運載火箭動力冗余技術(shù)

張 智，容 易，鄭立偉，宋 強

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京100076)

1 引言

數(shù)年來國內(nèi)外運載火箭發(fā)射失利案例中，因動力系統(tǒng)故障導(dǎo)致的發(fā)射失利占半數(shù)以上［1］。如何實現(xiàn)發(fā)動機故障后仍可保證任務(wù)圓滿成功，是運載火箭總體設(shè)計一直在思考并致力于解決的工程難題。

N-1火箭、航天飛機、土星系列火箭、法爾肯9火箭等均具備一定的動力冗余能力［2］。2012年10月8日，法爾肯9火箭在飛行過程中發(fā)動機故障后主任務(wù)仍圓滿成功，是近期運載火箭實現(xiàn)動力冗余的實例。

我國運載火箭在電氣系統(tǒng)設(shè)計中多采取冗余技術(shù)提高可靠性［3］，但應(yīng)對動力系統(tǒng)故障的適應(yīng)能力不強，出現(xiàn)單臺發(fā)動機推力喪失或部分推力下降故障時，很難保證任務(wù)成功。

采用動力冗余技術(shù)，可解決大部分因發(fā)動機故障導(dǎo)致任務(wù)失敗的問題，對提高火箭可靠性具有重要意義。

2 國外運載火箭動力冗余情況

國外運載火箭部分構(gòu)型具備動力冗余能力。

2.1 N-1 火箭

一級30臺發(fā)動機均不搖擺，火箭俯仰偏航控制通過調(diào)節(jié)外圍24臺發(fā)動機推力調(diào)節(jié)實現(xiàn)，滾動控制是通過內(nèi)圈6臺發(fā)動機渦輪排氣管的搖擺實現(xiàn)，發(fā)動機布局見圖1所示。

飛行過程中若部分發(fā)動機出現(xiàn)故障，控制系統(tǒng)會自動關(guān)閉該發(fā)動機及其對稱布置的發(fā)動機。N-1火箭允許關(guān)閉4臺發(fā)動機。

圖1 N-1火箭Fig.1 N-1 rocket

N-1火箭的4次失利情況如下［4］:

第一次失利:火箭飛行期間12號發(fā)動機受到的振動載荷超過了引壓管設(shè)計上限，導(dǎo)致燃氣發(fā)生器引壓管斷裂。54.5 s，一級發(fā)動機艙起火，導(dǎo)致電路短路，造成控制系統(tǒng)發(fā)出錯誤指令，關(guān)閉了所有正常的發(fā)動機，同時又發(fā)出指令使已關(guān)閉的故障發(fā)動機繼續(xù)工作。這次故障起因為燃氣發(fā)生器引壓管斷裂。

第二次失利:火箭起飛后0.22 s，8號發(fā)動機的氧化劑泵吸入了焊渣或其它金屬顆粒物，金屬顆粒打破了氧化劑泵的葉片并擊穿了泵的殼體，在發(fā)動機艙內(nèi)引起爆炸起火，使18號發(fā)動機的控制電纜被燒毀。這次失敗的原因是火箭生產(chǎn)過程中質(zhì)量控制不嚴格。

第三次失利:此次飛行的所有發(fā)動機均工作正常，但是中心6臺發(fā)動機渦輪排氣噴管的控制電纜中，有一臺或幾臺的極性接反，因此火箭起飛后不能進行正確的滾動控制。盡管火箭試圖糾正滾動偏差，但是由于電纜的極性被接反，引起了姿態(tài)發(fā)散，導(dǎo)致任務(wù)失敗。

