推力調(diào)節(jié)需求優(yōu)化設(shè)計(jì)研究

容 易，王俊峰，祁 峰，秦旭東，李文清

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引 言

運(yùn)載能力和運(yùn)載效率一直是火箭設(shè)計(jì)的重要指標(biāo)，也是航天強(qiáng)國評判的重要標(biāo)志[1]。近年來，雖然中國的新型運(yùn)載火箭相繼首飛，運(yùn)載能力大大提升，但與西方傳統(tǒng)航天強(qiáng)國相比，在運(yùn)載效率方面仍有很大差距，這些差距是總體方案、發(fā)動(dòng)機(jī)性能、材料工藝、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)水平等多方面因素造成的[2]。發(fā)動(dòng)機(jī)性能和材料工藝的改進(jìn)受限于中國的基礎(chǔ)工業(yè)，需要通過長期投入逐漸提高；而總體方案設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)則與設(shè)計(jì)理念和設(shè)計(jì)水平緊密相關(guān)，通過提高中國運(yùn)載火箭的精細(xì)化設(shè)計(jì)水平，降低飛行載荷、改善飛行性能，是提升中國運(yùn)載火箭設(shè)計(jì)水平的重要手段。

隨著運(yùn)載火箭設(shè)計(jì)技術(shù)及發(fā)動(dòng)機(jī)研制技術(shù)的飛速發(fā)展，越來越多的運(yùn)載火箭使用發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)技術(shù)，通過對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行適當(dāng)推力調(diào)節(jié)，可以改善運(yùn)載火箭飛行性能，提高發(fā)射任務(wù)的可靠性。國外典型的運(yùn)載火箭質(zhì)子號M、宇宙神、德爾它4等運(yùn)載火箭在起動(dòng)段、最大動(dòng)壓段和關(guān)機(jī)段都實(shí)施了不同的發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)技術(shù)，降低動(dòng)壓、控制過載，提高了運(yùn)載火箭性能。

中國現(xiàn)階段運(yùn)載火箭推力調(diào)節(jié)技術(shù)基礎(chǔ)較弱，新型運(yùn)載火箭研制過程中開展了推力調(diào)節(jié)的相關(guān)分析，但是由于應(yīng)用目標(biāo)不明確，沒有進(jìn)行過系統(tǒng)的研究及飛行試驗(yàn)。因此需要在新型發(fā)動(dòng)機(jī)研制之初，突破傳統(tǒng)設(shè)計(jì)理念，理清推力調(diào)節(jié)技術(shù)特點(diǎn)，并對相關(guān)推力調(diào)節(jié)參數(shù)進(jìn)行識別、提取及優(yōu)化，為推力調(diào)節(jié)對運(yùn)載火箭性能影響提供技術(shù)牽引[3]；運(yùn)載火箭實(shí)施推力調(diào)節(jié)飛行，除了影響運(yùn)載能力之外，還對飛行過載、動(dòng)壓、熱流和飛行載荷等飛行性能產(chǎn)生影響，因此需要聯(lián)合彈道、載荷、姿控等專業(yè)進(jìn)行多專業(yè)聯(lián)合仿真。

1 國內(nèi)外推力調(diào)節(jié)技術(shù)

國外運(yùn)載火箭大量使用推力調(diào)節(jié)技術(shù)，美國的宇宙神運(yùn)載火箭、航天飛機(jī)、法爾肯9火箭采用了推力調(diào)節(jié)技術(shù)，俄羅斯（蘇聯(lián)）的衛(wèi)星號、聯(lián)盟號、天頂號、第聶伯、安加拉運(yùn)載火箭也都采用推力調(diào)節(jié)技術(shù)，對應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)的主要性能參數(shù)見表1[4]。實(shí)際使用中，是否調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力及調(diào)節(jié)方式隨具體發(fā)射任務(wù)而不同。航天飛機(jī)推力調(diào)節(jié)主要是為了減小動(dòng)壓，將氣動(dòng)載荷控制在控制面可承受范圍內(nèi)；運(yùn)載火箭的推力調(diào)節(jié)主要是為了控制過載，減小彎曲力矩，將載荷控制在火箭可承受的范圍內(nèi)，載人火箭要考慮航天員的安全及健康，需將過載控制在航天員可承受的范圍內(nèi)。

