駱洪志，郭彥明，吳會強

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076）

引 言

“長征五號”運載火箭作為中國新一代大型運載火箭，以大幅提升中國進入空間能力為目標，是中國由航天大國向航天強國邁進的重要支撐和顯著標志[1-2]。箭體結構系統(tǒng)作為運載火箭的重要系統(tǒng)之一，是整個運載火箭的基礎[3]。5 m直徑大型箭體結構在研制過程中突破了一系列技術難題[4]，構建了5 m級大型箭體結構產(chǎn)品體系，比如5.2 m直徑大型多功能馮.卡門整流罩、5 m直徑大型低溫貯箱、5 m大集中力承載艙段、5 m直徑大型復合材料防熱尾段等為典型代表的箭體結構產(chǎn)品設計，實現(xiàn)了箭體結構產(chǎn)品尺寸從3.35 m到5 m的巨大跨越[2,4,5-6]。采用創(chuàng)新設計理念，針對大型箭體結構的特點，結合理論計算[7]、有限元分析和靜力試驗等驗證方法，建立了一套適用于5 m級大型箭體結構產(chǎn)品設計的理論方法體系。大力推動新材料的使用，實現(xiàn)箭體結構材料體系更新?lián)Q代，比如貯箱主體結構采用2 219鋁合金全面替代傳統(tǒng)的2A14鋁合金，殼段中采用低密度鎂合金、鈦合金型材和旋壓薄壁管材，以及PMI閉孔剛性泡沫等一系列新材料[8-9]，解決了輕量化設計難題，實現(xiàn)了箭體結構精細化與多功能一體化。

1 大型低溫貯箱結構設計與優(yōu)化

“長征五號”運載火箭采用全新的Φ5 m直徑大型低溫貯箱結構，具有直徑大、容積大、載荷工況復雜、結構效率要求高、可靠性要求高等特點，是目前國內規(guī)模最大、難度最高的液體推進劑貯箱，除具有貯存和輸送液氫燃燒劑和液氧氧化劑功能外，還具有承受整個箭體傳遞的軸壓、彎矩、剪力以及推進劑管理系統(tǒng)帶來的內壓載荷等能力。大直徑低溫貯箱結構設計技術應用了全新的設計理念和設計方法，通過在貯箱過渡環(huán)焊縫位置軸彎內和溫度載荷共同作用下的應力分布規(guī)律研究、材料性能變化對應力分布的影響研究、貯箱焊縫應力應變測量及殘余應力消減技術研究[10-11]，在千t級集中力的超大網(wǎng)格擴散結構、新型液氫貯箱消漩和過濾多功能裝置和大載荷管路止推支架設計方面實現(xiàn)了突破，提高了低溫運載火箭貯箱結構設計能力和水平。

1.1 2 219鋁合金材料體系研究

貯箱主要結構材料選擇方面，采用焊接可靠性更高的2 219鋁合金替代已經(jīng)使用了30余年的2A14鋁合金[12]。中國現(xiàn)役運載火箭貯箱結構材料存在兩個嚴重的問題：一是焊接性能差，特別是裂紋傾向大、斷裂韌性低，二是在存放過程中存在晶間腐蝕和應力腐蝕傾向。這些問題都是困擾貯箱可靠性的質量隱患。新一代運載火箭貯箱結構選用2 219鋁合金作為主體承載結構材料，具有滿意的使用性能、優(yōu)良的工藝性能，特別是良好的焊接性能和較高的斷裂韌度[13]。

1）低溫貯箱材料設計性能選取方法研究

新一代運載火箭要求貯箱結構材料具有輕質、高強、可焊性好、材料和焊接接頭的低溫力學性能和塑性好等特點。低溫貯箱采用了許多新技術、新工藝。因此，低溫下貯箱材料和焊接接頭性能是貯箱結構承載能力的關鍵，在工程化應用階段，需要對母材和不同焊接方法所焊接頭的超低溫性能進行科學的評價，從而為設計指標選取確立科學的方法。

