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2025 , Vol. 2 >Issue 6: 21 - 33

DOI: https://doi.org/10.19963/j.cnki.2097-4302.2025.06.003

商业航天新技术进展专题

一种运载火箭大风区概率载荷设计方法及试验验证

  • 郝赓 ,
  • 戴政 ,
  • 周遇仁 ,
  • 焉彬 ,
  • 邱靖宇 ,
  • 张振涛 ,
  • 刘建 ,
  • 马苏宏 ,
  • 孔凡茂 ,
  • 彭嗣鹏
展开
  • 蓝箭航天空间科技股份有限公司总体设计部, 北京100176

(1988-)，男，工程师。主要研究方向为运载火箭总体设计。(本文通信作者)通信地址：北京亦庄经济技术开发区荣华南路13号院中航国际广场H1楼(100176)电子邮箱:

网络出版日期: 2026-02-11

收起

A Probabilistic Flight Load Design Method for Launch Vehicles Operating in High-Wind Regions and Experimental Verification

  • Geng HAO ,
  • Zheng DAI ,
  • Yuren ZHOU ,
  • Bin YAN ,
  • Jingyu QIU ,
  • Zhentao ZHANG ,
  • Jian LIU ,
  • Suhong MA ,
  • Fanmao KONG ,
  • Sipeng PENG
Expand
  • Launch Vehicle System Design Department, LandSpace Technology Company Limited, Beijing 100176, China

Online published: 2026-02-11

Fold

摘要

针对传统运载火箭大风区载荷设计方法中，由于采用统计高空风场、各部门独立开展工作和各专业参数偏差重复考虑等因素导致运载火箭大风区飞行载荷设计结果偏大的现象，提出一种基于实测高空风的大风区概率飞行载荷设计方法。该方法集成风修弹道设计、六自由度蒙特卡洛打靶仿真、主动载荷减缓、载荷综合等技术手段，基于历史实测风场数据，给出满足一定概率的火箭各结构部段在大风区受到的飞行载荷。其优势在于直接实测高空风数据，避免参数偏差重复考虑，并综合弹道风修正和主动载荷减缓技术。目前，该技术已成功应用于ZQ-2EY2运载火箭射前准实时风修正以及ZQ-3运载火箭大风区飞行载荷设计。前者有效提高了ZQ-2EY2发射日高空风放行概率，后者则通过优化ZQ-3大风区飞行载荷降低了结构重量、提高了火箭性能。该技术的应用有效提高了运载火箭的运载能力和复杂气象条件的适应性，为进入太空提供了更多的可能与机会，推动了空间科学研究与试验的发展。

关键词： 实测高空风; 风修正弹道设计; 主动载荷减缓; 六自由度仿真; 蒙特卡洛打靶; 概率飞行载荷

本文引用格式

郝赓 , 戴政 , 周遇仁 , 焉彬 , 邱靖宇 , 张振涛 , 刘建 , 马苏宏 , 孔凡茂 , 彭嗣鹏 . 一种运载火箭大风区概率载荷设计方法及试验验证[J]. 空间科学与试验学报, 2025 , 2(6) : 21 -33 . DOI: 10.19963/j.cnki.2097-4302.2025.06.003

Abstract

Aiming at the phenomenon of overly conservative flight load design results in the high-wind zone of traditional launch vehicle design methods—caused by factors such as the use of statistical high-altitude wind fields, independent work across departments, and repeated consideration of parameter deviations across disciplines—this paper proposes a probabilistic flight load design method for the high-wind zone based on measured high-altitude wind data. This method integrates wind-compensated trajectory design, six-degree-of-freedom Monte Carlo simulation, active load alleviation, and load synthesis techniques to provide flight loads experienced by various structural sections of the launch vehicle in the high-wind zone. These loads are derived from historical measured wind field data and satisfy a certain probability threshold. The advantages of this method lie in its direct use of measured high-altitude wind data, avoidance of repeated parameter deviation considerations, and integration of trajectory wind compensation and active load alleviation technologies. This technology has been successfully applied to the pre-launch quasi-real-time wind compensation for the ZQ-2EY2 launch vehicle, as well as the high-wind zone flight load design for the ZQ-3 launch vehicles. It has effectively increased the launch-day high-altitude wind clearance probability for the ZQ-2EY2 and significantly reduced the high-wind zone flight loads for the ZQ-3, thereby lowering structural weight and improving launch vehicle performance.The application of this technology effectively enhances the launch vehicle's payload capacity and adaptability to complex meteorological conditions. It provides greater possibilities and opportunities for space exploration, driving the advancement of space science research and experimentation.

