長(zhǎng)征五號(hào)運(yùn)載火箭分離系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)研究

欒 宇 ，李 東 ，袁水林 ，馮韶偉 ，黃 兵

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；2.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

0 引 言

長(zhǎng)征五號(hào)運(yùn)載火箭（后簡(jiǎn)稱(chēng)CZ-5火箭）是中國(guó)全新自主研制的新一代全低溫大型液體運(yùn)載火箭，采用新一代全低溫大推力發(fā)動(dòng)機(jī)，以無(wú)毒無(wú)污染的液氫、液氧和煤油作為推進(jìn)劑，芯級(jí)直徑5 m、助推直徑3.35 m，起飛推力超過(guò) 1000 t，近地軌道（Low Earth Orbit，LEO）運(yùn)載能力達(dá) 25 t、地球同步轉(zhuǎn)移軌道（Geosynchronous Transfer Orbit，GTO）運(yùn)載能力達(dá)14 t，是中國(guó)目前技術(shù)最為先進(jìn)、運(yùn)載能力最強(qiáng)的運(yùn)載火箭，是探月工程、深空探測(cè)和載人空間站等中國(guó)重大航天工程的主要依托，是中國(guó)進(jìn)入航天強(qiáng)國(guó)的重要保障和標(biāo)志[1,2]。

分離系統(tǒng)的研制直接決定著運(yùn)載火箭的綜合可靠性和飛行安全性，是CZ-5火箭研制的核心關(guān)鍵技術(shù)。CZ-5基本型火箭飛行過(guò)程包括助推器分離、整流罩分離、級(jí)間分離和有效載荷分離4個(gè)分離動(dòng)作。由于首次采用大推力和大直徑助推器、前捆綁主傳力的助推捆綁方案、大直徑低剛度的大型整流罩、二級(jí)懸掛貯箱布局和長(zhǎng)行程級(jí)間分離等全新技術(shù)，設(shè)計(jì)難度高、技術(shù)跨越大，這對(duì)分離系統(tǒng)的設(shè)計(jì)、仿真和驗(yàn)證能力提出了全面的挑戰(zhàn)。

火箭研制突破了以400 t級(jí)串聯(lián)多球鉸變形自適應(yīng)主捆綁機(jī)構(gòu)、Φ5.2 m大型整流罩柔性分離仿真技術(shù)為代表的多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，確保了CZ-5火箭的研制成功，對(duì)后續(xù)運(yùn)載火箭的研制和相關(guān)技術(shù)領(lǐng)域的發(fā)展具有重要意義。

本文對(duì)研制過(guò)程中取得的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了綜述，并對(duì)后續(xù)發(fā)展提出了展望。

圖1為長(zhǎng)征五號(hào)基本型火箭布局。

圖1 長(zhǎng)征五號(hào)運(yùn)載火箭基本型火箭布局 Fig.1 Layout on LM-5 Launch Vehicle

1 大型助推器的捆綁設(shè)計(jì)與分離驗(yàn)證

與現(xiàn)役長(zhǎng)征系列火箭選用后部連接解鎖裝置為主傳力方案不同，為減輕芯級(jí)箭體結(jié)構(gòu)質(zhì)量、提升運(yùn)載能力，提高助推器剛度、改善火箭的模態(tài)，CZ-5火箭創(chuàng)新采用了前捆綁主傳力、助推器支撐芯級(jí)的方案（見(jiàn)圖2）。前捆綁在飛行期間傳遞助推器到芯級(jí)的軸向力，其主傳力路徑為：助推尾部—助推頭部—捆綁—芯級(jí)中部；豎立狀態(tài)傳力路徑與飛行狀態(tài)相同，采用助推支撐[1]。

圖2 前捆綁傳力示意 Fig.2 Transmission Path for Upper Strap-on Attachment

1.1 400 t級(jí)變形自適應(yīng)的前捆綁連接解鎖裝置

由于 CZ-5火箭助推器使用了大推力液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)，前捆綁承載的軸向載荷超過(guò)240 t，是現(xiàn)役長(zhǎng)征系列火箭的3倍以上，主捆綁分離裝置的設(shè)計(jì)載荷超過(guò)400 t。對(duì)于低溫火箭，在低溫加注、飛行載荷的作用下，前捆綁處芯級(jí)和助推器之間會(huì)產(chǎn)生接近5°的相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)。此外，前捆綁裝置不僅要保證芯級(jí)與助推器變形條件下的自適應(yīng)可靠連接，還要保證助推器的可靠分離，這對(duì)捆綁裝置的設(shè)計(jì)提出了巨大的挑戰(zhàn)。

