
推进剂质量/吨	87.7	23.8	10.6
发动机质量/吨	96.2	26.3	12
比冲/秒	280	287.5	295.9

液体火箭，使用液态或气态燃料作为火箭发动机推进剂。具有比冲高、推力可调、可多次启动等优点。比冲越高意味着火箭在推进剂一定的情况下可以携带更多的载荷；推力可调和多次启动能力则可以根据需要对推力时间曲线进行调控，实现飞行弹道重复。

长征七号是由中国运载火箭技术研究院抓总研制的新一代中型两级液体捆绑式运载火箭。全箭总长53.1米，芯一、二级直径3.35米，单个助推器直径2.25米，火箭起飞质量约595吨，主要用于发射近地轨道或太阳同步轨道有效载荷，可以把13.5吨的有效载荷送入近地点200公里、远地点400公里、倾角42°的地球近地轨道，或将5.5吨的有效载荷送入700公里太阳同步轨道。

长征七号运载火箭的助推器、芯一级采用液氧/煤油发动机，芯二级采用YF-115液氧/煤油发动机。

固体火箭和液体火箭各有其不同的特点和优势。固体火箭具备推力大的优势。固体助推器结构简单容易制造，也更容易灵活搭配出不同推力和不同运力的火箭。液体火箭发动机不仅比冲相较固体火箭发动机更高，而且很多液体火箭发动机都有节流和重复启动功能。因此，鉴于固体火箭发动机和液体火箭发动机各有优势，科研人员在航天发展早期阶段就有了让两者“跨界合作”、充分发挥各自优势的思路。

从这个设计思路出发，液体芯级+固体助推器的运载火箭就诞生了。1968年，美国开始为德尔它运载火箭增加捆绑的固体助推器。1970年1月，首飞的德尔它M6火箭捆绑了6个Castor-2固体助推器。而后继的德尔塔900型火箭可以在通用尾段捆绑3个、4个、6个或9个Castor-2固体助推器，这样不仅研制进度快捷，还提高了德尔它火箭的运载能力，且能灵活调整，显示出了固体助推器的优势。

阿丽亚娜-5是继阿丽亚娜-4之后欧空局推出的一种大型运载火箭。全长约52米，起飞推力达11.2兆牛。阿丽亚娜的主要部件有“火神”发动机、液氢液氧燃料贮箱和固体助推器。两台固体助推器紧贴在装有“火神”发动机的氢氧芯级两边。

“火神”发动机是液氢液氧芯级的主发动机，是火箭飞行的主要动力。阿丽亚娜-5的固体助推器长27.1米，每台真空推力约5868千牛。推进剂重237吨，主要成份是过氯酸氨、铝粉和聚丁二烯。助推器燃料耗尽时被抛弃。

按照运载能力划分，运载火箭分为小型、中型、大型和重型四类。由于各国运载火箭技术发展阶段存在差异，即使同一国家的不同历史阶段，对运载火箭的规模定义也不尽相同。

在中国，一般将近地轨道运载能力2吨及以下的火箭称为小型运载火箭，近地轨道运载能力2~20吨的火箭称为中型运载火箭，近地轨道运载能力20~50吨的火箭称为大型运载火箭。

根据美国航空航天局的分类，运载火箭共分为5个级别，分别是探空火箭、轻型运载火箭、中型运载火箭、重型运载火箭、超重型运载火箭。探空火箭一般是指用于大气环境研究，通常仅具有进入地球亚轨道飞行的能力，轨道高度距地面35~300千米；小型运载火箭近地轨道运载能力为2吨；中型运载火箭近地轨道运载能力在2~20吨；重型运载火箭近地轨道运载能力为20~50吨；超重型运载火箭近地轨道运载能力大于50吨。

中国和美国等西方国家对于运载火箭的基本分类是一致的，只是名称叫法略有差异。

随着航天发展对运载火箭在运载能力、可靠性、经济性、使用灵活性和便捷性方面需求的不断增加，同时重复使用、新动力、新材料、人工智能等新技术的蓬勃发展，世界运载火箭技术在近年来取得了长足的进步。

在总体技术方面，通过重复使用技术的应用，有效降低了进入空间成本，提高市场竞争力。重复使用技术已成为运载火箭发展的重要方向，以SpaceX公司猎鹰9火箭为代表，从2015年12月22日首次实现了陆上垂直回收以来，猎鹰9火箭实现了单一一级模块11次复用，中转周期最短为27d，垂直起降回收技术已完全成熟，并取得了商业上的巨大成功。智能技术的快速进步为运载火箭技术发展带来了新动能，全生命周期数字化管理、基于数字样机的虚拟设计、快速生产制造、智能飞行和自主返回控制等技术不断取得突破。

在箭体结构设计与制造技术方面，随着计算技术的发展，载荷、布局及结构逐渐由传统的串行设计转变为快速迭代优化设计，如通过发动机推力结构与箭体结构一体化设计，实现壳段或贮箱箱底传力，提高结构效率；先进材料应用上，各国不断发展铝锂合金和复合材料轻质结构技术，从而降低结构系数；制造工艺上，广泛采用以搅拌摩擦焊、3D打印等为代表先进成形工艺技术。