Key words： measured upper-air winds; wind-compensated trajectory design; active load alleviation; six-Degree-of-freedom simulation; Monte-Carlo shooting; probabilistic flight load

0 引 言

近年来，运载火箭技术呈现快速发展，国内外航天领域在运载能力、发射频率和经济性等方面不断取得突破。在国际上，太空探索技术公司(SpaceX)通过“猎鹰”9火箭的重复使用技术大幅降低发射成本，其“星舰”超重型火箭更是将运载能力提升至百吨级；中国“长征”五号、“长征”七号等新一代运载火箭的成功应用，以及民营航天企业如蓝箭航天的朱雀系列火箭的崛起，共同标志着运载火箭技术进入新阶段。
与此同时，随着火箭任务复杂度提高(如深空探测、星座组网等)、发射环境日趋多样化(如海上发射、高纬度发射)，以及可重复使用技术的推广应用，火箭飞行载荷设计面临更高要求：一是精准预示火箭飞行载荷；二是兼顾结构轻量化以提升运载效率；三是放宽发射窗口约束，适应发射日射前高空风的不确定性。
高空风引起的气流攻角对火箭飞行中的气动载荷和飞行环境影响较大，有时会导致火箭不满足射前放行条件，进而造成发射推迟、降低火箭发射成功率[1-3]。
国内外学者在风场建模、风场预示、风场测量[4-13]、主动载荷减缓控制[14-21]、弹道设计[22-23]和多学科联合优化[24]等方面开展了大量研究工作。研究发现，上述发展趋势使得传统基于保守设计的载荷分析方法面临挑战，亟需发展更精确、更高效的载荷设计与评估方法。该趋势正推动载荷设计从“静态包络”向“动态概率化”转变，成为新一代火箭性能突破的重要方向。
本文提出了一种基于实测高空风数据的运载火箭大风区概率飞行载荷优化设计方法。采用实测历史风场数据替代传统统计风场模型，提高风场表征精度；结合风修弹道设计、六自由度蒙特卡洛仿真、主动载荷减缓技术，实现多学科协同优化；建立概率化载荷评估模型，在保障可靠性的同时降低设计裕度。

1 传统运载火箭大风区载荷设计方法

1.1 传统设计步骤

在运载火箭上升段飞行过程中，大风区是影响结构安全性的关键飞行阶段。传统的大风区载荷设计方法主要设计步骤如下：
（1）弹道专业基于任务需求完成标准弹道设计(通常不考虑高空风场影响)，确定火箭的标准飞行轨迹；
（2）姿态控制专业综合考虑火箭飞行弹道特性、大风区统计风场特性及气动干扰效应等因素，分析计算火箭在上升段穿越大风区时的气动攻角变化和发动机伺服系统的摆角响应；
（3）载荷专业从众多飞行工况中，根据经验选出危险工况(一般包括跨声速、最大动压、最大$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $即动压与气动攻角的乘积的最大值)，并根据姿态控制专业提供的攻角与摆角数据，计算作用在箭体上由气动载荷、控制载荷、轴向推力、推进剂晃动以及阵风扰动和抖振效应产生的动态载荷分量；
（4）综合考虑上述多种载荷耦合影响，最终形成能够覆盖火箭在大风区飞行时最严酷受力状态的载荷包络，为后续结构设计与强度校核提供输入条件。传统设计流程如图1所示。
图 1 传统大风区飞行载荷设计流程

Fig.1 Flow chart of traditional high wind region flight load calculation

1.2 传统设计方法的局限

传统的大风区载荷设计方法虽然在工程实践中具有较高的可靠性和工程适用性，但其基于统计风场和固定工况的设计思路存在一定的保守性，主要体现在以下几个方面：
（1）统计风场的局限性。传统方法采用统计风场作为输入条件，通常基于历史气象数据的均值或极值进行建模，采用固定剖面或简化模型。这种风场模型往往无法准确反映实际飞行中可能遇到的瞬态风切变、湍流等复杂风场特性，忽略了风场的空间和时间随机性，高估了极端风场出现的概率。
（2）固定工况的选取方法。载荷设计通常基于有限的典型工况(如跨音速、最大动压点等)进行包络计算，直接采用极端风场与最大攻角和摆角的组合，而实际飞行中这种极端组合同时出现的概率极低。
（3）发动机摆角的包络设计。传统方法中，发动机摆角的计算基于最恶劣情况假设，而实际飞行中控制系统会根据实时外界干扰变化进行动态调整。飞行试验数据显示，实际摆角均小于设计摆角。
（4）传统方法采用“串联式”设计流程，弹道、姿控、载荷等各专业依次独立开展工作，存在明显的专业壁垒。这种工作模式容易导致偏差的重复累积，形成“裕度叠加”效应，同时也简化了专业间的耦合效应。

