王小軍

(中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

0 引 言

一個(gè)國(guó)家進(jìn)入空間的能力決定了其開(kāi)展空間活動(dòng)的水平,而運(yùn)載火箭決定了一個(gè)國(guó)家進(jìn)入空間的能力。運(yùn)載系數(shù)指的是運(yùn)載火箭運(yùn)載能力與起飛規(guī)模的比值,是一個(gè)無(wú)量綱參數(shù)。運(yùn)載系數(shù)是衡量運(yùn)載火箭綜合性能的一項(xiàng)重要指標(biāo),其高低直接反映了運(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)能力,并間接體現(xiàn)了一個(gè)國(guó)家工業(yè)體系的基本水平。

中國(guó)新一代長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭成功研制應(yīng)用后,運(yùn)載能力指標(biāo)較上一代運(yùn)載火箭有了較大提升[1],達(dá)到了國(guó)際水平,如長(zhǎng)征五號(hào)運(yùn)載火箭將近地軌道運(yùn)載能力由8.6 t提升到25 t,地球同步轉(zhuǎn)移軌道運(yùn)載能力由5.5 t提升到14 t。與此同時(shí),世界主力運(yùn)載火箭德?tīng)査?系列[2]、宇宙神5系列[3]、阿里安5[4]、獵鷹9[5]等火箭的近地最大運(yùn)載能力為19～23 t。但在運(yùn)載系數(shù)這一關(guān)鍵指標(biāo)上,中國(guó)新一代運(yùn)載火箭與世界領(lǐng)先水平仍有差距。長(zhǎng)征五號(hào)B運(yùn)載火箭近地軌道運(yùn)載系數(shù)達(dá)到3%,獵鷹9火箭的近地軌道運(yùn)載系數(shù)高達(dá)4.1%,德?tīng)査?系列火箭的近地軌道運(yùn)載系數(shù)最高達(dá)3.8%,宇宙神5系列最高為3.6%。國(guó)內(nèi)外主流運(yùn)載火箭起飛規(guī)模與運(yùn)載系數(shù)的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)可擬合為曲線,中國(guó)新一代運(yùn)載火箭基本處于平均水平(詳見(jiàn)圖1[4])。

圖1 運(yùn)載火箭起飛質(zhì)量與運(yùn)載系數(shù)統(tǒng)計(jì)Fig.1 Statistics of launch vehicle take-off mass and launch coefficient

運(yùn)載系數(shù)的高低與總體設(shè)計(jì)密不可分,總體設(shè)計(jì)是典型的多目標(biāo)多約優(yōu)化問(wèn)題。在國(guó)內(nèi)外文獻(xiàn)報(bào)道中,圍繞運(yùn)載系數(shù)提升提出過(guò)單項(xiàng)技術(shù)的介紹,但尚未形成體系。

本文從總體設(shè)計(jì)流程與優(yōu)化對(duì)象出發(fā),提出數(shù)據(jù)火箭與物理火箭的概念,針對(duì)數(shù)據(jù)火箭,以運(yùn)載系數(shù)提升為目標(biāo),按照優(yōu)化理論,總結(jié)形成四大發(fā)展方向,結(jié)合層級(jí)式的總體研制流程,形成總體技術(shù)體系,并介紹近年來(lái)在新一代運(yùn)載火箭中的實(shí)踐探索,提出未來(lái)進(jìn)一步的發(fā)展方向。

1 總體技術(shù)體系

1.1 總體設(shè)計(jì)的優(yōu)化對(duì)象

總體設(shè)計(jì)是典型的多目標(biāo)、多約優(yōu)化問(wèn)題,是基于需求分析,論證并形成總體技術(shù)方案和功能架構(gòu)的過(guò)程,是運(yùn)載火箭從無(wú)到有的過(guò)程[6]。由于運(yùn)載火箭系統(tǒng)過(guò)于復(fù)雜,規(guī)模過(guò)于龐大,導(dǎo)致無(wú)法直接給出最優(yōu)結(jié)果,所以采取了“逐層設(shè)立優(yōu)化目標(biāo),逐層設(shè)計(jì)求解”的方式。

運(yùn)載火箭總體設(shè)計(jì)一般分為四個(gè)層級(jí):第一層為總體、氣動(dòng)、彈道迭代,完成構(gòu)型論證實(shí)現(xiàn)能力滿足;第二層為姿控參與,完成穩(wěn)定控制;第三層增加載荷計(jì)算與結(jié)構(gòu)估重,完成質(zhì)量閉環(huán);第四層引入電氣、動(dòng)力、結(jié)構(gòu)等系統(tǒng),結(jié)合可靠性、經(jīng)濟(jì)性、安全性,形成系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求。見(jiàn)圖2。

圖2 層級(jí)式的總體設(shè)計(jì)流程Fig.2 Hierarchical process for the overall design

上述多層級(jí)的回路設(shè)計(jì)中,前三層級(jí)主要目標(biāo)對(duì)象為各種總體參數(shù),將這些參數(shù)集合定義為數(shù)據(jù)火箭;第四層級(jí)構(gòu)建了總體與分系統(tǒng)的紐帶與橋梁,目標(biāo)對(duì)象為火箭的具體實(shí)現(xiàn),將其定義為物理火箭。數(shù)據(jù)火箭是總體設(shè)計(jì)的主要成果,是物理火箭的設(shè)計(jì)源頭,決定了運(yùn)載火箭的原始“基因”,一定程度上決定了運(yùn)載火箭的運(yùn)載系數(shù)。

總體設(shè)計(jì)的主要優(yōu)化對(duì)象為數(shù)據(jù)火箭,通過(guò)各類先進(jìn)技術(shù)的應(yīng)用與實(shí)踐,不斷挖掘運(yùn)載能力、減輕重量,實(shí)現(xiàn)運(yùn)載系數(shù)的提升。

1.2 總體技術(shù)體系

對(duì)于數(shù)據(jù)火箭的優(yōu)化,按照設(shè)計(jì)理念、約邊界、設(shè)計(jì)方法、辨識(shí)回歸四個(gè)方向開(kāi)展總體技術(shù)體系的梳理。

