安 軍，侯 赤，王文智，趙美英

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安 710072)

0 引言

牽制緩釋放技術(shù)作為提高運載火箭發(fā)射可靠性的一種有效手段，已經(jīng)在國外的大型火箭中得到了廣泛的運用［1］。采用牽制釋放發(fā)射技術(shù)后，運載火箭在發(fā)動機點火后數(shù)秒鐘內(nèi)仍然通過牽制釋放系統(tǒng)牽制固定在發(fā)射臺上，待故障檢測系統(tǒng)檢測運載火箭上關(guān)鍵設(shè)備工作正常且發(fā)動機推力達(dá)到額定值后，牽制釋放系統(tǒng)釋放運載火箭，火箭安全起飛。牽制釋放系統(tǒng)在運載火箭的發(fā)動機推力達(dá)到額定值后釋放火箭，增加了額外的突然釋放載荷［2］，會對運載火箭的結(jié)構(gòu)載荷水平和儀器設(shè)備產(chǎn)生影響。為了減小運載火箭釋放時受到的沖擊，通常增設(shè)減載緩釋機構(gòu)。減載緩釋機構(gòu)是通過其在火箭釋放過程中提供的隨緩釋行程遞減的緩釋力來減小運載火箭釋放過程中受到的沖擊。減載緩釋機構(gòu)的緩釋特性會影響到運載火箭在緩釋放過程中的結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)特性。為確保運載火箭起飛后能安全可靠地飛行，需要分析緩釋特性對運載火箭牽制緩釋放過程中結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)的影響。

由于國內(nèi)尚未采用牽制緩釋放發(fā)射技術(shù)，本文在深入研究國外大型火箭牽制緩釋放機構(gòu)的基礎(chǔ)上，針對國外采用的典型機械減載緩釋機構(gòu)，開展運載火箭牽制緩釋放過程結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)研究，并對比分析了采用不同構(gòu)型減載緩釋機構(gòu)的運載火箭結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)特性，在此基礎(chǔ)上對減載緩釋機構(gòu)的減載緩釋效能進(jìn)行分析評估。

1 減載緩釋機構(gòu)緩釋特性分析

根據(jù)國際航天發(fā)展技術(shù)的發(fā)展趨勢及我國運載火箭的實際情況，本文的牽制緩釋放機構(gòu)采用王瑞銓等提出一種新型強制式牽制緩釋放機構(gòu)［3］，如圖1所示。牽制緩釋放機構(gòu)由控制火箭牽制釋放的爆炸器及其兩側(cè)的減載緩釋機構(gòu)組成。減載緩釋機構(gòu)采用美國SaturnV運載火箭使用的一種套筒-緩釋銷型機械減載緩釋機構(gòu)［4］，該機構(gòu)由固定在發(fā)射臺上的緩釋銷和可隨火箭一起運動的套筒組成，通過套筒的塑性變形來提供緩釋力。

圖1 運載火箭牽制緩釋放裝置Fig．1 Hold down and soft release mechanism of launch vehicle

為獲得隨緩釋行程遞減的緩釋力，減載緩釋機構(gòu)套筒外壁采用三次B樣條曲線，套筒內(nèi)壁采用直線。表1給出了基本構(gòu)型和改進(jìn)構(gòu)型的套筒外壁三次B樣條曲線型值點坐標(biāo)［5］。

表1 套筒外壁三次B樣條曲線型值點坐標(biāo)Table 1 Cubic B-spline of the sleeve＇s outer walls

套筒應(yīng)選擇對應(yīng)變率不敏感的材料，以避免減載緩釋機構(gòu)變形過程中的應(yīng)變率效應(yīng)，套筒為5A06-H112鋁合金，緩釋銷為30CrMnSi。圖2給出了5A06-H112和30CrMnSi的應(yīng)力-塑性應(yīng)變曲線。

圖2 應(yīng)力-塑性應(yīng)變曲線Fig．2 The stress-plastic strain curve

為獲得減載緩釋機構(gòu)的緩釋力-位移曲線，本文采用MSC．MARC建立減載緩釋機構(gòu)的彈塑性大變形接觸有限元模型，如圖3。套筒和緩釋銷均采用二維軸對稱實體單元和彈塑性材料本構(gòu)關(guān)系。套筒頂端固定，緩釋銷底端施加位移載荷，套筒與緩釋銷的摩擦系數(shù) μ =0．07。

