張永亮，李寶海，蘇 里，王鵬輝，于 瑾

（北京強度環(huán)境研究所，北京，100076）

0 引 言

大型運載器的實尺寸動特性試驗是型號研制過程中的重要地面試驗之一[1]。全箭動特性是火箭結(jié)構(gòu)的固有特性，對控制系統(tǒng)設(shè)計等至關(guān)重要，通常采用全箭動特性試驗方法獲取動特性數(shù)據(jù)。而實現(xiàn)運載器地面動特性試驗，其中一個關(guān)鍵要素是模擬運載器在空中的自由-自由邊界條件。目前中國全箭動特性試驗邊界模擬技術(shù)主要以彈簧-鋼索柔性懸吊支承為主，其部件均為機械裝置，結(jié)構(gòu)緊湊，線性度好，制造與維護簡單方便[2]。

彈簧-鋼索柔性懸吊支承針對長征二號捆綁（CZ-2E）運載火箭、長征三號乙（CZ-3B）運載火箭、長征七號（CZ-7）運載火箭等芯級捆綁助推的構(gòu)型[3]，由于其豎立停放狀態(tài)是芯級尾段承載，所以采用的是芯級四點懸掛系統(tǒng)，與無助推構(gòu)型一致。而長征五號（CZ-5）運載火箭雖然也是芯級捆綁助推的構(gòu)型，但是其豎立停放狀態(tài)是助推尾段承載，芯級尾段不承載。所以針對CZ-5火箭助推器承力的特點，全彈動特性試驗改變以往的四點懸掛系統(tǒng)采用全新的八點自由懸掛系統(tǒng)，每個助推器設(shè)置兩個懸掛點，四個助推形成八點自由懸掛系統(tǒng)[4]。

芯級承力四點自由懸掛時為靜態(tài)懸掛，將芯級吊裝入位與懸掛系統(tǒng)連接后，懸掛系統(tǒng)就處于靜止?fàn)顩r。助推器承力八點自由懸吊有所不同，屬于動態(tài)懸掛。

CZ-5為兩級半構(gòu)型運載火箭，CZ-5B為一級半構(gòu)型運載火箭[3]，整流罩狀態(tài)差異較大，因此均開展了全箭動特性試驗。CZ-5芯級和CZ-5B芯級質(zhì)量分布狀態(tài)差異明顯。八點自由懸吊系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)形式結(jié)合CZ-5和CZ-5B質(zhì)量分布差異，將導(dǎo)致助推和芯級各部段的受力狀態(tài)有所差異。

本文研究全箭動特性試驗八點自由懸吊系統(tǒng)的適用性范圍，指導(dǎo)全箭動特性試驗的方案設(shè)計，研究方法基于八點自由懸吊系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)形式，結(jié)合CZ-5和CZ-5B運載火箭的結(jié)構(gòu)形式和試驗質(zhì)量特性變化狀態(tài)。進行了相關(guān)試驗狀態(tài)的結(jié)構(gòu)靜力分析，同時對比分析狀態(tài)轉(zhuǎn)換模擬液加注泄出流程狀態(tài)的結(jié)構(gòu)靜力學(xué)受力變化規(guī)律，進而得到優(yōu)化的模擬液加注泄出流程，確保試驗安全。

1 自由懸吊系統(tǒng)

為了模擬運載器飛行狀態(tài)自由-自由邊界條件，支承系統(tǒng)由懸吊系統(tǒng)（下支承）和橫向穩(wěn)定系統(tǒng)（上支承）組成。懸吊系統(tǒng)有作動筒、蝶形彈簧、調(diào)節(jié)拉桿、鋼絲繩及連接件組成，并懸掛于振動塔內(nèi)的井字梁上。橫向穩(wěn)定系統(tǒng)由橫向穩(wěn)定彈簧和安全環(huán)組成[5]。

目前中國的全箭動特性試驗的懸吊系統(tǒng)包括四點自由懸吊系統(tǒng)和八點自由懸吊系統(tǒng)（見圖1）。所以針對CZ-5火箭助推器承力的特點，全箭動特性試驗改變以往的四點懸掛系統(tǒng)采用全新的八點自由懸掛系統(tǒng)。