2）不同熱處理狀態(tài)對焊縫力學性能影響的研究

為掌握過渡環(huán)不同熱處理狀態(tài)的母材及焊接接頭力學性能變化規(guī)律，開展了T852狀態(tài)（固溶處理+冷鍛+人工時效）和T6狀態(tài)（固溶處理+冷鍛+退火）兩種熱處理狀態(tài)對材料性能、焊接工藝和接頭性能的影響分析。針對過渡環(huán)母材和焊縫結構進行整體剖切，開展焊縫力學性能測試和微觀組織分析，包括不同溫度情況下的力學性能測試和分析。利用ARAMIS測量系統(tǒng)，獲得不同熱處理狀態(tài)焊接接頭的應變測量數(shù)據(jù)。2219鋁合金不同熱處理狀態(tài)焊接接頭的應變結果見圖1。

圖1 不同熱處理狀態(tài)焊接接頭的應變結果Fig. 1 Strain results of welded joints in different heat treatment states

3）基于提升變形協(xié)調能力的焊縫性能評價技術

按照優(yōu)化的叉形環(huán)與筒段焊接工藝、進行不同焊接工藝參數(shù)的匹配試驗，分析焊接工藝和焊接參數(shù)對接頭局部結構變形協(xié)調能力的影響。

1.2 新型低溫貯箱結構設計技術

1）箱體過渡環(huán)區(qū)域結構優(yōu)化設計

在大軸拉、內壓載荷作用下，大型薄壁低溫貯箱叉形環(huán)位置的受力和變形都十分復雜，對傳統(tǒng)設計方案在低溫情況下進行有限元分析，獲得變形、應力分布規(guī)律。復雜的應力狀態(tài)對該位置焊接接頭的失效模式有顯著影響，而傳統(tǒng)貯箱設計方法僅計算環(huán)焊縫平均應力，對剛度不連續(xù)、內外表面受力不均勻和附加彎矩的問題考慮不夠。通過研究發(fā)現(xiàn)，叉形環(huán)與圓筒段焊接區(qū)的應力較復雜，在局部彎矩下有較大的應力梯度。二次彎曲作用下，導致焊縫位置內外表面的應力差別顯著，貯箱加注液氮后，箱體先向內收縮；加載軸拉、內壓后，叉形環(huán)向內收縮，而筒段和箱底向外擴張，箱體母線發(fā)生變化。叉形環(huán)和筒段相對接的環(huán)縫，其焊接接頭屈服強度較低，而叉形環(huán)與筒段基體母材屈服強度較高，為協(xié)調母線變形導致的伸長，焊接接頭被強制進入屈服，發(fā)生延伸變形，需要較強的焊縫塑性變形能力[14]。典型貯箱過渡環(huán)區(qū)域位移和應力云圖見圖2。

圖2 過渡環(huán)區(qū)域位移和應力云圖Fig. 2 Displacement and stress nephogram in transition ring region

2）大直徑低溫貯箱薄殼結構集中力擴散優(yōu)化

芯級一級氧箱作為箭體結構主承力結構部段，由前捆綁點傳遞了千t級（1 500 t）的捆綁集中載荷，貯箱薄殼結構集中力擴散優(yōu)化成為了結構設計的難題[15]。從優(yōu)化傳力路徑入手，設計目標為結構危險區(qū)域的集中力擴散效率至少達到70%以上。

采用有限元分析計算軟件，按照芯一級氧箱的載荷工況對結構進行拓撲優(yōu)化設計。按照氧箱筒段受力情況，選擇兩個最惡劣的載荷工況，進行計算分析。氧箱結構軸壓失穩(wěn)承載能力分析，取整個結構的1/4、捆綁支座的1/2區(qū)域建立模型，內壓載荷加載使用載荷，捆綁橫向力施加一半，軸向力通過施加位移載荷獲取反力而得到。4個捆綁集中載荷相等的條件下，失穩(wěn)位于氧箱筒段1與前底過渡環(huán)相接的附近區(qū)域。4個捆綁載荷相同條件下氧箱結構位移云圖見圖3。優(yōu)化后的芯一級氧箱后短殼采用分布式擴散結構、后底過渡環(huán)采用大圓角過渡、筒段采用三角形網(wǎng)格[16-19]+厚度漸變式新型結構。

圖3 4個捆綁載荷相等條件下的云圖Fig. 3 Nephogram of the four bundling loads under equal conditions