1)設(shè)計(jì)理念:總體設(shè)計(jì)以參數(shù)為核心,在設(shè)計(jì)中需考慮各類指標(biāo)的偏差,傳統(tǒng)按照極限偏差包絡(luò)設(shè)計(jì),這種理念是以犧牲運(yùn)載能力為代價(jià),為進(jìn)一步挖掘運(yùn)載能力,需將偏差設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)變?yōu)楦怕试O(shè)計(jì);

2)約邊界:總體設(shè)計(jì)需要考慮火箭的內(nèi)在約與外部約,其中內(nèi)在約一般包括環(huán)境條件,外在約一般包括風(fēng)場(chǎng)條件、航落區(qū)要求等;內(nèi)在約明晰、外界約放寬,均有利于提升運(yùn)載系數(shù);

3)設(shè)計(jì)方法:傳統(tǒng)總體設(shè)計(jì)按照專業(yè)獨(dú)立開(kāi)展,流程為串行模式,鏈條長(zhǎng),且各自考慮偏差選取,造成設(shè)計(jì)余量大;在新一代運(yùn)載火箭實(shí)踐中,部分采用了跨專業(yè)協(xié)同設(shè)計(jì),偏差一次選取,有效控制余量,提升運(yùn)載能力和運(yùn)載系數(shù);

4)辨識(shí)回歸:在飛行試驗(yàn)中積累形成了數(shù)據(jù)庫(kù),結(jié)合實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)開(kāi)展參數(shù)辨識(shí),可指導(dǎo)數(shù)字火箭參數(shù)選取及偏差縮小,加深對(duì)約邊界等理解,有助于提升運(yùn)載系數(shù)。

按照上述四個(gè)方向,結(jié)合總體層級(jí)式設(shè)計(jì)流程,從運(yùn)載系數(shù)的定義出發(fā),按照提升最大運(yùn)載能力,減小設(shè)計(jì)裕度等方向入手,梳理形成總體技術(shù)體系,見(jiàn)圖3。

中國(guó)在新一代長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭研制中,結(jié)合飛行試驗(yàn),以上述技術(shù)體系為牽引,開(kāi)展了部分技術(shù)的研究與實(shí)踐應(yīng)用。

2 設(shè)計(jì)理念轉(zhuǎn)變

傳統(tǒng)研制理念下,總體各專業(yè)一般采用極限偏差法,比如安全余量設(shè)計(jì)、安全系數(shù)選取、射前放行條件設(shè)計(jì)等,設(shè)計(jì)結(jié)果相對(duì)保守,余量較大。而在新一代長(zhǎng)征系列火箭中,不斷嘗試基于概率設(shè)計(jì)的方法,以減少余量,提升運(yùn)載能力和運(yùn)載系數(shù)。

2.1 考慮耗盡概率的安全余量打靶計(jì)算方法

安全余量的設(shè)置是用來(lái)應(yīng)對(duì)飛行中的各種偏差。在標(biāo)準(zhǔn)彈道設(shè)計(jì)中,該部分推進(jìn)劑量作為死重考慮,傳統(tǒng)設(shè)計(jì)中有多種方法,方法1是基于已有數(shù)據(jù)的類比預(yù)估法,當(dāng)前已不再使用。方法2是考慮混合比偏差進(jìn)行估算:

(1)

式中:m1為安全余量;m0為總加注量;k,k′分別為額定混合比和混合比偏差;ka為修正系數(shù)。在上述方法中,僅考慮了混合比及加注量相關(guān)項(xiàng),且修正系數(shù)的選取依賴于經(jīng)驗(yàn),獲得的安全余量準(zhǔn)確性存疑。

方法3為均方和法,即將各項(xiàng)偏差引起的推進(jìn)劑不可用量進(jìn)行均方和處理:

(2)

式中:ηi為第i項(xiàng)偏差影響項(xiàng);mo,mf分別為氧和燃的安全余量。

由于設(shè)計(jì)中難以遍歷所有偏差,一般再考慮1.05～1.2的安全系數(shù)。上述幾種方法一般只能用于各子級(jí)的獨(dú)立設(shè)計(jì)。

而在新一代中型運(yùn)載火箭研制中將設(shè)計(jì)方法進(jìn)一步發(fā)展,從方法誤差、工具誤差、非制導(dǎo)誤差三方面進(jìn)行影響因素細(xì)化,建立各類偏差模型,并形成飛行動(dòng)力學(xué)模型[7]。同時(shí)引入如預(yù)測(cè)關(guān)機(jī)、攝動(dòng)/迭代制導(dǎo)、利用系統(tǒng)等全箭耦合因素,用于全箭飛行過(guò)程的蒙特卡洛打靶仿真,通過(guò)對(duì)大量模擬試驗(yàn)的結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)計(jì),形成考慮不同子級(jí)耗盡概率狀態(tài)下安全余量的新設(shè)計(jì)方法。以某新一代中型火箭為例,隨著一級(jí)耗盡概率的提升,二級(jí)安全余量需求增加,見(jiàn)圖4;但運(yùn)載能力最優(yōu)值并非單調(diào)變化,其最優(yōu)點(diǎn)對(duì)應(yīng)在一級(jí)耗盡概率70%附近,見(jiàn)圖5。

圖4 一級(jí)耗盡概率與二級(jí)安全余量關(guān)系Fig.4 Relationship between the exhaustion probability of the first stage and the safety margin of the second stage

圖5 一級(jí)耗盡概率與運(yùn)載能力的關(guān)系Fig.5 Relationship between the exhaustion probability of the first stage and carrying capacity

通過(guò)上述方法的應(yīng)用,大幅度提高了安全余量設(shè)計(jì)仿真的精細(xì)化水平。經(jīng)比對(duì),新一代運(yùn)載火箭中安全余量在總加注量占比進(jìn)一步優(yōu)化,支撐了余量的釋放和運(yùn)載系數(shù)提升。

表1 安全余量占子級(jí)總加注量比例Table 1 The proportion of safety margin of the total fuel

2.2 基于六自由度的打靶評(píng)估方法

qα是氣動(dòng)載荷因子,代表飛行動(dòng)壓q與飛行攻角α的乘積,它是火箭射前放行的關(guān)鍵指標(biāo)之一。以往在進(jìn)行射前qα放行評(píng)估工作時(shí),采用的是基于三自由度瞬時(shí)平衡模型的無(wú)干擾標(biāo)準(zhǔn)彈道,計(jì)算高空風(fēng)場(chǎng)下的飛行qα,考慮固定余量后,與放行值進(jìn)行對(duì)比,評(píng)估火箭在該高空風(fēng)場(chǎng)下是否可以放行[8]。存在余量留取不合理使得載荷設(shè)計(jì)工況偏保守,任務(wù)適應(yīng)性不高影響火箭射前放行概率等問(wèn)題。

