王 玫，袁軍社，劉軍彥，高樂(lè)樂(lè)

(西安航天動(dòng)力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

某型運(yùn)載火箭芯二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)由4臺(tái)180 kN發(fā)動(dòng)機(jī)組成，其工作壽命全程經(jīng)歷的主要振動(dòng)力學(xué)環(huán)境有火箭一級(jí)飛行段、二級(jí)飛行工作段環(huán)境。在首次飛行試驗(yàn)前，為確保以上任務(wù)剖面力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性，需進(jìn)行全面考核分析。

二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作段振動(dòng)主要源于穩(wěn)態(tài)過(guò)程的旋轉(zhuǎn)機(jī)械振動(dòng)、不穩(wěn)定燃燒等現(xiàn)象，以及非穩(wěn)態(tài)過(guò)程的發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)、關(guān)機(jī)及轉(zhuǎn)工況時(shí)的液體組元充填、渦輪泵組件轉(zhuǎn)子起旋、推進(jìn)劑組元的點(diǎn)火燃燒等系列動(dòng)作誘發(fā)的結(jié)構(gòu)振動(dòng)，并由此構(gòu)成發(fā)動(dòng)機(jī)本身工作產(chǎn)生的振動(dòng)環(huán)境，二級(jí)工作段振動(dòng)環(huán)境適應(yīng)性可通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)等考核，試車(chē)中采集分析發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)、位移、轉(zhuǎn)速、脈動(dòng)壓力等信號(hào)，采用頻譜分析法分析了解發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行的力學(xué)和聲學(xué)振動(dòng)環(huán)境，判斷可能的故障特征與原因。

在二級(jí)飛行段，雖然二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)是整個(gè)火箭系統(tǒng)的主要振源，但在一級(jí)飛行段，二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)又是火箭振動(dòng)的受害者。對(duì)于在一級(jí)飛行段力學(xué)環(huán)境的適應(yīng)性，二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)經(jīng)受一級(jí)起動(dòng)、關(guān)機(jī)、級(jí)間分離的沖擊、跨音速段的氣動(dòng)噪聲、流體脈動(dòng)和一級(jí)傳遞的振動(dòng)和噪聲等復(fù)雜力學(xué)環(huán)境，與二級(jí)工作段環(huán)境差異很大，需特別設(shè)計(jì)考核方案，此項(xiàng)考核是否有效對(duì)二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)以至上面級(jí)火箭、衛(wèi)星等工作可靠性至關(guān)重要。

為此，在某新型運(yùn)載火箭芯二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的研制中，借鑒在役發(fā)動(dòng)機(jī)的經(jīng)驗(yàn)與教訓(xùn)，設(shè)計(jì)出包含振動(dòng)試驗(yàn)、檢查測(cè)試及驗(yàn)證試車(chē)等系列項(xiàng)目的力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性研究方案。振動(dòng)試驗(yàn)?zāi)M火箭一級(jí)飛行段力學(xué)環(huán)境對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行考核，完成振動(dòng)試驗(yàn)后，進(jìn)行全面結(jié)構(gòu)及電性能檢查，確認(rèn)狀態(tài)后參加試車(chē)考核，測(cè)量、分析發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)過(guò)程中的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，獲取發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力學(xué)特性，判斷發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)狀態(tài)是否正常。通過(guò)以上考核流程后，即可判定發(fā)動(dòng)機(jī)在全任務(wù)剖面的力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性情況，發(fā)現(xiàn)薄弱環(huán)節(jié)并進(jìn)行改進(jìn)，有效避免運(yùn)載火箭一級(jí)飛行段造成二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)破壞、功能受損。

二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)一級(jí)飛行段整機(jī)振動(dòng)環(huán)境適應(yīng)性試驗(yàn)是一項(xiàng)涉及總體要求、產(chǎn)品配套、力學(xué)試驗(yàn)策劃實(shí)施、試驗(yàn)結(jié)果分析、考核方案策劃實(shí)施及分析、結(jié)構(gòu)改進(jìn)的系統(tǒng)性工作，通過(guò)此項(xiàng)工作的實(shí)施保障某新型運(yùn)載火箭首飛及后續(xù)飛行圓滿(mǎn)成功，可看作二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)一級(jí)飛行段力學(xué)環(huán)境考核模式的一次成功嘗試，因此，也可為后續(xù)上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)在其工作前飛行段進(jìn)行力學(xué)環(huán)境考核提供一個(gè)可行的參考方案。