2 运载火箭大风区概率载荷设计方法

2.1 大风区概率载荷设计步骤

基于实测风的概率飞行载荷计算技术，实施流程如图2所示，主要设计步骤如下：
图 2 大风区概率载荷设计流程

Fig.2 Probabilistic flight load design flowchart for high wind region

（1）以历史实测高空风场为输入；
（2）采用弹道风修正技术，为每条历史上的实测风匹配对应的风修弹道；
（3）结合加速度计反馈设计主动减载控制律，抑制横法向过载，减小大风区飞行的气动干扰，实现载荷主动减缓；
（4）针对历史上每条风场数据开展六自由度蒙特卡洛打靶仿真，获得每次打靶仿真中火箭大风区飞行时各个秒点的气动攻角和发动机摆角；
（5）计算各秒点箭体各部段受到的轴向载荷、气动载荷、控制载荷等静载荷，并完成与晃动载荷以及动载的载荷综合；
（6）统计各个站点受到的载荷概率分布，按所需概率输出结果。

2.1.1 基于实测高空风的风修正弹道设计

高空风引起的气流攻角对火箭飞行中的气动载荷和飞行环境具有较大影响，甚至可能造成火箭飞行失败。为尽可能地改善火箭的飞行条件，文献[22]从弹道设计上，考虑可采用降低飞行中气流攻角的弹道设计方案——以高空风弹道修正法来降低飞行中的气流攻角。该方法已在长征2E火箭射前放行环节成功应用，采用基于高空风修正弹道为基础的多档风修弹道设计，有效降低了火箭飞行的气动攻角和$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $，进而降低了火箭穿越大风区飞行时的载荷水平。
上述传统的多档风修弹道设计已在国内外火箭射前放行环节成功应用并取得良好效果。因此，考虑将弹道风修正技术应用于方案论证和设计阶段的载荷设计中，以减小大风区飞行的结构设计载荷，进而减轻结构重量、提高火箭性能。
为将风修正弹道设计集成至大风区载荷计算，本文在工程实践中提出以下两种设计思路：
（1）多档风修正弹道设计。首先基于统计高空风剖面，考虑不同的最大风速(以四档风修正弹道方案为例，分别取最大风速的0%、25%、50%、75%(0%为无风修正设计，75%为考虑最大风速的75%进行风修正)，对每条历史实测高空风场，分别用四档风修正弹道方案，开展打靶仿真；随后统计每档风修弹道在同一风场条件下的$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $分布，估计各自满足$ 3\sigma $概率的最大$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $；然后按照最小$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $原则，从多档风修弹道方案中选取大风区飞行$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $最小的风修正弹道作为该风场的风修正弹道方案，即获得该风场条件下载荷水平较小的弹道，如图3所示。对历史高空风场数据库中的所有实测风场重复上述过程后，每条风场均可从四档方案中筛选出最大$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $最小的风修正弹道。与传统设计方法相比，在载荷设计阶段采用多档风修正弹道设计，可有效降低$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $气动载荷水平。
图 3 四档风修正弹道打靶仿真$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $对比

Fig.3 Four-level wind correction ballistic target simulation: $ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $ comparison

（2）准实时风修正弹道设计。基于统计风场的多档风修正弹道方案存在统计风场与实测风场的固有差异(如图4所示)。这意味着，将多档风修正应用于实际风场时，气动攻角虽然减小但无法完全降至0。那么，直接使用历史高空风场开展风修正弹道设计即可解决上述问题，即形成准实时风修正弹道设计。理论上，火箭按照准实时风修正弹道在大风区飞行时攻角接近0°，可从根本上降低火箭的飞行载荷；考虑到实际飞行存在偏差，实际飞行$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $虽小于四档风修正方案的结果，但无法完全为0(如表1所示)。对历史风场数据库中所有高空风场重复上述过程后，可为每条风场生成对应的准实时风修弹道，确保飞行时载荷水平最小。
图 4 实测高空风场与统计风场对比

