火箭发射中的“一箭多星”实现方案

与此同时，大洋彼岸的SpaceX 保持极高频率的“一箭多星”发射，单次通常携带 24至29颗 Starlink 卫星。几年前，2021年1月24日的Transporter-1任务，SpaceX的猎鹰9号单次发射了最多143颗卫星。这里提及的一箭多星，通常是指一枚运载火箭同时或先后将数颗卫星送入轨道的技术。

那每次发射任务，是如何实现将几十上百颗卫星送入太空的呢？

方案就是“一箭多星”。

1.“一箭多星”技术的发展溯源

“一箭多星”技术已成为衡量一个国家或商业发射机构全球航天发射能力的核心标准之一。该技术是指利用单枚运载火箭，在同一次发射任务中，同时或先后将两颗或两颗以上的航天器送入预定地球轨道的复杂发射部署方式。通过最大化利用火箭的有效载荷余量与整流罩内部容积空间，“一箭多星”从根本上摊薄了单颗卫星的发射成本，为微小卫星（Micro/Nano-satellites）和立方星（CubeSats）提供了太空拼车机会，并极大加速了由成百上千颗卫星组成的巨型星座（Mega-constellations）在轨组网进程。

2. “一箭多星”核心系统架构与接口设计

实施“一箭多星”任务，其核心实现方案可以分为星箭物理接口设计、多星分配器架构、星箭分离执行机构三个物理维度。在火箭升空过程中，卫星面临极端的轴向与法向过载、剧烈的气动噪声及宽频振动。因此，多星分配器必须在提供足够刚性支撑的同时，兼顾整流罩内部的空间利用率。

2.1 模块化星箭接口与多星分配器（Dispenser）设计

目前国际上主流的分配器与适配系统主要包括以下几种标准化架构：

ESPA（EELV Secondary Payload Adapter）适配器系统 ESPA是业界最普遍的标准辅助有效载荷适配器结构。它通常位于主载荷与运载火箭上面级之间，利用环形承力筒提供多个标准法兰接口以悬挂微小卫星。

ESPA的设计载荷系数在早期设定为一刀切的8.5g，这一质量加速度曲线标准至今仍广泛用于次级结构的抗压和抗扭设计。其标准接口主要分为以下规格：

标准ESPA及重型ESPA接口：采用带有24个紧固件的15英寸（约38.1厘米）圆形接口，在距离接口20英寸（约50.8厘米）处可承受400磅（约181公斤）的悬臂质量。

ESPA Grande接口：采用带有36个紧固件的24英寸（约60.9厘米）圆形接口，专为提供更大的次级有效载荷能力而设计。

四点式安装座：具有8个紧固件和定位销，属于离散型接口，满足特定军用或定制化商业载荷需求 。

图2. ESPA系列[MOOG Space and Denfense]

NLAS（Nanosatellite Launch Adapter System）立方星适配系统由美国国家航空航天局（NASA）开发并获得专利的NLAS系统专为最大化发射效率而设计，主要包括一个主适配器（Adapter）、四个分配器以及一个定序器。NLAS极大地优化了整流罩内经常被浪费的死角空间。主适配器可容纳多达4个NLAS分配器单元或8个P-POD（Poly-PicoSatellite Orbital Deployer）部署器。分配器内部舱室可重新配置，支持两个3U舱段或单个6U舱段，兼容1U、1.5U、2U、3U及6U立方星，并在业内率先实现了6U部署系统向下兼容3U航天器。其部署定序器接受来自运载火箭的启动信号，根据用户可编程的时间序列精确管理各设备的物理致动。

多功能星箭一体化结构系统 为了进一步降低结构质量，现代设计引入了基于新概念多功能结构的星箭一体化飞行器。该系统由推进分系统、共用多功能太阳能帆板、共用多功能服务舱以及有效载荷组成。其将有效载荷布置在前端，服务舱居中，通过共用多功能太阳能帆板、多功能结构电缆和多功能星箭适配器，实现了结构的深度一体化。这种设计有效降低了冗余体积，大幅提升了卫星的有效载荷比，增强了系统整体性能。

图4.CN 107140233 B 地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器[中国人民解放 军国防科技大学，李东旭等]

减振与电气集成 多星分配器不仅是机械承力部件，还需要处理电信号与振动隔离。此外，为降低固体火箭发动机共振燃烧等已知发射载荷对精密仪器的破坏，分配器常集成全航天器隔振系统。通过阻尼结构隔离发射振动，作为降低整箭结构传递载荷不确定性的关键风险缓解措施。

2.2 星箭分离机构与锁紧释放技术

该方案中将航天器以堆叠形式布置于火箭上，发射火箭直至其达到轨道速度，使火箭产生平面自旋。并在火箭处于平面自旋状态下，将整组堆叠航天器从火箭上释放。沿堆叠体轴向施加压缩载荷。随后解除压缩载荷，使整组堆叠航天器在平面自旋期间与火箭分离。采用匹配式分离接头和自承力立柱设计：堆叠结构第一层的第一航天器配置具备双面接口（上、下接口）的第一分离接头；相邻第二层的第二航天器配置匹配式的第二分离接头。第一分离接头的下接口与第二分离接头的上接口实现可离合对接。上下层接头对接后，在纵向上形成一条或多条沿堆叠轴向延伸的承力立柱。该立柱作为主承力结构，直接承受并传递各级航天器在发射过程中的严苛力学载荷。

