黃 帥，丁一凡，焦 震，王春林，張欣耀

（上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109）

引 言

2020 年11月24日，新一代大型運(yùn)載火箭“長(zhǎng)征五號(hào)遙五”（CZ-5 Y5）火箭在中國(guó)海南文昌航天發(fā)射場(chǎng)托舉著“嫦娥五號(hào)”探測(cè)器，經(jīng)過(guò)約2 184 s 的飛行成功進(jìn)入預(yù)定地月轉(zhuǎn)移軌道，飛行試驗(yàn)取得圓滿(mǎn)成功。截至目前，“長(zhǎng)征五號(hào)”系列火箭共完成7發(fā)飛行試驗(yàn)，28個(gè)助推器均圓滿(mǎn)完成飛行試驗(yàn)。

“長(zhǎng)征五號(hào)”（CZ-5）火箭助推器與國(guó)內(nèi)外主流火箭助推器相比，在起飛推力、起飛質(zhì)量、工作時(shí)間等方面均達(dá)到國(guó)際先進(jìn)水平。在研制過(guò)程中，“長(zhǎng)征五號(hào)”助推器攻克大型低溫液體助推器總體優(yōu)化及試驗(yàn)技術(shù)、助推器偏置大集中力結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、液氧低溫貯箱絕熱結(jié)構(gòu)技術(shù)、高可靠貯箱全攪拌摩擦焊技術(shù)等8項(xiàng)重大關(guān)鍵技術(shù)。這些技術(shù)的積累，為后續(xù)中國(guó)新一代運(yùn)載火箭的發(fā)展奠定了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。國(guó)內(nèi)外火箭助推器主要指標(biāo)對(duì)比如表1所示。

表1 國(guó)內(nèi)外助推器指標(biāo)對(duì)比Table 1 Comparison of booster indicators at home and abroad

1 助推器總體方案

助推器是“長(zhǎng)征五號(hào)”火箭的重要組成部分，為全箭提供豎立狀態(tài)支撐和助推飛行段主要推力，提供全箭90%以上的起飛推力[1]。

“長(zhǎng)征五號(hào)”火箭助推器標(biāo)稱(chēng)直徑為3.35 m，尾部最大寬度5.85 m，總長(zhǎng)約27.7 m，頭部為斜頭錐形式，尾段帶有尾翼結(jié)構(gòu)。助推器與芯級(jí)之間采用前捆綁主傳力，后捆綁徑向、周向約束的捆綁方案，前捆綁為中心爆炸螺栓式軸承支座的主傳力接頭，后捆綁采用3根連桿式連接解鎖裝置。全箭采用助推主支撐的方式，每個(gè)助推器尾段設(shè)置一主二輔共3個(gè)支撐點(diǎn)，即全箭靠4個(gè)助推共12個(gè)支撐點(diǎn)豎立停放在發(fā)射臺(tái)上。

每個(gè)助推器采用YF-100FHII液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)（由兩臺(tái)YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)和雙機(jī)機(jī)架組合而成）為動(dòng)力，雙機(jī)安裝角6°（噴管軸線(xiàn)向外側(cè)偏斜），外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)固定不動(dòng)，內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝一臺(tái)伺服機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)8°切向搖擺，提供全箭控制力矩。伺服機(jī)構(gòu)采用發(fā)動(dòng)機(jī)煤油二級(jí)泵后高壓煤油作為能源，伺服控制器安裝在芯級(jí)，用于接收控制指令，控制伺服機(jī)構(gòu)動(dòng)作。

助推器液氧箱在煤油箱之上，通過(guò)煤油箱中間的隧道管向發(fā)動(dòng)機(jī)輸送液氧。液氧箱采用常溫氦氣加溫增壓方式，多個(gè)氣瓶安裝在頭錐內(nèi)部，氦氣經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)氦加溫器加溫后進(jìn)入貯箱增壓；煤油箱采用常溫氦氣增壓方式，多個(gè)氣瓶安裝在箱間段。氧系統(tǒng)采用循環(huán)預(yù)冷方式對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行預(yù)冷，自低溫加注起開(kāi)始自然循環(huán)預(yù)冷，射前采用氦氣引射進(jìn)行強(qiáng)制循環(huán)預(yù)冷。

助推器采用遙附一體化的測(cè)量系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)發(fā)射準(zhǔn)備階段監(jiān)測(cè)和飛行段遙測(cè)。助推器由芯級(jí)統(tǒng)一供電，并將數(shù)據(jù)以脈沖編碼調(diào)制（Pulse Code Modulation，PCM）數(shù)據(jù)流的方式傳給芯級(jí)，由芯級(jí)進(jìn)行統(tǒng)一下傳。射前測(cè)量系統(tǒng)上電采集地面監(jiān)測(cè)參數(shù)，單助推有7路射前監(jiān)測(cè)參數(shù)，為測(cè)發(fā)控系統(tǒng)提供液位、氣枕壓力、點(diǎn)火條件等關(guān)鍵參數(shù)信息；起飛后助推測(cè)量系統(tǒng)還采集各類(lèi)飛行環(huán)境參數(shù)、時(shí)序控制等參數(shù)信息。

助推器與芯級(jí)分離采用橫向分離方式。每個(gè)助推器上安裝10枚分離火箭（頭錐安裝4枚，后過(guò)渡安裝6枚），分離火箭接收到芯級(jí)發(fā)送的點(diǎn)火信號(hào)后點(diǎn)火工作，隨后前后捆綁裝置解鎖，助推器在分離火箭短時(shí)間、大推力作用下實(shí)現(xiàn)分離。助推器示意圖如圖1所示。

