范瑞祥，姚瑞娟，朱振濤，曾杜娟，董曼紅

(1. 中國運載火箭技術(shù)研究院，北京100076； 2. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京100076)

1 引言

當(dāng)前，新一輪載人航天競賽的序幕已經(jīng)拉開，美國計劃于2024 年重返月球，俄羅斯將于2028年發(fā)射可載人登月的重型火箭。 2017 年美國和俄羅斯發(fā)表聯(lián)合聲明，將建造深空之門首個月球軌道空間站[1]。 運載火箭是載人航天和載人深空探測的基礎(chǔ)和前提，目前中國僅有長征二號F型載人運載火箭和用于發(fā)射近地軌道的神舟載人飛船。 為將來能夠保障更大規(guī)模的載人航天活動以及開展載人深空探測，中國亟需研制新一代載人運載火箭。 目前正在論證的新一代載人運載火箭第一級采用5 m 直徑的模塊，安裝7 臺新型液氧煤油發(fā)動機，單個模塊起飛總推力達到890 t。如何輕質(zhì)高效地實現(xiàn)并聯(lián)7 臺新型發(fā)動機的推力向箭體傳遞是該型運載火箭研制的關(guān)鍵問題。

國外運載火箭推力傳遞結(jié)構(gòu)形式多樣，從宏觀推力傳力路徑上可以分為殼段傳力和貯箱箱底傳力2 種形式。 例如美國土星-5 運載火箭第一級采用殼段＋十字橫梁結(jié)構(gòu)形式將5 臺F-1 液氧煤油發(fā)動機總計約34 000 kN 推力傳遞至箭體，第二級采用錐形殼段＋十字橫梁結(jié)構(gòu)將5 臺J-2液氫液氧發(fā)動機總計約5150 kN 推力傳遞至箭體[2-3]。 美國獵鷹-9 火箭第一級通過殼段＋八爪式橫梁結(jié)構(gòu)(Octaweb)將9 臺Merlin 液氧煤油發(fā)動機總計約7600 kN 推力傳遞至火箭后過渡段[4]。 當(dāng)火箭箭體中心布置發(fā)動機或發(fā)動機推力中心與火箭殼體外壁徑向距離較大時，一些運載火箭采用了通過推進劑貯箱箱底傳遞發(fā)動機推力的結(jié)構(gòu)形式。 如土星-5 第三級采用貯箱箱底直接傳遞1 臺J-2 發(fā)動機約900 kN 推力[3]；美國半人馬座氫氧上面級通過貯箱箱底傳遞1 臺或2臺RL10 發(fā)動機約133 kN 推力[5-6]。 最近Space X公司展示的Starship 原型中，計劃通過9 m 貯箱的箱底將中間3 臺Raptor 發(fā)動機約6000 kN 推力傳遞至箭體[7]。 中國目前的運載火箭發(fā)動機推力傳遞路線中，除長征四號系列運載火箭第三級通過一個圓筒殼將2 臺YF-40 發(fā)動機總計約98 kN的推力傳遞至貯箱后底外[2，8]，其余火箭推力傳遞結(jié)構(gòu)均為殼段＋桿系機架的結(jié)構(gòu)形式。 推力傳遞路徑為發(fā)動機推力室→發(fā)動機常平座→桿系機架→過渡段→貯箱，機架均采用高強度鋼管焊接而成的桿系結(jié)構(gòu)，推力傳遞路徑和結(jié)構(gòu)形式較單一，結(jié)構(gòu)質(zhì)量較重。 至今為止，尚未針對并聯(lián)5 臺以上火箭發(fā)動機的推力傳遞結(jié)構(gòu)開展過研究。

本文針對新一代載人運載火箭第一級模塊并聯(lián)7 臺新型液氧煤油發(fā)動機的推力傳遞結(jié)構(gòu)輕質(zhì)化設(shè)計的關(guān)鍵問題，從傳力路徑優(yōu)化角度，提出一種基于推進劑貯箱箱底與箭體殼段聯(lián)合傳力的高效率推力傳遞結(jié)構(gòu)方案，通過全尺寸原理樣機的研制及靜力試驗，驗證本方案的可行性。

