張 濤，徐 倩，李 聃，馮韶偉，周啟航

基于大型翼傘可控回收的箭體結(jié)構(gòu)與分離方案設(shè)計

張 濤，徐 倩，李 聃，馮韶偉，周啟航

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

對于高密度發(fā)射的運載火箭，迫切需要采取對火箭改動最小，風(fēng)險和裝備成本最小的控制措施，顯著減小火箭落區(qū)面積，規(guī)避重要基礎(chǔ)設(shè)施，減小對落區(qū)社會生活的影響。以某運載火箭助推器為例，在考慮現(xiàn)有火箭的運載能力、載荷與力學(xué)環(huán)境、結(jié)構(gòu)氣動外形及內(nèi)部空間的基礎(chǔ)上，提出了一種基于大型翼傘可控回收的箭體結(jié)構(gòu)與分離方案設(shè)計構(gòu)思，主要包括大型翼傘分離方案設(shè)計、助推器頭錐結(jié)構(gòu)改進設(shè)計及助推器頭錐內(nèi)傘系統(tǒng)結(jié)構(gòu)集成化設(shè)計等。該技術(shù)的開展有效減少了箭體結(jié)構(gòu)分離過程的分離能源，簡化了結(jié)構(gòu)方案，降低了結(jié)構(gòu)質(zhì)量，為長征系列運載火箭可控回收工作奠定了基礎(chǔ)。

箭體結(jié)構(gòu)；可控回收；翼傘系統(tǒng)；分離方案

0 引 言

目前，長征系列運載火箭的分離體（子級和助推器）在工作結(jié)束后是無控自由墜落地面，落地速度大、落點散布大，重達(dá)數(shù)噸的殘骸從空中墜落地面有巨大破壞力，是一種潛在安全隱患。對于中國現(xiàn)有發(fā)射場，分離體殘骸墜地過程中的巨大沖擊力使箭體有可能發(fā)生爆炸，會對周圍物體造成損害，威脅地面人員安全；同時，貯箱內(nèi)殘余的推進劑也會對地面人畜安全構(gòu)成威脅。此外，由于中國發(fā)射場位置的局限性，為了保障分離體落區(qū)的安全，通常需要花費很大力氣調(diào)整發(fā)射軌道，這在很大程度上也影響了火箭的運載能力[1]。

近年來中國每年發(fā)射航天器的次數(shù)迅速增加，這種數(shù)量的增多必然使落區(qū)不安全事故的概率增加，同時導(dǎo)致每年用于火箭殘骸回收的耗費急劇增加。因此，對運載火箭分離體落區(qū)范圍進行控制，實現(xiàn)分離體的安全可控回收已經(jīng)成為當(dāng)前亟待解決的問題。

采用翼傘對航天飛行器進行精確定點回收具有很高的應(yīng)用價值，翼傘不僅像普通降落傘一樣折疊包裝方便、體積小和質(zhì)量輕，而且滑翔性、操縱性和穩(wěn)定性好，能夠解決火箭分離體落點散布大的問題[2]。美國在X-38原型機的第8次飛行試驗中，在7 km左右的初始高度進行投放，采用翼傘回收系統(tǒng)定點回收，最終著陸誤差在400 m以內(nèi)[3,4]；歐洲航天局對大型翼傘自主歸航技術(shù)也開展了大量的研究。近年來，中國在可重復(fù)運載技術(shù)研究上也取得了較多成果[5,6]，特別是針對翼傘回收技術(shù)，已經(jīng)開展了較為深入的研究工作，并成功完成了翼傘空投系統(tǒng)研制試驗[2,7]。但是中國航天器可回收技術(shù)多數(shù)還停留在理論層面，開展的空投試驗所回收的物體質(zhì)量也較小，且均為采取簡化設(shè)計的縮比模型，未考慮實際箭體結(jié)構(gòu)形式和多級傘分離的耦合性問題。

本文以某型運載火箭助推器為例，在考慮現(xiàn)有火箭的運載能力、載荷與力學(xué)環(huán)境、結(jié)構(gòu)氣動外形及內(nèi)部空間的基礎(chǔ)上，提出了一種基于大型翼傘可控回收的箭體結(jié)構(gòu)與分離方案，主要包括大型翼傘分離方案設(shè)計、助推器頭錐結(jié)構(gòu)改進設(shè)計以及助推器頭錐內(nèi)傘系統(tǒng)結(jié)構(gòu)集成化設(shè)計等內(nèi)容。