圖1 “長(zhǎng)征五號(hào)”助推器示意圖Fig. 1 The sketch map of Long March 5 launch vehicle booster

2 助推器研制歷程

“長(zhǎng)征五號(hào)”火箭2006年10月正式批復(fù)立項(xiàng)，助推器開(kāi)始方案階段研制工作；2008年10月轉(zhuǎn)入初樣研制階段；2012年12月轉(zhuǎn)入試樣研制階段。

方案階段，助推器完成以低溫縮比貯箱絕熱結(jié)構(gòu)綜合性能驗(yàn)證試驗(yàn)、增壓輸送系統(tǒng)循環(huán)預(yù)冷試驗(yàn)、測(cè)量系統(tǒng)10 M碼率數(shù)據(jù)傳輸桌面綜合試驗(yàn)等原理性試驗(yàn)為代表的6項(xiàng)關(guān)鍵試驗(yàn)，表明助推總體和分系統(tǒng)的主要設(shè)計(jì)方案實(shí)現(xiàn)閉環(huán)，系統(tǒng)方案初步驗(yàn)證合理可行。

初樣階段完成以助推模塊熱試車(chē)、模態(tài)試驗(yàn)、（參與）分離試驗(yàn)、結(jié)構(gòu)各艙段靜力試驗(yàn)、增壓輸送系統(tǒng)氧/燃系統(tǒng)的冷流試驗(yàn)、測(cè)量系統(tǒng)綜合匹配試驗(yàn)等為代表的41項(xiàng)關(guān)鍵地面試驗(yàn)，同時(shí)完成一般性研制試驗(yàn)968項(xiàng)，共計(jì)1 009項(xiàng)研制試驗(yàn)工作。驗(yàn)證各系統(tǒng)絕大部分艙段、單機(jī)、設(shè)備設(shè)計(jì)方案和技術(shù)參數(shù)的正確性，同時(shí)驗(yàn)證助推模塊內(nèi)部各系統(tǒng)間接口，以及與全箭總體的電氣、機(jī)械接口的協(xié)調(diào)匹配性。

試驗(yàn)階段完成以頭錐/氧箱常溫組合靜力試驗(yàn)、后過(guò)渡/機(jī)架/尾段組合艙段靜力試驗(yàn)、頭錐整艙級(jí)（帶設(shè)備和氣瓶管路）噪聲試驗(yàn)、低溫管路振動(dòng)試驗(yàn)、發(fā)射場(chǎng)合練等為代表的7項(xiàng)關(guān)鍵地面試驗(yàn)，以及全攪拌摩擦焊貯箱低溫內(nèi)壓靜力試驗(yàn)為代表的630項(xiàng)一般性研制試驗(yàn)，共計(jì)637項(xiàng)試驗(yàn)工作，標(biāo)志著研制的關(guān)鍵技術(shù)全都得到攻關(guān)突破，同時(shí)進(jìn)一步驗(yàn)證產(chǎn)品的性能，開(kāi)展可靠性增長(zhǎng)試驗(yàn)，積累可靠性數(shù)據(jù)，填補(bǔ)遺留的試驗(yàn)充分性的空白，也提升產(chǎn)品的環(huán)境適應(yīng)性和產(chǎn)品的可靠性，為首飛成功夯實(shí)基礎(chǔ)。

助推器通過(guò)在方案階段、初樣階段、試樣階段開(kāi)展的大型試驗(yàn)、專(zhuān)項(xiàng)試驗(yàn)，確保設(shè)計(jì)可靠、生產(chǎn)嚴(yán)格、試驗(yàn)充分。

3 助推器功能與組成

3.1 助推結(jié)構(gòu)子系統(tǒng)功能與組成

“長(zhǎng)征五號(hào)”火箭助推器箭體結(jié)構(gòu)系統(tǒng)主要功能是以足夠的強(qiáng)度和剛度將助推器的各個(gè)系統(tǒng)連接成一個(gè)牢固的整體，維持氣動(dòng)外形，承受熱環(huán)境，同時(shí)貯存推進(jìn)劑，并為箭上各個(gè)系統(tǒng)提供安裝空間和能夠保證其正常工作的內(nèi)部環(huán)境，滿(mǎn)足豎立狀態(tài)為全箭提供支撐、飛行狀態(tài)將助推發(fā)動(dòng)機(jī)推力傳遞給芯級(jí)的載荷要求。

助推結(jié)構(gòu)子系統(tǒng)由以下產(chǎn)品組成：頭錐、液氧箱、箱間段、煤油箱、后過(guò)渡段、尾段、尾翼、導(dǎo)管/電纜整流罩、底部防熱裙，其中頭錐上設(shè)置1個(gè)主傳力點(diǎn)，后過(guò)渡段設(shè)置3個(gè)輔助傳力點(diǎn)，尾段上設(shè)置3個(gè)停放支撐點(diǎn)。

3.2 助推動(dòng)力子系統(tǒng)功能與組成

助推器增壓輸送系統(tǒng)在總裝測(cè)試、發(fā)射準(zhǔn)備和飛行階段的用途為：

1）提供增壓輸送系統(tǒng)測(cè)試接口，滿(mǎn)足測(cè)試要求；

2）在地面設(shè)備配合下實(shí)現(xiàn)貯箱加注（或泄出）推進(jìn)劑，增壓氣瓶充（或放）氣，蓄壓器膜盒充（或放）氣，滿(mǎn)足貯箱推進(jìn)劑加注量及氣瓶、蓄壓器壓力要求；