隨著技術(shù)的發(fā)展,目前中國(guó)運(yùn)載火箭已經(jīng)全面采用基于TGNC(彈道-制導(dǎo)-姿控)全六自由度模型的qα閉環(huán)仿真評(píng)估放行方法。其核心思想是基于姿態(tài)變化的動(dòng)態(tài)過(guò)程,通過(guò)蒙特卡洛模擬打靶仿真技術(shù),綜合考慮風(fēng)場(chǎng)和火箭等各項(xiàng)偏差,采用“均值+方差”的方法對(duì)qα上限進(jìn)行概率評(píng)估,確認(rèn)火箭是否可以放行。

運(yùn)用基于TGNC的模擬打靶評(píng)估技術(shù),可以客觀反映火箭偏差在實(shí)測(cè)風(fēng)場(chǎng)中引起的qα散布大小。對(duì)各型號(hào)的應(yīng)用分析表明,該方法在設(shè)計(jì)包絡(luò)風(fēng)場(chǎng)中不影響放行,即對(duì)傳統(tǒng)方法中合理的因素沒(méi)有產(chǎn)生負(fù)面影響,而在極限條件下,可以避免出現(xiàn)誤放行的情況,能夠客觀預(yù)示出特殊風(fēng)場(chǎng)中qα散布較大的風(fēng)險(xiǎn)。比對(duì)分析見(jiàn)圖6。

圖6 運(yùn)載火箭qα計(jì)算結(jié)果對(duì)比Fig.6 Comparison of the qαresults

2.3 基于可靠性的安全系數(shù)量化方法

為確保結(jié)構(gòu)可靠性,結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)一般在使用載荷基礎(chǔ)上乘以一定的安全系數(shù)。影響結(jié)構(gòu)安全系數(shù)的因素主要包括載荷不確定性、材料力學(xué)性能波動(dòng)和生產(chǎn)質(zhì)量分散性、強(qiáng)度計(jì)算和試驗(yàn)驗(yàn)證不確定性等,對(duì)應(yīng)可靠性相關(guān)參數(shù)分別為載荷變差系數(shù)、強(qiáng)度變差系數(shù)及試驗(yàn)驗(yàn)證的充分性(試驗(yàn)子樣個(gè)數(shù))。中國(guó)運(yùn)載火箭一直采用傳統(tǒng)安全系數(shù)設(shè)計(jì)方法,其具有應(yīng)用簡(jiǎn)單方便的特點(diǎn),但主要繼承于以往型號(hào)經(jīng)驗(yàn)。與國(guó)外先進(jìn)火箭相比,中國(guó)某些載荷確定性好的工況安全系數(shù)取值還有進(jìn)一步降低的空間,如發(fā)動(dòng)機(jī)推力引起的軸壓載荷(靜態(tài)部分)中國(guó)取1.4,而蘇聯(lián)“質(zhì)子”火箭取1.3,“大力神”和“阿里安”火箭取1.25。橫向靜載荷的安全系數(shù)中國(guó)火箭取1.4或1.5,而美國(guó)火箭取1.3[9-10]。

為解決傳統(tǒng)方法的不足,研究人員提出了基于可靠性的安全系數(shù)量化設(shè)計(jì)技術(shù)[11],應(yīng)用應(yīng)力-強(qiáng)度干涉理論,建立了可靠性與安全系數(shù)量化模型,將可靠性設(shè)計(jì)引入結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

常用的可靠性安全系數(shù)包括基于平均強(qiáng)度和平均載荷的安全系數(shù)f0和最小強(qiáng)度與最大載荷的安全系數(shù)fR。將強(qiáng)度和載荷用概率方法表示。若載荷、強(qiáng)度均服從如圖7所示的正態(tài)分布,載荷總體均值為μL、標(biāo)準(zhǔn)偏差為σL,強(qiáng)度總體均值為μS、標(biāo)準(zhǔn)偏差為σS。

圖7 載荷與強(qiáng)度概率密度函數(shù)Fig.7 Probability density function of the load and strength

若結(jié)構(gòu)要求的可靠度系數(shù)為u0,則可靠性安全系數(shù)f0為

(3)

式中:CVL=σL/μL為載荷總體變差系數(shù);CVS=σS/μS為強(qiáng)度總體變差系數(shù)。

采用基于可靠性的安全系數(shù)量化設(shè)計(jì)技術(shù),可指導(dǎo)安全系數(shù)有效降低,若安全系數(shù)降到1.2,綜合結(jié)構(gòu)輕質(zhì)化水平整體提升約10%。以某5 m直徑大型火箭為例,基于高可靠低安全系數(shù)設(shè)計(jì)及先進(jìn)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù),可降低結(jié)構(gòu)系統(tǒng)質(zhì)量約2.6 t,實(shí)現(xiàn)運(yùn)載系數(shù)的提升。

2.4 小 結(jié)

基于概率的設(shè)計(jì)理念已在總體設(shè)計(jì)中推廣應(yīng)用,除上述技術(shù)外,總體在分離仿真方法、增壓設(shè)計(jì)方法、起飛漂移量計(jì)算、落區(qū)預(yù)示等方向上持續(xù)推進(jìn)開(kāi)展基于概率的設(shè)計(jì)方法改進(jìn)及應(yīng)用研究,為數(shù)據(jù)火箭釋放余量,提升運(yùn)載系數(shù)。

3 約邊界放寬

約邊界也限制了火箭運(yùn)載能力的提升,按約類型可分為內(nèi)在約與外部約。針對(duì)內(nèi)在約,需要結(jié)合火箭的飛行剖面,開(kāi)展環(huán)境條件的精細(xì)化預(yù)示與主動(dòng)控制,為各系統(tǒng)提供更舒適的設(shè)計(jì)使用條件,降低自身重量;針對(duì)外部約,需采用先進(jìn)技術(shù)實(shí)現(xiàn)約條件的放寬,釋放設(shè)計(jì)余量,支撐運(yùn)載能力的發(fā)揮,提升運(yùn)載系數(shù)。

3.1 環(huán)境條件精細(xì)化預(yù)示與主動(dòng)控制技術(shù)