整个发射过程分四步：

1.堆叠与预紧：在火箭有效载荷舱内布设多层堆叠的航天器（各层通过可离合接口对接），并沿轴向施加压缩载荷，完成层间锁紧与星箭的物理固定。

2.发射入轨：发射火箭，直至火箭或上面级达到预定的轨道速度。

3.平面自旋诱导：在轨道上利用姿态控制系统，使火箭（或上面级）绕其质心产生平面自旋（Flat Spin）。

4.被动释放分离：在平面自旋状态下，指令锁紧释放组件撤除轴向压缩载荷，整体释放航天器组合。整叠航天器依靠自旋产生的梯度线速度差异，在无需额外弹射机构的条件下，平稳且互不干涉地完成各层间的被动分离。

图 7所示火箭航天器系统，其中110是火箭主体、112是航天器系统主体、114是火箭整流罩、116是火箭运载器、118是火箭发动机喷管。

系统固定于整流罩内部，整流罩与运载器相连。运载器内置火箭发动机，在发射及飞行阶段为火箭提供推进动力。例如，运载器可包含一个或多个内部燃料舱（用于储存火箭燃料，即推进剂）、燃烧室及火箭发动机喷管。推进剂在燃烧室内燃烧产生高温高压气体，经火箭发动机喷管高速喷出，产生反作用力推动运载器。火箭发动机喷管可对燃烧室排出的气体进行加速，将气体的热能转化为运载器的动能。运载器可采用单级或多级发动机构型，各级依次点火、分离。

整流罩与运载器刚性连接，完全包裹航天器系统，用于在大气层飞行阶段保护航天器系统免受气动力冲击。当气动力降至阈值以下，或运载器到达预定位置后，整流罩与运载器分离。整流罩分离后，航天器系统暴露于外部环境（如外太空），随后可将多颗航天器（如本文所述的卫星及 / 或星际探测器）部署入轨。

图8为航天器系统的原理图，由多颗卫星以堆叠构型布置于运载火箭的有效载荷整流罩内。多颗卫星中，至少有一颗底部卫星竖直布置于至少一颗顶部（或前部）卫星的下方，由卫星自身承受发射载荷；沿堆叠体轴向延伸的结构将卫星可解锁地固定于堆叠构型，并将堆叠体可解锁地连接至有效载荷适配器（参见运载器116的适配器140）。

在图示中，堆叠体(结构130)包含60颗卫星S1至S60，整体呈近似矩形构型，其中30颗卫星构成堆叠体的前半部分，剩余30颗构成后半部分。堆叠体前半部分包含卫星S1、S3……S55、S57、S59，彼此竖直叠放；后半部分包含卫星S2、S4……S56、S58、S60，同样彼此竖直叠放。卫星的堆叠方式为：堆叠体后半部分的卫星与前半部分的卫星在竖直方向上错开一颗卫星的高度。堆叠体130采用并排阶梯式构型，卫星沿竖直方向叠放。堆叠体的每一“层”可包含一颗卫星（对应堆叠的一个台阶）或两颗卫星（对应堆叠的两个台阶）。堆叠体130可采用多种其他构型，如不同的卫星数量或排布方式、不同类型的航天器等。

卫星通过适配的卫星分离接头系统，以并排阶梯式堆叠构型可解锁地固定。总体而言，卫星分离接头系统用于实现分层卫星的可解锁对接，使其在脱离火箭后能够被动释放入轨，同时为堆叠体130提供主传力路径。

另外参见图9（图中仅显示部分卫星S），卫星分离接头系统可包括第一半高分离接头组件fa和第二半高分离接头组件fb，用于将堆叠体130前半部分叠放的卫星S1、S3……S59与后半部分叠放的阶梯式卫星S2、S4……S60可解锁地对接。通常，第一和第二半高分离接头组件fa和fb在堆叠体130两侧的阶梯结合面处，将阶梯式卫星可解锁地对接在一起。

如上文结合图8所述，有一结构沿堆叠体轴向延伸，用于将各卫星S可解锁地固定在一起，并将堆叠体可解锁地连接至运载器的有效载荷适配器。入轨后，与堆叠体相连的该结构解除约束，使堆叠体中的每颗卫星S无需借助专用分配释放系统，即可从运载器的有效载荷适配器上被动释放。当堆叠体由多层航天器S组成、且每台航天器S与至少一台相邻层航天器S可解锁对接时，该外部结构具备两种工作状态：第一状态下，锁紧堆叠体的各层结构，并将整个堆叠体固定于运载器；第二状态下，将整个堆叠体从运载器释放入轨，使各层无需启动额外分配释放机构即可实现被动分离。