3）通過(guò)預(yù)冷系統(tǒng)工作，滿(mǎn)足發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)氧路溫度要求；

4）為發(fā)動(dòng)機(jī)提供推進(jìn)劑，滿(mǎn)足發(fā)動(dòng)機(jī)入口推進(jìn)劑的溫度、壓力要求，以保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常起動(dòng)和工作；

5）維持推進(jìn)劑貯箱內(nèi)一定壓力，滿(mǎn)足貯箱結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度要求；

6）助推器增壓輸送系統(tǒng)由貯箱增壓系統(tǒng)、推進(jìn)劑輸送系統(tǒng)、預(yù)冷系統(tǒng)、加泄與排氣系統(tǒng)、供配氣系統(tǒng)、箭體縱向耦合振動(dòng)抑制系統(tǒng)等組成，系統(tǒng)組成如表2所示。

表2 助推器增壓輸送系統(tǒng)組成Table 2 Composition of booster pressurizing transmission system

3.3 助推測(cè)量子系統(tǒng)功能與組成

根據(jù)總體要求，助推器測(cè)量系統(tǒng)測(cè)量參數(shù)191個(gè)和射前監(jiān)視7個(gè)，其中非電量參數(shù)154個(gè)，電量參數(shù)44個(gè)。非電量參數(shù)包括液位、溫度、壓力、振動(dòng)、過(guò)載、脈動(dòng)壓力、熱流和機(jī)械參數(shù)。電量參數(shù)包括時(shí)間指令參數(shù)和電壓參數(shù)。

“長(zhǎng)征五號(hào)”火箭助推器測(cè)量系統(tǒng)主要由采編器、換流器、信號(hào)轉(zhuǎn)接器、直流變換器、時(shí)間指令變換器、各類(lèi)傳感器和變換器等組成，主要對(duì)助推器總體、環(huán)境、動(dòng)力等參數(shù)進(jìn)行采集和編碼，數(shù)據(jù)經(jīng)匯總后以PCM流形式傳送至芯一級(jí)測(cè)量系統(tǒng)數(shù)據(jù)綜合器，下傳到地面后經(jīng)處理和分析，幫助了解助推器在飛行試驗(yàn)過(guò)程中的有關(guān)狀態(tài)、性能、故障和原因，為完善助推器和火箭的設(shè)計(jì)提供必要和有效的依據(jù)。

助推器測(cè)量系統(tǒng)功能框圖如圖2所示。

圖2 助推器測(cè)量系統(tǒng)功能框圖Fig. 2 Functional block diagram of booster measurement system

4 主要技術(shù)特點(diǎn)

“長(zhǎng)征五號(hào)”火箭助推器研制工作歷時(shí)10年，研制過(guò)程中突破大型低溫液體助推器總體優(yōu)化及試驗(yàn)技術(shù)、偏置集中力設(shè)計(jì)分析與試驗(yàn)技術(shù)、液氧低溫貯箱絕熱結(jié)構(gòu)技術(shù)、高可靠貯箱全攪拌摩擦焊技術(shù)、大尺寸/高厚度蜂窩結(jié)構(gòu)尾翼設(shè)計(jì)/制造技術(shù)、大推力低溫發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷技術(shù)、大直徑低溫輸送及試驗(yàn)技術(shù)、超高壓大流量高精度氦氣加溫增壓技術(shù)等重大關(guān)鍵技術(shù)為代表的16項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。

4.1 大型低溫液體助推器總體優(yōu)化及試驗(yàn)技術(shù)

助推模塊總體從惡劣環(huán)境條件保證、總體結(jié)構(gòu)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)、材料性能優(yōu)選、火箭自頂向下協(xié)同設(shè)計(jì)方法、數(shù)字化協(xié)同研發(fā)管理平臺(tái)建設(shè)、基于數(shù)字裝配的運(yùn)載火箭總裝設(shè)計(jì)方法等多角度開(kāi)展助推模塊優(yōu)化設(shè)計(jì)，全面提高助推模塊各項(xiàng)性能[2-3]。同時(shí)，完成國(guó)內(nèi)首個(gè)最大推力火箭子級(jí)地面熱試車(chē)試驗(yàn)、非對(duì)稱(chēng)結(jié)構(gòu)大型助推器模態(tài)試驗(yàn)等大型地面試驗(yàn)技術(shù)研究，突破若干試驗(yàn)技術(shù)難點(diǎn)，為助推模塊的研制順利、成功奠定堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)[4]。大推力低溫液體助推器總體優(yōu)化及試驗(yàn)技術(shù)主要解決如下4個(gè)技術(shù)難點(diǎn)。

1）頭錐外形優(yōu)化設(shè)計(jì)難。國(guó)內(nèi)首次采用斜頭錐外形的助推器，斜頭錐與直筒段相貫復(fù)雜。創(chuàng)新性地提出斜頭錐與直筒段相貫過(guò)渡線(xiàn)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)方案，僅通過(guò)一對(duì)橢圓框即實(shí)現(xiàn)頭錐上下結(jié)構(gòu)的連接過(guò)渡。經(jīng)全箭氣動(dòng)分析確認(rèn)，該方案為最優(yōu)方案，助推總長(zhǎng)度不變，頭錐長(zhǎng)度縮短220 mm，相應(yīng)增加箱間段長(zhǎng)度，使得箱間段煤油增壓氣瓶的安裝空間得到保障，提高操作維護(hù)的便利性和加工制造性能。整體布局方案更優(yōu)化合理。