圖3 減載緩釋機構(gòu)有限元模型Fig．3 Finite element modal of soft release mechanism

圖4給出了由MSC．MARC有限元計算和試驗得到的2種構(gòu)型的減載緩釋機構(gòu)的緩釋力-位移曲線，試驗結(jié)果參考文獻(xiàn)［5］。

圖4 緩釋力-位移曲線Fig．4 Diagram of SRM＇s release force vs displacement

由圖4可見，有限元計算和試驗得到的緩釋力-位移曲線吻合良好。試驗曲線比計算曲線光滑，這是因為有限元程序在接觸計算中會產(chǎn)生非物理振蕩。由試驗得到的光滑的緩釋力-位移曲線可知，套筒-緩釋銷型減載緩釋機構(gòu)可提供隨位移而穩(wěn)定減小的緩釋力。減載緩釋機構(gòu)需要提供一個由100 kN遞減為零的緩釋力，因此需要對上述減載緩釋機構(gòu)進(jìn)行預(yù)加拉拔，有效緩釋行程為總行程減去預(yù)加拉拔行程。由圖4可知，2種構(gòu)型的緩釋力隨有效行程穩(wěn)定減小，改進(jìn)型的緩釋力-位移曲線基本隨有效行程線性下降，基本型的緩釋力-位移曲線在有效行程的后半段緩釋力下降較快。

2 運載火箭牽制緩釋放的有限元建模

合理有效建立運載火箭牽制緩釋放的有限元模型是準(zhǔn)確分析運載火箭結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)的前提。本文在進(jìn)行運載火箭牽制緩釋放的有限元建模過程中將運載火箭緩釋放發(fā)射分為運載火箭、緩釋機構(gòu)、發(fā)射臺3部分進(jìn)行建模，如圖5所示。運載火箭有限元分析模型為梁-桿-殼三維模型。除整流罩、儀器艙和二級液箱體為殼單元模型外，火箭均為梁、桿模型。采用廣義梁模型來模擬衛(wèi)星的質(zhì)量、轉(zhuǎn)動慣量和基頻，衛(wèi)星廣義梁模型作為分支通過衛(wèi)星支架與火箭對接［6］。為了能準(zhǔn)確反映儲箱中液體對橫向和縱向特性的影響，采用耦合質(zhì)量單元來模擬儲箱中的液體［7－8］。對于衛(wèi)星支架、級間段及各級發(fā)動機與箭體承力結(jié)構(gòu)的連接，采用多點約束(MPC)的Rigid(Fixed)單元。前、后捆綁機構(gòu)同時使用RBE2單元和梁單元，并通過釋放連桿與芯級、助推器連接節(jié)點的3個轉(zhuǎn)動自由度來模擬球鉸機構(gòu)。

圖5 運載火箭牽制緩釋放發(fā)射示意圖Fig．5 diagram of vehicle hold-down and soft release

緩釋機構(gòu)的建模通過建立8個描述減載緩釋機構(gòu)的緩釋力-位移特性的CBUSH1D單元來實現(xiàn)。在單元屬性PBUSH1D中定義緩釋力Fs(s)為單元力和單元兩節(jié)點相對位移之間的函數(shù)關(guān)系，用以模擬緩釋放階段作用在火箭和發(fā)射臺上的緩釋力。

發(fā)射臺主要由支撐臂、臺體承力結(jié)構(gòu)、行走裝置等組成。對于主牽制支撐臂、臺體等主要承力結(jié)構(gòu)，分別建立相應(yīng)的梁、殼和三維實體模型。而對于行走裝置、儀器設(shè)備等非主要承力結(jié)構(gòu)，采用集中質(zhì)量單元CONM2來模擬。

3 運載火箭牽制緩釋放動力響應(yīng)計算方法

運載火箭牽制緩釋放過程實質(zhì)上是一個包含突然變化邊界條件的結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)問題。為解決此問題，本文在運載火箭的牽制緩釋放結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)分析中，將牽制緩釋放發(fā)射過程依次分為靜態(tài)豎立、點火牽制、緩釋放3個階段，分階段計算運載火箭牽制緩釋放過程中的結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)。通過有限元MSC．PATRAN的場功能，將前一個階段的結(jié)果場向后一階段的初始位移和速度場傳遞。

在運載火箭靜態(tài)豎立和點火牽制階段，運載火箭和發(fā)射臺有限元模型通過在連接界面處共節(jié)點而聯(lián)系成為一個整體結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元計算。

運載火箭靜態(tài)豎立階段的控制方程為

式中 xv和xf分別為火箭結(jié)構(gòu)和發(fā)射臺結(jié)構(gòu)的節(jié)點位移;Kvv、Kvf、Kfv、Kff為總剛度矩陣按照 xv、xf寫成的分塊矩陣;Gv和Gf分別為作用在火箭和發(fā)射臺上的重力載荷。

在運載火箭點火牽制階段，結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)的控制方程為

點火牽制階段的初始位移xv0和xf0為靜態(tài)豎立階段的結(jié)果位移，初始速度

在運載火箭緩釋放階段，解除運載火箭和發(fā)射臺連接界面的共節(jié)點約束，將運載火箭和發(fā)射臺通過CBUSH1D單元聯(lián)系為一個整體進(jìn)行動力響應(yīng)分析。此階段的運載火箭和發(fā)射臺離散形式的控制方程為

式中 Fr(t)為緩釋放階段的發(fā)動機推力;Fm(t)為緩釋放階段爆炸器組件作用在連接界面節(jié)點i上的牽制力;Fs(s)為減載緩釋機構(gòu)提供的與運載火箭和發(fā)射臺連接界面處對應(yīng)節(jié)點相對位移值s相關(guān)的緩釋力。