Fig.4 Comparison between measured wind fields and statistical wind fields

表 1 ZQ-2EY1射前四档风修与准实时风修$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $对比

Table 1 ZQ-2EY1 Pre-launch four-level wind correction vs. near-real-time wind correction: $ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $ comparison

弹道方案 q∞α/(Pa‧rad)
无风修
25%风修(任务使用)
50%风修
75%风修
准实时风修		 1 605.7
1 314.5
1 574.8
2 151.5
955.0
大风区飞行载荷设计采用风修正弹道设计后，火箭射前的工作流程需相应调整。针对多档风修正和准实时风修正两种方案，处理方式如下：
（1）采用多档风修正弹道设计时，需在发射前预先准备好多档风修正弹道方案。在发射日射前获得高空风实测数据后，开展弹道打靶仿真，并根据多档风修弹道打靶仿真的$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $最大值，确定发射日的飞行弹道方案，进而完成发射诸元的装定。
（2）采用准实时风修正弹道设计时，需使用在火箭发射前−1 h(该时间以发射窗口为基准，可根据实际情况调整。获取高空风数据的时刻越接近发射窗口，据此设计的准实时风修正弹道减载效果越好)获得的实测高空风数据，依次开展弹道设计、制导参数设计、六自由度蒙特卡洛飞行仿真、飞行载荷计算与载荷综合、设计结果的确认、诸元生成和诸元装定等工作。

2.1.2 六自由度仿真

根据风场设计风修正弹道后，进行六自由度蒙特卡洛打靶飞行仿真。俯仰、偏航和滚动通道均采用传统的程序角跟踪控制方案，外环采用俯仰角、偏航角和滚动角反馈，内环采用俯仰、偏航和滚动角速度反馈的双回路控制系统结构。其中，外环通过姿态角反馈实现对程序角指令信号的跟踪，内环通过角速度反馈提高控制系统的稳定性。六自由度仿真程序角跟踪控制系统结构原理如图5所示。
图 5 程序角跟踪控制系统结构原理图

Fig.5 Schematic diagram of programmed angle tracking control system architecture

2.1.3 载荷主动减缓

在大风区为减小气动载荷，可采用基于加速度表反馈的主动减载控制方案。该方案在俯仰、偏航通道程序角跟踪方案的基础上，增加加速度反馈回路，形成三回路控制系统结构。其中，姿态角回路通过姿态角反馈实现对程序角指令信号的跟踪；姿态角速度回路通过角速度反馈提高控制系统的稳定性；加速度回路通过加速度反馈实现横法向加速度的有效控制，从而达到减小攻角和气动载荷的目的。主动减载控制系统结构原理如图6所示。
图 6 主动减载控制系统结构原理图

Fig.6 Active load reduction control system structure schematic diagram

2.1.4 单一风场概率载荷计算

针对单一历史实测风场和对应的风修弹道，开展六自由度飞行仿真打靶试验。每次打靶使用随机生成的参数偏差，通常打靶次数为2 000~5 000次，本文选取2 000次作为六自由度仿真打靶次数。六自由度仿真运行至气象台高度20 km时结束，针对该单一风场可获得2 000个飞行仿真样本。每次打靶的时间历程数据每秒输出一组，仿真输出参数包括动压、飞行高度、马赫数、箭体系XYZ向推力、气动攻角和侧滑角、各贮箱推进剂质量等。
结合气动专业提供沿箭体各个站点的气动载荷分布，即可计算各次打靶中各个仿真秒点的轴向载荷、横法向气动载荷和控制载荷。计算步骤如下：
（1）全样本时间序列载荷数据计算。逐样本、逐站点、逐时间点计算轴力和弯矩。
（2）样本时间序列载荷的高度层映射。考虑到载荷与飞行高度的相关性更直接，将各样本的时间序列载荷映射至若干高度层。
（3）全样本载荷统计值计算。针对每个站点和高度的组合，对所有样本的轴力和弯矩载荷进行统计，估计其概率分布，获得均值和满足$ 3\sigma $偏差。
（4）弯矩与晃动、阵风、脉动压力载荷合成。晃动、阵风及脉动压力载荷数据由载荷专业事先计算得到。
通过上述步骤，即可得到该单一风场条件下沿箭体轴向各站点的轴力、弯矩、剪力的载荷包络。