分析可知，一級(jí)飛行段的振動(dòng)環(huán)境是通過(guò)艙段、機(jī)架等向二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)各部組件傳遞，符合振動(dòng)臺(tái)模擬機(jī)理，用振動(dòng)臺(tái)試驗(yàn)進(jìn)行考核可行。目前國(guó)內(nèi)單臺(tái)振動(dòng)臺(tái)的最大推力已達(dá)35 t，并且可以雙臺(tái)并激將推力最大提升至70 t，客觀上具備進(jìn)行整機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)的條件。

本文針對(duì)二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)一級(jí)飛行段整機(jī)振動(dòng)環(huán)境適應(yīng)性開(kāi)展研究，分解為整機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)條件、產(chǎn)品參試狀態(tài)方案、試驗(yàn)邊界方案、試驗(yàn)設(shè)備方案、振動(dòng)試驗(yàn)方案、振動(dòng)試驗(yàn)后產(chǎn)品狀態(tài)確認(rèn)等幾個(gè)方面，建立適用于某新型運(yùn)載火箭芯二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)方案。

1 試驗(yàn)方案

實(shí)際參試產(chǎn)品須選擇整機(jī)試車(chē)后的全系統(tǒng)飛行狀態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)，搭載全套關(guān)聯(lián)部件。選擇試車(chē)后產(chǎn)品的目的是確保發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)狀態(tài)正確，參試產(chǎn)品與設(shè)計(jì)要求一致，符合試驗(yàn)產(chǎn)品選擇原則。

1.1 邊界條件確定

在火箭一級(jí)飛行段，二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)隨箭飛行，邊界狀態(tài)為:通過(guò)機(jī)架、推進(jìn)劑輸送管、貯箱增壓管等與箭體連接，機(jī)架與箭體為螺栓連接，氧化劑腔充填推進(jìn)劑(充液)。

受試驗(yàn)條件所限，發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)邊界條件的確定原則為保證影響箭體向發(fā)動(dòng)機(jī)傳遞振動(dòng)的主要?jiǎng)傂赃B接部位與真實(shí)邊界匹配，對(duì)管路邊界進(jìn)行仿真分析、決定邊界狀態(tài)。

機(jī)架箭體連接面為振動(dòng)傳遞的主要部位，發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架與試驗(yàn)臺(tái)連接面為試驗(yàn)系統(tǒng)振動(dòng)傳遞的主要環(huán)節(jié)，采用與飛行相同數(shù)量規(guī)格及擰緊力矩的螺栓連接，邊界條件與飛行狀態(tài)保持一致?？紤]到總體輸送管參與試驗(yàn)及發(fā)動(dòng)機(jī)充液的操作性不易實(shí)現(xiàn)，管路與箭體邊界條件通過(guò)仿真方法計(jì)算分析不同連接狀態(tài)對(duì)振動(dòng)響應(yīng)的影響，在以下試驗(yàn)邊界狀態(tài)中選擇其一進(jìn)行振動(dòng)試驗(yàn):帶輸送管和不帶輸送管、不帶輸送管充液狀態(tài)。仿真模型如圖1所示。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)整體有限元模型Fig.1 Integral finite element model of engine

對(duì)3種試驗(yàn)邊界狀態(tài)下的整機(jī)模態(tài)進(jìn)行計(jì)算，提取前10階模態(tài)進(jìn)行比較分析，數(shù)據(jù)如表1所示(表1中數(shù)值為相對(duì)于模態(tài)試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)1階頻率的相對(duì)值)。

表1 四機(jī)并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)結(jié)果相對(duì)值

以火箭隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)條件作為輸入進(jìn)行計(jì)算，可預(yù)示上述3種狀態(tài)下的整機(jī)隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)。對(duì)比響應(yīng)計(jì)算結(jié)果可見(jiàn):