緩釋放階段的初始條件xv0、xi0、xf0和分別為點火牽制結(jié)束時刻相應(yīng)的節(jié)點位移和節(jié)點速度。

4 運載火箭結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)算例分析

采用上述有限元分析模型和分析方法，本文利用MSC．NASTRAN計算了采用不同構(gòu)型減載緩釋機構(gòu)的運載火箭結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)特性，并與采用牽制直接釋放發(fā)射方式的運載火箭結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)特性進(jìn)行對比分析。在運載火箭發(fā)射過程中，最關(guān)心的是運載火箭開始離開發(fā)射臺后的結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)，本文為了便于分析，將運載火箭牽制釋放裝置爆炸器組件點火起爆時作為零時刻。

圖6給出了火箭衛(wèi)星處在3種不同發(fā)射情況下x軸和y軸方向的加速度歷程曲線。由圖6(a)可知，采用牽制直接釋放方式增加了額外的沖擊載荷，會使火箭衛(wèi)星處x軸方向產(chǎn)生較大的加速度響應(yīng);采用牽制緩釋放方式，可顯著降低火箭衛(wèi)星處x軸方向的加速度響應(yīng)。相對于牽制直接釋放發(fā)射方式，牽制緩釋放發(fā)射方式下衛(wèi)星x軸、y軸加速度響應(yīng)峰值和下降比例如表2。

圖6 衛(wèi)星x、y軸加速度歷程Fig．6 Satellite＇s acceleration response of x and y direction

由圖6(b)和表2可知，火箭衛(wèi)星處在3種不同發(fā)射情況下y軸方向的加速度響應(yīng)歷程基本一致，又因為y軸加速度響應(yīng)為小量，因此本文主要考慮運載火箭x軸方向上的結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)。

由圖6(a)基本型和改進(jìn)型加速度響應(yīng)曲線可知，在釋放0～0．2 s時間段內(nèi)，運載火箭衛(wèi)星處在此階段的加速度響應(yīng)為改進(jìn)型略大于基本型，這是因為在此階段改進(jìn)型減載緩釋機構(gòu)緩釋力下降速率大于基本構(gòu)型。在釋放0．2 s后，基本型減載緩釋機構(gòu)的緩釋力時間曲線存在一個緩釋力急劇下降至零的過程，給運載火箭帶來顯著沖擊，造成火箭衛(wèi)星處加速度響應(yīng)較大。另外，由圖6(a)基本型的加速度響應(yīng)歷程可知，緩釋力急劇下降是造成運載火箭顯著結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)的最主要影響因素。且運載火箭結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)主要靠結(jié)構(gòu)阻尼來耗散，因此影響時間較長。

表2 牽制直接釋放和緩釋放衛(wèi)星加速度峰值Table 2 Satellite＇s x-direction peak acceleration of different launch modes m/s2

圖7給出了火箭衛(wèi)星處在3種不同發(fā)射情況下x軸方向的速度歷程曲線。

圖7 衛(wèi)星x軸速度歷程Fig．7 Satellite＇s velocity response of x direction

由圖7可知，采用牽制緩釋放發(fā)射方式的火箭衛(wèi)星x軸速度較直接釋放略小，這是因為減載緩釋機構(gòu)在緩釋過程中需要消耗一定的功。對比改進(jìn)型和基本型可知，改進(jìn)型的火箭衛(wèi)星速度大于基本型，由此可知改進(jìn)型減載緩釋機構(gòu)消耗的功小，有利于運載火箭的發(fā)射。

由運載火箭的上述結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)特點可知，從釋放后較長時間范圍內(nèi)進(jìn)行比較，改進(jìn)型減載緩釋機構(gòu)的緩釋效能優(yōu)于基本型，緩釋效能有較大提高。上述研究也表明，好的緩釋力-位移曲線尾端應(yīng)平滑變化至零，這與 Keeper等關(guān)于緩釋力-位移曲線的結(jié)論相符［9］。

5 結(jié)論

(1)相對于牽制直接發(fā)射方式，采用牽制緩釋放方式可減小火箭結(jié)構(gòu)在發(fā)射過程中的加速度響應(yīng)，從而減小和避免對星、箭的損害，由本文計算結(jié)果可知，牽制緩釋放發(fā)射方式可使衛(wèi)星結(jié)構(gòu)最大加速度響應(yīng)降低 56．5%。

(2)通過改進(jìn)減載緩釋機構(gòu)的構(gòu)型，可以有效提高減載緩釋機構(gòu)的緩釋效能，對比不同構(gòu)型緩釋機構(gòu)的火箭結(jié)構(gòu)加速度和速度響應(yīng)歷程可知，改進(jìn)型減載緩釋機構(gòu)的緩釋效能較基本型有較大的提升。

(3)由本文研究結(jié)果可知，為減小運載火箭全箭結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)，減載緩釋機構(gòu)的設(shè)計應(yīng)使緩釋力-位移曲線尾端平滑變化至零。

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