表1 國外主力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)統(tǒng)計(jì)Tab.1 The Parameter Statistics of Main Foreign Rocket Engines

通過對國內(nèi)外推力調(diào)節(jié)的調(diào)研分析，可以發(fā)現(xiàn)運(yùn)載火箭推力調(diào)節(jié)應(yīng)用主要體現(xiàn)在降低飛行動(dòng)壓和過載、調(diào)節(jié)飛行參數(shù)、精確控制和健康診斷等方面[5]。

a）降低飛行動(dòng)壓、過載。

如果發(fā)動(dòng)機(jī)推力較大，會(huì)引起較大的動(dòng)壓和過載，導(dǎo)致箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)較重或者受到破壞。在火箭總體方案不變的情況下，可以對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行推力調(diào)節(jié)從而降低飛行的動(dòng)壓和最大過載，以保證火箭安全飛行，提高火箭結(jié)構(gòu)效率。

b）調(diào)節(jié)飛行參數(shù)。

落區(qū)安全是火箭設(shè)計(jì)時(shí)不得不考慮的一個(gè)重要約束，除了通過調(diào)整級間比、俯仰程序角、偏航程序角等方法以外，還可以使用推力調(diào)節(jié)的方法實(shí)現(xiàn)落區(qū)輔助調(diào)整。比如可以通過芯級推力調(diào)節(jié)，使得助推工作段時(shí)的全箭總質(zhì)量相比額定工況大，因此縮短了助推落點(diǎn)的射程，延長了一級落點(diǎn)的航程；此外可以通過火箭末級發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)，延長飛行時(shí)間，可以以時(shí)間換空間的方式，大幅提高發(fā)射高軌衛(wèi)星的運(yùn)載能力；最后飛行時(shí)間的延長對其他入軌點(diǎn)參數(shù)也有一定調(diào)節(jié)作用，如調(diào)整入軌點(diǎn)測控弧段、調(diào)節(jié)入軌點(diǎn)幅角等。

c）回收精確控制。

子級回收及軟著陸任務(wù)也對推力調(diào)節(jié)提出了需求，如法爾肯9子級原場回收任務(wù)分析中，為了保證飛行過載和高精度著陸控制，芯一級在上升段9臺發(fā)動(dòng)機(jī)工作，返回段需要3臺發(fā)動(dòng)機(jī)工作，減速段2臺發(fā)動(dòng)機(jī)，著陸段1臺發(fā)動(dòng)機(jī)。如果芯一級是1臺發(fā)動(dòng)機(jī)，要實(shí)現(xiàn)子級回收軟著陸控制，則需要發(fā)動(dòng)機(jī)具有很寬的推力調(diào)節(jié)范圍。

d）健康診斷。

發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)或者分級起動(dòng)是國外垂直發(fā)射運(yùn)載器在起飛段常用的一種技術(shù)，通過推力調(diào)節(jié)或分級起動(dòng)保證臨射前和點(diǎn)火后數(shù)秒內(nèi)對火箭和有效載荷進(jìn)行健康診斷、并在診斷出故障時(shí)實(shí)現(xiàn)終止發(fā)射，從而提高發(fā)射可靠性和保障發(fā)射場安全。典型的如質(zhì)子號 M 下達(dá)點(diǎn)火指令后，1.35 s推力達(dá)到額定推力的40%，2.95 s達(dá)到額定推力的107%，3.10 s起飛。能源號發(fā)射時(shí)，芯級發(fā)動(dòng)機(jī)要比助推級發(fā)動(dòng)機(jī)提前8 s點(diǎn)火，這時(shí)診斷系統(tǒng)對火箭進(jìn)行最終健康檢查，根據(jù)檢查結(jié)果，發(fā)出助推級發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火的指令，火箭在達(dá)到額定推力后起飛。