2.1.5 多风场概率载荷计算

针对发射场历史实测风场数据库，对每组单一的历史实测高空风场重复上述步骤，即可得到所有历史实测高空风场条件下对应的载荷包络。
用载荷指标判断风场的恶劣程度，覆盖所有历史风场中95%风场载荷包络的，即为基于该历史高空风场数据库的95%概率载荷。例如，若历史高空风场数据库有4 000条风场数据，95%概率载荷包络的含义是，有5%(约200条)风场的载荷高于该载荷包络，而95%概率载荷足以覆盖3 800条历史高空实测风场。

2.2 基于实测高空风的风修正弹道设计的优势

基于实测风的概率飞行载荷计算技术与传统方法的主要区别与优势如下：
（1）采用历史上的实测高空风场。显著提升了风切变梯度和瞬态湍流特性的表征精度，克服了传统统计风场模型在复杂气象条件模拟中的固有局限。
（2）采用风修正弹道与实测风场匹配方案。在设计阶段对历史风场数据库中每组高空风场条件设计风修正弹道，并在火箭发射阶段实施射前风修正弹道技术，避免了传统方法包络设计导致的载荷冗余。
（3）集成弹道、气动、姿态控制、载荷专业，实现多专业模型实时交互与耦合效应精确模拟，避免了传统方式各专业独立设计导致的效率低下、过度设计和偏差累积等问题。
（4）基于概率统计的载荷设计方法，通过量化评估不同气象条件下的载荷分布特性，有效克服了传统确定性方法采用极端包络条件设计导致的保守性问题。工程实践表明，现代中大型液体运载火箭在任务规划阶段，通过精细化的气象窗口选择策略，通常将发射窗口锁定在高层大气风场条件较为稳定的时段实施发射。这种概率设计方法与最优发射窗口选择的协同优化，在保证任务可靠性的同时，显著提升了运载器的性能。

3 ZQ-2EY2火箭射前载荷预示

ZQ-2EY2火箭发射任务中，火箭采用4.2 m直径整流罩，目标轨道为太阳同步轨道，发射方向为南射向，发射工位位于酒泉卫星发射中心96号工位。ZQ-2EY2火箭大风区载荷在方案设计阶段，采用$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $不大于2 200 Pa‧rad作为风场恶劣程度判断依据。由图7可以看出，在4 000条历史风场数据中，约有5%的情况不满足该条件。本次任务易受高空西风影响，可能导致大风区飞行载荷超过部分结构部段的允许使用载荷。也就是说，发射日若高空风条件恶劣，不满足$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $放行的约束，将导致发射任务的推迟。
图 7 四档风修正历史$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $风场分布

Fig.7 $ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $ distribution of historical wind fields with four-level wind correction

根据本次任务的特点和要求，为提高任务发射概率、拓宽对发射窗口的高空风约束，决定采用准实时风修正技术。同时，将射前放行约束由$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $判据调整为载荷判据：当射前预示飞行载荷小于结构允许使用载荷时，即满足高空风放行条件。具体开展以下工作：
（1）根据发射场历史实测高空风场数据和预测风场数据，在采用准实时风修正技术后，判断计划发射窗口的高空风条件是否满足载荷放行条件和放行概率；
（2）根据发射日射前实测高空风数据，应用准实时风修正技术分析高空风是否满足载荷放行条件，以此决定是否可以进入加注流程和发射流程。
针对历史风场和发射窗口预测风场，采用准实时风修正技术开展仿真：统计历史风场打靶仿真箭体当量轴压与当量轴拉载荷，并按照结构允许使用当量轴压和轴拉归一化处理，再将各风场预示飞行载荷与允许使用载荷比例最大值降序排列(取前140个载荷较大的风场展示)，结果如图8~图9所示。可见，采用准实时风修技术后，仅2次风场预示飞行载荷超过允许使用载荷，不满足射前放行条件。从载荷放行概率角度看，基于使用历史高空风场放行次数计算，发射日放行概率可达3 998/4 000≈99.95%，高于采用$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $准则的95%。
图 8 历史风场最大当量轴压载荷降序

Fig.8 Descending order of maximum equivalent axial compressive loads in historical wind fields