1.3 箱內多功能附件一體化設計

提高推進劑的利用效率是低溫貯箱推進劑管理系統(tǒng)的核心目的，為增加推進劑進入發(fā)動機泵前使用的安全性，推進劑必須通過防晃裝置、防漩裝置和過濾裝置。防晃裝置的主要作用是防止在過載條件下推進劑產(chǎn)生劇烈的晃動，在防晃板阻尼作用下平穩(wěn)流動[20]。防漩裝置主要作用是避免推進劑在輸送口產(chǎn)生氣漩，影響發(fā)動機的正常工作。過濾裝置的主要作用是隔離箱內多余物。同時，低溫推進劑介質環(huán)境是一個非?？量痰臏囟葪l件，如何滿足結構強度和剛度、模態(tài)以及結構布局的要求，如何滿足推進劑管理、推進劑使用安全、熱力學環(huán)境等要求，成為箱內附件設計問題的關鍵技術。

1）消漩和過濾復合功能結構

防漩和過濾裝置設計成一種整體結構形式，上層為防漩裝置，底層為過濾裝置。主要由葉片、隔板、不銹鋼骨架、過濾網(wǎng)、支架板等部段組成，為一體化結構。葉片、隔板和骨架主要作用是維持推進劑的正常流動，防止出現(xiàn)旋渦或下榻現(xiàn)象；隔板、不銹鋼骨架、過濾網(wǎng)以及貯箱箱底主要作用是對液氫推進劑起過濾作用，防止多余物進入輸送管路；支架板為支撐和連接結構，主要作用為實現(xiàn)整套裝置與貯箱主體結構的連接，并為整套裝置提供結構支撐。新型消旋過濾裝置具有結構布局合理、防漩效果好，推進劑擠出效率高、輕質高強等優(yōu)點，特別是耐低溫結構的適應性較強。新型消漩過濾裝置結構如圖4所示。

圖4 新型消漩過濾裝置Fig. 4 A new type of vortex elimination filter device

2）新型防晃結構

芯一級氧箱由于晃動載荷較大，采用傳統(tǒng)防晃結構形式無法滿足結構強度和剛度、熱力學環(huán)境、模態(tài)以及布局的要求。箱筒段防防晃板必須采用改進設計才能滿足相應要求，經(jīng)過多方案優(yōu)選分析，最終確定了分段、角撐固定式防晃板結構。由于單塊防晃板是獨立的，之間沒有搭接，在貯箱受內壓，殼體膨脹變形不會在防晃板上形成累積變形，從而降低防晃板對貯箱膨脹變形的約束，降低防晃板連接角撐的焊點的應力。另外的措施為，在防晃板靠殼體一側、沿半徑方向開細槽，貯箱殼體膨脹后，防晃板外側的細槽會張開，也降低了防晃板對貯箱殼體膨脹的約束，從而降低連接角撐焊點的應力，新型防晃結構如圖5所示。

圖5 新型防晃結構Fig. 5 New anti-shaking structure

1.4 大型貯箱絕熱設計

“長征五號”火箭采用全新的Φ5 m直徑大型低溫貯箱絕熱結構，具有規(guī)模大、溫度載荷工況復雜、可靠性高等特點。為了滿足火箭飛行過程中的超低溫環(huán)境、氣動加熱以及振動等環(huán)境要求，貯箱包覆絕熱結構，以降低推進劑與外界環(huán)境的熱量傳遞，保證推進劑的蒸發(fā)量在容許范圍內。絕熱結構首先研制了環(huán)保等級較高且輕質、熱導率低的泡沫材料，開展基于使用環(huán)境下的機械性能和熱性能試驗。開展了絕熱結構設計，通過計算分析及各種篩選試驗獲得各種方案的絕熱性能，通過對比進行綜合評價，最終確定最優(yōu)化的絕熱結構方案。

貯箱絕熱結構的功能要求除了絕熱性外，兼有一定的防水防護功能，還應考慮制造周期和經(jīng)濟性。因此在設計上并沒有拘泥于傳統(tǒng)型號的結構方案，而是從各組成成分的材料、形態(tài)以及組合形式上做了多元化的設計，確保設計和優(yōu)化出最適合本型號使用的產(chǎn)品。