為實(shí)現(xiàn)大載荷連接解鎖裝置設(shè)計(jì)，CZ-5火箭前捆綁分離裝置創(chuàng)新采用中心爆炸螺栓式結(jié)構(gòu)形式（見(jiàn)圖3），其中：在芯一級(jí)一端安裝主軸承支座；助推器一端安裝主軸承頭；中心爆炸螺栓連接芯級(jí)和助推器，稱(chēng)之為多球鉸串聯(lián)變形自適應(yīng)的捆綁連接分離裝置。該設(shè)計(jì)可以保證助推器和芯級(jí)之間存在相對(duì)轉(zhuǎn)角時(shí)，中心爆炸螺栓只承受軸向載荷，不承載剪切載荷，同時(shí)也便于助推器與芯級(jí)的對(duì)接和分離。

圖3 主捆綁機(jī)構(gòu)示意 Fig.3 Diagram of Upper Strap-on Attachment

多球鉸串聯(lián)變形自適應(yīng)的捆綁裝置是一種拉力緊固件，其主要由芯級(jí)主軸承支座、助推器主軸承頭、2對(duì)副軸承支座/軸承頭和爆炸螺栓等組成。其球形接頭允許助推器和芯級(jí)在分離前相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)約 5°以適應(yīng)箭體結(jié)構(gòu)的變形。相比傳統(tǒng)火箭采用的爆炸螺母結(jié)構(gòu)形式，這種形式的主捆綁裝置接觸面大、承載能力大；傳遞軸向力時(shí)，芯級(jí)支座和助推器支座均為盒形結(jié)構(gòu)，強(qiáng)度容易保證；捆綁機(jī)構(gòu)質(zhì)量輕、尺寸小，更容易分離，可靠性更高。

多球鉸串聯(lián)變形自適應(yīng)的捆綁裝置的主/副軸承均采用高強(qiáng)鋼制備，以提高前捆綁解鎖裝置的承載能力；在主/副軸承座的球面上均粘貼自潤(rùn)滑膜，以減小與助推器主/副軸承之間的摩擦力，減小接觸球面上由于相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)帶來(lái)的摩擦生熱問(wèn)題[3]。

1.2 線形切割環(huán)式捆綁連桿

由于助推器采用2臺(tái)大推力YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)，CZ-5火箭后捆綁載荷大，需要傳遞的徑向設(shè)計(jì)載荷超過(guò)100 t，達(dá)到現(xiàn)役型號(hào)的 11倍以上[4]。

為解決大載荷捆綁連桿的設(shè)計(jì)，捆綁連接解鎖裝置創(chuàng)新采用線形切割環(huán)式的解鎖形式，用于助推器與芯級(jí)之間距離小、連桿載荷大的情況。

線形切割環(huán)是利用聚能炸藥切割索爆炸產(chǎn)生的高能量密度金屬流對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行切斷，從而實(shí)現(xiàn)分離解鎖。后部捆綁連接結(jié)構(gòu)由助推器拉耳、芯級(jí)拉耳、分離筒、連接筒、線形分離環(huán)式連接解鎖裝置等組成。

后捆綁連桿是一種桿式結(jié)構(gòu)（見(jiàn)圖4），位于助推器后過(guò)渡段和芯一級(jí)后過(guò)渡段之間，為了適應(yīng)低溫加注后芯級(jí)箭體與助推器箭體之間的相對(duì)變形，捆綁連桿的兩端設(shè)計(jì)為球副形式，其球形接頭允許助推器和芯級(jí)在分離前相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)，以適應(yīng)結(jié)構(gòu)變形。為了保證捆綁裝置承載的合理性，將芯級(jí)和助推器后捆綁連桿的初始安裝角進(jìn)行設(shè)計(jì)，在滿足變形協(xié)調(diào)的基礎(chǔ)上，在箭體貯箱完成加注之后，捆綁連桿的受力狀態(tài)更加合理。此外，連接解鎖裝置結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)應(yīng)滿足剛度的要求，以避免由于捆綁連桿的變形造成助推器和芯級(jí)間隙變小，保證飛行安全性。