图 9 历史风场最大当量轴拉载荷降序

Fig.9 Descending order of maximum equivalent axial tensile loads in historical wind fields

2025年5月17日ZQ-2EY2发射当日，分别在发射窗口-3 h和-1 h获取了2次实测高空风数据，并基于数据开展2次射前准实时风修正设计与仿真。2次设计结果均满足射前放行条件，其预示的火箭大风区飞行载荷情况如图10所示，显示各部段当量轴压、轴拉载荷均小于结构允许使用载荷。
图 10 ZQ-2EY2发射日射前预示各部段飞行载荷

Fig.10 ZQ-2EY2 pre-launch predicted flight loads of each section on launch day

4 ZQ-3Y1火箭大风区概率载荷设计

4.1 四档风修正弹道与历史风场匹配

ZQ-3Y1火箭大风区概率载荷设计中，风修正弹道方案采用四档风修正弹道方案；历史实测风场数据库采用酒泉卫星发射中心96号工位的实测高空风场数据，共计3 975条。根据发射任务需求，分别取南射向和东南射向，开展历史风场与四档弹道方案匹配计算。统计各历史风场最大$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $降序分布与风修弹道匹配如图11所示。最大$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $不大于3 500 Pa‧rad，且95%的风场$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $低于1 700 Pa‧rad。
图 11 ZQ-3Y1四档风修正历史风场$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $分布

Fig.11 $ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $ distribution of historical wind fields with ZQ-3Y1 four-level wind correction

ZQ-3Y1四档风修弹道与历史风场匹配统计如图12所示。由图12可知，针对于南射向和东南射向任务，在3 975条历史风场与四档风修弹道完成匹配后，25%和50%风修弹道的数量为3 318~3 338，占总数的83%左右，这与酒泉卫星发射中心96号发射工位常年以西风为主的高空风场特点相吻合。
图 12 ZQ-3Y1四档风修弹道与历史风场匹配统计

Fig.12 Statistical analysis of ZQ-3Y1 trajectory matching under four-level wind compensation

4.2 六自由度蒙特卡洛打靶仿真

六自由度蒙特卡洛打靶飞行仿真中，风场数据存在南北风15 m/s、东西风10 m/s的偏差，风场气象台高度为1 033m。其他偏差项目如表2所示。
表 2 六自由度蒙特卡洛打靶飞行仿真偏差项

Table 2 Deviation terms in 6-DOF Monte Carlo flight simulations for targeting applications

偏差项目 一子级 二子级
结构质量/%
结构质心/mm
转动惯量/%
发动机安装角/角分
推力线偏斜/角分
推力线横移/mm
燃料箱加注质量/%
氧化剂箱加注质量/%
推进剂温度偏差/K
推力偏差/%
比冲偏差/(m/s)
混合比偏差/%
摇摆发动机增益/%
气动轴向力系数/%
气动法向力系数/%
压力中心系数/%		 3
100 50 50
10 5 5
7.5
15.0
5
1
1
2
3
15
2
15
10
10
5		 3
100 50 50
10 5 5
7.5
15.0
5
1
1
2
3
15
2
15
10
10
5
典型风场六自由度蒙特卡洛打靶飞行仿真中，总攻角和发动机摆角随时间变化如图13所示。仿真结果表明，在大风区(30~100 s)飞行过程中，最大总攻角不大于10°，最大摆角不大于2.3°。
图 13 典型风场六自由度仿真总攻角与摆角随时间变化图

Fig.13 Time-history plots of total angle of attack and engine deflection angle in 6-DOF simulation under typical wind conditions

4.3 概率载荷

根据六自由度打靶仿真获得攻摆角，计算横法向气动与控制弯曲载荷。100%、99%、95%概率下的静态弯矩包络对比如图14所示。由图14可知，若按100%概率进行包络设计，最大静态弯矩约为2 800 kN‧m；95%概率载荷对应静态弯矩约为1900 kN‧m。相较于覆盖所有历史高空风场的100%概率静弯矩包络，选用95%概率载荷可使静弯矩降低900 kN‧m，降幅约为100%概率静弯矩的32%。
图 14 不同概率静弯矩载荷包络对比

Fig.14 Comparison of envelopes under different probabilistic static bending moment loads