新型絕熱泡沫采用HCFC-141b發(fā)泡劑，與氟利昂泡沫相比，環(huán)保等級高，其力學性能和熱性能與氟利昂泡沫相當。根據(jù)“長征五號”火箭發(fā)射任務的特點，HCFC-141b泡沫應適應海南發(fā)射場高溫高濕的環(huán)境以及飛行過程長時間熱流沖刷的使用要求，因此研制中又創(chuàng)新增加了多項泡沫老化試驗和加熱試驗，泡沫老化試驗包括鹽霧環(huán)境適應性試驗、加速老化試驗、太陽輻射環(huán)境適應性試驗和環(huán)境交變適應性試驗。

2 大型殼段結構設計與優(yōu)化

“長征五號”運載火箭殼段結構均為Φ5 m級大型結構產(chǎn)品，殼段結構為滿足不同功能和承載要求，具有結構類型多樣[21]、材料種類豐富、載荷環(huán)境復雜等特點。為滿足功能多樣性需求和結構輕量化設計目標，采用創(chuàng)新的設計方法和試驗驗證技術，建立了新型Φ5 m直徑殼段結構產(chǎn)品體系，其中典型結構包括大型馮·卡門曲面整流罩結構、400 t級單點捆綁集中力傳力結構、輕量化級間段均勻蒙皮半硬殼結構、力熱一體化多層蜂窩尾段結構[22]等，新技術的應用，提高了大型殼段結構的設計能力。

2.1 大型馮.卡門曲面整流罩設計

“長征五號”運載火箭采用國內最大的Φ5.2 m直徑整流罩，其位于運載火箭的最前端，承受氣動壓力載荷和氣動熱環(huán)境，主要作用是在火箭飛行過程中保護有效載荷，并為有效載荷提供良好的環(huán)境[23-24]。

1）馮·卡門曲面外形設計

國內現(xiàn)有運載火箭的整流罩外形基本是鈍頭+單錐或雙錐的外形，這種形狀存在一些缺點，比如飛行阻力大，錐柱肩部產(chǎn)生較大的跨音速脈動壓力，還可能影響火箭的氣動特性等。

隨著材料和工藝的發(fā)展，越來越多的整流罩頭部錐段采用具有良好氣動外形的光滑曲面截錐體。目前國外整流罩普遍采用馮·卡門曲面外形設計，主要特點為：① 軸向力和法向力系數(shù)較??；② 氣動載荷分布沿箭體軸向分布變化平緩，具有較小的跨音速脈動壓力，可改善氣動噪聲。

馮·卡門曲母線方程見式（1），馮·卡門曲面椎體示意圖見圖6。

圖6 馮卡門曲面椎體示意圖Fig. 6 Schematic diagram of von Karman curved vertebral body

2）新型PMI泡沫夾層結構設計

根據(jù)整流罩的載荷環(huán)境及結構特點，采用剛度原則進行設計?？紤]承載與功能等各種因素，整流罩的馮·卡門錐段采用玻璃鋼面板PMI剛性泡沫夾芯的夾層結構。相對于常用的鋁蜂窩夾層結構，PMI泡沫夾層結構具有更好的隔熱性能、透波和吸聲降噪等功能，實現(xiàn)了結構承載和功能一體化設計[25]。

針對PMI泡沫夾層結構透波要求，開展了平板垂直入射透波試驗，試驗示意圖見圖7，試驗對3.95～5.85 GHz、5.85 ～8.2 GHz、8.2～12.4 GHz、12.4 ～18 GHz 4個頻段進行測試，經(jīng)測試，PMI泡沫夾層結構的透波性能良好。

圖7 垂直入射透波試驗Fig. 7 Vertical incident wave penetration test

2.2 300 t級捆綁集中力傳力結構設計

“長征五號”運載火箭采用捆綁4個助推器的兩級半火箭構型，助推器的推力通過一級箱間段的主捆綁支座傳遞給芯級結構，并實現(xiàn)集中力載荷的擴散。

1）捆綁支座傳力路徑拓撲優(yōu)化

捆綁支座是全箭單點最大的集中力載荷承載結構，主要作用是將助推器的推力傳遞給芯級結構。根據(jù)結構的受力特點，對捆綁支座結構進行拓撲優(yōu)化，獲得最優(yōu)的傳力結構。根據(jù)拓撲優(yōu)化結果，捆綁支座兩邊各有一個較強的傳力路徑，可以將載荷從兩側傳遞至芯級結構，實現(xiàn)載荷的擴散，捆綁支座拓撲優(yōu)化過程見圖8。