在先进动力技术方面，不断发展高性能液氧甲烷、液氧煤油和氢氧发动机技术，美国的梅林-1D液氧煤油发动机推重比高达185，RL-10B氢氧发动机真空比冲达到465s，SpaceX公司研发猛禽液氧甲烷发动机采用全流量补燃循环，真空比冲超过370s，室压最大可达到33MPa，推重比不小于200，节流范围约45%～100%，设计重复使用次数不小于50次。

在先进测试发射技术方面，各国均在开展快速测试发射技术研究，发展电气系统智能化机内测试技术、先进地面测发控技术、智能化故障诊断技术以及并行测试技术等诸多关键技术，实现运载火箭快速、可靠进入空间。

低成本已经成为航天运载器发展的方向之一，欧洲阿丽亚娜6火箭、日本H3火箭、美国猎鹰9火箭等火箭研究中考虑降低运载火箭的研制成本和发射成本，并开展了大量研究。通过继承已有技术成果、使用商业化电子设备、采用新技术简化系统及操作流程等措施，降低运载火箭的成本。美国SpaceX公司持续开展飞行试验以验证垂直起降技术，通过发展部分可重复使用技术以期降低有效载荷发射成本。

总结世界低成本发射技术，呈现以下发展趋势：（1）降低成本成为主要航天国家的重要目标；（2）推动系列化、通用化、组合化，通过成熟产品组合，实现批量生产，缩短研制生产周期；（3）充分继承已有型号成熟技术，并广泛采用行业外先进技术；（4）传统航天企业管理模式成本问题引起重视，私营航天企业表现吸引更多关注；（5）运载器重复使用技术始终是航天低成本发射的重要途径之一。

在陆基固定发射方面，普遍倾向由高纬度内陆，向低纬度濒海方向建设发射场。近年来建设的发射场主要包括俄罗斯东方发射场51.9°N，中国文昌发射场19.6°N，美国火箭实验室新西兰北岛发射场39.3°S，并计划在中大西洋地区太空中心建造第2个商业发射场，SpaceX也计划在肯尼迪航天中心建设私有发射场。在空基发射方面，微软创始人之一保罗·艾伦推出了平流层发射Stratolaunch，采用双机身空基平台，可搭载275t机载火箭发射，维珍银河公司（VirginGalactic）推出了太空船二号（SpaceShipTwo），通过挂载在白骑士二号（WhiteKnightTwo）上发射进入亚轨道，将成为继美国飞马座空基发射后的工程化空中发射系统。在海基发射方面，SeaLaunch公司2009年重组后，是目前世界上唯一提供海基发射服务的公司，其主力运载火箭是天顶号Zenit-3SL，截至目前共发射了36次，其中32次成功、1次部分成功。中国CZ-11海射也于2019年完成首次试验。目前航天发射领域以陆基发射为主，海基、空基发射为补充的全域发射格局初步形成，将满足军、民、商各类用户多样化航天发射任务需求，未来航天发射样态的走势，仍需经过任务和市场的检验。

近百年来，航天推进方式主要包括化学推进、核推进、电磁推进、激光推进、等离子推进等方式，但作为从地面进入空间的推进方式几乎均采用化学推进方式，在可遇见的相当长一段时间内仍将成为主要的推进方式。传统化学推进体制经历了液氧/酒精、四氧化二氮/偏二甲肼、液氧/煤油、液氢/液氧、液氧/甲烷等历程。近年来，随着民商航天发射企业的异军突起以及重复使用运载技术的重大突破，传统推进体制格局将迎来重大变革。

液氧甲烷将主力运用于可重复。液氧甲烷推进体制具有比热高（理论比冲比液氧液氢发动机低约800m/s，比液氧/煤油发动机高约100m/s）、无结焦（煤油极限结焦温度560K，甲烷950K）、不易积碳（400～900℃燃烧温度范围无明显积碳）、相容性好、无毒无污染、相对安全（爆炸容积百分数5%～15%，自动点火温度为540℃）、资源丰富（主要来源于液化天然气）、价格相对便宜（液氢的1/70、煤油的1/3）等优点

液氧煤油将主力运用于基础级。液氧煤油发动机具有无毒无污染、密度高、使用安全性好等优点。液氧煤油推进剂组合真空理论比冲比液氧甲烷发动机低约114m/s，但密度比冲却高出约19.6%，且煤油可常温保持，在发射场使用环境友好。

液氢液氧将主力运用于末子级。氢氧发动机具有无毒无污染、最高理论比冲性能（比液氧甲烷高约25%，比液氧煤油高约30%）等优点。

传统运载火箭依靠增加级数、研制大推力发动机实现效率、能力的一定提升，下一代主力运载火箭将主要在总体载荷精细化设计、基于偏差概率的总体协同设计、轻质高效结构和增压技术、新质材料、更大直径结构以及发动机性能提升等方面突破发展。

为提升火箭运载效率，总体方案设计阶段重点针对载荷精细化、偏差余量控制以及环境条件降低等方面开展。

在降低偏差的基础上，进一步合理使用偏差，突破并应用基于偏差概率的总体协同设计，解决制约运载火箭总体性能提升的偏差余量大、设计保守等共性瓶颈问题，提升运载火箭总体性能。

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