1 助推器翼傘系統(tǒng)分離方案設(shè)計

1.1 翼傘系統(tǒng)工作原理

助推器完成主動飛行與芯級分離后，繼續(xù)慣性上升，在到達(dá)最高高度后開始下降，助推器再入并下降至預(yù)定高度時，頭錐分離，翼傘系統(tǒng)啟動工作。

端頭帽在彈射器作用下分離，拉出穩(wěn)定傘，穩(wěn)定傘根據(jù)需要可采取一次或兩次收口方案，解除收口后穩(wěn)定傘完全充氣張滿，開始工作。

當(dāng)系統(tǒng)降至一定海拔高度、且速度滿足要求時，穩(wěn)定傘帶著頭錐中段與助推器分離，解脫減速傘拔銷帶同時拉出導(dǎo)航控制系統(tǒng)上電拔銷，減速傘傘包被提起，拉出減速傘。同時導(dǎo)航控制系統(tǒng)開始上電計時。

減速傘拉直后，充氣張滿，若干秒后將系統(tǒng)落速減至某一要求值時，4個爆炸螺栓工作，減速傘與助推器系統(tǒng)分離，解除翼傘系統(tǒng)與助推器的約束，提起翼傘并拉直翼傘系統(tǒng)，減速傘與翼傘分離。

翼傘充氣張滿開始工作，系統(tǒng)進入滑翔狀態(tài)。導(dǎo)航控制系統(tǒng)獲得定位信息，根據(jù)預(yù)定的控制參數(shù)，操縱翼傘操縱繩，實現(xiàn)對翼傘的控制，翼傘朝著安全控制落區(qū)的目標(biāo)點飛行直至著陸。

1.2 回收助推器的外形尺寸

助推器長約16 m，頭部為15°錐角的頭錐，中部為直徑2.25 m的圓柱體，尾部有發(fā)動機和梯形尾翼。助推器外形尺寸如圖1所示。

圖1 助推器外形尺寸

1.3 助推器翼傘系統(tǒng)分離方案設(shè)計

助推器翼傘系統(tǒng)安裝在助推器頭錐內(nèi)。

為保證翼傘系統(tǒng)開傘工作需要，助推器頭錐分 3個部分，由上至下依次為：端頭帽、頭錐中段和頭錐底段，包括2個分離面。

翼傘系統(tǒng)分2個部分：穩(wěn)定傘和翼傘系統(tǒng)主體。其中，穩(wěn)定傘裝在助推器頭錐端頭帽內(nèi)，翼傘系統(tǒng)主體通過支撐結(jié)構(gòu)安裝在頭錐底段上。翼傘系統(tǒng)主體包括：控制系統(tǒng)、翼傘和減速傘。助推器頭錐采取兩次分離方式：第1次為端頭帽分離，將穩(wěn)定傘拉出，第2次分離為頭錐中段分離，由穩(wěn)定傘將頭錐中段和減速傘拉出。

助推器頭錐分離及翼傘系統(tǒng)展開工作如圖2所示。助推器再入姿態(tài)并不沿軸向豎立，圖2中僅表示系統(tǒng)組成和工作過程，不展示箭體真實飛行姿態(tài)。對圖2中工作過程描述如下：

a）助推器再入：再入過程中助推器頭錐保護翼傘系統(tǒng)，直到檢測達(dá)到預(yù)定的開傘高度，給出頭錐分離指令。

b）端頭帽分離，穩(wěn)定傘彈出：使用彈射裝置實現(xiàn)端頭帽的連接解鎖，并提供端頭帽分開的能源及分離信號。穩(wěn)定傘先收口工作，控制開傘力，并達(dá)到改變助推器飛行姿態(tài)的目的。

c）穩(wěn)定傘展開工作，助推器姿態(tài)穩(wěn)定，頭錐中段分離：穩(wěn)定傘展開工作后，將助推器角速度穩(wěn)定在較小范圍內(nèi)，然后頭錐中段與其下方部段連接的爆炸螺栓解鎖，完成頭錐的第2次分離。

d）穩(wěn)定傘帶頭錐中段脫離，拉出減速傘：頭錐中段在穩(wěn)定傘的牽引下將緩慢著陸；頭錐中段脫離時，減速傘傘包隨之帶走，減速傘被拉出；減速傘先收口工作，然后全展開工作，直到使助推器的速度降低到預(yù)定的值。

e）減速傘脫鉤，拉出翼傘及設(shè)備艙，翼傘開始工作：減速傘脫鉤時將翼傘傘包帶走，翼傘及設(shè)備艙被拉出，翼傘先收口工作，隨后完全展開工作，在控制系統(tǒng)歸航操縱控制下，將助推器牽引到指定的著陸點范圍。