1)充液對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)響應(yīng)影響較??；

2)不帶輸送管狀態(tài)振動(dòng)響應(yīng)大都大于等于帶輸送管狀態(tài)；

3)按不對(duì)接、不充液狀態(tài)試驗(yàn)，可覆蓋飛行環(huán)境條件。

通過(guò)低頻模態(tài)分析和隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)對(duì)比分析，確定振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)參試產(chǎn)品為不帶輸送管狀態(tài)(不充液)方案。

此外，地面試驗(yàn)需考慮安全性，對(duì)諸如高壓環(huán)境及火工品等易燃易爆環(huán)節(jié)均進(jìn)行了安全化處理、采取替代方案。例如，振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)高壓氣瓶不充壓，通過(guò)地面試車(chē)能部分覆蓋考核影響；點(diǎn)火導(dǎo)管內(nèi)裝點(diǎn)火劑采用密度相近的安全介質(zhì)模擬；火藥裝藥、藥盒、電爆管等采用質(zhì)量相當(dāng)?shù)哪M件，并監(jiān)測(cè)和記錄分析振動(dòng)響應(yīng)。

1.2 試驗(yàn)系統(tǒng)

試驗(yàn)系統(tǒng)專(zhuān)為此項(xiàng)研究而設(shè)計(jì)，如圖2所示。

圖2 試驗(yàn)系統(tǒng)圖Fig.2 Test system diagram

通過(guò)振動(dòng)設(shè)備推力實(shí)測(cè)值及運(yùn)動(dòng)部件質(zhì)量預(yù)估出振動(dòng)最大可實(shí)現(xiàn)振動(dòng)量級(jí)。運(yùn)動(dòng)部件包括發(fā)動(dòng)機(jī)、水平向試驗(yàn)工裝、軸向試驗(yàn)工裝、牛頭、滑臺(tái)、解耦裝置、分布式支撐系統(tǒng)等。根據(jù)預(yù)估情況，水平正弦振動(dòng)試驗(yàn)采用單振動(dòng)臺(tái)激勵(lì)、選取合適的MISO控制方式;水平隨機(jī)振動(dòng)采用雙振動(dòng)臺(tái)同軸激勵(lì)、對(duì)應(yīng)調(diào)整控制方式。為了克服單軸振動(dòng)試驗(yàn)設(shè)備能力的限制,軸向正弦振動(dòng)試驗(yàn)、隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)均采用雙振動(dòng)臺(tái)并聯(lián)激勵(lì)、控制方式適應(yīng)性調(diào)整。試驗(yàn)中,等效載荷位于靠近振源的結(jié)構(gòu)表面、即機(jī)架對(duì)接面，以便等效載荷和真實(shí)振源在目標(biāo)點(diǎn)的響應(yīng)能充分接近。

振動(dòng)試驗(yàn)設(shè)置振動(dòng)測(cè)點(diǎn)百余個(gè)，每個(gè)測(cè)點(diǎn)測(cè)量

x

、

y

、

z

這3個(gè)方向的加速度。振動(dòng)測(cè)點(diǎn)分布按兩個(gè)原則選取:第一項(xiàng)原則是選取結(jié)構(gòu)支撐剛性較差、存在質(zhì)量集中點(diǎn)且工作對(duì)振動(dòng)敏感組件部位；第二項(xiàng)原則是保留在發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)時(shí)的關(guān)鍵振動(dòng)測(cè)點(diǎn)。應(yīng)變測(cè)點(diǎn)主要分布在機(jī)架的主承力桿兩端等應(yīng)力預(yù)測(cè)較大部位，評(píng)估其在振動(dòng)過(guò)程中的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。

2 試驗(yàn)及數(shù)據(jù)分析

振動(dòng)試驗(yàn)前，通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)試驗(yàn)確認(rèn)參試產(chǎn)品結(jié)構(gòu)剛度狀態(tài)正常。振動(dòng)試驗(yàn)過(guò)程中針對(duì)三類(lèi)特征數(shù)據(jù)進(jìn)行測(cè)試與分析:

1)需通過(guò)正弦、隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析找到發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)較大部位，判斷是否存在異常。