2 推力傳遞結(jié)構(gòu)優(yōu)化

新一代載人運載火箭第一級并聯(lián)安裝7 臺發(fā)動機，如圖1 所示。 箭體直徑5 m，采用中心1臺、周圍6 臺的發(fā)動機布局方式。 這種布局方式可以在5 m 直徑的箭體范圍內(nèi)并聯(lián)安裝7 臺新型發(fā)動機。 每臺發(fā)動機與箭體之間通過獨立的小機架結(jié)構(gòu)進行連接。

圖1 7 臺發(fā)動機布局方式及與箭體對接方式Fig.1 Layout of seven engines and its installation

推力傳遞結(jié)構(gòu)優(yōu)化中，將推力傳遞路徑分為是否考慮貯箱箱底參與推力傳遞2 種形式。 這2種設(shè)計思想在結(jié)構(gòu)優(yōu)化過程中對應(yīng)的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計域如圖2 所示。 傳統(tǒng)形式不考慮貯箱箱底傳遞推力，結(jié)構(gòu)優(yōu)化中可設(shè)計域可描述為圖2(a)；考慮貯箱箱底作為發(fā)動機推力傳遞結(jié)構(gòu)的一部分，結(jié)構(gòu)優(yōu)化中可設(shè)計域則可以描述為圖2(b)。 此外考慮到利用貯箱箱底傳遞的發(fā)動機軸向推力較大，貯箱箱底形狀選擇更利于承受軸向推力載荷的錐形箱底。 貯箱內(nèi)壓在箱底上形成的拉應(yīng)力與發(fā)動機推力在箱底上形成的壓應(yīng)力可相互抵消。

圖2 推力傳遞結(jié)構(gòu)設(shè)計域Fig.2 Design domain of the thrust transmission structure

采用拓撲優(yōu)化方法對不同設(shè)計域選擇下結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化，拓撲優(yōu)化目標(biāo)為結(jié)構(gòu)應(yīng)變能最小，拓撲優(yōu)化列式如式(1)所示。

不考慮貯箱箱底參與推力傳遞情況下，結(jié)構(gòu)拓撲優(yōu)化模型見圖3(a)。 貯箱箱底與優(yōu)化設(shè)計域之間無連接。 貯箱箱底上端面固定，在發(fā)動機推力中心施加推力載荷，拓撲優(yōu)化結(jié)果見圖3(b)。 從優(yōu)化結(jié)果中可見，推力傳遞路徑為沿斜支撐和殼體傳遞至支承邊界。

考慮貯箱箱底參與推力傳遞情況下，結(jié)構(gòu)拓撲優(yōu)化模型見圖4(a)。 貯箱箱底上端面固定，在貯箱箱底內(nèi)施加內(nèi)壓載荷，在發(fā)動機推力中心施加推力載荷，拓撲優(yōu)化結(jié)果見圖4(b)。 從優(yōu)化結(jié)果中可見，箭體中心的1 臺發(fā)動機推力傳遞路徑為直接傳遞至貯箱箱底，周圍6 臺發(fā)動機推力傳遞結(jié)構(gòu)在貯箱箱底和沿外殼體方向均有材料保留。

3 傳遞結(jié)構(gòu)原理樣機設(shè)計

基于圖3(b)和圖4(b)的拓撲優(yōu)化結(jié)果，針對殼體獨立傳遞推力和殼體＋貯箱箱底聯(lián)合傳遞推力2 種方式，分別開展了結(jié)構(gòu)方案詳細設(shè)計，并對其結(jié)構(gòu)重量和推力傳遞效率進行了對比。

圖3 不考慮貯箱箱底傳力的拓撲優(yōu)化模型與優(yōu)化結(jié)果Fig.3 Topological model and optimization result of outer shell thrust transmission

圖4 考慮貯箱箱底傳力的拓撲優(yōu)化模型與優(yōu)化結(jié)果Fig.4 Topological optimization model and result of combined thrust transmission