2 研究模型

2.1 動(dòng)力學(xué)模型

建立在發(fā)慣系下的火箭的上升段彈道三自由度質(zhì)點(diǎn)動(dòng)力學(xué)方程為[6]

式中x，y，z為發(fā)慣系位置分量；Vx，Vy，Vz為發(fā)慣系速度分量；gx，gy，gz為引力加速度在發(fā)慣系的分量；F為發(fā)動(dòng)機(jī)推力；Fx，F(xiàn)y，F(xiàn)z分別為阻力、升力和側(cè)向力；GВ，GV分別為箭體系和速度系到發(fā)慣系的轉(zhuǎn)換矩陣；m為火箭質(zhì)量；m0為火箭起飛質(zhì)量；m˙為質(zhì)量流量。

2.2 推力調(diào)節(jié)彈道設(shè)計(jì)模型

發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)通過對發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流來實(shí)現(xiàn)，推力調(diào)節(jié)過程中比沖、秒耗量和推力三方面都會(huì)發(fā)生變化。彈道設(shè)計(jì)過程中，通過設(shè)置推力調(diào)節(jié)期間秒耗量和比沖與標(biāo)準(zhǔn)值的比例來模擬實(shí)際的推力調(diào)節(jié)[7]。因此，推力公式可以改寫為

式中Isр為發(fā)動(dòng)機(jī)比沖；m˙為質(zhì)量流量。為比沖和流量定義節(jié)流幅度、節(jié)流開始時(shí)間、節(jié)流結(jié)束時(shí)間3個(gè)參數(shù)，則比沖、流量可以改寫為

式中為發(fā)動(dòng)機(jī)標(biāo)準(zhǔn)流量；為發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)后的流量；Isр1為發(fā)動(dòng)機(jī)標(biāo)準(zhǔn)比沖；Isр2為發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)后比沖；t1，t2分別為推力調(diào)節(jié)開始時(shí)間和結(jié)束時(shí)間。在具體分析火箭運(yùn)載能力時(shí)，可以事先一次性預(yù)設(shè)推力調(diào)節(jié)開始時(shí)間和結(jié)束時(shí)間以及推力調(diào)節(jié)幅度，這樣就可以靈活模擬出火箭在各種情況下的推力變化情況。

2.3 載荷計(jì)算模型

由于火箭為細(xì)長體，火箭載荷按照梁模型進(jìn)行分析，即梁各截面的內(nèi)力，均勻截面以軸力、彎矩、剪力的形式給出。載荷計(jì)算的原理為達(dá)朗貝爾原理[8]，如式（6）：

式中n為系統(tǒng)包括的質(zhì)點(diǎn)個(gè)數(shù)；mi為第i個(gè)質(zhì)點(diǎn)的質(zhì)量；ai為第i個(gè)質(zhì)點(diǎn)的加速度向量；Fi為第i個(gè)質(zhì)點(diǎn)受到的外力向量。

火箭在計(jì)算時(shí)，離散成為若干質(zhì)量點(diǎn)，從火箭一端開始計(jì)算每個(gè)質(zhì)量點(diǎn)微元的內(nèi)力載荷，軸向載荷主要為軸力，第k點(diǎn)軸向力按式（7）計(jì)算：

式中nx為軸向過載；g0為重力加速度常數(shù)；Di為第i個(gè)節(jié)點(diǎn)的氣動(dòng)阻力；p為軸向集中力個(gè)數(shù)；Fp為軸向集中力（發(fā)動(dòng)機(jī)軸向推力、捆綁位置集中軸向力等）；δ為階躍函數(shù)；xTp為軸向集中力的位置。

橫向載荷主要為彎矩與剪力，可以將橫向載荷分為氣動(dòng)載荷和操縱載荷兩部分，氣動(dòng)載荷由氣動(dòng)力引起，操縱載荷由發(fā)動(dòng)機(jī)推力引起，二者計(jì)算方法相同。第k點(diǎn)的剪力和彎矩計(jì)算見式（8）：