第四次失利:正常情況下，N-1火箭應(yīng)該首先關(guān)閉內(nèi)圈的6臺發(fā)動機，然后關(guān)閉外圈的24臺發(fā)動機和4臺游動發(fā)動機。但是當內(nèi)圈發(fā)動機關(guān)閉時，產(chǎn)生了很大的水擊壓力，造成設(shè)置在內(nèi)圈發(fā)動機上的小直徑燃料管路斷裂，而這些管路與外圈第4號發(fā)動機的燃氣發(fā)生器相通，因而使4號發(fā)動機的氧泵發(fā)生氣蝕、起火和爆炸，爆炸造成發(fā)動機艙破裂，并導(dǎo)致其它發(fā)動機傾斜。107 s控制系統(tǒng)關(guān)閉了所有發(fā)動機，并使二子級發(fā)動機點火。上述過程自動觸發(fā)了逃逸程序。本次失利是發(fā)動機關(guān)閉時水擊壓力過大所致。

2.2 航天飛機

軌道飛行器采用3臺液氫/液氧發(fā)動機，呈120°均布，每臺發(fā)動機可雙擺［2］。

系統(tǒng)設(shè)計可在一臺發(fā)動機故障時，靠其余兩臺發(fā)動機完成姿態(tài)控制功能，1985年7月29日挑戰(zhàn)者號升空后3 min 30 s，火箭及時關(guān)閉了發(fā)生故障的1號發(fā)動機，對發(fā)射未產(chǎn)生致命影響［5］。

2.3 土星1和土星1B

一級裝有8臺H-1發(fā)動機，火箭實質(zhì)上是按照7臺發(fā)動機推力設(shè)計的，第8臺發(fā)動機是為提高工作可靠性，改善發(fā)射性能而準備的。

8臺發(fā)動機配置成內(nèi)、外兩圈，內(nèi)圈4臺固定在發(fā)動機機架的中央圓筒上，與火箭軸線夾角為3°，外圈4臺發(fā)動機用常平座安裝在發(fā)動機架的4個支撐臂上，與火箭軸線夾角為6°，發(fā)動機可雙向搖擺［2］，發(fā)動機布局情況如圖2所示。

圖2 土星1B火箭Fig.2 Saturn 1B rocket

2.4 法爾肯9火箭

一級9臺發(fā)動機，一級飛行姿態(tài)控制通過搖擺發(fā)動機實現(xiàn)，具備地面起飛允許1臺發(fā)動機故障、飛行一段時間后允許2臺發(fā)動機故障的發(fā)動機冗余能力，發(fā)動機布局見圖3。

在法爾肯9的四次發(fā)射中，均出現(xiàn)了發(fā)動機參數(shù)異常，前三次發(fā)動機及時關(guān)機保證發(fā)射可靠終止，第四次飛行過程中故障發(fā)動機及時關(guān)機保證主任務(wù)成功。

圖3 法爾肯9中型火箭Fig.3 Falcon 9 medium rocket

3 動力冗余的必要性

從現(xiàn)役火箭可靠性定量評估結(jié)果看，動力系統(tǒng)的評估結(jié)果最低，某運載火箭的可靠性定量評估結(jié)果見表1。據(jù)統(tǒng)計，幾乎所有的運載火箭均服從這一規(guī)律。

表1 某運載火箭可靠性定量評估結(jié)果Table 1 Quantitative reliability evaluation results of launch vehicle

從國內(nèi)外運載火箭飛行故障統(tǒng)計結(jié)果看，在130次火箭飛行故障中，有73次是由動力系統(tǒng)故障引起的，約占56.2%。因此若進一步提升運載火箭的可靠性，必須提高動力的可靠性，而動力冗余設(shè)計是有效手段之一。

冗余設(shè)計對于提高動力系統(tǒng)可靠度的作用，可以用下面的簡單算例進行說明:

假設(shè)單臺發(fā)動機的可靠度與推力大小無關(guān)，在給定單臺發(fā)動機推力可靠度為Q的條件下，保持總推力不變分別計算無冗余、冗余一臺或者兩臺情況下的可靠度，其公式分別見(1)～(3)。

式中:Q為單臺發(fā)動機可靠性;n為發(fā)動機總臺數(shù);F0、F1、F2分別表示非冗余、1臺冗余和2臺冗余的全箭發(fā)動機系統(tǒng)可靠性。采用非冗余和冗余發(fā)動機可靠性對比情況見圖4和表2。