3.1 殼體獨立傳力方案

基于圖3(b)拓撲優(yōu)化結(jié)果，殼體獨立傳力方案中推力傳遞主結(jié)構(gòu)包括發(fā)動機安裝梁、箭體后過渡段斜支撐結(jié)構(gòu)及后過渡段外殼體結(jié)構(gòu)，如圖5 所示。 其中后過渡段采用傳統(tǒng)蒙皮桁條加筋結(jié)構(gòu)，并在推力傳遞點采用較強的桁條或縱梁；后過渡段斜支撐結(jié)構(gòu)為6 組三角形框架；發(fā)動機安裝梁為由變剖面工字形梁組成的六邊形結(jié)構(gòu)，同時內(nèi)外圈設(shè)置整體環(huán)框以提高結(jié)構(gòu)的環(huán)向剛度。 由于缺少了貯箱箱底提供的支承，發(fā)動機安裝梁跨距較大，梁上的彎矩載荷較大，因此承力構(gòu)件截面尺寸較殼體＋箱底聯(lián)合傳力方案更大。 此方案中貯箱箱底采用承載內(nèi)壓較優(yōu)的橢球形箱底結(jié)構(gòu)。

圖5 殼體獨立傳力方案示意圖Fig.5 Outer shell thrust transmission structure

采用有限元方法對本方案結(jié)構(gòu)在發(fā)動機推力及貯箱壓力載荷作用下進行強度計算，結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布見圖6。 在滿足結(jié)構(gòu)承載能力的條件下，發(fā)動機安裝梁、后過渡段、斜支撐結(jié)構(gòu)總質(zhì)量為4330 kg。

圖6 殼體單獨傳力方案結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布Fig.6 Stress of the individual outer shell thrust transmission structure

3.2 殼體＋貯箱箱底聯(lián)合傳力方案

基于圖4(b)拓撲優(yōu)化結(jié)果，殼體與貯箱箱底聯(lián)合傳力方案中推力傳遞主結(jié)構(gòu)包括貯箱箱底、發(fā)動機安裝梁、后過渡段外殼體，如圖7 所示。 其中由于貯箱箱底承載發(fā)動機部分推力，為了提高箱底在推力載荷作用下的承載能力，箱底采用了錐形網(wǎng)格加筋殼結(jié)構(gòu)形式；后過渡段采用蒙皮桁條加筋結(jié)構(gòu)，在殼體推力傳遞點布置較強的桁條或縱梁；發(fā)動機安裝梁為變剖面工字形梁組成的六邊形結(jié)構(gòu)，同時在內(nèi)外圈設(shè)置整體環(huán)框以提高結(jié)構(gòu)的環(huán)向剛度。

圖7 殼體＋貯箱箱底聯(lián)合傳力方案示意圖Fig.7 Combined thrust transmission structure

采用有限元方法對本方案結(jié)構(gòu)在發(fā)動機推力及貯箱壓力載荷作用下進行強度計算。 結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布情況見圖8。 在滿足結(jié)構(gòu)承載能力的條件下，推力傳遞結(jié)構(gòu)(包括貯箱箱底、后過渡段、發(fā)動機安裝梁等)總質(zhì)量為3310 kg。 其中貯箱箱底質(zhì)量中已除去了獨立承受內(nèi)壓載荷所需的結(jié)構(gòu)質(zhì)量。 7 臺發(fā)動機總推力在殼體、貯箱箱底上的分配情況為:貯箱箱底端傳遞載荷4812 kN，約55%，后過渡段殼體傳遞載荷3938 kN，約45%。

圖8 殼體＋貯箱箱底并聯(lián)傳力方案結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布圖Fig.8 Stress of the combined thrust transmission structure

3.3 推力傳遞結(jié)構(gòu)效率對比

殼體＋箱底聯(lián)合傳力方案與殼體單獨傳力方案的對比情況見表1 所示。

表1 兩種方案推力傳遞效率對比Table 1 Comparison of thrust transmission efficiency

其中推力傳遞結(jié)構(gòu)的推力傳遞效率定義如式(2)所示。

其中，g ＝9.8m/s2。 推力傳遞效率可用于表征推力傳遞結(jié)構(gòu)的承載效率，與發(fā)動機推質(zhì)比定義相似。 推力傳遞效率與箭體直徑、發(fā)動機數(shù)量、發(fā)動機推力、推力傳遞結(jié)構(gòu)形式等因素相關(guān)。 從表中可見，相比殼體單獨傳力方案，殼體＋箱底聯(lián)合傳力方案結(jié)構(gòu)重量輕1020 kg，推力傳遞效率高30%。