圖1 自由懸吊系統(tǒng)Fig.1 Free Suspension System

續(xù)圖1

CZ-5和CZ-5B采用相同的八點自由懸吊系統(tǒng)。由于每個助推僅有兩個懸吊點，由于其結(jié)構(gòu)特性，每個助推的兩個懸吊點除承載功能，還釋放了助推相對懸掛點處的一個角自由度和兩個平動自由度[6]。

圖2 八點自由懸吊系統(tǒng)單個助推處結(jié)構(gòu)Fig.2 Eight-point Free Suspension System

2 全箭動特性試驗狀態(tài)對比

CZ-5和CZ-5B構(gòu)型差別較大，均開展了全箭動特性試驗。試驗場地在新一代全箭振動塔。振動塔內(nèi)部試驗工位總尺寸達18 m×18 m×75 m，懸掛承載能力達到1500 t[5]。塔內(nèi)除自由懸吊系統(tǒng)以外，還配有模擬液加注系統(tǒng)、激振測量及數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)。CZ-5和CZ-5B均采用八點自由懸吊系統(tǒng)，也均采用蒸餾水模擬液氧、煤油貯箱內(nèi)的推進劑。

全箭動特性參數(shù)在實際飛行過程中變化緩慢，工程上一般采用“凍結(jié)系數(shù)法”進行結(jié)構(gòu)動力學(xué)分析。在全箭動特性試驗中會選取關(guān)鍵的飛行秒狀態(tài)進行試驗，如起飛秒、最大動壓秒、跨聲速秒等。而每個飛行秒狀態(tài)的狀態(tài)模擬，在結(jié)構(gòu)形式無變化的情況下，主要是通過模擬液加注系統(tǒng)，改變模擬液質(zhì)量實現(xiàn)。因此全箭動特性試驗中，不同飛行秒狀態(tài)轉(zhuǎn)換過程的主要工作內(nèi)容是模擬液的加注或泄出。

由于加注和泄出過程中，相應(yīng)貯箱壓力有一定范圍的變化，為保護貯箱結(jié)構(gòu)安全，會對加注和排泄流程進行優(yōu)化，一般加注順序由下向上：先助推煤油、助推氧，后芯級氧；排泄順序由上向下：先芯級氧、后助推氧、助推煤油。助推加注采用對稱加注。加注順序要求：先助推煤油、助推氧，后芯級氧；排泄順序要求：先芯級氧、后助推氧、助推煤油。

因此模擬液加注和排泄過程中產(chǎn)品質(zhì)量特性狀態(tài)不同于試驗飛行秒狀態(tài)的質(zhì)量特性狀態(tài)。

CZ-5和CZ-5B采用的液氫、液氧和煤油推進劑。在標(biāo)準(zhǔn)壓力和標(biāo)準(zhǔn)溫度下，液體推進劑密度分別為：液氧，1136.6 kg/m3；液氫，70.432 kg/m3；煤油，836.5 kg/m3。而模擬液蒸餾水密度為1000 kg/m3。

CZ-5按照等質(zhì)量原則模擬，僅氧箱推進劑在起飛時刻滿箱狀態(tài)的模擬受最大容積限制無法實現(xiàn)等質(zhì)量模擬，其他均按等質(zhì)量模擬，且氫箱按空箱處理，所以CZ-5模擬液的加注量稍小于飛行狀態(tài)推進劑質(zhì)量。CZ-5B按等體積模擬由于密度不同，相對于飛行介質(zhì)，CZ-5B液氧貯箱模擬液質(zhì)量減少，煤油貯箱模擬液質(zhì)量增加。但是總質(zhì)量也是稍小于飛行狀態(tài)推進劑質(zhì)量，且氫箱也是按空箱處理，詳見表1。

表1 全箭試驗各狀態(tài)質(zhì)量分析Tab.1 Integrated Launch Vehicle Test Mass Analysis of Each State

對比分析可見CZ-5按等質(zhì)量模擬狀態(tài)模擬偏差較小，但在起飛狀態(tài)質(zhì)量偏差較大。按等體積模擬質(zhì)量偏差大，但是在起飛時刻偏差小于等質(zhì)量模擬狀態(tài)。

CZ-5B按等體積模擬由于密度不同，相對于飛行介質(zhì)，CZ-5B液氧貯箱溶液質(zhì)量減少12.02%，煤油貯箱溶液質(zhì)量增加19.54%。其中在2 s狀態(tài)差值最大。通過分析表明，試驗狀態(tài)下助推與芯級的質(zhì)量比，CZ-5B大于CZ-5。

