，作者：洞穴之外，原文标题：《洞穴之外提高运载火箭成功率的三大研制理念(2)---牵制释放》，题图来自：视觉中国

　　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，能够尽可能的防止这种故障模式的发生；多台发动机其中一台未点火将会造成灾难性事故，检测所有发动机都工作正常后释放，能够尽可能的防止这种故障模式的发生。

　　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，这一段时间减少到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。

　　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与发动机系统来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，因此导致发射完全失效。

　　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。

　　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发生故障而过早起爆，导弹升空，但控制管理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？

　　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、未点火出现一些明显的异常问题，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。若能计算出启动故障、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，抽象出主要的因素，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，新技术没机会上，就没机会进行后验统计。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，可以从另外的地方找到筹码，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根本原因。因此牵制释放技术得以成立，并经过多次考核让大家认为，这项技术也没有想象中那么危险，从而变成了习惯。

　　第三种方法是主动创造契机。在一个体系孕育成熟，到可能会产生锁死倾向时，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样一些问题，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，存在比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，在这样的一个过程中，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，这些技术实现都很重要，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？

　　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：

　　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。

　　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，而是随火箭上升并慢慢地减少预加载荷，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。

　　一是装置在太阳照射与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。后来的解决办法是拿根管子，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。

　　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也许会出现在创业初期，创业容易守业难，在后土星V时代，有没什么办法能解决这个问题呢？

　　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。

　　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？作者觉得，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验测试判读的自动化。

　　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.

　　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.