2)觀測(cè)應(yīng)變數(shù)據(jù)、分析計(jì)算判斷結(jié)構(gòu)是否滿(mǎn)足強(qiáng)度要求。

3)各階段振動(dòng)試驗(yàn)前后設(shè)置結(jié)構(gòu)共振點(diǎn)掃描試驗(yàn)，通過(guò)產(chǎn)品的動(dòng)特性信息判斷主要部件是否受損，同時(shí)通過(guò)試驗(yàn)期間的產(chǎn)品檢查對(duì)產(chǎn)品狀態(tài)進(jìn)行分析。

振動(dòng)試驗(yàn)后還需開(kāi)展兩項(xiàng)工作：

1)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)薄弱環(huán)節(jié)進(jìn)行改進(jìn)；

2)參試發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行全工況試車(chē)考核，通過(guò)試車(chē)數(shù)據(jù)分析對(duì)產(chǎn)品狀態(tài)進(jìn)行判斷，以最終驗(yàn)證經(jīng)過(guò)一級(jí)飛行段振動(dòng)力學(xué)環(huán)境后的發(fā)動(dòng)機(jī)是否能夠在二級(jí)段條件下正常工作。

2.1 模態(tài)試驗(yàn)

振動(dòng)試驗(yàn)前模擬和箭體邊界條件進(jìn)行模態(tài)試驗(yàn)。將模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果與以往單機(jī)模態(tài)結(jié)果及理論計(jì)算結(jié)果對(duì)比，判斷搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)1階頻率、固定發(fā)動(dòng)機(jī)1階頻率、振型等基本匹配，確認(rèn)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)剛度狀態(tài)正常。

2.2 振動(dòng)試驗(yàn)

振動(dòng)試驗(yàn)采用單、雙軸振動(dòng)臺(tái)依次開(kāi)展3個(gè)互相垂直方向的正弦與隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)，可分為6個(gè)試驗(yàn)階段，實(shí)際控制要求按控制點(diǎn)控制預(yù)示情況調(diào)整，試驗(yàn)控制點(diǎn)布置在發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架與試驗(yàn)臺(tái)對(duì)接面上，如圖2所示。振動(dòng)試驗(yàn)過(guò)程中，試驗(yàn)量級(jí)根據(jù)設(shè)備能力進(jìn)行調(diào)整，當(dāng)某頻段出現(xiàn)超差較多的情況，為避免過(guò)試驗(yàn)對(duì)超差頻段輸入采取主動(dòng)下凹控制，振動(dòng)臺(tái)達(dá)到所需的控制響應(yīng)。該試驗(yàn)條件容差如表2所示，振動(dòng)控制譜如圖3所示。以

x

向隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)為例，控制響應(yīng)譜在120 Hz附近超差較多，將引起過(guò)試驗(yàn)，因此采用主動(dòng)下凹的方法將100～150 Hz的輸入要求降至0.003 5 g/Hz，使2個(gè)振動(dòng)臺(tái)的實(shí)際控制響應(yīng)只需不小于9.0

g

即可。

圖3 振動(dòng)控制譜Fig.3 Vibration control spectrum

表2 試驗(yàn)條件容差

振動(dòng)試驗(yàn)中設(shè)置結(jié)構(gòu)共振點(diǎn)掃描試驗(yàn)，在各階段振動(dòng)試驗(yàn)前后進(jìn)行，此項(xiàng)試驗(yàn)豐富了發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)特性信息，同時(shí)也可以作為檢查產(chǎn)品主要部件是否受損的判別手段之一。結(jié)構(gòu)受損主要表現(xiàn)在低頻段的固有頻率和幅值會(huì)發(fā)生明顯變化，通過(guò)振動(dòng)試驗(yàn)前后的結(jié)構(gòu)共振點(diǎn)掃描測(cè)點(diǎn)響應(yīng)數(shù)據(jù)對(duì)比進(jìn)行判斷。