图10为图9所示航天器系统立体图，其锁紧展开系统处于第一工作状态，且整体安装于火箭内部；参见图2及图4至图6，结构由第一、第二、第三、第四锁紧释放系统200A、200B、200C、200D构成，四套系统分别沿第一、第二、第三、第四承力立柱134、135、136、137的外侧轴向延伸。第一至第四锁紧释放系统200A~200D被配置为：在第一状态（图8）下，沿对应承力立柱134~137的轴向施加压缩载荷；在第二状态下，解除承力立柱上的压缩载荷。

图13中展示出了多级火箭准备发射包含多颗卫星S的航天器系统的示意图。发射时，至少一套锁紧释放系统处于第一状态，将堆叠体的各层锁紧在一起，并将整个堆叠体固定于火箭上。在图示8中，采用了第一、第二、第三、第四共四套锁紧释放系统200A、200B、200C、200D，但实际可采用少于四套或多于四套的锁紧释放系统。

火箭的第二级S2点火并完成动力上升段飞行。第二级S2入轨后，发动机关机，进入滑行段。在第二级S2入轨过程中，利用其姿控推力器产生偏航力矩（“S2偏航启动”），使第二级S2绕自身质心旋转，直至达到稳态偏航状态（“S2稳态偏航”）。在第二级S2的这一“平面自旋”过程中，锁紧释放系统200A~200D切换至第二状态，将整个堆叠体130从第二级S2上释放（即堆叠体130不再受第二级S2的约束），如图13最右侧图像所示。

由于堆叠的卫星S之间采用可解锁对接结构，在平面自旋过程中从第二级S2释放后，卫星会被动散开并进入各自轨道。具体而言，卫星S与第二级S2旋转质心的距离，与其脱离堆叠体时的线速度正相关。距离质心越远，卫星释放时的线速度（ΔV）越大。因此，在与第二级S2分离的瞬间，各卫星S沿轨道方向的线速度与其到第二级S2质心的距离成正比。外侧（前部）卫星的飞行速度高于内侧（后部）卫星，从而实现卫星集群的自然被动分离与散开。与传统依靠精密校准弹簧为堆叠卫星提供微小速度增量差的系统相比，这种被动分离系统成本更低、重量更轻、实施更简便。

参见图14中的三个步骤，堆叠体130可在第二级S2上进行姿态定向，使释放后的锁紧释放组件沿预定轨道轨迹运动，避免与卫星集群发生碰撞。具体而言，四套锁紧释放组件与卫星堆叠体同时释放，其释放角度经过设计以确保互不干涉。在图示构型中，四套锁紧释放系统沿箭体周向分别布置在约22.5°、67.5°、112.5°和157.5°位置。这种相对于基准方向的45°旋转偏移设计，确保两套组件沿逆行轨道方向释放，两套沿顺行轨道方向释放，彻底消除了尾随残骸撞击卫星的风险。

2.3 在轨多体碰撞规避与轨道动力学控制

3.全球“一箭多星”发射案例

3.1 中国航天长征八号遥二与中科宇航力箭一号

3.2 SpaceX Falcon 9：Transporter-1 极限载荷部署（一箭143星）

3.2 ISRO PSLV-C37：一箭104星

附录1：自选离心效应

“自旋离心效应”（Spin Centrifugal Effect）在物理学和航天工程中，通常是指一个围绕自身质心旋转（自旋）的系统，利用旋转产生的线速度差异或离心力来实现某种工程目的（如分离、展开或稳定）的物理现象。

附录2：中国火箭的命名规则

运载火箭——“长征”：取自教员的《七律·长征》。象征中国航天事业如红军长征一般，不畏艰难险阻，终将到达胜利彼岸。

探月工程——“嫦娥”与“玉兔”：探测器以“嫦娥奔月”命名，月球车命名为“玉兔”。中继卫星命名为“鹊桥”，寓意地月间的沟通桥梁；着陆区则被称为“广寒宫”。

载人航天——“神舟”、“天舟”与“天宫”

行星探测——“天问”与“祝融”：

技术型号的“数字化编码”

在内部研发和技术识别中，有一套严谨的代号规则：

火箭型号（以长征七号 CZ-7XYZ 为例）：

X：代表级数（如二级火箭、三级火箭）。

Y：代表助推器个数（如捆绑 4 个助推器）。

Z：代表助推器类型（液体通常省略，固体用 S 表示）。

遥（Y）：代表“遥测火箭”，后面的数字是该型号的生产批次，如“遥十三”表示该型号第 13 枚。

卫星功能类：

风云（FY）：气象卫星。单数（FY-1/3）为极轨卫星，双数（FY-2/4）为静止轨道卫星。

北斗（BD）：导航卫星。

高分（GF）：高分辨率对地观测卫星。

气象卫星：使用英文字母 A、B、C 等命名同一代卫星中先后发射的在轨星，如 风云三号A星。

科学探测卫星：常以著名科学家或探测目标命名，如“墨子号”（量子卫星）、“悟空号”（暗物质卫星）、“羲和号”（太阳观测卫星）。

商业火箭或卫星常通过品牌冠名或特定的文化符号命名。

火箭：如“朱雀”、“谷神星”、“引力”等。