圖4 采用非冗余和冗余發(fā)動機可靠性比較圖Fig.4 Comparison of engine reliability with/without redundancy

表2 采用非冗余和冗余發(fā)動機可靠性對比表Table 2 Comparison of engine reliability with/without redundancy

計算結(jié)果表明，發(fā)動機冗余可以顯著提高動力系統(tǒng)的可靠性。

4 動力冗余的實現(xiàn)方式

從目前分析結(jié)果看，實現(xiàn)動力冗余的可行方式有兩種，即變推力方式和發(fā)動機貯備方式。

1)變推力方式:發(fā)動機數(shù)量與額定狀態(tài)相同，要求發(fā)動機具備推力調(diào)節(jié)能力。在單臺發(fā)動機出現(xiàn)故障并被關(guān)閉后，其它發(fā)動機需提高推力彌補關(guān)閉故障發(fā)動機造成的推力損失。推力調(diào)節(jié)范圍與發(fā)動機總臺數(shù)有關(guān)。

2)發(fā)動機貯備方式:發(fā)動機數(shù)量比額定狀態(tài)多一臺或多臺，對發(fā)動機推力調(diào)節(jié)能力無要求。

發(fā)動機貯備方式有兩種，即冷貯備和熱貯備。前者在正常飛行時，作為貯備的發(fā)動機不工作，僅當其它發(fā)動機出現(xiàn)故障并被關(guān)閉后啟動，該方式將損失一定的運載能力，特別是作為貯備的發(fā)動機位于末級火箭上時，實施難度較大;后者在正常飛行時，作為貯備的發(fā)動機同時工作，當其它發(fā)動機出現(xiàn)故障并被關(guān)閉后，火箭繼續(xù)飛行，此種方式可不影響或者對運載能力影響較小。

下面以另一型火箭為例，探討兩種動力冗余方式對總體設(shè)計的影響。該型火箭為三級火箭，捆綁兩個助推器。芯一級和助推器采用相同模塊，每個模塊安裝5臺單臺地面推力為2600 kN的發(fā)動機;二級安裝4臺單臺真空推力為1100 kN的發(fā)動機;三級使用主游機配置，1臺主機與二級發(fā)動機相同，另配置4臺單機推力為89 kN的游動發(fā)動機。該型火箭起飛質(zhì)量約2933 t。

4.1 變推力方式對運載火箭的影響

下面針對不同飛行階段出現(xiàn)一臺發(fā)動機故障，采用變推力方式實現(xiàn)動力冗余的影響分析。

1)一級飛行段

起飛時芯一級或者助推器的1臺發(fā)動機故障或起飛80 s后2臺發(fā)動機故障，均能通過將正常工作的發(fā)動機推力提高10%左右達到維持運載能力不變的目標，發(fā)動機擺角控制在10°以內(nèi)即能實現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定，且最大qα(動壓與攻角之積)在3 300 Pa以內(nèi)。

若在一級飛行中無故障，則通過發(fā)動機節(jié)流控制可以實現(xiàn)降低飛行載荷的目的。

2)二級飛行段

二級飛行段有1臺發(fā)動機推力喪失時，需要其他另外3臺發(fā)動機推力提高15%達到維持運載能力不變的目標，發(fā)動機擺角控制在6°以內(nèi)即能實現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定。

3)三級飛行段

三級飛行段有1臺游機推力喪失時，由于此時已接近入軌，發(fā)動機推力對運載能力影響較小，不需要其他游機具備變推力能力，發(fā)動機擺角控制在12°以內(nèi)即能實現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定。

4.2 發(fā)動機貯備方式對運載火箭的影響

對于發(fā)動機冷貯備方式，需要在每一級均貯備一臺發(fā)動機，而每級的這臺貯備發(fā)動機在火箭正常的情況下是不工作的，這對火箭的運載能力影響較大，特別是在火箭末級，若貯備發(fā)動機的重量為1 t，則對全箭的運載能力影響同樣為1 t。