圖2 助推器/翼傘系統(tǒng)分離方案示意

2 助推器翼傘系統(tǒng)安裝結(jié)構(gòu)集成化設(shè)計

根據(jù)翼傘系統(tǒng)安裝需要，助推器頭錐內(nèi)需設(shè)計支撐結(jié)構(gòu)、傘繩吊掛點和穩(wěn)定傘固定結(jié)構(gòu)。在滿足翼傘系統(tǒng)安裝的前提下為達(dá)到箭體結(jié)構(gòu)減重的目的，翼傘主體支撐結(jié)構(gòu)支腿、爆炸螺栓盒、翼傘轉(zhuǎn)子連接吊點采用了集成化設(shè)計，三者集中在同一承力結(jié)構(gòu)上；同時，通過穩(wěn)定傘牽引頭錐中段分離的方案，省去了頭錐中段單獨的分離能源。

2.1 翼傘系統(tǒng)安裝支撐結(jié)構(gòu)

在助推器頭錐底段設(shè)計支撐結(jié)構(gòu)，用于停放和飛行過程中承受翼傘系統(tǒng)主體的載荷。支撐結(jié)構(gòu)采用“支腿+安裝盤”的設(shè)計形式，在支撐結(jié)構(gòu)上預(yù)留了托板螺母。支撐結(jié)構(gòu)示意如圖3所示。

圖3 翼傘系統(tǒng)安裝支撐結(jié)構(gòu)形式

2.2 翼傘系統(tǒng)傘繩吊掛點結(jié)構(gòu)

為保證傘繩吊掛需要，在助推器頭錐底段和中段設(shè)計傘繩吊掛點結(jié)構(gòu)。傘繩吊掛示意如圖4所示。根據(jù)工作需要，共設(shè)計4類吊掛點：穩(wěn)定傘吊點、減速傘傘包掛點、減速傘吊點和轉(zhuǎn)子連接吊點。

圖4 翼傘系統(tǒng)傘繩吊掛示意

2.2.1 傘繩吊掛點位置需求及工作階段

根據(jù)翼傘系統(tǒng)工作方案，傘繩吊掛點位置需求及工作階段如下：

a）穩(wěn)定傘吊點：在頭錐中段的頂端設(shè)計穩(wěn)定傘的吊點，用于連接穩(wěn)定傘的傘繩和助推器頭錐中段。完成穩(wěn)定傘在頭錐端頭帽的安裝以后，將穩(wěn)定傘吊繩在此吊點上固定。助推器端頭帽分離后，穩(wěn)定傘傘包隨端頭帽帶走，穩(wěn)定傘被拉開，該吊點在穩(wěn)定傘開傘工作時，牽引助推器。該吊點處吊繩與結(jié)構(gòu)不分離，在頭錐中段與助推器主體的連接解鎖時，牽引頭錐中段分離，省去頭錐中段單獨的分離能源。

b）減速傘傘包掛點：在頭錐中段的下端設(shè)計減速傘的傘包掛點，用于連接減速傘傘包的掛繩和助推器頭錐中段，在頭錐中段與頭錐底段對接前完成減速傘傘包的掛繩與該掛點連接。該掛點處，掛繩與結(jié)構(gòu)不分離，在頭錐中段與助推器分離時，隨頭錐中段帶走，并拉出傘包，使減速傘具備開傘條件。

c）減速傘吊點：在頭錐底段的頂端設(shè)計減速傘的吊點，用于連接減速傘的傘繩和助推器主體。完成主體安裝后，將減速傘的傘繩在此吊點上固定。減速傘開傘后，通過該吊點牽引助推器飛行。在減速傘工作結(jié)束后，該吊點處吊繩要與結(jié)構(gòu)分離，解除減速傘與助推器的連接，減速傘脫落，翼傘開傘工作。

d）轉(zhuǎn)子連接吊點：在頭錐底段的頂端設(shè)計轉(zhuǎn)子連接的吊點，用于連接轉(zhuǎn)子連接繩和助推器主體。完成主體安裝后，將轉(zhuǎn)子連接繩在此吊點上固定。翼傘開傘后，通過該吊點牽引助推器飛行，該吊點處連接繩與結(jié)構(gòu)不分離。