2）助推模塊重量大，非對(duì)稱(chēng)結(jié)構(gòu)，偏心大，與芯級(jí)吊裝對(duì)接精度要求高、難度大。提出助推模塊吊點(diǎn)偏心優(yōu)化設(shè)計(jì)思路，創(chuàng)新性設(shè)計(jì)承受大剪切力的異形吊掛附件，確保助推模塊與芯級(jí)安全可靠對(duì)接。通過(guò)與飛行試驗(yàn)火箭助推器稱(chēng)重結(jié)果對(duì)標(biāo)，發(fā)射場(chǎng)與芯級(jí)吊裝對(duì)接過(guò)程表明，助推器吊裝起豎姿態(tài)良好，對(duì)接過(guò)程順利高效。

3）火工品數(shù)量多，40個(gè)國(guó)內(nèi)推力最大的側(cè)推火箭，推力高達(dá)31.5 kN，安裝可靠性要求高。突破分體式支架對(duì)分離火箭集中布局的限制，保證相鄰側(cè)推火箭推力線(xiàn)軸線(xiàn)距離要求和火箭安裝的方便緊湊性，大大縮短火箭分離火箭在發(fā)射場(chǎng)的安裝時(shí)間。飛行過(guò)程中，助推模塊分離正常，箭體姿態(tài)良好，充分驗(yàn)證一體化支架的可靠性。

4）發(fā)射場(chǎng)環(huán)境惡劣，海南文昌發(fā)射場(chǎng)高鹽高濕的環(huán)境易對(duì)電氣設(shè)備造成腐蝕，對(duì)箭體的防水要求高。對(duì)箭體所有開(kāi)口及電連接器和電纜均采取硅橡膠配合滌綸膠密封，另外，轉(zhuǎn)場(chǎng)后對(duì)助推器各儀器艙段均采取艙段吹除措施。經(jīng)合練試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)2次中雨環(huán)境考核，各項(xiàng)措施有效可靠，艙段環(huán)境良好，未發(fā)生漏電現(xiàn)象，確保箭上電氣產(chǎn)品的可靠工作。

4.2 助推器偏置大集中力結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、制造及試驗(yàn)技術(shù)

“長(zhǎng)征五號(hào)”運(yùn)載火箭是國(guó)內(nèi)首個(gè)助推器前捆綁點(diǎn)主傳力、助推器支撐的大型液體運(yùn)載火箭。助推器前捆綁點(diǎn)主傳力、助推器支撐的結(jié)構(gòu)方案，有利于降低火箭芯級(jí)結(jié)構(gòu)的重量，提高全箭的結(jié)構(gòu)效率，但帶來(lái)的問(wèn)題是助推器結(jié)構(gòu)需要承受比較大的偏置集中力[5]。國(guó)外火箭采用的前捆綁點(diǎn)主傳力助推器通常為固體助推器，國(guó)內(nèi)以往的捆綁火箭均采用后捆綁點(diǎn)主傳力[6]，因此“長(zhǎng)征五號(hào)”是首次采用前捆綁點(diǎn)主傳力的液體捆綁火箭。

針對(duì)這一技術(shù)特點(diǎn)，“長(zhǎng)征五號(hào)”助推器首次提出橫梁式頭錐結(jié)構(gòu)承力方案，降低偏置集中力結(jié)構(gòu)的局部應(yīng)力水平。同時(shí)提出一種復(fù)雜結(jié)構(gòu)層級(jí)式仿真分析方法，解決仿真過(guò)程中材料、幾何、接觸等非線(xiàn)性因素耦合、連接件關(guān)系復(fù)雜等導(dǎo)致的分析難題[7]。助推器偏置大集中力承載結(jié)構(gòu)如圖3所示。根據(jù)頭錐結(jié)構(gòu)，發(fā)明一套從零件高精度加工、大型核心結(jié)構(gòu)件組合加工和高精裝配的協(xié)調(diào)制造設(shè)備，實(shí)現(xiàn)偏置大集中力結(jié)構(gòu)的高質(zhì)量、高可靠制造。同時(shí)提出一種偏置大集中力組合結(jié)構(gòu)地面靜力試驗(yàn)技術(shù)，發(fā)明一套偏置大集中力加載系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)400 t量級(jí)偏置集中力的高精度加載與監(jiān)測(cè)，頭錐通過(guò)地面軸壓靜力試驗(yàn)，如圖4所示。

圖3 助推偏置集中力承載結(jié)構(gòu)Fig. 3 Load-carrying structure of booster bias concentrated force

圖4 軸壓靜力試驗(yàn)Fig. 4 Axial compression static test

本項(xiàng)目技術(shù)水平達(dá)到國(guó)內(nèi)領(lǐng)先、國(guó)際先進(jìn)，具有重大的經(jīng)濟(jì)和社會(huì)效益，對(duì)于“長(zhǎng)征五號(hào)”運(yùn)載火箭的首飛成功以及后續(xù)的大型液體捆綁運(yùn)載火箭的研制具有重要意義。

4.3 高可靠貯箱全攪拌摩擦焊技術(shù)