2.3 數(shù)據(jù)分析及產(chǎn)品狀態(tài)分析

2.3.1 振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

1)驗(yàn)收級(jí)正弦振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

加速度數(shù)據(jù):①4臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)第一階共振頻率和加速度響應(yīng)幅值基本正常，水平向試驗(yàn)時(shí)響應(yīng)頻率在0.907 9 Hz附近，峰值7

g

左右，軸向試驗(yàn)時(shí)響應(yīng)頻率在0.812 3 Hz附近，幅值較?。虎谳^大的響應(yīng)分布在:水平向正弦振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口，0.955 7 Hz左右的響應(yīng)為7

g

左右；軸向正弦振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)，預(yù)冷回流閥、預(yù)冷回流導(dǎo)管匯總法蘭等處在3.249 2 Hz附近響應(yīng)為14

g

左右，電機(jī)組件、發(fā)生器燃料閥為7

g

左右，其他測(cè)點(diǎn)響應(yīng)可被組件振動(dòng)試驗(yàn)參數(shù)覆蓋(以上頻率按模態(tài)頻率相對(duì)值計(jì))。應(yīng)變數(shù)據(jù):①發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架主承力桿根部、渦輪泵徑向約束裝置以及噴管喉部外壁應(yīng)變較大。②機(jī)架最大應(yīng)變出現(xiàn)在主承力桿根部，屈服極限安全系數(shù)

n

=3.85，滿(mǎn)足可靠性要求，其他應(yīng)變數(shù)據(jù)較大的組件在振動(dòng)試驗(yàn)后通過(guò)驗(yàn)證試車(chē)考核。

2)隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

加速度數(shù)據(jù):水平向隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)，部分支板等測(cè)點(diǎn)響應(yīng)在20～40

g

之間；軸向隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)，部分導(dǎo)管響應(yīng)在20～40

g

左右。對(duì)比該型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)8臺(tái)次試車(chē)的隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)發(fā)現(xiàn):推力室、發(fā)生器、渦輪泵等組件在本次試驗(yàn)隨機(jī)振動(dòng)時(shí)的振動(dòng)響應(yīng)明顯小于熱試車(chē)時(shí)產(chǎn)生的振動(dòng)量級(jí)；氧預(yù)壓泵在振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)受到的振動(dòng)響應(yīng)與單機(jī)試車(chē)基本相當(dāng)。

應(yīng)變數(shù)據(jù):隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)應(yīng)變響應(yīng)相對(duì)較小，相對(duì)明顯的部位出現(xiàn)在機(jī)架主承力桿根部和預(yù)冷回流導(dǎo)管兩端，最大應(yīng)變?yōu)?12 με，其他位置基本都在100 με以?xún)?nèi)，應(yīng)力小，強(qiáng)度可靠。

3)特征級(jí)掃描數(shù)據(jù)評(píng)估

驗(yàn)收級(jí)正弦振動(dòng)和隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)前后的特征級(jí)掃描結(jié)果重復(fù)性好，未發(fā)現(xiàn)頻率和幅值有較大差異，據(jù)此判斷發(fā)動(dòng)機(jī)主要部件未出現(xiàn)明顯異常。

4)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)品狀態(tài)檢查測(cè)試分析

模擬一級(jí)飛行段力學(xué)環(huán)境振動(dòng)試驗(yàn)后，對(duì)振動(dòng)響應(yīng)、應(yīng)變數(shù)據(jù)較大的組件狀態(tài)進(jìn)一步開(kāi)展外觀檢查、電氣檢查，判斷發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)是否滿(mǎn)足單機(jī)驗(yàn)證試車(chē)條件。發(fā)動(dòng)機(jī)外觀檢查主要內(nèi)容為結(jié)構(gòu)完整性、有無(wú)斷裂及裂紋，連接結(jié)構(gòu)有無(wú)松動(dòng)；電性能檢查主要內(nèi)容為電動(dòng)氣閥控制電纜、遙測(cè)電纜、調(diào)節(jié)器電機(jī)測(cè)量及控制電纜等電測(cè)結(jié)果是否滿(mǎn)足使用要求。經(jīng)檢查測(cè)試判斷發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)狀態(tài)正常，具備驗(yàn)證試車(chē)條件。

2.3.2 薄弱環(huán)節(jié)及改進(jìn)