對于發(fā)動機熱貯備方式，有可分為維持加注量不變(A方案)和增加加注量(B方案)兩種方案，兩種方案每級貯備的發(fā)動機與同級其它發(fā)動機一同工作，圖5和圖6給出了兩種方案對不同時刻發(fā)動機出現(xiàn)故障的月球轉(zhuǎn)移軌道(LTO)運載能力影響情況。從圖中可見:

1)在正常狀態(tài)下兩種方案額定運載能力相當，B方案的運載效率略高;

2)A方案對所假設(shè)故障的適應(yīng)能力要強。

圖5 助推器發(fā)動機發(fā)生故障運載能力對比曲線Fig.5 Launch capacity curves when booster engine fails

圖6 芯一級發(fā)動機發(fā)生故障運載能力對比曲線Fig.6 Launch capacity curves when core stage engine fails

4.3 動力冗余對發(fā)動機的影響

采用發(fā)動機貯備方式實現(xiàn)動力冗余，對發(fā)動機本身的設(shè)計、試驗等無影響，但需要在飛行過程中掌握對發(fā)動機的在線實時故障診斷，以識別出故障發(fā)動機并實施對故障發(fā)動機的故障處理。

變推力方式除了需要發(fā)動機故障診斷技術(shù)外，還需要具備發(fā)動機推力調(diào)節(jié)技術(shù)，因此發(fā)動機額定工況可能不是最優(yōu)工況。

液體發(fā)動機推力調(diào)節(jié)技術(shù)在世界運載火箭中并不是新技術(shù)，RD系列發(fā)動機、SSME發(fā)動機、RS-68發(fā)動機和LE-7A發(fā)動機均具備推力調(diào)節(jié)能力［6］，該技術(shù)不僅可以實現(xiàn)動力冗余，也可應(yīng)用于運載火箭的減載設(shè)計［7］。

4.4 動力冗余對控制系統(tǒng)的影響

實現(xiàn)動力冗余，對控制系統(tǒng)提出了新的需求，除了需要對故障發(fā)動機發(fā)出關(guān)機指令和推力調(diào)節(jié)指令外，故障情況下的系統(tǒng)重構(gòu)技術(shù)以及制導(dǎo)姿控在線優(yōu)化設(shè)計也是實現(xiàn)動力冗余的關(guān)鍵。

通過調(diào)研，國外運載火箭控制系統(tǒng)在線優(yōu)化設(shè)計已經(jīng)得到工程應(yīng)用［8］。目前我國運載火箭已經(jīng)應(yīng)用的迭代制導(dǎo)技術(shù)即屬于在線優(yōu)化技術(shù)，但對于故障情況下控制系統(tǒng)在線優(yōu)化設(shè)計仍有差距，這也是國內(nèi)外運載火箭控制系統(tǒng)應(yīng)用的發(fā)展方向之一。

4.5 動力冗余對增壓輸送的影響

對于捆綁式運載火箭，為實現(xiàn)助推器發(fā)動機故障下的動力冗余，采用推進劑交叉輸送是解決此種故障下推進劑不平衡消耗的有效途徑。若采用助推器與芯一級同時分離方案，僅在發(fā)動機故障下通過交叉輸送，使推進劑均衡消耗，降低干擾的同時，減小對運載能力的損失。

國外運載火箭交叉輸送技術(shù)已經(jīng)得到了工程應(yīng)用，我國運載火箭的交叉輸送技術(shù)的研究也已經(jīng)取得了階段性進展。

5 實現(xiàn)動力冗余的關(guān)鍵技術(shù)

動力冗余能夠顯著提高運載火箭的可靠性，但要實現(xiàn)這一目標，必須攻破并掌握以下技術(shù)。

1)發(fā)動機故障診斷技術(shù)

無論采用何種動力冗余方式，均需要判別發(fā)動機的工作狀態(tài)，即需要發(fā)動機的故障檢測與診斷技術(shù)。該項技術(shù)是實現(xiàn)動力冗余的前提和核心。在理論和方法上，國內(nèi)外的研究都很廣泛，但在應(yīng)用方面均比較謹慎，目前有航天飛機和法爾肯有成功的應(yīng)用案例［9-10］。該項技術(shù)也是載人運載火箭確保航天員安全性所需要的技術(shù)之一。