圖8 捆綁支座拓撲優(yōu)化過程Fig. 8 Topological optimization process of binding bearing

捆綁支座采用30CrMnSiNi2A鋼鍛件整體機加結構，實現(xiàn)大集中力載荷的強度設計。根據(jù)有限元分析結果，捆綁支座整體強度滿足設計要求。

2）捆綁支座與芯級結構的連接

捆綁支座位于一級箱間段的側面，通過緊固件與一級箱間段連接。由于捆綁載荷較大，其連接可靠性是設計難點之一。連接螺栓的抗剪承載能力一般小于抗拉承載能力，為避免連接緊固件承受較大剪力，將捆綁支座的上端面與一級箱間段的前端框緊密貼合，通過端框將捆綁集中力直接傳遞至一級氧箱，并在一級氧箱后短殼設置載荷擴散結構。一級箱間段與捆綁支座的螺栓連接孔采用長圓孔，將捆綁載荷轉化為螺栓的拉力，提高捆綁支座的連接可靠性。

2.3 輕量化級間段均勻半硬殼結構設計

級間段位于一級和二級之間，實現(xiàn)一級和二級箭體的連接，主要承受均勻軸壓載荷。根據(jù)載荷特點，級間段采用均勻蒙皮桁條半硬殼結構，隨著結構直徑由Φ3.35 m跨越至Φ5 m，現(xiàn)有的中間框判別工程計算方法已不再適用。為實現(xiàn)結構輕量化設計目標，采用有限元顯示算法對級間段中間框進行優(yōu)化設計[26]。

中間框采用沖壓工藝增加開孔，孔的邊緣會出現(xiàn)下陷，實現(xiàn)減輕結構重量的同時提高中間框的抗失穩(wěn)能力[27]，典型中間框開孔設計見圖9。優(yōu)化設計過程中，開展了不同孔徑大小對結構承載的影響分析，獲得最優(yōu)的開孔大小和開孔數(shù)量，從而獲得較優(yōu)的結構參數(shù)，實現(xiàn)結構輕量化設計目標，不同孔徑對結構承載能力影響情況見圖10。

圖9 典型中間框開孔設計Fig. 9 Typical midframe opening design

圖10 不同孔徑對結構承載能力影響Fig. 10 Influence of different apertures on the bearing capacity of the structure

2.4 力熱一體化多層蜂窩尾段結構設計

一級尾段位于火箭的尾部，主要承受飛行過程中內外壓載荷和發(fā)動機產(chǎn)生的熱環(huán)境，以及箭地接口的集中力載荷。按照載荷特點，一級尾段結構按照剛度設計選用蜂窩夾層結構。

1）多層蜂窩夾層結構防熱板設計

現(xiàn)有型號防熱板一般采用底梁加強的組合防熱結構，隨著直徑的增大，底梁的結構效率大幅下降，導致傳統(tǒng)防熱結構較重。為解決輕量化設計難題，一級尾段防熱板采用Φ5 m直徑多層蜂窩夾層結構，結構示意圖見圖11。相對于單層蜂窩夾層結構，多層蜂窩夾層結構具有降低蜂窩成型難度和提高蜂窩抗失穩(wěn)能力的優(yōu)勢。目前使用的膠粘式蜂窩，受限于蜂窩的強度，高度超過一定值后很難通過拉伸進行展開。采用增加面板數(shù)量、降低蜂窩高度的方式可以有效解決超厚蜂窩夾層結構的制造難題。

圖11 多層蜂窩夾層結構示意圖Fig. 11 Schematic diagram of multi-layer honeycomb sandwich structure