式中ny為橫向過載；Fqi為第i個(gè)節(jié)點(diǎn)的氣動(dòng)橫向力；Fp為橫向集中力（發(fā)動(dòng)機(jī)橫向操縱力、捆綁位置集中橫向力等）；δ為階躍函數(shù)，xTp為橫向集中力的位置，li為第i個(gè)質(zhì)量點(diǎn)與i-1個(gè)質(zhì)量點(diǎn)的距離。

通過載荷計(jì)算得到的火箭各截面軸力、彎矩、剪力需要等效成截面的均勻軸拉或軸壓進(jìn)行強(qiáng)度或者穩(wěn)定性設(shè)計(jì)，等效的公式為

3 推力調(diào)節(jié)需求優(yōu)化設(shè)計(jì)應(yīng)用

對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行適當(dāng)推力調(diào)節(jié)，可以改善運(yùn)載火箭飛行性能，提高發(fā)射任務(wù)的可靠性。通常在起飛段，可以通過推力調(diào)節(jié)或者分級起動(dòng)對發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行健康診斷，確認(rèn)功能正常后發(fā)動(dòng)機(jī)達(dá)到額定推力起飛，提高發(fā)射可靠性；在經(jīng)過大風(fēng)區(qū)（大風(fēng)區(qū)包括了載荷設(shè)計(jì)的跨聲速、最大動(dòng)壓、最大qα工況）的時(shí)候，通過發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)降低動(dòng)壓，改善運(yùn)載火箭飛行環(huán)境；關(guān)機(jī)段，通過推力調(diào)節(jié)可以有效降低飛行過載以及改善推進(jìn)劑出流、減少推進(jìn)劑不可用量。本文以芯級并聯(lián) 4個(gè)助推器構(gòu)型為例對推力調(diào)節(jié)設(shè)計(jì)進(jìn)行研究，該構(gòu)型芯級4臺發(fā)動(dòng)機(jī)切向單擺，每個(gè)助推器兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)，內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)固定、外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)切向單擺。

3.1 起動(dòng)段推力調(diào)節(jié)

對于某型運(yùn)載火箭，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī) 65%的推力調(diào)節(jié)能力，如果全部發(fā)動(dòng)機(jī)起飛時(shí)均進(jìn)行推力調(diào)節(jié)使得推力小于重力，這足以保證火箭起飛前發(fā)動(dòng)機(jī)的健康診斷時(shí)間。參考國外火箭用于火箭起動(dòng)段健康診斷的工作時(shí)間，如果將運(yùn)載火箭的起動(dòng)段推力調(diào)節(jié)診斷時(shí)間設(shè)為2 s，則火箭在2 s起動(dòng)診斷期間需要額外消耗掉推進(jìn)劑，會(huì)導(dǎo)致運(yùn)載能力下降 0.5%。因此運(yùn)載火箭起動(dòng)段的工作時(shí)序，主要根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)需要的健康診斷時(shí)間來確定，在確保健康診斷系統(tǒng)正常工作的情況下，要盡可能縮短用于健康診斷的時(shí)間。

3.2 飛行段推力調(diào)節(jié)

3.2.1 推力調(diào)節(jié)對象分析

針對本文研究構(gòu)型，可有芯級發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)、助推擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)、助推固定發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)共3種推力調(diào)節(jié)方案，按照發(fā)動(dòng)機(jī)是否擺動(dòng)實(shí)際可整合為2種方案。為了將大風(fēng)區(qū)最大動(dòng)壓降至27 kPa左右，需要在 40～76 s期間將芯級擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)為70%，或者將助推固定發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)為85%，這兩者與標(biāo)準(zhǔn)彈道特征參數(shù)對比如表2。芯級推力調(diào)節(jié)、助推固定發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)飛行彈道下的最大qα值相對標(biāo)準(zhǔn)彈道分別下降了 4%、7%，降低固定發(fā)動(dòng)機(jī)推力對降低qα效果更明顯。

