努里火箭衍生小型卫星专用运载火箭：分级设计、飞行器尺寸确定与基于多学科设计优化的可行性评估

《Aerospace》：Nuri-Derived SmallSat-Dedicated Launch Vehicle: Staging Design, Vehicle Sizing, and MDO-Based Feasibility Assessment

　　

随着小型卫星(SmallSat)需求的不断增长，需要能够提供响应迅速、独立且针对特定任务的入轨能力的发射系统。本研究提出一种努里(Nuri)衍生的专用小型卫星运载火箭的概念设计与可行性评估，旨在将500 kg级有效载荷送入500 km太阳同步轨道(SSO)。与以往侧重于发展策略的规划级研究不同，本研究通过分级设计定量推导飞行器构型，同时纳入从罗老航天中心(Naro Space Center)发射的地缘政治约束、努里技术遗产以及新兴上面级发动机与轻量化结构制造技术。所需速度增量在各级间进行分配，并通过飞行器尺寸确定建立初步构型。采用基于ASTOS的多学科设计优化(MDO)框架对该设计进行评估，该框架集成了轨迹优化、气动分析、飞行载荷评估与承力结构质量估算。优化轨迹满足目标轨道与射程安全约束，得到530 kg的有效载荷能力。第一级与第二级估算干质量分别为4051 kg与648 kg，对应结构系数分别为8.7%与12.1%。这些结果在概念阶段所采用的建模假设下支持初步可行性，而非提供各子系统的详细设计验证，仍需进一步验证以解决结构与子系统质量不确定性。

研究背景与立项依据

全球航天部门正经历深刻转型，商业化程度提高、私营部门参与增加、天基服务多样化，小型卫星(SmallSat)由试验平台演变为支撑商业、科学及政府任务的创新生态。小型卫星入轨方式分为中型及大型运载火箭的拼车(rideshare)任务与专用小型运载火箭任务；拼车虽降低成本但发射时刻、注入轨道与部署条件受限，专用小火箭虽能提供响应快、直达、任务定制访问，但其经济与运行可行性高度依赖成本、可靠性、生产效率与可达飞行频次。运载火箭概念设计本身具强 multidisciplinary 耦合性，推进、分级尺寸、气动、结构与上升轨迹相互影响，近期研究多采用多学科设计优化(MDO)在系统层兼顾这些交互。韩国既有研究提出过利用努里(Nuri)计划积累的推进、结构、制造与地面基础设施技术的专用小卫星火箭概念，但既有规划与综述工作多聚焦发展策略与适用技术，未充分给出飞行器规格与构型的定量定义，也未对轨道注入性能与结构质量做集成可行性评估。本论文发表于《Aerospace》，针对这一努里特定设计空白，定量推导努里衍生专用小型卫星运载火箭的飞行器规格与初步构型，并在罗老航天中心地缘与射程安全约束下通过序列设计流程评估任务性能。

主要关键技术方法

研究人员采用四级耦合技术链路：其一，基于火箭方程与重力损失、转向损失、阻力损失及地球自转逆行SSO插入附加损失估算总速度增量Δv_req≈10500 m/s，并按一级落点≥1400 km约束分配至一、二级（约4830 m/s与5670 m/s）；其二，利用结构系数(ε=m_dry/m_wet)与比冲(I_sp)做分级质量迭代，结合起飞推重比(T/W)≥1.3筛选努里75吨力级煤油液氧发动机与3吨力级Metarox上面级组合；其三，基于努里制造基础设施确定2.0 m弹体直径、椭球穹顶共底贮箱(common-bulkhead tank)、锤头型整流罩等初步构型；其四，构建ASTOS平台下MDO框架，耦合三自由度质点轨迹动力学（CAMTOS转录、WORHP求解）、DrNUM笛卡尔网格CFD气动数据库（Ma 0.3–4.5、α 0–5°、β ?5°–5°）、ODINMER回归表承力结构质量估算（含屈服/极限强度与局部/整体屈曲安全系数），以最大化500 km SSO有效载荷为目标的迭代收敛。