貯箱作為火箭的主結(jié)構(gòu)產(chǎn)品，其制造質(zhì)量的高穩(wěn)定性、高可靠性是保證火箭發(fā)射成功的重要因素之一。焊接作為貯箱的關(guān)鍵制造技術(shù)，對(duì)結(jié)構(gòu)承載能力、可靠性等指標(biāo)起到至關(guān)重要的作用。“長(zhǎng)征五號(hào)”助推液氧箱直徑為Φ3 350 mm，為滿(mǎn)足低溫、高承載、低重量的要求，Φ3 350 mm貯箱采用2 219高強(qiáng)鋁合金。攪拌摩擦焊技術(shù)[8]由于其優(yōu)異的力學(xué)性能、低殘余應(yīng)力與小變形特點(diǎn)、綠色高效制造特征等優(yōu)勢(shì)，成為新一代運(yùn)載火箭貯箱主結(jié)構(gòu)焊縫制造的理想選擇。

貯箱箱底主要由頂蓋、瓜瓣和法蘭焊接而成，如圖5所示，其中頂蓋和瓜瓣環(huán)縫、瓜瓣縱縫均為三維空間曲線(xiàn)，攪拌摩擦焊接難度大。提出一種大剛性A/C擺焊接主軸技術(shù)、一種位移與壓力雙控反饋攪拌頭精度控制技術(shù)，解決了焊接三維空間曲線(xiàn)焊縫條件下焊接主軸各向剛性變化帶來(lái)的精度控制難題[9-10]，達(dá)到三維空間曲線(xiàn)焊縫攪拌頭運(yùn)行精度 ≤ 0.02 mm的效果，解決了貯箱箱底三維空間曲線(xiàn)高精度焊接難題[11-12]。

圖5 貯箱箱底Fig. 5 The bottom of storage tank

貯箱箱底和筒段最終通過(guò)環(huán)向焊縫焊接成一體，大直徑貯箱環(huán)縫攪拌摩擦焊接必須突破貯箱高精度裝配、大質(zhì)量回轉(zhuǎn)體運(yùn)動(dòng)的同步性、高可靠環(huán)縫匙孔處理等難題，創(chuàng)新性采用多重獨(dú)立徑向可調(diào)及測(cè)量反饋控制技術(shù)以及“剛?cè)峤Y(jié)合”的重載可拆卸輕質(zhì)內(nèi)支撐結(jié)構(gòu)，解決大直徑、大長(zhǎng)度貯箱裝配圓度保證、焊接偏扭、徑向變形等問(wèn)題，達(dá)到對(duì)接面圓度、平行度 ≤ 2 mm，對(duì)接面平面度 ≤ 2 mm，對(duì)接面象限基準(zhǔn)夾角偏差 ≤ 2′，前后象限基準(zhǔn)偏扭 ≤ 3′。

創(chuàng)新性地提出基于“焊縫底部界面流動(dòng)擴(kuò)展”與背面墊板的全焊透攪拌摩擦焊方法、基于“局部熱力塑性變形貼胎”的預(yù)處理方法，解決未焊透或弱連接缺陷、孔洞及隧道或焊縫犁溝等問(wèn)題。

提出基于電主軸控制的高精度攪拌針回抽無(wú)匙孔處理方法，解決密封艙體總對(duì)接環(huán)縫的攪拌針退出匙孔處理難題，達(dá)到環(huán)縫焊接回抽段無(wú)匙孔處理力學(xué)性能與正常焊縫等強(qiáng)的效果。

“長(zhǎng)征五號(hào)”助推液氧箱為國(guó)內(nèi)首次采用全攪拌摩擦焊技術(shù)并通過(guò)上天飛行考核的貯箱，如圖6所示，實(shí)現(xiàn)了中國(guó)運(yùn)載火箭貯箱全攪拌摩擦焊接技術(shù)的突破，對(duì)貯箱高可靠焊接具有重要意義。

圖6 全攪拌摩擦焊平臺(tái)Fig. 6 Friction stir welding platform

4.4 液氧低溫貯箱絕熱結(jié)構(gòu)技術(shù)

首次提出防護(hù)層、隔熱層和緩沖層復(fù)合的絕熱結(jié)構(gòu)方案，如圖7所示，外側(cè)防護(hù)層承受氣動(dòng)沖刷和降低隔熱層低溫吸濕，中間泡沫隔熱層密度輕、隔熱性能優(yōu)良，有效降低外界熱量傳遞[13-15]，內(nèi)緩沖層保證低溫條件下隔熱層與貯箱艙體的連接強(qiáng)度。最終實(shí)現(xiàn)絕熱結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱率不大于0.023 W/m·K的指標(biāo)要求，整箱液氧蒸發(fā)量降低至10～22 L/min，并且絕熱結(jié)構(gòu)通過(guò)氣動(dòng)沖刷等試驗(yàn)考核，有效地解決了液氧低溫貯箱隔熱、耐沖刷及吸濕等技術(shù)難題。

