如何提高运载火箭的成功率：“牵制释放”篇

牵制释放简史

我们都知道，发动机在启动、关机的非稳定工作段出问题的可能性较大，在发射台上检测后释放，可以避免这种故障模式的发生；多台发动机其中一台未点火将可能造成灾难性事故，检测所有发动机都工作正常后释放，可以避免这种故障模式的发生。

这些原因都对，哪个是最原初的原因？

经过了大量文献查找，笔者大致勾勒出一个梗概：

在NASA SP-4201《This New Ocean: A History of Project Mercury》中，出现了几处关于牵制释放的侧面描述：

在MA-4中，Atlas的牵制释放时间是3秒，以确保燃烧室稳定燃烧，从MA-5开始，这个时间减少到2秒。在MA-8（Mercury-Atlas）任务时，宇宙神助推器113-D是水星计划中第一个取消2秒牵制释放点火的型号……与之前任务相比，本次任务喷注器增加了隔板，发动机采用自燃点火剂（15%三乙基铝+85%三乙基硼）代替烟火点火，它们使得燃烧更平滑，起飞更安全。

在NASA SP-194《Liquid Propellant Rocket Combustion Instability》中有关于燃烧不稳定的描述：

宇宙神助推器的喷注器曾经进行了大量试验，并在其首次飞行之前对推力室和发动机系统进行了大量试验和鉴定。推力室显示出稳定燃烧，不稳定的发生率约为1%。尽管不稳定工作的概率很低，两个宇宙神飞行器相继在发射台上发生自发性的不稳定性，从而导致发射完全失效。

这是笔者能找到的最早记录，如果牵制释放最早来自宇宙神导弹（火箭），那真实原因不禁让人哑然失笑。原来关于牵制释放技术的原初动力，我们所有设想的故障容忍能力都是一厢情愿的，真正的原因是给系统打补丁。不是我要干，而是我只能这么干。

回过头来再想，这种逻辑才是真正符合人性。

设想一下，一个型号在论证要不要采用牵制释放技术时，支持的人自然可以抛出启动时防止一台不点火等安全方面的好处。

但不支持的人理由也很正当，损失运载能力还是小事，如果牵制了无法释放怎么办？假如从四个方向牵住了火箭，但最后3个解锁了，1个没有成功解锁，火箭会倒。

不支持方不仅说不放心，还可以举案例，如1959年8月14日进行大力神B-5飞行试验时，牵制释放机构的爆炸螺栓在设计时间之前，发动机点火引起的冲击和振动峰值下出现故障而过早起爆，导弹升空，但控制系统尚未收到起飞信号，仍处于非起飞状态，在升高1.2~1.6米后紧急关机，导弹坠落发射台爆炸。如果不采用牵制释放，就不会出现失败了。

这时候，面对各自的潜在风险（没有量化的潜在风险），和巨大的决策责任，决策者会怎么选？

多半会选择习惯。

启动故障、未点火是大家内心潜在接受的习惯，但牵制释放故障不是。如果因为启动、未点火出现问题，别人会说工作不细、运气不好，但如果真因为牵制释放出故障，那得到的评价多半会是好大喜功、穷兵黩武。

这种非技术的心理考量，营造了阻挡技术类型多样化或技术进步的怪圈。怎么打破怪圈？三种办法。

第一种是纯技术方法：量化。如果可以计算出启动故障、未点火故障等概率，以及牵制释放出故障概率，并取得认可，则此时技术的取舍就非常简单了。

量化计算有先验的，抽象出重要因素，提炼出关键模型，通过敏感因素分析，得到对系统的量化认知。但在面对系统工程问题时，这种方法会显得比较虚弱。举个简单的例子，汽车比自行车复杂多了，但汽车的故障反而比自行车少，这个结论能通过模型提前分析出来吗？很难。在工程上，很多时候采用的都是后验的，统计的方法。