满足95%历史风场的大风区概率飞行载荷下，总弯矩、当量轴拉、当量轴压如图15~图17所示。ZQ-3Y1火箭箭体承受的最大总弯矩为2 600 kN‧m，位于火箭一级箱间段；最大当量轴压约8 200 kN，位于一级氧化剂箱后短壳；最大当量轴拉约750 kN，位于二级氧化剂箱。
图 15 95%概率载荷总弯矩包络

Fig.15 Probabilistic envelope of combined bending moments with 95% confidence level

图 17 95%概率载荷当量轴拉包络

Fig.17 Probabilistic envelope of equivalent axial tensile loads with 95% confidence level

图 16 95%概率载荷当量轴压包络

Fig.16 Probabilistic envelope of equivalent axial compressive loads with 95% confidence level

大风区概率载荷当量轴压载荷包络与一级关机前当量轴压载荷包络对比如图18所示。尾段和一级氧化剂箱后短壳的当量轴压载荷基本相当；其他结构部段中，除整流罩和二级氧化剂箱外，大风区当量轴压载荷均小于一级关机前当量轴压载荷。对于这类结构部段，大风区载荷已不是其设计载荷。
图 18 大风区95%概率当量轴压载荷与一级关机前当量轴压载荷对比

Fig.18 Comparison of equivalent axial compressive loads between high-wind zone and pre-first-stage-engine-cutoff conditions

2025年12月3日，ZQ-3Y1火箭开展首飞飞行试验。依据气象部门提供的−3 h实测风场数据，开展射前仿真与预示（见图19）。结果显示，推荐使用50%风修弹道，飞行载荷等指标均满足放行条件。四档风修弹道打靶仿真预示$ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $对比如图20所示。
图 19 ZQ-3Y1发射日射前3 h时实测风场

Fig.19 Measured wind field 3 hours prior to launch (T−3h) of ZQ-3Y1

选择50%风修弹道时，大风区概率载荷下各部段当量轴压和当量轴拉与允许使用载荷的对比如图21所示。由图21可知，各部段当量轴压与当量轴拉低于各结构部段的承载能力，满足射前放行要求。
图 20 ZQ-3Y1火箭四档风修打靶仿真预示 $ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $对比

Fig.20 ZQ-3Y1 four-level wind correction ballistic target simulation: $ {q}_{\mathrm{\infty }}\alpha $ comparison

图 21 ZQ-3Y1选择50%风修弹道大风区概率载荷包络与承载能力对比

Fig.21 Comparison of probabilistic load envelope (50% wind correction trajectory) and load-bearing capacity for ZQ-3Y1

ZQ-3Y1运载火箭于2025年12月3日12时点火升空，按预定程序完成飞行试验任务，火箭二级进入预定轨道。火箭一级在大风区飞行期间未见异常，本次飞行试验验证了大风区概率载荷设计方案的可行性与有效性。

5 结 语

近年来，随着运载火箭发射任务对可靠性和经济性要求的不断提高，传统基于统计风场的大风区载荷设计方法逐渐暴露出设计保守、结构冗余等问题。本文提出的基于实测高空风数据的概率飞行载荷设计方法，通过融合风修正弹道、六自由度蒙特卡洛仿真、主动载荷减缓和概率载荷技术，实现了对火箭大风区飞行载荷的精细化设计。与现有研究相比，本文方法的创新性主要体现在以下几个方面：
（1）直接采用历史实测高空风场数据，避免了传统统计风场模型的不确定性，以及预测与拟合真实风场的复杂性；
（2）基于每一条实测高空风场，设计针对该风场的风修正弹道，有效减小气动干扰和控制载荷，从而减小飞行载荷；
（3）通过集成弹道修正、载荷仿真与主动控制技术，克服了传统各部门独立设计导致的参数重复保守问题；
（4）基于蒙特卡洛仿真生成概率载荷包络，在保证可靠性的同时降低设计裕度，更适应强风场条件下的载荷优化。
工程应用表明，该方法在ZQ-2EY2火箭上实现了射前准实时风修正和概率载荷放行条件，可放宽发射窗口高空风约束；在ZQ-3火箭设计中，使大风区弯曲静载荷降低约32%。这些成果验证了该方法的工程实用价值，为后续中型、重型运载火箭的大风区飞行载荷设计提供了新思路，为运载火箭大风区载荷设计提供了高效、可靠的解决方案，具有重要的工程应用价值。该技术的应用有效提高运载火箭的运载能力和复杂气象条件的适应性，为进入太空提供更多的可能与机会，推动空间科学研究与试验的发展。

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