近年來(lái),長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭在隨機(jī)振動(dòng)環(huán)境、星箭界面低頻振動(dòng)環(huán)境、噪聲環(huán)境、尾段熱環(huán)境等方面持續(xù)開(kāi)展研究與實(shí)踐,為結(jié)構(gòu)減重創(chuàng)造條件。

1)隨機(jī)振動(dòng)環(huán)境條件優(yōu)化

傳統(tǒng)采用等帶寬隨機(jī)振動(dòng)環(huán)境條件設(shè)計(jì)方法,該方法得到的加速度響應(yīng)總均方根遠(yuǎn)大于實(shí)測(cè)值。以某實(shí)測(cè)值為例,在20 Hz～2000 Hz范圍內(nèi)的總均方根值為13.02g(本文中g(shù)代表標(biāo)準(zhǔn)地球重力加速度9.8 m/s2,是加速度值的衡量基準(zhǔn),下同),但設(shè)計(jì)得到的總均方根值為21.44g。

采用1/6倍頻程法,計(jì)算得到變帶寬功率譜密度曲線[12],相比于傳統(tǒng)等帶寬功率譜密度曲線更加平滑,總均方根僅有15.07g,遠(yuǎn)小于原設(shè)計(jì)結(jié)果,總均方根降低約30%,見(jiàn)圖8。

圖8 等帶寬與1/6倍頻程變帶寬隨機(jī)振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)條件Fig.8 Random vibration environment of the equal bandwidth and 1/6 octave variable bandwidth

2)星箭界面低頻振動(dòng)環(huán)境主動(dòng)控制

衛(wèi)星在火箭發(fā)射過(guò)程中要承受從星箭界面?zhèn)鬟f而來(lái)的復(fù)雜振動(dòng)環(huán)境,包括低頻振動(dòng)環(huán)境和高頻隨機(jī)振動(dòng)環(huán)境。其中,高頻隨機(jī)振動(dòng)主要由噪聲激勵(lì)產(chǎn)生,而低頻振動(dòng)主要由發(fā)動(dòng)機(jī)推力和氣體脈動(dòng)壓力激勵(lì)引起,并沿箭體傳遞到星箭界面。

針對(duì)低頻振動(dòng)環(huán)境,工程上采用顆粒阻尼器[13]開(kāi)展了主動(dòng)控制的嘗試與驗(yàn)證。通過(guò)在中心承力筒上采用的顆粒阻尼器,設(shè)定正弦激勵(lì)5 Hz～100 Hz,加速度為0.3g和0.5g,顆粒體積填充率為90%時(shí),地面振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果如圖9所示,可見(jiàn)在一階共振峰有明顯的減振效果,一階峰值減振幅度達(dá)到35%以上。

圖9 顆粒阻尼器減振效果Fig.9 Damping effect of the particle damper

3)整流罩噪聲環(huán)境主動(dòng)控制

運(yùn)載火箭在整個(gè)主動(dòng)飛行段要承受起飛段的發(fā)動(dòng)機(jī)噴流噪聲環(huán)境和跨音速段的氣動(dòng)噪聲環(huán)境。寬頻帶隨機(jī)噪聲作用在火箭箭體上,會(huì)產(chǎn)生高量級(jí)的結(jié)構(gòu)響應(yīng),惡劣聲振環(huán)境極易導(dǎo)致有效載荷、設(shè)備和箭體結(jié)構(gòu)的破壞。國(guó)內(nèi)外各型火箭的噪聲環(huán)境條件如圖10所示,從圖中可見(jiàn),世界先進(jìn)運(yùn)載火箭的噪聲環(huán)境量級(jí)最低僅為131.4 dB,而中國(guó)長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭的噪聲環(huán)境量級(jí)普遍在140 dB以上。

圖10 運(yùn)載火箭噪聲環(huán)境條件比對(duì)Fig.10 Comparison of noise environmental conditions of launch vehicles

為改善運(yùn)載火箭的噪聲環(huán)境,研制了分布式柔性管穿孔板[14]。針對(duì)該柔性管吸聲結(jié)構(gòu),在某任務(wù)中搭載整流罩飛行,飛行測(cè)量星箭界面處隨機(jī)振動(dòng)加速度響應(yīng)總均方根量級(jí)僅約1.0g,以往其他飛行任務(wù)星箭界面處隨機(jī)振動(dòng)總均方根量級(jí)約2.0g～3.0g,表明柔性管吸聲結(jié)構(gòu)對(duì)噪聲環(huán)境產(chǎn)生明顯的衰減,進(jìn)而起到減振的目的,減振量級(jí)超過(guò)6 dB,見(jiàn)圖11。

圖11 吸聲結(jié)構(gòu)飛行結(jié)果與歷史任務(wù)比對(duì)Fig.11 Comparison of flight effects with sound-absorbing structures

4)底部熱環(huán)境的精細(xì)化

底部熱環(huán)境設(shè)計(jì)是液體運(yùn)載火箭熱環(huán)境設(shè)計(jì)的重要項(xiàng)目,長(zhǎng)期以來(lái)底部熱環(huán)境設(shè)計(jì)的難點(diǎn)工作之一。伴隨著新一代長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭的研制,解決了多噴管底部熱環(huán)境設(shè)計(jì)的有無(wú)問(wèn)題。在某新型火箭的研制過(guò)程中,底部發(fā)動(dòng)機(jī)噴管變得更多,噴管的個(gè)數(shù)高達(dá)7個(gè),底部熱環(huán)境問(wèn)題變得異常復(fù)雜,同時(shí)底部熱流的峰值將超過(guò)1 MW/m2。針對(duì)底部熱環(huán)境設(shè)計(jì),通過(guò)開(kāi)展多機(jī)并聯(lián)對(duì)流熱預(yù)示方法研究、多機(jī)并聯(lián)輻射熱預(yù)示方法研究,見(jiàn)圖12,并結(jié)合新一代運(yùn)載火箭飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù),開(kāi)展天地一致性回歸辨識(shí)及舵噴流干擾風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究,顯著提升了底部熱環(huán)境設(shè)計(jì)精細(xì)化水平,并應(yīng)用在底部熱環(huán)境設(shè)計(jì)過(guò)程中,實(shí)現(xiàn)底部熱流降低30%。