圖7 低溫絕熱結(jié)構(gòu)方案Fig. 7 The scheme of low temperature insulation structure

針對(duì)手工噴涂和手工打磨工藝的導(dǎo)致絕熱層質(zhì)量不穩(wěn)定、產(chǎn)品一致性不高問(wèn)題，研制一套絕熱結(jié)構(gòu)自動(dòng)噴涂打磨設(shè)備[16]，采用離線(xiàn)編程的人機(jī)交互平臺(tái)實(shí)現(xiàn)貯箱絕熱結(jié)構(gòu)機(jī)械噴涂和打磨，解決了貯箱絕熱結(jié)構(gòu)自動(dòng)化制造問(wèn)題。通過(guò)理論計(jì)算優(yōu)化設(shè)計(jì)噴涂設(shè)備、打磨工具，提出一套可靠的噴涂打磨工藝方案，提高了聚氨酯泡沫塑料噴涂精度和打磨精度，實(shí)現(xiàn)了絕熱結(jié)構(gòu) ± 2 mm的厚度精度要求，解決了貯箱絕熱結(jié)構(gòu)厚度超差、外觀(guān)差等問(wèn)題。

4.5 大尺寸、高厚度蜂窩結(jié)構(gòu)尾翼設(shè)計(jì)、制造技術(shù)

“長(zhǎng)征五號(hào)”尾翼是目前國(guó)內(nèi)研制尺寸最大、承載能力要求最高的尾翼，如圖8所示。尾翼翼根弦長(zhǎng)為4 000 mm，翼展2 500 mm，剖面為6%弦長(zhǎng)的變厚度型面，其投影面積達(dá)到6.875 m2。與“長(zhǎng)征四號(hào)乙”（CZ-4B）火箭尾翼相比，“長(zhǎng)征五號(hào)”尾翼翼展尺寸為現(xiàn)役型號(hào)的約2倍，面積約3倍，載荷更是達(dá)到約9倍。為此提出蒙皮、蜂窩、梁、肋通過(guò)膠鉚結(jié)合的尾翼結(jié)構(gòu)方案[17]。

圖8 尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及仿真分析Fig. 8 Structure design and simulation analysis of tail wing

根據(jù)尾翼承受最大氣動(dòng)載荷，得到翼面壓差分布，通過(guò)對(duì)尾翼結(jié)構(gòu)分布進(jìn)行多輪迭代優(yōu)化設(shè)計(jì)，提出傳力最優(yōu)的結(jié)構(gòu)方案，解決翼面法向力傳遞擴(kuò)散等困難[18]。

“長(zhǎng)征五號(hào)”火箭尾翼用鋁蜂窩高度比現(xiàn)役型號(hào)增大近1倍，結(jié)構(gòu)更容易發(fā)生失穩(wěn)破壞，制造難度大，通過(guò)大量測(cè)試試驗(yàn)獲得蜂窩夾層結(jié)構(gòu)力學(xué)性能參數(shù)和蜂窩面板皺損相關(guān)參數(shù)，并以此為基礎(chǔ)優(yōu)化工藝參數(shù)，解決大尺寸、高厚度蜂窩結(jié)構(gòu)尾翼的高精度制造，外形尺寸精度達(dá)到 ± 2 mm，前緣撓度不大于4 mm，如圖9所示。

圖9 尾翼制造成形示意圖Fig. 9 The diagram of tail wing manufacture

在靜力試驗(yàn)中，創(chuàng)新性地通過(guò)2點(diǎn)集中力加載模擬分布?xì)鈩?dòng)載荷，如圖10所示，使總法向力、翼根彎矩和壓心位置等滿(mǎn)足總體載荷要求，解決尾翼氣動(dòng)載荷加載的難題，順利通過(guò)靜強(qiáng)度和靜剛度試驗(yàn)考核，試驗(yàn)結(jié)果與仿真分析一致[19]。

圖10 尾翼設(shè)計(jì)載荷靜力試驗(yàn)Fig. 10 Static test of tail wing design load

4.6 大推力低溫發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷技術(shù)

“長(zhǎng)征五號(hào)”助推針對(duì)低溫大推力雙臺(tái)高壓補(bǔ)燃液氧煤油YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)提出自然循環(huán)與氦引射組合的預(yù)冷技術(shù)，通過(guò)在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前的強(qiáng)效預(yù)冷手段進(jìn)一步加強(qiáng)發(fā)動(dòng)機(jī)的預(yù)冷效果[20]，解決發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷要求嚴(yán)苛及一發(fā)火箭8臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)需同時(shí)達(dá)到預(yù)冷好條件的難題，提高發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)的可靠性；同時(shí)創(chuàng)新性地提出預(yù)冷回流口的布局及液氧加注的位置，預(yù)冷回流口在貯箱上部[21-22]，氧加注口在發(fā)動(dòng)機(jī)入口處，實(shí)現(xiàn)高效率的自然循環(huán)預(yù)冷能力，達(dá)到在過(guò)冷液氧加注后僅靠自然循環(huán)預(yù)冷具備1 h的推遲發(fā)射能力，簡(jiǎn)化射前流程，提高火箭推遲發(fā)射及故障情況下的應(yīng)急處置能力[23-24]。

通過(guò)在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前的強(qiáng)效預(yù)冷手段進(jìn)一步加強(qiáng)發(fā)動(dòng)機(jī)的預(yù)冷效果，提高發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)的可靠性，簡(jiǎn)化靶場(chǎng)發(fā)射流程，減少地面設(shè)備，提高靶場(chǎng)發(fā)射的安全性。創(chuàng)新性地提出預(yù)冷回流口和氧加注口的布局位置，預(yù)冷回流口在貯箱上部，氧加注口在發(fā)動(dòng)機(jī)入口處，實(shí)現(xiàn)高效率的自然循環(huán)預(yù)冷能力。

4.7 大直徑低溫輸送及試驗(yàn)技術(shù)