振動(dòng)試驗(yàn)的目標(biāo)和成果是對(duì)環(huán)境適應(yīng)性振動(dòng)試驗(yàn)分析判別出發(fā)動(dòng)機(jī)主要薄弱環(huán)節(jié)并進(jìn)行適應(yīng)性結(jié)構(gòu)改進(jìn)，保障飛行可靠性。該型運(yùn)載火箭芯二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性研究過(guò)程中發(fā)現(xiàn)了若干薄弱環(huán)節(jié)，以發(fā)動(dòng)機(jī)電纜支板振動(dòng)響應(yīng)較大、某電纜橋路阻值跳變?yōu)槔M(jìn)行改進(jìn)研究。

1)振動(dòng)試驗(yàn)過(guò)程中，在200 Hz左右隨機(jī)振動(dòng)輸入下，電纜支板振動(dòng)響應(yīng)較大(響應(yīng)約為30～40

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)。電纜支板是二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)與箭體控制及測(cè)量電纜的連接支撐結(jié)構(gòu)，如果在一級(jí)飛行段振動(dòng)響應(yīng)較大，則有可能在二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作之前破壞火箭對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的控制及測(cè)量信號(hào)傳輸，影響發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作。

分析認(rèn)為，電纜支板為薄板懸臂結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)剛度不足，因此產(chǎn)生較大振動(dòng)響應(yīng)。電纜支板固定于機(jī)架燃側(cè)承力桿中部位置，電纜支板以抱箍的形式固定于機(jī)架承力桿中部，抱箍與薄壁支板間無(wú)剛度加強(qiáng)結(jié)構(gòu)，如圖4所示。

圖4 電纜支板改進(jìn)前結(jié)構(gòu)Fig.4 Pre-improved structure of cable support plate

針對(duì)四機(jī)振動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)電纜支板振動(dòng)響應(yīng)較大問(wèn)題，設(shè)計(jì)了電纜支板剛度改進(jìn)方案，在薄壁支板上下兩側(cè)沿縱向增設(shè)加強(qiáng)筋。改進(jìn)方案產(chǎn)品在該型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)地面熱試車(chē)時(shí)搭載，振動(dòng)響應(yīng)有明顯改善，在飛行試驗(yàn)中得到考核。改進(jìn)后結(jié)構(gòu)如圖5所示。

圖5 電纜支板改進(jìn)后結(jié)構(gòu)Fig.5 Improved structure of cable support plate

2)振動(dòng)試驗(yàn)后電性能檢查發(fā)現(xiàn)某控制電纜橋路阻值出現(xiàn)跳變。分解檢查發(fā)現(xiàn)故障現(xiàn)象為電纜分支插頭內(nèi)導(dǎo)線(xiàn)與焊杯分離，如圖6所示。

圖6 導(dǎo)線(xiàn)與焊杯分離圖Fig.6 Separation photograph of conductor and solder cup

理化分析認(rèn)為：焊杯開(kāi)裂位于焊縫，未見(jiàn)焊料熔化不良；導(dǎo)線(xiàn)開(kāi)裂處焊縫未見(jiàn)未熔合、氣孔等焊接缺陷。能譜分析顯示導(dǎo)線(xiàn)開(kāi)裂處金屬成分符合要求，分析認(rèn)為焊杯焊縫處開(kāi)裂是由于振動(dòng)強(qiáng)度超出焊縫連接強(qiáng)度所致。據(jù)此，將分支插頭由導(dǎo)線(xiàn)與焊杯焊接型改為壓接型電連接器，避免長(zhǎng)時(shí)間振動(dòng)導(dǎo)致該焊縫結(jié)構(gòu)強(qiáng)度不足、導(dǎo)線(xiàn)與焊杯分離的故障，提高了電纜連接的可靠性。改進(jìn)后，按照整機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)中對(duì)應(yīng)的測(cè)點(diǎn)振動(dòng)頻譜、振動(dòng)時(shí)間和方向，再次進(jìn)行故障電纜新?tīng)顟B(tài)產(chǎn)品組件振動(dòng)試驗(yàn)，試驗(yàn)后對(duì)電纜進(jìn)行檢查，電性能檢查結(jié)果合格，參加試車(chē)驗(yàn)證使用狀態(tài)正常，并在飛行試驗(yàn)中得到考核。