圖12 某狀態(tài)7機(jī)工作熱流仿真Fig.12 Heat flow simulation of 7 engines

3.2 殘骸落區(qū)控制技術(shù)

落區(qū)約是外部約的重要組成部分。近三年來(lái),中國(guó)內(nèi)陸發(fā)射場(chǎng)分別承擔(dān)了86%(2022年)、91%(2021年)、82%(2020年)的發(fā)射任務(wù),在運(yùn)載火箭發(fā)射過(guò)程中,需要將殘骸落區(qū)調(diào)整到人口稀少地區(qū),帶來(lái)能力損失,影響運(yùn)載系數(shù)。

2019～2022年,長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭先后突破了基于柵格舵的落區(qū)控制[15]、基于翼傘的助推器落區(qū)控制[16]等技術(shù),可將現(xiàn)有落區(qū)面積縮小70%以上,圖13給出了某火箭的柵格舵。

圖13 某火箭發(fā)射中的柵格舵Fig.13 Grid fins during a rocket launch

結(jié)合落區(qū)控制技術(shù),可大幅縮小落區(qū)范圍,放寬火箭總體優(yōu)化中對(duì)于飛行程序角和級(jí)間比等的約。在某新一代中型系列火箭論證中,以西昌為發(fā)射場(chǎng),由于落區(qū)受限,運(yùn)載能力較最優(yōu)狀態(tài)損失2 t,若增加落區(qū)控制措施,考慮增重后運(yùn)載能力依然可提升1 t以上。

3.3 考慮相關(guān)性的高空風(fēng)場(chǎng)偏差設(shè)計(jì)技術(shù)

高空風(fēng)場(chǎng)是火箭飛行的典型外部條件,而風(fēng)場(chǎng)存在實(shí)時(shí)變化、隨機(jī)性強(qiáng)的特點(diǎn)。偏差風(fēng)場(chǎng)設(shè)計(jì)難度大,其合理性與準(zhǔn)確性影響了飛行過(guò)程彎矩載荷的大小[17],影響結(jié)構(gòu)重量。而傳統(tǒng)高空風(fēng)場(chǎng)設(shè)計(jì)中,將風(fēng)場(chǎng)假設(shè)為關(guān)于高度的函數(shù),打靶仿真中一般采用兩種方式生成隨機(jī)風(fēng)場(chǎng)。

第一種為整層均一偏差法,不同高度層的風(fēng)場(chǎng)參數(shù)整體增大或減小一個(gè)隨機(jī)偏差項(xiàng)。這種方法形成的風(fēng)場(chǎng)風(fēng)切變小,不能覆蓋真實(shí)情況。

第二種為逐層隨機(jī)偏差法,不同高度層的風(fēng)場(chǎng)參數(shù)單獨(dú)增大或減小一個(gè)隨機(jī)偏差項(xiàng)。該方法將導(dǎo)致風(fēng)速沿高度為鋸齒狀,風(fēng)場(chǎng)模型風(fēng)切變較大。

結(jié)合某基地實(shí)測(cè)北向風(fēng)速數(shù)據(jù),高度相近的風(fēng)場(chǎng)風(fēng)速相關(guān)性較強(qiáng);高度差較大風(fēng)場(chǎng)風(fēng)速相關(guān)性較弱。由任意兩個(gè)高度層間風(fēng)場(chǎng)參數(shù)的相關(guān)系數(shù)可組成一個(gè)對(duì)稱的相關(guān)系數(shù)矩陣。

引入相關(guān)性矩陣后,可重新生成高空風(fēng)場(chǎng),相較以往的兩種方法,該方法偏差分布特征更符合實(shí)際風(fēng)場(chǎng)數(shù)據(jù),可提高偏差彈道打靶的可信性和精細(xì)化程度。利用該方法仿真得到的qα值與真實(shí)風(fēng)場(chǎng)樣本下的qα值誤差在5%以內(nèi),見(jiàn)圖14,遠(yuǎn)高于另兩種偏差建模方法。

圖14 考慮相關(guān)性的偏差法下真實(shí)樣本與仿真樣本對(duì)比Fig.14 Comparison of real samples and simulation samples under deviation method considering correlation

3.4 小結(jié)

總體持續(xù)開(kāi)展內(nèi)在及外部約條件的優(yōu)化,一方面提升預(yù)示精度,改善偏差設(shè)計(jì)方法,另一方面采用主動(dòng)控制技術(shù),包括儀器艙等重要艙段的噪聲環(huán)境主動(dòng)控制、振動(dòng)環(huán)境主動(dòng)控制,及尾艙熱環(huán)境高效防護(hù)等,支撐數(shù)據(jù)火箭約條件優(yōu)化,實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)減重和運(yùn)載能力提升。

4 設(shè)計(jì)方法改進(jìn)

傳統(tǒng)采用串行的設(shè)計(jì)方法,各專業(yè)獨(dú)自選取偏差,設(shè)計(jì)余量較大。在新一代運(yùn)載火箭研制實(shí)踐中,已開(kāi)展飛行載荷聯(lián)合優(yōu)化控制、末級(jí)貯箱箱壓控制等應(yīng)用,實(shí)現(xiàn)了部分跨專業(yè)協(xié)同設(shè)計(jì),通過(guò)偏差一次選取,共同使用,降低設(shè)計(jì)余量,提升運(yùn)載系數(shù)。

4.1 飛行載荷多專業(yè)聯(lián)合優(yōu)化控制技術(shù)

總體通過(guò)彈道、姿控、載荷計(jì)算等多專業(yè)聯(lián)合,實(shí)施彈道風(fēng)修、主動(dòng)減載、發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)等多種方法,主動(dòng)降低飛行載荷[18-19],支撐結(jié)構(gòu)減重。

1)彈道風(fēng)修正

運(yùn)載火箭飛行穿越稠密大氣過(guò)程中,由于高空風(fēng)的存在,會(huì)在箭體上產(chǎn)生附加氣流攻角,對(duì)火箭飛行中的氣動(dòng)載荷產(chǎn)生較大影響。經(jīng)統(tǒng)計(jì),攻角引起的彎矩載荷占比達(dá)60%～80%。為降低載荷,在彈道設(shè)計(jì)上,通常采用調(diào)整飛行姿態(tài)以減小飛行中氣流攻角,即高空風(fēng)修正技術(shù)。