研究结果

1. 2.
   任务需求与设计约束
   2.1 韩国地缘政治条件：自罗老航天中心向北飞越半岛被排除，向西临中国、向东临日本，实用走廊受限向南；为避免冲绳与奄美群岛等有人岛，取方位角≈170°，引入dog-leg机动达97.4°逆行SSO，一级与整流罩落点须≥1400 km外海。
   2.2 Δv需求确定：轨道速度叠加重力损失2 km/s、转向损失0.3 km/s（含偏航）、阻力损失0.2 km/s、地球自转投影损失≈85 m/s，加3%大气压强等未解析损失余量303 m/s，得Δv_req=10500 m/s。
   2.3 Δv分配：参照努里飞行数据与Firefly Alpha剖面，一级重力损失积分≈1.28 km/s，加阻力0.2 km/s与转向/大气压损失0.15 km/s，由分离速度3.2 km/s推得一级Δv_stage,1≈4830 m/s，二级余5670 m/s。
2. 3.
   努里衍生专用小火箭分级设计
   以一级I_sp,1=299.8 s、二级I_sp,2=360 s，代入火箭方程与结构系数式，绘出各级干/燃质量随ε变化曲线；努里一级原ε=10.1%、二级14%，同类小火箭一级6%–9%、二级≈10%，故取一级ε=8.6%（干质量圆整4000 kg）、二级ε=12.6%取12.5%作性能余量（燃质量圆整4700 kg），由T/W≥1.3上限起飞质量53240 kg反推确认一级ε须≤8.5%级，最终定型一二级质量组合。
3. 4.
   初步构型
   由燃质与混合比、密度算贮箱体积，一级残燃2%、二级3%，贮箱体积余量6%/10%；取2.0 m弹径（努里二三级遗产），椭球穹顶轴比2；整流罩锤头型容纳1.5×1.5×3.0 m卫星包络，ogive鼻锥；级间段按二级发动机喷管长定，一级尾段因75吨力发动机涡轮泵突出采用2.6 m努里衍生尾段接圆锥过渡；全长27.87 m，细长比14。
4. 5.
   基于MDO的轨迹优化与结构质量估算
   5.1 耦合分析数学表述：地球固连旋转系下状态方程(16)–(18)，最优控制问题(19)最大化m_pl，CAMTOS转NLP由WORHP解；每次迭代由轨迹再算轴向力/弯矩/压力，ODINMER回归(20)更新承力质量直至收敛。
   5.2 飞行器建模：AL2195铝锂合金正交栅(orthogrid)共底贮箱、AL2024前后裙沿用努里；安全系数屈服1.1/极限1.25/屈曲1.5与1.31，质量修正1.03；非承力质量按努里组件共享估算。
   5.3 气动系数：DrNUM解可压缩Navier–Stokes，Smagorinsky-IBL大涡，10层嵌套笛卡尔网格约4640万胞，42个CFD工况建C_A/C_N库，ASTOS内线性插值。
   5.4 初始过程：参考努里起飞–kick-turn–gravity-turn–制导剖面生参考轨迹，带入风载与载荷分析出初始承力质量，迭代两次定参。
   5.5 优化结果：约束含170°方位、落点≥1400 km、q_max阈值、自由分子加热率≤1.135 kW/m²抛罩等；优化轨迹一级关机Δv=4750 m/s、二级关机累计10344 m/s，一级落点1441 km；有效载荷530 kg，一级干质量4051 kg（ε=8.7%）、二级干质量648 kg（ε=12.1%）。
5. 6.
   讨论
   分级假设与MDO结果闭合：一级Δv偏差?80 m/s（1.7%）、总Δv 10344 m/s较无余量10197 m/s高147 m/s、较分级10500 m/s低156 m/s，3%余量覆盖差异。载荷530 kg较目标500 kg余30 kg；一二级干质量由4000/677 kg演变为4051/648 kg，结构系数8.6%/12.6%演变为8.7%/12.1%。单因素敏感性：非承力质量+3%→载荷507 kg（余7 kg），+5%→492 kg不达标；?3%/?5%→552/567 kg；上面级I_sp±3%→470/588 kg。表明基线对质量增长与上面级性能退化鲁棒性有限，可行性取决于非承力质量受控与Metarox标称性能达成。局限为未量化ODINMER模型形不确定与多参数联合效应。
6. 7.
   结论（翻译浓缩）
   研究人员针对500 kg级有效载荷入500 km SSO，定量推导努里衍生专用小火箭构型：考虑170°方位dog-leg、逆行SSO与一级落点约束分配Δv，完成贮箱/整流罩/尾段尺寸确定，经ASTOS-MDO耦合轨迹/气动/载荷/结构质量估算，优化解满足轨道与射程安全约束，预测载荷530 kg；分级假设与MDO在Δv分布及结构质量上内洽；敏感性显示非承力+3%仍达标、+5%不达标，上面级I_sp?3%降至470 kg；结果在概念阶段假设下支持初步可行性，但非详细设计验证。后续需细结构、推进研制、制导控制、气动弹性、可制造性、可靠性与成本进度分析。