这里形成了一个悖论，新技术没有机会上，就没有机会进行后验统计。这也是在航天领域采纳新技术极为缓慢的原因。

第二种方法是等待。总有一些契机，可以从其他地方找到筹码，影响技术的走向。譬如宇宙神1%的不稳定燃烧概率，成为当时采用牵制释放技术的主要原因。因此牵制释放技术得以成立，并经过多次考核让大家觉得，这项技术也没有想象中那么危险，从而变成了习惯。

契机的到来是随机的，可类比于守株待兔，这种方法比较盲目和被动。

第三种方法是主动创造契机。在一个体系孕育成熟，到可能产生锁死倾向时，有意识地创造一系列新的、小的体系。新的、小的体系会存在各种各样问题，他们也会想尽一切办法去解决这些问题，在这个解决过程中，新技术就会层出不穷，并反哺原体系；同时，新机构管理层级简单，存在较大的个人意志空间，在推行某些新技术、新理念时阻力更小，起到为旧体系试错的作用。

当然，在这个过程中，肯定也会有一些选择了正确的技术路径、团结了更多的人才、并有着更好运气的小体系会脱颖而出、发展壮大，最终变成一个大体系，然后又开始新一轮的循环。

有很多新技术，如交叉输送、如牵制释放、如垂直起降。在以往文献中，交叉输送更愿意探讨推进剂气液分离插头设计、牵制释放更愿意分析风险比较和牵制释放装置、垂直起降跑不掉发动机推力调节和凸优化算法。

诚然，这些技术实现都非常重要，但使它们得以生根发芽的土壤，和关于技术取舍契机的分析也很重要。交叉输送的能力区间在哪和哪项好处最吸引人？牵制释放拿出什么新筹码才可以从正反派中脱颖而出？垂直起降的管理问题在哪和怎么破解？

总之，不管由于何种原因或契机，牵制释放技术就这么出现了，并延续至今。

后面的故事就耳熟能详了，有很多关于牵制释放的综述，这里引用《某运载火箭牵制释放动力学计算分析》一文上的附录。

这里的类型分为J和B，J指牵制释放机构，一个典型的见下土星V号起飞视频：

视频：土星五号起飞（来源：https://v.qq.com/x/page/u03575w3cph.html）

B是指爆炸螺栓，下图为航天飞机牵制释放使用的爆炸螺栓。

图 航天飞机牵制释放爆炸螺栓

牵制释放装置设计

很多综述文献，初看惊艳，再看重复，三看觉得什么都没说。但《宇宙神火箭的牵制发射稳定器》这篇综述非常有意思，它综述了宇宙神 II火箭牵制释放装置设计中的考虑点。

宇宙神 II有两个牵制释放装置，每个装置有个稳定系统，设计指标见下表：

表 牵制释放机构稳定系统设计要求

发射时对牵制释放机构有影响的状态是推力增大、起飞和紧急关机。

在推力增大但尚未发出释放指令时，由于牵制释放机构存在弯曲变形，火箭稍稍有些上升，稳定系统必须随着火箭面上升，并继续施加预加载荷，同时保持火箭处于平衡状态。

当牵制释放机构收到释放指令时，随着火箭上升离开发射台，稳定系统不是立刻解锁，而是随火箭上升并逐渐减少预加载荷，以减小冲击。

当发射失败紧急关机时，本来向上运动的火箭突然向下运动，稳定系统也要随着火箭向下运动，两者紧密配合，不能砸坏火箭，也不能被火箭砸坏，它的表现要像个弹簧，但又要有适当阻尼，不然火箭就在机构上弹个不停。同时施加到火箭的预加载荷不能放松，以避免被风吹倒。火箭掉下来或被风吹也有个频率，稳定系统的响应频率要比这个频率快，即火箭左右摇摆时要快快地扶正。