3 受力分析

八點自由懸吊系統(tǒng)通過助推尾段連接，實現(xiàn)全箭承載和自由邊界模擬，所以助推的載荷狀態(tài)較為復(fù)雜，特別是助推尾段載荷最為惡劣。

基于上述的技術(shù)狀態(tài)和分析結(jié)果，下面分析CZ-5和CZ-5B試驗狀態(tài)的助推模塊受力狀態(tài)，圖3為助推模塊的受力分析，根據(jù)力和力矩平衡原理，可以計算得尾段的載荷狀態(tài)。除試驗狀態(tài)載荷外還需考慮到狀態(tài)轉(zhuǎn)換過程中正常加泄流程下的載荷狀態(tài)。進而確定系統(tǒng)載荷分布規(guī)律和最大載荷狀態(tài)。

利用下列方程可求出上下捆綁水平支撐力，進而求得助推尾段的剪力載荷：

根據(jù)受力分析有：

G0不變，G1越大，F(xiàn)1越大。即助推質(zhì)量與芯級質(zhì)量之比越大，助推尾段下捆綁的載荷越大。由于助推下捆綁點為三捆綁拉桿形式，尾段在此捆綁點處主要受到剪力的作用。因此狀態(tài)轉(zhuǎn)換加泄流程最大剪力載荷狀態(tài)按照助推貯箱加注至轉(zhuǎn)換后的質(zhì)量狀態(tài)，芯級貯箱還是狀態(tài)轉(zhuǎn)換前的質(zhì)量狀態(tài)進行分析。而排泄流程按照芯級貯箱排泄至轉(zhuǎn)換后的質(zhì)量狀態(tài)，助推貯箱還是狀態(tài)轉(zhuǎn)換前的質(zhì)量狀態(tài)進行分析。

首先分析的是CZ-5全箭動特性試驗助推下捆綁剪力載荷，分析結(jié)果見圖4。分析結(jié)果表明，試驗狀態(tài)起飛時刻的助推下捆綁剪切力為41 268 N。而73 s轉(zhuǎn)換至2 s的加注過程中，助推下捆綁剪切力最大達到了41 768 N。其次在2 s轉(zhuǎn)換至30 s的排泄過程中，助推下捆綁剪切力最大達到了41 719 N。其他狀態(tài)隨著總加注量的減少，助推下捆綁剪切力也隨之減小。因此起飛時刻（2 s）加注和排泄過程中是助推下捆綁剪切力最大的時刻。

圖4 CZ-5基本型助推尾段剪力載荷隨時間狀態(tài)變化Fig.4 CZ-5 Booster Tail Shearing Load Varies with the Second Status

CZ-5B全箭動特性試驗助推下捆綁剪力載荷，分析結(jié)果見圖5。由圖5可知，試驗狀態(tài)起飛時刻的下捆綁剪切力為48 108 N。而66 s轉(zhuǎn)換至2 s的加注過程中，助推下捆綁剪切力最大達到了49 617 N。其次在2 s轉(zhuǎn)換至46 s的排泄過程中，助推下捆綁剪切力最大達到了49 147 N。其他狀態(tài)隨著總加注量的減少，助推下捆綁剪切力也隨之減小。因此起飛時刻（2 s）加注和排泄過程中是助推下捆綁剪切力最大的時刻。

圖5 CZ-5B助推尾段剪力載荷隨時間狀態(tài)變化Fig.5 CZ-5B Booster Tail Shearing Load Varies with the Second Status

由圖4和圖5結(jié)果對比可知，試驗狀態(tài)下CZ-5B助推尾段的剪力載荷是CZ-5的116.6%，狀態(tài)轉(zhuǎn)換時CZ-5B助推尾段的剪力載荷是CZ-5的118.8%，最大剪力載荷達到了49617 N。

而狀態(tài)轉(zhuǎn)換過程中按原有優(yōu)化原則的加注泄出流程進行操作，將導(dǎo)致比試驗狀態(tài)還要大的載荷狀態(tài)。其中CZ-5狀態(tài)轉(zhuǎn)換助推尾段的剪力載荷是試驗狀態(tài)的101.2%，CZ-5B狀態(tài)轉(zhuǎn)換助推尾段的剪力載荷是試驗狀態(tài)的103.1%。