“長(zhǎng)征五號(hào)”火箭助推器首次研制Φ320 mm大直徑低溫輸送系統(tǒng)，解決大直徑低溫管路補(bǔ)償、密封及疲勞壽命預(yù)估的難題[25-26]；同時(shí)設(shè)計(jì)Φ320 mm大直徑管路低溫振動(dòng)試驗(yàn)系統(tǒng)，首次采用壓力自平衡裝置，解決大直徑低溫柔性管路在加液及增壓后的變形對(duì)振動(dòng)臺(tái)附加力矩的難題。創(chuàng)新性地提出低溫加速度傳感器計(jì)量校準(zhǔn)方法，給出低溫環(huán)境下加速度測(cè)量方法以及加速度值的修正方案，填補(bǔ)了國(guó)內(nèi)在低溫傳感器計(jì)量與測(cè)試方法方面的空白。

“長(zhǎng)征五號(hào)”助推研發(fā)多種系列化波紋管補(bǔ)償器，對(duì)其原材料在低溫條件下的力學(xué)性能和收縮率進(jìn)行專(zhuān)項(xiàng)試驗(yàn)研究，解決現(xiàn)有補(bǔ)償器漏熱量大、不能單獨(dú)在低溫下使用、軸向補(bǔ)償能力限制較大的問(wèn)題；同時(shí)研發(fā)一種適用于低溫管路的“U形”金屬密封圈，密封圈尺寸涵蓋DN30～DN320多個(gè)管路通徑系列，通過(guò)“U形”圈內(nèi)外的壓力差促使“U形”金屬圈變形，實(shí)現(xiàn)壓力作用式密封，解決了現(xiàn)有密封圈在低溫下變形、漏率增大以及鋼鋁法蘭副在低密封比壓條件下可靠密封的技術(shù)難題，低溫密封漏率可達(dá)到10-5Pa·m3/s量級(jí)。

為模擬真實(shí)工況，“U形”助推制定合理的空間柔性管路試驗(yàn)邊界模擬平臺(tái)的搭建方案，設(shè)計(jì)的液氮加注、增壓與穩(wěn)壓系統(tǒng)能夠有效保證管路內(nèi)時(shí)刻保持滿(mǎn)液狀態(tài)且壓力值穩(wěn)定，從而準(zhǔn)確模擬試驗(yàn)管路實(shí)際的低溫工作狀態(tài)。在首次采用壓力自平衡裝置，解決大直徑空間柔性管路在加液及增壓后的變形力矩對(duì)振動(dòng)臺(tái)附加應(yīng)力的難題；并創(chuàng)新性地提出低溫加速度傳感器計(jì)量校準(zhǔn)方法，有效準(zhǔn)確地判讀低溫環(huán)境下的加速度數(shù)據(jù)。

4.8 超高壓大流量高精度氦氣加溫增壓技術(shù)

“U形”助推首次在大型液氧貯箱上提出超高壓大流量高精度氦氣加溫增壓方法[27-28]，采用36.5 MPa超高壓、250 g/s大流量氦氣減壓、大流量氦氣加溫增壓以及主、副路雙觸點(diǎn)壓力信號(hào)器控制的箱壓控制技術(shù)，實(shí)現(xiàn)高精度貯箱壓力調(diào)節(jié)，解決增壓系統(tǒng)及單機(jī)可靠性要求高、系統(tǒng)結(jié)構(gòu)重量要求高、發(fā)動(dòng)機(jī)氦加溫器承壓能力低、發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力要求高且需避免箱壓大幅度波動(dòng)的難題，實(shí)現(xiàn)液氧箱增壓壓力穩(wěn)定控制和一度故障容錯(cuò)功能。采用一種推進(jìn)劑貯箱箱壓冗余控制方法，增壓系統(tǒng)由增壓主路和副路組成，兩增壓路組成相同，單獨(dú)工作均可滿(mǎn)足發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力及貯箱承載要求[29]。主、副路均設(shè)置雙觸點(diǎn)壓力信號(hào)器，根據(jù)貯箱壓力的變化情況控制相對(duì)應(yīng)的電磁閥打開(kāi)和關(guān)閉，從而精確控制貯箱的壓力[30]。

為滿(mǎn)足增壓方案，“長(zhǎng)征五號(hào)”助推首先發(fā)明一種金屬膜盒式雙觸點(diǎn)壓力信號(hào)器。雙觸點(diǎn)壓力信號(hào)器采用波紋管組件感受工作壓力，微動(dòng)開(kāi)關(guān)斜面按壓的防卡滯設(shè)計(jì)，具有調(diào)節(jié)精度高、調(diào)節(jié)裕度大、工作穩(wěn)定等特點(diǎn)，將壓力信號(hào)器的接通和斷開(kāi)值分別設(shè)置，用接通和斷開(kāi)值將箱壓控制在一定的帶寬范圍內(nèi)，以減少主、副路電磁閥動(dòng)作次數(shù)，降低電磁閥可靠性和減壓閥出口精度的要求；同時(shí)發(fā)明一種壓力高、大流量、高減壓比減壓閥。減壓閥采用柱塞式結(jié)構(gòu)，閥桿采用一體式設(shè)計(jì)，具有流量大、減壓比大、工作穩(wěn)定性高等特點(diǎn)。通過(guò)多輪減壓閥動(dòng)態(tài)特性仿真分析和設(shè)計(jì)參數(shù)優(yōu)化，提高減壓閥出口壓力穩(wěn)定性。