看起来已经很复杂了，但真正的工程问题更摧残人。

一是装置在太阳照射和发动机燃气流冲刷下会被加热，使得内部液压油升温膨胀。由于两个牵制释放机构位于发射台两侧，一个被光照一个处在火箭影子里，两个装置温差可达37.8℃，这个温差足以将火箭顶歪。当火箭起飞时，2600℃的燃气冲刷到牵制释放机构，也够其喝一壶了。解决的办法是增加防热涂层。

二是紧急关机时，火箭落下来，牵制释放机构里面的气体会被强烈压缩，表现出较大的刚度。就像开车过限速块，如果开得快冲过去，充满气的轮胎根本就不顶事，底盘还是会被duang地砸一下。后来的解决方法是拿根管子，将机构里的气体连到一个大气瓶组，就好像小汽车装个巨型轮胎，丑归丑，但还能用。

三是起飞和紧急关机时的矛盾设计。起飞时希望稳定装置液压油无碍流动，从而装置跟着箭体缓慢释放，但紧急关机时，为避免液压系统过大增压，又希望能限制油流量。这时一个精心选择参数的孔板和单向阀发挥了作用。

四是制造问题。组装好的活塞缸重量227千克，补偿器909千克。给加工、安装等带来了很大困难，需要一系列工装去解决。

怪不得，有不少火箭采用爆炸螺栓。冲击载荷可能大点，但好在简单粗暴。如果精细点，可以在释放前发动机低工况工作，释放后调节为满工况，这样，对爆炸螺栓载荷要求，以及对箭体冲击都可以变小，降低设计难度。

表 两种牵制释放机构方案比较

牵制释放的新理解

之前笔者曾写过：

重拾早期阿波罗时代情怀的是法尔肯，法尔肯对于每发芯级都会进行2次静态点火。这也是我们为SpaceX和Musk所倾倒的原因，因为他们展现的是阿波罗时代的那种大气磅礴。这种磅礴背后，可能是其深刻的技术和非技术原因，譬如重复使用静态点火收益高，以及对于商业火箭公司而言，责权利的高度一致性。这种高度的责权利一致性只可能出现在创业初期，创业容易守业难，在后土星V时代，有没有什么办法可以解决这个问题呢？

静态点火的实施是一个费钱费神的工作，天天操作，总有疲倦的一天，将渐有鸡肋之感。这时候是否取消，只差一个技术的契机。

牵制释放就是契机，牵制释放可以视为一种蜕化的静态点火。

与全套的静态点火相比，牵制释放存在考核时间短、判读时间短、判读不全面的缺点，但它有与发射任务高度集成的突出优点。也就是利用发射的机会，顺带把简配版的静态点火给干了。

既有牵制释放，何必总来静态点火？笔者认为，总有一天，SpaceX会取消某发Falcon火箭的静态点火。也许有一天，我们也会采用牵制释放技术，或许是因为一次发射台上未点火成功，也或许是因为我们真的把它视为简配版的静态点火。

在这里，牵制释放部分地履行了静态点火职能，它得以成立的前提是故障检测判读的自动化。

参考文献：

1. L S Swenson，J M Grimwood，C C Alexander. This New Ocean: A History of Project Mercury. NASA SP-4201. 1966.

2. D T Harrje，F H Reardon. Liquid Propellant Rocket Combustion Instability. NASA SP-194. 1972.

3. 张福全，李广裕. 火箭与导弹的牵制释放发射技术[J]. 国外导弹与航天运载器，1990， 000(002):30-36.

4. 薛杰. 某运载火箭牵制释放动力学计算分析[D]. 2011.

5. Nakam，M，程水旺. 宇宙神火箭的牵制发射稳定器[J]. 国外导弹与航天运载器，1992(12):15-20.

6. 安军，杨虎军，赵美英. 牵制缓释放过程中火箭动力响应特性分析[J]. 航空工程进展，2014， 005(001):70-74.

本文来自微信公众号：理念世界的影子（ID：spaceodyssey1968），作者：洞穴之外