工程實際中，助推之間載荷狀態(tài)存在一定不一致性，助推尾段的剪力載荷可能更大。如果較大的剪切載荷，將增大結(jié)構(gòu)破壞的風(fēng)險。

4 流程優(yōu)化分析

由于CZ-5的載荷狀態(tài)的安全余量在標(biāo)準(zhǔn)要求的范圍內(nèi)，因此在狀態(tài)轉(zhuǎn)換的加注泄出流程上，可按照正常流程開展實施。但是CZ-5B的載荷狀態(tài)的安全余量較小，考慮助推之間載荷的不一致性，有影響安全余量的風(fēng)險。為降低加注泄出過程中助推尾段的載荷，對加注流程進行優(yōu)化。

加泄流程優(yōu)化方案：

a）加注過程：首先加注芯級貯箱模擬液至要求狀態(tài)，然后加注助推貯箱的模擬液至要求狀態(tài)；

b）泄出過程：首先泄出助推貯箱的模擬液至要求狀態(tài)，然后泄出芯級貯箱的模擬液至要求狀態(tài)；

CZ-5B起飛時刻（2 s）和跨聲速（46 s）優(yōu)化后的助推載荷狀態(tài)最大值與試驗狀態(tài)載荷一致。最大動壓（66 s）以后的其他狀態(tài)載荷狀態(tài)均不超過CZ-5狀態(tài)，所以，僅需對起飛時刻（2 s）和跨聲速（46 s）進行加泄流程優(yōu)化。

為保證起飛時刻（2 s）試驗狀態(tài)的安全實施，在試驗過程中對助推和芯級進行了變形監(jiān)測及防護方案。

變形監(jiān)測及防護方案：在每組懸掛系統(tǒng)上的油缸內(nèi)配備測力裝置，以實時監(jiān)測各個懸掛點的受力情況。同時在每個助推承力框下面均布放置3個支撐柱，支撐柱與承力框留有安全距離，起到傾倒限位的防護作用。同時在每個助推的承力框上安裝絕對傾角傳感器和視頻監(jiān)控系統(tǒng)，如圖6所示。

圖6 監(jiān)測傳感器安裝Fig.6 Installation of the Monitor Sensor

試驗監(jiān)測了CZ-5B最大動壓（66 s）至起飛時刻（2 s）的4個助推尾段下端面至芯級的相對距離及助推承力框的絕對傾角，用于測量八點自由懸吊系統(tǒng)釋放角自由度的狀態(tài)，測量結(jié)果主要關(guān)心變化量。測量結(jié)果如表2所示。

表2 監(jiān)測結(jié)果Tab.4 Monitoring Results

表4結(jié)果表明，傾角變化大，助推尾段下端面和芯級尾段之間的位移變化也大，符合物理規(guī)律。同時最大的傾角和位移發(fā)生在助推II和助推III。反映了助推及試驗系統(tǒng)的狀態(tài)差異性。經(jīng)過上述分析和采取的相關(guān)措施，試驗最終安全順利完成。

5 結(jié)束語

CZ-5和CZ-5B運載火箭構(gòu)型差異，推進劑加注量差異及模擬液模擬原則差異，結(jié)合助推模塊在八點自由懸吊系統(tǒng)支撐的狀態(tài)下的受力分析結(jié)果表明，CZ-5運載火箭按照正常的流程狀態(tài)轉(zhuǎn)換，助推尾段的載荷具有一定的安全余量，而CZ-5B運載火箭在起飛狀態(tài)（2 s）助推尾段的剪力載荷增大至CZ-5載荷的116.6%。狀態(tài)轉(zhuǎn)換助推尾段的剪力載荷增大至CZ-5載荷的118.8%。較高的載荷有影響助推尾段結(jié)構(gòu)安全余量的風(fēng)險。為保證試驗的安全，CZ-5B運載火箭動特性試驗方案設(shè)計優(yōu)化模擬液加注泄出流程，并采取了防護和監(jiān)測。最終通過試驗驗證，證明了優(yōu)化方案的有效性。針對CZ-5準(zhǔn)備的八點自由懸掛自由邊界模擬系統(tǒng)，由于其動態(tài)懸掛的特點，在特殊情況下不適用于CZ-5B運載火箭。因此全箭動特性試驗實施方案策劃之初需對相關(guān)系統(tǒng)進行適應(yīng)性分析，確定試驗的安全有效開展。