中國(guó)的風(fēng)修正技術(shù)應(yīng)用可追溯至長(zhǎng)征三號(hào)運(yùn)載火箭,經(jīng)過(guò)多年發(fā)展,逐漸發(fā)展出單向風(fēng)修正、雙向風(fēng)修正、預(yù)選風(fēng)場(chǎng)風(fēng)修正和準(zhǔn)實(shí)時(shí)風(fēng)修正等彈道風(fēng)修技術(shù)。單向風(fēng)修正一般僅修正射面內(nèi)的平穩(wěn)風(fēng)攻角;雙向風(fēng)修正是對(duì)射面內(nèi)及橫向平穩(wěn)風(fēng)場(chǎng)均進(jìn)行修正。預(yù)選風(fēng)場(chǎng)修正是依據(jù)統(tǒng)計(jì)風(fēng)場(chǎng)開(kāi)展彈道設(shè)計(jì),缺點(diǎn)是時(shí)效性較差,適應(yīng)性不強(qiáng)。

隨著彈道設(shè)計(jì)技術(shù)和保障條件的提升,目前長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭已經(jīng)普遍采用準(zhǔn)實(shí)時(shí)雙向風(fēng)修正技術(shù),具備了在射前根據(jù)實(shí)際高空風(fēng)剖面進(jìn)行雙向通道修正的能力,見(jiàn)圖15。以中國(guó)某新一代中型火箭為例,彈道風(fēng)修正可降低火箭飛行過(guò)程中的氣動(dòng)載荷達(dá)20%,為結(jié)構(gòu)減重、提升運(yùn)載系數(shù)創(chuàng)造條件。

圖15 風(fēng)修正技術(shù)方案的發(fā)展歷程Fig.15 Development of the wind compensation technology

2)主動(dòng)減載控制

在飛行過(guò)程中可通過(guò)主動(dòng)減載控制進(jìn)行切變風(fēng)在線攻角修正。其基本原理是通過(guò)在姿態(tài)控制回路中增加一路信號(hào)反饋,在傳感器敏感到風(fēng)作用時(shí)調(diào)整箭體姿態(tài),減小載荷攻角。

文獻(xiàn)[18]采用“瞬時(shí)平衡”原理分析了采用加速度表反饋主動(dòng)減載時(shí)的平穩(wěn)風(fēng)載荷攻角和切變風(fēng)載荷攻角,得出主動(dòng)減載對(duì)于減小平穩(wěn)風(fēng)導(dǎo)致的載荷攻角是無(wú)益的,平穩(wěn)風(fēng)干擾只能靠彈道風(fēng)修正技術(shù)消除,而對(duì)于減小切變風(fēng)導(dǎo)致的載荷攻角是主動(dòng)減載有用的。在新一代運(yùn)載火箭研制過(guò)程中,完成了基于加速度計(jì)載荷控制的技術(shù)攻關(guān),已成功應(yīng)用于中國(guó)大部分現(xiàn)役運(yùn)載火箭,取得了較好的效果。

針對(duì)某型運(yùn)載火箭開(kāi)展主動(dòng)減載的效能仿真分析,比對(duì)了有無(wú)主動(dòng)減載情況下的氣動(dòng)載荷因子qα,比對(duì)結(jié)果見(jiàn)圖16。結(jié)果表明,主動(dòng)減載降低了約18%的氣動(dòng)載荷,從而支撐結(jié)構(gòu)減重。

圖16 典型案例下主動(dòng)減載的作用Fig.16 Performance of the load relief in a typical case

3)發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)

基礎(chǔ)級(jí)通過(guò)采用發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié),可降低飛行最大動(dòng)壓、控制過(guò)載,有助于在起飛段實(shí)施健康監(jiān)測(cè)[20-21],也支撐了垂直起降回收的應(yīng)用。在中國(guó)長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭中,某型號(hào)基礎(chǔ)級(jí)通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流,實(shí)現(xiàn)了飛行動(dòng)壓下降32%,見(jiàn)圖17,通過(guò)進(jìn)一步控制飛行攻角,可有效降低飛行載荷。

圖17 某型號(hào)節(jié)流前后時(shí)間-動(dòng)壓時(shí)間歷程比對(duì)Fig.17 Comparison of time history of dynamic pressure before and after throttling adjustment

火箭在發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)前進(jìn)行推力節(jié)流,可降低發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)引起的動(dòng)態(tài)載荷。某型號(hào)基礎(chǔ)級(jí)多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)不采取節(jié)流的沖擊載荷明顯大于采取節(jié)流的載荷[8]。

4.2 考慮動(dòng)力學(xué)與熱力學(xué)耦合的末級(jí)箱壓控制技術(shù)

末級(jí)通過(guò)長(zhǎng)時(shí)間滑行及多次啟動(dòng),可有效增強(qiáng)任務(wù)適應(yīng)性,提升部分任務(wù)運(yùn)載能力。在低溫氫氧末級(jí)的滑行應(yīng)用中,深低溫推進(jìn)劑產(chǎn)生晃動(dòng),由于氣液之間的傳熱和相變加劇,氣枕壓力會(huì)大幅降低,將導(dǎo)致二次起動(dòng)前無(wú)法滿足發(fā)動(dòng)機(jī)最低泵入口壓力,影響發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作。

減小滑行段箱壓降幅是攻克該難題的最優(yōu)途徑。傳統(tǒng)的增壓計(jì)算按照滑行段壓降極限偏差考慮,相關(guān)系數(shù)根據(jù)數(shù)據(jù)包絡(luò)、基于歷史數(shù)據(jù)的姿控等關(guān)鍵變量篩選及數(shù)值擬合等方法確定,精度和任務(wù)適應(yīng)性一般;特別是針對(duì)再次起動(dòng)前推進(jìn)劑剩余量較少的淺箱起動(dòng)任務(wù),傳統(tǒng)的包絡(luò)分析方法給出的起動(dòng)前補(bǔ)壓耗氣量成倍增加,更是凸顯了滑行段箱壓變化控制的重要性。

在新一代運(yùn)載火箭研制中,實(shí)現(xiàn)了姿控與增壓聯(lián)合設(shè)計(jì),首次建立了動(dòng)力學(xué)與熱力學(xué)耦合模型,并建立物理模型。當(dāng)姿控噴管工作時(shí)產(chǎn)生俯仰或偏航通道的控制力,由于控制力的作用線與滑行段箭體質(zhì)心之間具有一定的距離,因此該作用力將產(chǎn)生繞質(zhì)心的力矩,從而在工作期間使箭體產(chǎn)生角加速度,該角加速度影響氣液晃動(dòng)及換熱。