表2 最大qα狀態(tài)推力調(diào)節(jié)效果對比Tab.2 Comрarison of Thrust Regulation Effect in Maximum qα State

分析結(jié)果表明：無論是降低擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力還是降低固定發(fā)動(dòng)機(jī)推力，均能起到降低動(dòng)壓q的效果，但是降低擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力同時(shí)會(huì)減小控制能力，導(dǎo)致載荷攻角增加，雖然動(dòng)壓下降，由于攻角增加導(dǎo)致qα降低不明顯，因此，最大動(dòng)壓區(qū)應(yīng)優(yōu)先選擇固定發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)對降低qα效果更明顯。

最大過載時(shí)刻一般發(fā)生在助推或芯一級關(guān)機(jī)前，在此時(shí)間段內(nèi)對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行推力調(diào)節(jié)一方面可以降低飛行最大過載，降低此時(shí)間段內(nèi)的結(jié)構(gòu)軸壓載荷，另一方面可以降低關(guān)機(jī)前發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，進(jìn)而降低軸向的動(dòng)載荷。助推關(guān)機(jī)前選擇僅對芯級發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)將增加助推器向芯級傳遞的軸力，增加捆綁載荷引起的助推器彎矩載荷；選擇僅對助推發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)將減少助推器向芯級傳遞的軸力，降低捆綁載荷引起的助推器彎矩載荷。因此，從全箭的載荷上來看最大過載時(shí)刻應(yīng)優(yōu)先選擇助推發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)，但僅助推發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)將對運(yùn)載能力造成一定程度損失，對芯級發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)則相當(dāng)于優(yōu)先消耗助推器推進(jìn)劑，可以降低運(yùn)載能力的損失，實(shí)際選取最大過載時(shí)刻推力調(diào)節(jié)的發(fā)動(dòng)機(jī)需要進(jìn)行綜合考慮。

3.2.2 推力調(diào)節(jié)時(shí)機(jī)分析

一般而言，火箭結(jié)構(gòu)部段的設(shè)計(jì)載荷出現(xiàn)在大風(fēng)區(qū)或者最大過載時(shí)刻，大風(fēng)區(qū)是火箭受到橫向載荷最大的時(shí)間段，最大過載時(shí)刻是火箭受到軸向載荷最大的時(shí)間段，在這兩個(gè)時(shí)刻進(jìn)行推力調(diào)節(jié)將有效降低設(shè)計(jì)載荷進(jìn)而實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)減重。宇宙神 3A火箭飛行到大風(fēng)區(qū)時(shí)，為了減緩動(dòng)壓及載荷，將推力調(diào)小至 65%，滿足運(yùn)載火箭設(shè)計(jì)強(qiáng)度要求；此外宇宙神 V521在38～58 s對發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)施50%推力調(diào)節(jié)，實(shí)現(xiàn)將大風(fēng)區(qū)最大動(dòng)壓由34 kPa降到30 kPa。德爾它4重型火箭為降低最大過載，芯級在助推工作期間推力調(diào)節(jié)至60%，助推器在分離期間推力調(diào)節(jié)至 60%；宇宙神 5重型火箭由于芯級推力過大，因此在芯級和助推飛行段從59 s到226 s助推分離期間對芯一級推力調(diào)節(jié)至50%，芯一級單獨(dú)工作時(shí)間仍然進(jìn)行推力調(diào)節(jié)，以保證助推關(guān)機(jī)和芯一級關(guān)機(jī)時(shí)的最大過載均滿足要求。