4 殼體＋箱底聯(lián)合傳力結(jié)構(gòu)原理樣機研制及驗證

為了驗證本文提出的殼體＋箱底聯(lián)合傳力方案結(jié)構(gòu)制造的可行性，并驗證理論計算模型的正確性，研制了全尺寸原理樣機，如圖9 所示，并進行了7 臺發(fā)動機推力載荷作用下的靜力試驗考核。

圖9 殼體箱底聯(lián)合傳力方案全尺寸原理樣機Fig.9 Full size prototype of the combined thrust transmission structure

全尺寸原理樣機產(chǎn)品包括錐形后底貯箱、后過渡段殼體、發(fā)動機安裝梁等，產(chǎn)品靜力試驗安裝及加載方式示意圖如圖10 所示。

圖10 七機并聯(lián)推力傳遞結(jié)構(gòu)靜力試驗Fig.10 Static test of the combined thrust transmission structure of 7 engines

貯箱內(nèi)注滿水，通過水壓控制實現(xiàn)箱內(nèi)壓力載荷P 加載；在發(fā)動機安裝梁上通過7 個模擬小機架施加力載荷F 來模擬發(fā)動機推力。 試驗過程中按照11 個級別逐級加載貯箱內(nèi)壓P 和發(fā)動機推力F 載荷，如表2 所示。 加載過程中測量在推力F 及箱壓P 作用下產(chǎn)品上各點的位移和應(yīng)變變化歷程。

表2 靜力試驗載荷加載級別Table 2 Load level in static test

圖11(a)給出了發(fā)動機安裝梁上3 個典型測點的軸向位移隨加載級別的變化情況。 圖中縱坐標(biāo)為相對3 個測點實測位移最大值的歸一化值，位移正方向為箭體頭部方向。 從圖中可以看出，由于箱底與發(fā)動機安裝梁相連接，在第1 級貯箱內(nèi)壓載荷作用下發(fā)動機安裝梁發(fā)生向下位移，在第2 ～11 級推力載荷作用下，發(fā)動機安裝梁上的軸向位移呈線性比例增長。 3 個測點位移計算與試驗結(jié)果均吻合良好。 加載到最后一級載荷時，位移計算與試驗結(jié)果最大誤差為12%。

圖11(b)給出了貯箱后底上3 個典型測點沿箱底母線方向的應(yīng)力隨加載級別的變化情況。 圖中縱坐標(biāo)為相對3 個測點實測應(yīng)力最大值的歸一化值。 從圖中可以看出，在第1 級貯箱內(nèi)壓載荷作用下箱底應(yīng)力為拉應(yīng)力狀態(tài)。 隨著推力載荷逐級增大，箱底上拉應(yīng)力逐漸被抵消，部分測點位置母線應(yīng)力由拉應(yīng)力變?yōu)閴簯?yīng)力。 3 個測點應(yīng)力計算與試驗結(jié)果均吻合良好。 其中應(yīng)力測點S169為貯箱箱底上的應(yīng)力最大點，在第1 級貯箱內(nèi)壓載荷作用下應(yīng)力計算與試驗結(jié)果誤差為5.5%；在第11 級貯箱內(nèi)壓與發(fā)動機推力聯(lián)合作用下，應(yīng)力計算與試驗結(jié)果誤差為11.4%。

圖11 典型測點位移及應(yīng)力試驗值與計算值對比Fig.11 Comparison of tested and calculated displacement and stress

5 結(jié)論

1)相比殼體單獨傳力方案，火箭殼體＋箱底聯(lián)合傳力方案結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕1020 kg，推力傳遞效率高30%。

2)通過研制全尺寸原理樣機以及7 臺發(fā)動機推力載荷作用下的靜力試驗，驗證了殼體與箱底聯(lián)合傳力結(jié)構(gòu)制造及承載的可行性，原理樣機靜力試驗結(jié)果與理論計算結(jié)果吻合良好。