(4)

M=F·L

(5)

式中:α為角加速度;M為俯仰/偏航力矩;I為俯仰/偏航方向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

對(duì)于貯箱內(nèi)氣枕區(qū)域的混合氣體與低溫液體界面的蒸發(fā)冷凝:

(6)

Pf=RfρfTf

(7)

(8)

式中:R表示氣體常數(shù);ρ表示氣體的密度;P表示氣體壓力;T表示溫度;Mtra為氣液界面蒸發(fā)或冷凝質(zhì)量流量;a為蒸發(fā)冷凝系數(shù);下標(biāo)f表示混合氣體,vap表示氫蒸汽,nc表示不冷凝的氫氣, sat表示飽和蒸汽。

基于此,建立了微重力、晃動(dòng)條件下的動(dòng)力學(xué)與熱力學(xué)耦合模型,并對(duì)中國(guó)首次氫氧末級(jí)淺箱起動(dòng)任務(wù)的滑行段壓降進(jìn)行仿真分析,見(jiàn)圖18,提出了姿控噴管開(kāi)啟門限優(yōu)化方案,使得滑行段壓降顯著減小。該方法經(jīng)過(guò)型號(hào)應(yīng)用,飛行結(jié)果與仿真分析結(jié)果一致性高,表明了其高精度和適應(yīng)性。

圖18 某型號(hào)液氫貯箱滑行段氣液兩相溫度仿真Fig.18 Simulation of gas-liquid two-phase temperature in the sliding phase of a liquid hydrogen tank

該技術(shù)的應(yīng)用,使得某型號(hào)發(fā)射700 km～1000 km SSO任務(wù)能力提升10%以上。

4.3 小 結(jié)

上述技術(shù)僅是總體跨專業(yè)聯(lián)合設(shè)計(jì)技術(shù)應(yīng)用的部分實(shí)踐,當(dāng)前中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院已開(kāi)發(fā)出總體多專業(yè)協(xié)同設(shè)計(jì)平臺(tái),實(shí)現(xiàn)了數(shù)據(jù)火箭的在線閉環(huán)設(shè)計(jì),具備了更多專業(yè)協(xié)同的條件。未來(lái)將持續(xù)豐富專業(yè)設(shè)計(jì)工具,完善協(xié)同設(shè)計(jì)方法,減少設(shè)計(jì)余量,提升運(yùn)載系數(shù)。

5 辨識(shí)回歸

偏差范圍設(shè)計(jì)的合理性是影響火箭運(yùn)載能力的關(guān)鍵環(huán)節(jié),當(dāng)前長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭已完成超過(guò)460次飛行試驗(yàn),積累了豐富的遙測(cè)數(shù)據(jù),圍繞飛行數(shù)據(jù)開(kāi)展了辨識(shí)回歸,提升對(duì)參數(shù)偏差、設(shè)計(jì)裕度等認(rèn)識(shí)水平,實(shí)現(xiàn)能力挖潛、運(yùn)載系數(shù)提升。

5.1 飛行外載荷辨識(shí)技術(shù)

運(yùn)載火箭飛行干擾多、環(huán)境復(fù)雜,實(shí)際載荷水平一直是未知之謎,直接影響載荷精細(xì)化設(shè)計(jì)水平。因此,亟需研究發(fā)展多點(diǎn)或分布載荷辨識(shí)技術(shù)[22],為載荷優(yōu)化設(shè)計(jì)提供準(zhǔn)確輸入。

采用小波變換[23]對(duì)某中型火箭星箭界面過(guò)載測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行飛行載荷辨識(shí),辨識(shí)結(jié)果詳見(jiàn)圖19。辨識(shí)過(guò)程中,主要對(duì)箭體橫向一、二階的彈性位移響應(yīng)進(jìn)行識(shí)別,結(jié)果見(jiàn)表2。識(shí)別結(jié)果一階彈性位移Y向?yàn)?.0110 m,Z向?yàn)?.0265 m,綜合合成彈性位移為0.0287 m;二階彈性位移Y向?yàn)?.0127 m,Z向?yàn)?.0112 m,綜合合成彈性位移為0.0169 m。在彈性載荷設(shè)計(jì)時(shí),一階彈性位移計(jì)算值為0.133 m。由此可見(jiàn),一階彈性位移識(shí)別結(jié)果為設(shè)計(jì)值的22%,具有較大的余量。值得注意的是,從辨識(shí)結(jié)果看,二階彈性位移約占一階彈性位移的41%,箭體也存在較大的二階彈性振動(dòng)。

圖19 星箭界面Y向過(guò)載與一階和二階加速度辨識(shí)結(jié)果Fig.19 The identification results of Y-direction overload at the satellite-rocket interface

表2 廣義位移計(jì)算值與識(shí)別結(jié)果Table 2 Generalized displacement calculation and recognition results

通過(guò)以上結(jié)果對(duì)比可見(jiàn),在計(jì)算彈性載荷時(shí),應(yīng)考慮橫向二階模態(tài)的影響,但綜合辨識(shí)得到的前兩階彈性廣義位移值,計(jì)算使用的彈性廣義位移值仍存在較大的優(yōu)化空間,若使用辨識(shí)結(jié)果,則彈性載荷可減載60%以上。

5.2 推進(jìn)劑剩余量辨識(shí)評(píng)估技術(shù)

推進(jìn)劑剩余量直接影響運(yùn)載能力,通過(guò)對(duì)飛行數(shù)據(jù)辨識(shí),多型火箭發(fā)射任務(wù)的實(shí)際推進(jìn)劑剩余量與設(shè)計(jì)值之間存在一定差異。該現(xiàn)象表明總體設(shè)計(jì)采用的偏差量與實(shí)際飛行子樣不匹配,影響了運(yùn)載火箭的總體設(shè)計(jì)偏差量選取和運(yùn)載能力裕度。