針對本文研究的構(gòu)型，跨聲速、最大動(dòng)壓、最大qα?xí)r刻、最大過載時(shí)刻的無量綱載荷如圖1所示，后續(xù)載荷均根據(jù)圖中標(biāo)示最大載荷進(jìn)行無量綱處理。在標(biāo)準(zhǔn)飛行彈道下，距火箭尖點(diǎn)約45 m之前部段載荷設(shè)計(jì)工況為跨聲速時(shí)刻的飛行等效軸壓載荷，在跨聲速到最大動(dòng)壓段實(shí)施推力調(diào)節(jié)能有效降低相關(guān)結(jié)構(gòu)的載荷，從而實(shí)現(xiàn)相關(guān)結(jié)構(gòu)的輕量化。對距火箭尖點(diǎn)約45 m之后的部段而言，最大過載時(shí)刻的軸壓載荷是設(shè)計(jì)狀態(tài)，只能采用助推關(guān)機(jī)前推力調(diào)節(jié)降低最大過載的方式來減小載荷。因此，選擇推力調(diào)節(jié)時(shí)機(jī)與不同結(jié)構(gòu)的載荷設(shè)計(jì)狀態(tài)直接相關(guān)。

圖1 標(biāo)準(zhǔn)飛行彈道主要時(shí)刻芯級等效軸壓載荷曲線Fig.1 Diagram of Core Equivalent Axial Load at Main Time of Standard Flight Trajectory

3.2.3 推力調(diào)節(jié)幅度分析

最理想的情況是推力調(diào)節(jié)后該時(shí)刻的載荷與除此時(shí)刻外的最大載荷量級基本一致，另外還需考慮發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際推力調(diào)節(jié)能力。以本文研究的對象為例，根據(jù)載荷要求需將大風(fēng)區(qū)最大動(dòng)壓由36 kPa降為30 kPa，根據(jù)3.2.1的分析，在一級飛行至40～76 s期間將助推固定發(fā)動(dòng)機(jī)推力降為 70%，則可以實(shí)現(xiàn)將最大動(dòng)壓由 36 kPa降為 30 kPa的指標(biāo)。采用大風(fēng)區(qū)推力調(diào)節(jié)，可以降低距火箭尖點(diǎn)約45 m之前部段的無量綱飛行等效軸壓載荷，如圖2所示。

圖2 芯級等效軸壓包絡(luò)對比（大風(fēng)區(qū)推力調(diào)節(jié)）Fig.2 Comрarison of Core Equivalent Axial Load Enveloрe of Thrust Regulating in Gale Area

為了降低距火箭尖點(diǎn)約 45 m之后結(jié)構(gòu)的軸壓載荷，需要降低助推分離前的最大過載。經(jīng)過彈道計(jì)算、發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)能力與過載降低的整體協(xié)調(diào)，選擇將助推飛行段最大過載下降 25%，這樣首先保證對運(yùn)載能力影響不大，損失大約0.2%，同時(shí)對發(fā)動(dòng)機(jī)的推力調(diào)節(jié)要求也不太苛刻。通過分析芯一級從 123 s到助推關(guān)機(jī)推力調(diào)節(jié)65%，助推從134 s到助推關(guān)機(jī)推力調(diào)節(jié) 80%，可以實(shí)現(xiàn)在運(yùn)載能力損失較小的情況下實(shí)現(xiàn)降低最大過載的需求。

經(jīng)過彈道與載荷計(jì)算，得到推力調(diào)節(jié)彈道與常規(guī)彈道芯級軸力的對比，如圖3所示。

圖3 芯級等效軸壓包絡(luò)對比（最大過載推力調(diào)節(jié)）Fig.3 Comрarison of Core Equivalent Axial Load Enveloрe of Thrust Regulating in Gale Area

芯級后段的載荷可以下降10%以上，此時(shí)芯級后段載荷最大的秒點(diǎn)不再是最大過載狀態(tài)，而是芯級發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)前狀態(tài)，如圖4所示。由于選擇了先芯級后助推的推力調(diào)節(jié)方式，助推器的軸力載荷在芯級推力調(diào)節(jié)這段時(shí)間內(nèi)有所上升，如圖5所示，但助推器的彎矩載荷有所降低，如圖6所示，綜合的等效軸壓載荷包絡(luò)與未進(jìn)行推力調(diào)節(jié)的常規(guī)彈道基本一致，如圖7所示。