2)推進劑交叉輸送技術(shù)

推進劑交叉輸送技術(shù)是一種高效的推進劑利用技術(shù)。對于使用同種推進劑的并聯(lián)式捆綁火箭，在一級飛行段助推器向芯級供應(yīng)推進劑，使助推器分離時芯級推進劑仍保持滿箱狀態(tài)，此方式可以較大地提高運載能力。同時也為火箭構(gòu)型的靈活設(shè)計和動力冗余奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

3)發(fā)動機推力調(diào)節(jié)技術(shù)

發(fā)動機推力調(diào)節(jié)是提高火箭發(fā)動機適應(yīng)性和運載火箭性能的有效措施，對降低火箭飛行載荷、優(yōu)化飛行軌跡起著至關(guān)重要的作用。這種能力對于實現(xiàn)動力冗余也是一項關(guān)鍵技術(shù)。

國外的許多發(fā)動機均具備了發(fā)動機推力調(diào)節(jié)技術(shù)，國內(nèi)在研制新一代運載火箭用液氧煤油發(fā)動機時也曾在此方面開展過研究。

4)控制系統(tǒng)重構(gòu)技術(shù)

發(fā)動機故障情況下的控制系統(tǒng)重構(gòu)技術(shù)也是實現(xiàn)動力冗余的重要技術(shù)，包括故障優(yōu)化軌跡設(shè)計、制導(dǎo)姿控系統(tǒng)參數(shù)重構(gòu)和發(fā)動機擺角指令重分配技術(shù)等，這些技術(shù)的應(yīng)用將保證發(fā)動機故障情況下火箭沿最優(yōu)軌道飛行，確保任務(wù)成功。

6 結(jié)論

動力系統(tǒng)的可靠性水平已成為制約運載火箭可靠性進一步提高的關(guān)鍵，動力冗余是提高動力系統(tǒng)可靠性的重要途徑之一，并可提高發(fā)動機對不同型號應(yīng)用的適應(yīng)性，為火箭總體構(gòu)型設(shè)計、性能優(yōu)化設(shè)計提供有力支撐。實現(xiàn)動力冗余尚有若干關(guān)鍵技術(shù)有待突破，需要參考借鑒國內(nèi)外已有的技術(shù)基礎(chǔ)及應(yīng)用成果，針對關(guān)鍵技術(shù)進行研究探索，以取得動力冗余技術(shù)的實質(zhì)性進展。

［1］李海波.50年來全球航天運載器的可靠性［J］.強度與環(huán)境，2007，34(2):1-11.

［2］龍樂豪.世界航天運載器大全(第2版)［M］.北京:中國宇航出版社，2007:634-635，1387-1419.

［3］李東.長征火箭的現(xiàn)狀及展望［J］.科技導(dǎo)報，2006，24(3):57-63.

［4］丁文華.國外月球探測運載火箭故障分析［J］.國際太空，2007(9):26-34.

［5］宗言.美國航天飛機故障一覽［J］.中國航天，2003(5):15-19.

［6］陳允宗，才滿瑞.國外大型液體火箭主發(fā)動機比較分析［J］.導(dǎo)彈與航天運載技術(shù)，2011(4):32-36.

［7］琚春光，東華鵬，王國輝.航天運輸系統(tǒng)對火箭發(fā)動機的需求［J］.導(dǎo)彈與航天運載技術(shù)，2011(4):23-27.

［8］Richard E，Allen V，Bauer，et al.Responsive，low-cost access to space with ELVIS an expendable launch vehicle with integrated spacecraft［C］//Annual USU/AIAA Small Satellite Conference.Salt Lake City，2003:1-12.

［9］“阿波羅—13”飛行日記.太空探索［J］.1996(1):34.

［10］陳啟智.液體火箭推進系統(tǒng)健康監(jiān)控技術(shù)的演變［J］.推進技術(shù)，1997，18(1):1-7.