2）蜂窩夾層結構內集中力擴散設計

火箭與發(fā)射臺之間設置了許多箭地接口，實現(xiàn)推進劑的加注和泄出、貯箱的增壓等功能。工作過程中，箭地接口一般都有較大的集中力載荷通過支架傳遞至尾段結構。尾段結構采用蜂窩夾層結構設計，集中力載荷在蜂窩夾層結構內的擴散，關系到結構的可靠性。

根據(jù)結構特點，箭地結構支架采用C型翻邊設計，并將蜂窩插入支架結構，實現(xiàn)集中力載荷通過支架擴散至蜂窩夾層結構，提高結構的承載能力，蜂窩內支架結構示意圖見圖12。

圖12 蜂窩內支架結構示意圖Fig. 12 Schematic diagram of scaffold structure in honeycomb

3）低密度燒蝕防熱結構設計

在飛行過程中，尾段結構需要承受發(fā)動機產(chǎn)生的熱環(huán)境，為解決對環(huán)境和對結構的影響，尾段的外表面設置了防熱結構。防熱結構是采用玻璃鋼蜂窩增強的低密度燒蝕防熱材料，其具有防熱效果好、密度低、強度高等特點。低密度燒蝕防熱結構與蜂窩夾層結構一體化成型，然后通過機械加工的方式獲得所需要的厚度和型面。

低密度燒蝕防熱結構經(jīng)過地面平板燒蝕試驗的考核，防熱效果滿足設計要求。低密度燒蝕防熱結構還具有吸濕少的優(yōu)點，能夠滿足海南潮濕環(huán)境的使用要求。

3 大型箭體結構試驗驗證技術

3.1 大型低溫貯箱地面考核驗證技術

新一代大型運載火箭箭體結構貯箱采用Φ5 m直徑，主要作用是貯存推進劑。貯箱結構采用了許多新型結構形式及設計技術，包括機械銑結構設計、大集中力結構設計與新型結構材料，這些技術與方法要么是首次采用，要么不成熟，因此，在初樣階段開展了大量的研究工作，從而減小型號研制的進度風險。大型貯箱結構設計技術及其驗證的主要技術難點包括：2 219材料及焊接接頭性能的可靠性評定[28]；等邊三角形網(wǎng)格級軸內壓聯(lián)合承載能力研究與試驗[29]；大直徑密封件地面考核試驗；機械銑短殼軸壓穩(wěn)定性承載能力研究與試驗；集中力擴散研究與試驗。

為解決大直徑箭體結構貯箱的設計及驗證技術難題，開展了大量的研究工作。通過多批次、大樣本2 219材料及焊接接頭性能的常低溫拉伸試驗的開展，得到了大量的試驗數(shù)據(jù)，形成了相對完善的2 219鋁合金材料和焊接接頭性能評估方法。通過貯箱低溫靜力試驗和低溫聯(lián)合試驗，驗證了機械銑正置正交網(wǎng)格結構、機械銑三角形網(wǎng)格和光筒殼結構軸壓穩(wěn)定性的承載能力。同時液氮和液氫低溫靜力試驗的開展驗證了大直徑密封結構性能。典型試驗項目見圖13～15。

圖13 千t級捆綁集中力聯(lián)合試驗Fig. 13 Combined test of thousand-ton binding concentrated force

圖14 機械銑三角形網(wǎng)格軸壓穩(wěn)定性試驗Fig. 14 Axial compression stability test of triangular mesh for mechanical milling

圖15 全尺寸低溫晃動試驗Fig. 15 Full-scale low-temperature sloshing test

3.2 大型低溫絕熱結構驗證技術

絕熱結構的研制要求有：絕熱性能（包括熱傳導和熱輻射）、使用中的完整性、加注后的吸濕性能以及制造周期和經(jīng)濟性。“長征五號”火箭絕熱結構考核驗證提出了層級化驗證的思路，根據(jù)不同的試驗目的，定性分析試驗件尺寸量級對試驗結果的影響，制定不同的試驗層級和方法。

1）平板級篩選試驗

吸濕增重試驗目的是獲得各方案絕熱結構單位面積上的吸濕量，從絕熱結構的形式和吸濕發(fā)生的過程分析，低溫抽吸方向是一維的，即空氣（含水蒸氣）從絕熱結構外表面向內表面擴散，其在絕熱結構內部橫向的擴散情況對增重結果沒有影響，因此提出了平板級試驗。通過吸濕增重試驗，建立了各方案絕熱結構的吸濕量數(shù)據(jù)庫，填補了該領域長期以來的空白，為低溫火箭起飛前貯箱的實際增重提供了寶貴數(shù)據(jù)。