圖4 助推分離前芯級等效軸壓載荷對比Fig.4 Comрarison of Equivalent Axial Load Вefore Вooster Seрaration

圖5 助推分離前助推器軸力載荷對比Fig.5 Comрarison of Axial Force Вefore Вooster Seрaration

圖6 助推分離前助推器彎矩載荷對比Fig.6 Comрarison of Moment Load Вefore Вooster Seрaration

圖7 助推等效軸壓包絡(luò)對比Fig.7 Comрarison of Equivalent Axial Pressure of Вooster

3.3 關(guān)機(jī)段推力調(diào)節(jié)設(shè)計(jì)

發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)段引起的全箭動(dòng)態(tài)沖擊載荷是載荷中重要的一項(xiàng)，關(guān)機(jī)段通過推力調(diào)節(jié)以及多臺發(fā)動(dòng)機(jī)錯(cuò)開關(guān)機(jī)時(shí)刻的方式，可以降低發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)引起的動(dòng)態(tài)載荷。本文僅就助推關(guān)機(jī)前發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流對關(guān)機(jī)動(dòng)態(tài)沖擊載荷的影響進(jìn)行研究。

根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)曲線和關(guān)機(jī)時(shí)序，計(jì)算了多種組合形式下運(yùn)載火箭助推關(guān)機(jī)段的沖擊載荷，評估助推關(guān)機(jī)形式對沖擊載荷的影響。沖擊載荷的計(jì)算采用有限元模型的瞬態(tài)分析方法。發(fā)動(dòng)機(jī)從額定推力分別經(jīng)過0.7 s、2.5 s、7.0 s降低至65%推力的3種工況和不采用推力調(diào)節(jié)的載荷計(jì)算結(jié)果，如圖8所示，其中負(fù)值代表軸壓載荷，正值代表軸拉載荷。

圖8 發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)時(shí)間對芯級載荷影響Fig.8 Influence of Engine Thrust Regulation Time on Main Вinding and Core Load

可以看出在8臺同時(shí)關(guān)機(jī)的情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)不采取推力調(diào)節(jié)的沖擊載荷大于采取推力調(diào)節(jié)的載荷，但關(guān)機(jī)前推力調(diào)節(jié)時(shí)間與沖擊載荷大小關(guān)聯(lián)性不大。

4 結(jié) 論

本文調(diào)研了國內(nèi)外運(yùn)載火箭推力調(diào)節(jié)應(yīng)用技術(shù)，分別從降低飛行載荷、調(diào)節(jié)飛行參數(shù)、精確控制以及健康診斷等方面梳理了運(yùn)載火箭對推力調(diào)節(jié)的需求，并針對起動(dòng)段、飛行段、關(guān)機(jī)段分析了推力調(diào)節(jié)設(shè)計(jì)的方案，特別是針對飛行段從調(diào)節(jié)對象、調(diào)節(jié)時(shí)機(jī)、調(diào)節(jié)幅度闡述了推力調(diào)節(jié)設(shè)計(jì)需求的具體分析方法。主要結(jié)論如下：

a）運(yùn)載火箭對發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)技術(shù)有廣泛的應(yīng)用需求，在起動(dòng)段故障診斷、飛行段和關(guān)機(jī)段降低載荷方面將發(fā)揮重要作用。

b）發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)段通過推力調(diào)節(jié)或分級起動(dòng)保證臨射前和點(diǎn)火后數(shù)秒內(nèi)對火箭進(jìn)行健康診斷，起動(dòng)時(shí)序需考慮故障診斷時(shí)間。發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)段推力調(diào)節(jié)能有效降低箭體沖擊載荷。

c）飛行段選擇推力調(diào)節(jié)時(shí)機(jī)與不同結(jié)構(gòu)的載荷設(shè)計(jì)狀態(tài)直接相關(guān)，推力調(diào)節(jié)幅度確定最理想的情況是推力調(diào)節(jié)后該時(shí)刻的載荷與次大載荷達(dá)到平衡，另外還需考慮發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際推力調(diào)節(jié)能力。