5 未來(lái)發(fā)展方向及應(yīng)用拓展

5.1 提升發(fā)動(dòng)機(jī)性能

將助推器的發(fā)動(dòng)機(jī)更換成性能更高的發(fā)動(dòng)機(jī)。目前正在開(kāi)展將助推器YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)更換為YF-100K的論證工作，由于發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量減重以及性能參數(shù)的提升，可極大地提高火箭的運(yùn)載能力，并可按照彈道及載荷優(yōu)化需求調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力。但需要統(tǒng)籌考慮更換發(fā)動(dòng)機(jī)帶來(lái)的影響，例如需進(jìn)一步分析對(duì)助推器貯箱增壓方式的影響，綜合比較目前較為成熟的自生增壓以及氣瓶增壓方案。另外由于100 K采用的是泵后擺方式，減小伺服機(jī)構(gòu)擺動(dòng)力矩，可對(duì)伺服機(jī)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。

5.2 貯箱采用輕質(zhì)材料

目前助推器貯箱主體結(jié)構(gòu)材料為2 219鋁合金，材料強(qiáng)度相對(duì)較輕，結(jié)構(gòu)效率不高。目前國(guó)外主流火箭均采用強(qiáng)度更高的鋁鋰合金。目前國(guó)產(chǎn)鋁鋰合金研制進(jìn)展迅速，已達(dá)到穩(wěn)定化提供高性能板材和鍛件的能力，3 350貯箱原理樣機(jī)已通過(guò)3輪靜力試驗(yàn)考核，性能穩(wěn)定，滿(mǎn)足工程化應(yīng)用的基本條件。更換鋁鋰合金后，預(yù)計(jì)減重10%～15%，可顯著提升運(yùn)載能力。

5.3 貯箱采用長(zhǎng)筒構(gòu)型

當(dāng)前中國(guó)制造的單個(gè)貯箱筒段長(zhǎng)度基本小于2 m，對(duì)于大部分貯箱而言，需要通過(guò)多個(gè)筒段焊接才能達(dá)到尺寸要求，一個(gè)助推器上就有上千條焊縫，焊縫質(zhì)量和數(shù)量直接影響結(jié)構(gòu)的可靠性。國(guó)外某些型號(hào)火箭均采用長(zhǎng)度超過(guò)4 m的長(zhǎng)筒段。中國(guó)也已突破以高筋結(jié)構(gòu)長(zhǎng)壁板精密彎曲成形、長(zhǎng)筒段裝配及焊接為代表的關(guān)鍵技術(shù)，成功研制出5 m級(jí)貯箱壁板、筒段。采用長(zhǎng)筒段，可以減少筒段壁板零件及環(huán)向焊縫數(shù)量，從而提高制造精度、承載性能及產(chǎn)品可靠性。

5.4 采用可控翼傘回收助推器

翼傘不僅具有普通降落傘折疊包裝方便、體積小、質(zhì)量輕的優(yōu)點(diǎn)，還具有良好的滑翔性、操縱性和穩(wěn)定性，可以實(shí)現(xiàn)助推器的落點(diǎn)控制及回收重復(fù)使用。美國(guó)早在70年代就利用降落傘在海上實(shí)現(xiàn)對(duì)航天飛機(jī)助推器的回收，歐洲航天局（European Space Agency，ESA）于1998年利用降落傘實(shí)現(xiàn)對(duì)“阿里安5”（Ariane 5）助推器的回收。中國(guó)于20世紀(jì)80年代開(kāi)始研究助推器回收技術(shù)，主要是概念和關(guān)鍵技術(shù)的研究。對(duì)于翼傘回收方案，中國(guó)已完成縮比模型的空投試驗(yàn)，可有效減少助推器自由墜落的風(fēng)險(xiǎn)，縮小落區(qū)范圍，從而實(shí)現(xiàn)助推器回收的目的[31]。

6 結(jié)束語(yǔ)

“長(zhǎng)征五號(hào)”火箭助推器的研制成功，為“長(zhǎng)征五號(hào)”系列火箭的成功發(fā)射奠定了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)，2016年11月，“長(zhǎng)征五號(hào)遙一”（CZ-5 Y1）火箭首飛；2017年7月，“長(zhǎng)征五號(hào)遙二”（CZ-5 Y2）火箭發(fā)射；2019年12月，“長(zhǎng)征五號(hào)遙三”（CZ-5 Y3）火箭發(fā)射；2020年5月，“長(zhǎng)征五號(hào)乙遙一”（CZ-5B Y1）火箭首飛；2020年7月，“長(zhǎng)征五號(hào)遙四”（CZ-5 Y4）火箭發(fā)射；2020年12月，“長(zhǎng)征五號(hào)遙五”（CZ-5 Y5）火箭發(fā)射；2021年4月，長(zhǎng)征五號(hào)乙遙二（CZ-5BY2）火箭發(fā)射。截至目前，7發(fā)火箭、28個(gè)助推器均圓滿(mǎn)完成飛行任務(wù)?！伴L(zhǎng)征五號(hào)”助推器突破了一大批具有完全自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的全新技術(shù)，“長(zhǎng)征五號(hào)”火箭代表了中國(guó)運(yùn)載火箭科技創(chuàng)新的最高水平，推動(dòng)了新一代運(yùn)載火箭的技術(shù)進(jìn)步，為國(guó)家后續(xù)小重型、重型火箭的研制打下了良好的基礎(chǔ)。