2.3.3 振動(dòng)試驗(yàn)后試車(chē)考核驗(yàn)證

為證明發(fā)動(dòng)機(jī)在經(jīng)過(guò)一級(jí)飛行段振動(dòng)力學(xué)條件考核后可適應(yīng)二級(jí)工作，整機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)完成后，最終需通過(guò)試車(chē)進(jìn)行驗(yàn)證考核。采取一臺(tái)分機(jī)開(kāi)展熱試車(chē)考核，驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)、功能完整性。所選驗(yàn)證試車(chē)發(fā)動(dòng)機(jī)在振動(dòng)試驗(yàn)前已有成功試車(chē)經(jīng)歷。且該型發(fā)動(dòng)機(jī)采用基于數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)方法、模式識(shí)別、時(shí)序模型、自適應(yīng)閾值算法的故障檢測(cè)系統(tǒng)，已經(jīng)實(shí)現(xiàn)對(duì)試驗(yàn)過(guò)程的測(cè)量信號(hào)進(jìn)行實(shí)時(shí)分析、監(jiān)測(cè)。此次驗(yàn)證試車(chē)中，發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)、轉(zhuǎn)級(jí)正常，參數(shù)協(xié)調(diào)，各項(xiàng)檢查正常，對(duì)信號(hào)特征頻段的 RMS 值進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)控，對(duì)振動(dòng)前后該發(fā)動(dòng)機(jī)熱試車(chē)關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行對(duì)比，吻合性良好(如圖7所示)。驗(yàn)證試車(chē)后，確認(rèn)了二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)一級(jí)飛行段振動(dòng)力學(xué)環(huán)境的良好適應(yīng)性，完成了二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)飛行任務(wù)剖面的環(huán)境適應(yīng)性全覆蓋研究。

圖7 振動(dòng)前后分機(jī)熱試車(chē)數(shù)據(jù)Fig.7 Hot-firing test data before and after vibration

3 結(jié)論

論文針對(duì)火箭二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)一級(jí)飛行段振動(dòng)力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性考核目標(biāo)，設(shè)計(jì)研究了發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)、檢查測(cè)試和驗(yàn)證試車(chē)等內(nèi)容。主要環(huán)節(jié)包括:

1)振動(dòng)試驗(yàn)前，進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)試驗(yàn)確認(rèn)參試產(chǎn)品結(jié)構(gòu)剛度狀態(tài)正常。

2)振動(dòng)試驗(yàn)完成發(fā)動(dòng)機(jī)3個(gè)互相垂直方向的正弦振動(dòng)、隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)，通過(guò)加速度數(shù)據(jù)、應(yīng)變數(shù)據(jù)分析，確認(rèn)發(fā)動(dòng)機(jī)整體強(qiáng)度可靠，由特征級(jí)掃描數(shù)據(jù)判定發(fā)動(dòng)機(jī)整體結(jié)構(gòu)試驗(yàn)前后狀態(tài)一致性良好。

3)通過(guò)組件振動(dòng)響應(yīng)判別出結(jié)構(gòu)薄弱點(diǎn)，通過(guò)振動(dòng)試驗(yàn)后的發(fā)動(dòng)機(jī)電性能測(cè)試項(xiàng)目發(fā)現(xiàn)電纜故障，對(duì)薄弱環(huán)節(jié)進(jìn)行了結(jié)構(gòu)優(yōu)化。

4)選用振動(dòng)試驗(yàn)后的單機(jī)參加驗(yàn)證試車(chē)，經(jīng)對(duì)該發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)前后的試車(chē)參數(shù)對(duì)比分析，兩者參數(shù)一致性良好確認(rèn)了二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)正常，說(shuō)明一級(jí)力學(xué)環(huán)境振動(dòng)試驗(yàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)工作性能無(wú)影響。

該型運(yùn)載火箭首飛及后續(xù)飛行試驗(yàn)取得成功，驗(yàn)證了本文建立的發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)考核方法行之有效，可實(shí)現(xiàn)二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)全壽命周期的力學(xué)環(huán)境考核覆蓋，為運(yùn)載火箭二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)一級(jí)飛行段環(huán)境適應(yīng)性考核提供了重要參考。