2.2.2 傘繩吊掛點布局及結(jié)構(gòu)

a）穩(wěn)定傘的吊點設(shè)計于頭錐中段上端面，共4處，分布位置及具體結(jié)構(gòu)形式如圖5所示。

圖5 穩(wěn)定傘吊點

b）減速傘傘包的掛點設(shè)計于頭錐中段下端面爆炸螺栓盒上，共4處，分布位置及具體結(jié)構(gòu)形式如圖6所示。

圖6 減速傘傘包掛點

c）減速傘吊點設(shè)計于頭錐底段/頭錐中段分離面下部頭錐底段上，共4處，分布位置及具體結(jié)構(gòu)形式如圖7所示。

圖7 減速傘吊點

d）轉(zhuǎn)子連接吊點設(shè)計于頭錐底段上端面爆炸螺栓盒上，共4處，分布位置及具體結(jié)構(gòu)形式如圖8所示。

圖8 轉(zhuǎn)子連接吊點

2.3 穩(wěn)定傘固定結(jié)構(gòu)

穩(wěn)定傘及其傘包采用安裝螺栓固定在端頭帽內(nèi)，要求在端頭帽固定結(jié)構(gòu)上預(yù)留相應(yīng)的托板螺母，具體固定結(jié)構(gòu)如圖9所示。

圖9 穩(wěn)定傘安裝固定結(jié)構(gòu)

3 結(jié)束語

本文提出的基于大型翼傘可控回收的箭體結(jié)構(gòu)與分離方案，通過優(yōu)化穩(wěn)定傘脫傘方案，有效減少了箭體結(jié)構(gòu)分離過程的分離能源，通過翼傘主體支撐結(jié)構(gòu)支腿、爆炸螺栓盒、翼傘轉(zhuǎn)子連接吊點集成化設(shè)計，簡化了箭體結(jié)構(gòu)方案，降低了結(jié)構(gòu)質(zhì)量，為長征系列運載火箭可控回收工作奠定了基礎(chǔ)。

針對該設(shè)計構(gòu)思，后續(xù)需開展助推器頭錐分離試驗，用于驗證助推器頭錐分離系統(tǒng)及傘系統(tǒng)出傘的設(shè)計正確性和協(xié)調(diào)性；同時，后續(xù)需對各級傘的開傘載荷予以仿真分析，用于驗證箭體結(jié)構(gòu)的承載能力。

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Launch Vehicle Structure Design and Separation Technology Based on Controllable Recovery Using Large-scale Parachute System

Zhang Tao, Xu Qian, Li Dan, Feng Shao-wei, Zhou Qi-hang

(Beijing Institute of Aerospace Systems Engineering, Beijing, 100076)

It is urgent for the highly active launch vehicles to take control measures with minimized change of launch vehicle structure, minimized risk and cost. Those measures should be able to effectively reduce the impact area of launch vehicle debris so as to evade important infrastructures in the area and to reduce the impact to the local residents. Based on the consideration of the launch capability, load and mechanical environment, aerodynamic configuration and internal space of the existing structure, boosters of the some launch vehicle is objected, on which a design concept for launch vehicle structure and separation technology using large-scale controllable parachute system is presented. The separation scheme design of large-scale controllable parachute system, the improved structure design of the booster nosecone and the integrated design of large-scale controllable parachute system in the nosecone are introduced. This technology effectively reduces the separation energy in the process of structure separation, simplifies the structure design, reduces the weight of the structure, and also lays the foundation for the controllable recovery of Long March series launch vehicles.

launch vehicle structure design; controllable recovery; parachute system; separation technology

V42

A

1004-7182(2020)02-0011-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20200203

張 濤（1981-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為運載火箭結(jié)構(gòu)總體設(shè)計。

徐 倩（1985-），女，博士，高級工程師，主要研究方向為運載火箭結(jié)構(gòu)總體設(shè)計。

李 聃（1978-），男，研究員，主要研究方向為運載火箭總體設(shè)計。

馮韶偉（1987-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為運載火箭結(jié)構(gòu)總體設(shè)計。

周啟航（1987-），男，博士，工程師，主要研究方向為運載火箭結(jié)構(gòu)總體設(shè)計。

2019-12-30；

2020-02-28