2）縮比貯箱級篩選試驗

（1）冷沖擊試驗的目的是觀察同一貯箱的絕熱結構在推進劑多次加注泄出中的表現(xiàn)，并通過宏觀測量參數(shù)估算有效熱導率。工程上，有效熱導率是依據(jù)單位時間內的蒸發(fā)量、絕熱外表面溫度等推算而來，這些參數(shù)隨時間變化較大，并不能精確估算，因此用代價相對較小的縮比貯箱來開展試驗。

（2）靜加熱試驗的目的是考核絕熱結構在飛行時段內能否承受在飛行條件下因太陽輻射及氣動加熱引起的表面溫度升高，這一目的可通過縮比貯箱試驗實現(xiàn)。“長征五號”火箭根據(jù)總體計算出的熱流值，按秒態(tài)對加注推進劑的貯箱輸入熱壁熱流，最大程度地使地面試驗狀態(tài)接近于飛行狀態(tài)，確保了試驗考核的充分性和合理性。

（3）絕熱貯箱蒸發(fā)量試驗搭載了動力系統(tǒng)循環(huán)預冷試驗。與傳統(tǒng)型號相比，“長征五號”火箭蒸發(fā)量試驗中增加了對短殼、箱底外表面溫度的測點，為尺寸熱效應評估即結構尺寸對絕熱效率的影響積累了寶貴的數(shù)據(jù)。

3）全尺寸級驗證試驗

全尺寸級試驗也分為不同層級，“長征五號”火箭絕熱結構的驗證試驗包括單部段的貯箱低溫靜力試驗、各子級的動力系統(tǒng)試車以及全箭靶場合練。其中貯箱靜力試驗可驗證最大載荷下的絕熱結構狀態(tài)，動力系統(tǒng)試車對內壓下的絕熱結構驗證更為充分，靶場合練履行發(fā)射前流程，絕熱結構吸濕增重值最為準確。

3.3 大型殼段地面考核驗證技術

新一代大型運載火箭殼段結構采用Φ5 m級結構產(chǎn)品體系，相對于現(xiàn)役Φ3.35 m結構具有較大跨越，且結構類型多樣，為驗證結構設計的正確性，開展了全面的地面考核試驗。

研制過程中，通過原理試驗、縮比試驗、全尺寸試驗等多層級試驗全面驗證了大型殼段結構的設計正確性。根據(jù)殼段結構產(chǎn)品差異性，按照每個產(chǎn)品的特點制定了相對應的試驗項目，典型的試驗有：大型馮·卡門曲面整流罩考核試驗、含捆綁支座的一級箱間段考核試驗、均勻載荷的蒙皮桁條半硬殼考核試驗、多層蜂窩夾層結構尾段考核試驗等。典型試驗項目見圖16～18。

圖16 馮·卡門錐段外壓試驗Fig. 16 External pressure test of von Karman cone segment

圖17 整流罩地面試驗Fig. 17 Ground test of fairing

圖18 均勻蒙皮桁條結構破壞試驗Fig. 18 Failure test of uniform skin truss structure

3.4 防熱結構試驗驗證技術

新一代運載火箭根據(jù)飛行過程中的熱環(huán)境，對相應的結構產(chǎn)品開展了熱試驗考核。

整流罩先后開展了三輪防熱結構的篩選試驗，最終確定整流罩粘貼軟木的厚度梯度。一級尾段根據(jù)熱環(huán)境要求，開展了多種防熱結構的篩選試驗，同時開展了防熱結構熱振試驗的考核，驗證了殼段結構熱設計的正確。

4 結 論

“長征五號”火箭采用全新的模塊化、輕質化設計理念和設計方法，通過結構優(yōu)化設計和計算分析，以及材料體系的升級換代，建立了一套適用于5 m級大型箭體結構產(chǎn)品設計理論方法體系，實現(xiàn)中國運載火箭箭體結構從3.35 m到5 m的巨大跨越。