針對(duì)以上問(wèn)題,總體在設(shè)計(jì)、飛行、回歸三個(gè)環(huán)節(jié),重點(diǎn)從安全余量的設(shè)計(jì)值統(tǒng)計(jì)、推進(jìn)劑實(shí)際剩余量統(tǒng)計(jì)基準(zhǔn)方法、實(shí)際剩余量情況與設(shè)計(jì)值匹配分析三個(gè)方面進(jìn)行方法統(tǒng)一和回歸分析。同時(shí)結(jié)合多型火箭運(yùn)載能力評(píng)定成果,根據(jù)飛行試驗(yàn)小子樣、序貫的特性,形成基于實(shí)際飛行剩余量的安全余量小子樣遞歸鑒定結(jié)果,為各型運(yùn)載火箭的運(yùn)載能力釋放提供科學(xué)依據(jù)。

以某火箭為例,其助推器推進(jìn)劑剩余量均值較設(shè)計(jì)值偏多約51～69 kg,見(jiàn)圖20,提示可以通過(guò)設(shè)計(jì)偏差調(diào)整,挖掘運(yùn)載能力余量。

圖20 某火箭助推器剩余量統(tǒng)計(jì)Fig.20 Statistics on propellant residue of a type of rocket boosters

5.3 小 結(jié)

當(dāng)前,總體結(jié)合飛行數(shù)據(jù)仍在推進(jìn)多項(xiàng)數(shù)據(jù)辨識(shí)工作,如阻力系數(shù)的精確辨識(shí),基于風(fēng)攻角測(cè)量的氣動(dòng)特性辨識(shí),質(zhì)心橫移辨識(shí)等,這些工作將指導(dǎo)總體進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)偏差的精細(xì)化,提升設(shè)計(jì)水平,提高火箭運(yùn)載系數(shù)。

6 未來(lái)發(fā)展展望

在新一代運(yùn)載火箭的研制中,結(jié)合技術(shù)體系開(kāi)展了大量的實(shí)踐與探索,有效支撐了運(yùn)載系數(shù)的提升。同時(shí),近年來(lái)人工智能、數(shù)字化信息化手段等推動(dòng)了各領(lǐng)域技術(shù)飛速發(fā)展,未來(lái)運(yùn)載火箭總體技術(shù)中也將進(jìn)一步深化先進(jìn)技術(shù)的應(yīng)用,提升總體設(shè)計(jì)能力,涉及方向有:

1) 進(jìn)一步提升人工智能在總體設(shè)計(jì)中的應(yīng)用,大幅提升總體設(shè)計(jì)效率,提升關(guān)鍵參數(shù)大數(shù)據(jù)的分析和辨識(shí)能力;

2) 構(gòu)建并完善總體協(xié)同設(shè)計(jì)與多專業(yè)聯(lián)合仿真平臺(tái),促進(jìn)總體、氣動(dòng)、姿控、制導(dǎo)、動(dòng)力、載荷多專業(yè)聯(lián)合仿真,進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)余量,實(shí)現(xiàn)技術(shù)性能的持續(xù)挖潛和提升;

3) 持續(xù)推進(jìn)基于模型的系統(tǒng)工程研制模式轉(zhuǎn)型,實(shí)現(xiàn)總體、系統(tǒng)與單機(jī)基于模型交付的新模式,建立設(shè)計(jì)與生產(chǎn)打通的數(shù)字孿生系統(tǒng),進(jìn)一步控制設(shè)計(jì)偏差,提升火箭性能。

7 結(jié)語(yǔ)

本文面向運(yùn)載系數(shù)提升這一核心指標(biāo),結(jié)合總體設(shè)計(jì)的對(duì)象,從設(shè)計(jì)流程與優(yōu)化對(duì)象出發(fā),開(kāi)展四個(gè)方面的梳理,并提出了總體技術(shù)體系。在文章中,總結(jié)了部分技術(shù)的實(shí)踐情況,同時(shí)也指出了仍在攻關(guān)及后續(xù)發(fā)展的方向,具體有:

1) 設(shè)計(jì)理念方面

考慮概率設(shè)計(jì)的安全余量計(jì)算方法、放行評(píng)估方法等已在新一代運(yùn)載火箭實(shí)踐中應(yīng)用,支撐了余量的釋放和運(yùn)載系數(shù)的提升。后續(xù)將在分離設(shè)計(jì)、增壓設(shè)計(jì)等環(huán)節(jié)進(jìn)一步拓展應(yīng)用。

2) 約邊界方面

環(huán)境條件精細(xì)化預(yù)示與主動(dòng)控制支撐了結(jié)構(gòu)減重;落區(qū)控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)了外界約的放寬,有效提升運(yùn)載能力;高空風(fēng)場(chǎng)偏差的準(zhǔn)確性提升,釋放了載荷余量,有助于結(jié)構(gòu)減重。后續(xù)將進(jìn)一步開(kāi)展內(nèi)外約邊界的精細(xì)化與主動(dòng)控制,以提升運(yùn)載系數(shù)。

3) 設(shè)計(jì)方法方面

在飛行載荷聯(lián)合優(yōu)化控制、末級(jí)箱壓控制等方向?qū)嵺`了跨專業(yè)協(xié)同設(shè)計(jì)方法,通過(guò)偏差一次選取,共同使用,降低設(shè)計(jì)余量,提升運(yùn)載系數(shù)。后續(xù)將進(jìn)一步拓展總體多專業(yè)協(xié)同設(shè)計(jì)應(yīng)用。

4) 辨識(shí)回歸方面

圍繞飛行數(shù)據(jù)開(kāi)展了載荷辨識(shí)回歸、推進(jìn)劑剩余量辨識(shí)等工作,提升了對(duì)偏差、設(shè)計(jì)裕度等認(rèn)識(shí)水平。后續(xù)將持續(xù)推進(jìn)氣動(dòng)特性、質(zhì)量特性等飛行辨識(shí),深挖設(shè)計(jì)余量,提升運(yùn)載系數(shù)。

圍繞運(yùn)載系數(shù)仍將持續(xù)開(kāi)展攻關(guān),并引入智能化等新的工具手段,助力設(shè)計(jì)效率等提升。同時(shí)需要指出的是,未來(lái)運(yùn)載火箭發(fā)展的重要方向還包括重復(fù)使用、智能飛行等,需要開(kāi)展技術(shù)攻關(guān),通過(guò)與運(yùn)載系數(shù)提升相結(jié)合,構(gòu)建出完整的總體技術(shù)體系,支撐實(shí)現(xiàn)運(yùn)載技術(shù)的跨越發(fā)展。