圖4 后捆綁連桿機(jī)構(gòu)示意 Fig.4 Diagram of Lower Strap-on Attachment

1.3 大型助推器分離設(shè)計(jì)

CZ-5火箭助推器直徑Φ3.35 m、長(zhǎng)度超過(guò)27 m，結(jié)構(gòu)質(zhì)量接近17 t，加注后質(zhì)量超過(guò)160 t，助推分離系統(tǒng)設(shè)計(jì)需保證 4個(gè)助推器同時(shí)可靠分離，需要較大的分離能源，因此，CZ-5火箭每個(gè)助推器設(shè)置了 10枚推力19.6 kN以上的分離火箭作為分離能源。

為減小分離過(guò)程中助推器變形、降低助推分離火箭噴流對(duì)芯級(jí)的影響，將助推器分離火箭安裝在結(jié)構(gòu)剛度和強(qiáng)度較高的助推器前錐和后過(guò)渡段，其中前錐處安裝4枚側(cè)推火箭，后過(guò)渡段安裝6枚側(cè)推火箭。為減小側(cè)推火箭分離能量損失，應(yīng)減小側(cè)推火箭推力作用線與芯級(jí)的夾角。綜合考慮側(cè)推火箭安裝角導(dǎo)致的分離能源損失和預(yù)留對(duì)芯級(jí)的影響，助推分離火箭安裝角設(shè)置為25～40°，軸向布局可保證分離火箭合力位于質(zhì)心上方，在分離過(guò)程中提供足夠的力矩。

通過(guò)多偏差條件下的助推器分離仿真，驗(yàn)證了助推器分離的可靠性、安全性和裕度。

1.4 試驗(yàn)驗(yàn)證

CZ-5火箭多球鉸串聯(lián)變形自適應(yīng)的主捆綁裝置和冗余線形切割環(huán)式后捆綁連桿，經(jīng)過(guò)了單機(jī)鑒定試驗(yàn)、組件靜力試驗(yàn)和剛度試驗(yàn)、機(jī)構(gòu)的潤(rùn)滑試驗(yàn)，進(jìn)行了充分的地面試驗(yàn)驗(yàn)證。此外，為了驗(yàn)證芯級(jí)的安全性，開(kāi)展了地面羽流沖刷試驗(yàn)驗(yàn)證了助推分離火箭噴流對(duì)芯級(jí)結(jié)構(gòu)的影響[5]。

2012年5月，CZ-5火箭完成了中國(guó)規(guī)模最大的助推分離試驗(yàn)，對(duì)分離系統(tǒng)設(shè)計(jì)的正確性、系統(tǒng)的協(xié)調(diào)性開(kāi)展了全面驗(yàn)證，充分釋放了風(fēng)險(xiǎn)。最終，實(shí)現(xiàn)了前捆綁主傳力Φ3.35 m大推力助推器與芯級(jí)的可靠連接與安全分離，確保了飛行試驗(yàn)的圓滿成功（見(jiàn)圖5）。

圖5 飛行試驗(yàn)中助推器分離 Fig.5 Booster Jettison During Flight

2 大型整流罩分離仿真技術(shù)與試驗(yàn)預(yù)示方法

CZ-5火箭基本型整流罩直徑為5.2 m、長(zhǎng)度超過(guò)12 m，采用兩瓣式旋轉(zhuǎn)分離，分離能源采用分離彈簧。該整流罩為長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭中幾何規(guī)模最大的整流罩，存在結(jié)構(gòu)質(zhì)量大、剛度底、過(guò)頂角大等不利于分離的因素。

由于中國(guó)目前缺少大型真空罐，整流罩分離試驗(yàn)只能在地面大氣環(huán)境中開(kāi)展。對(duì)于地面分離試驗(yàn)，因其質(zhì)量-面積比低，地面大氣阻力又為分離試驗(yàn)帶來(lái)巨大風(fēng)險(xiǎn)，需要對(duì)整流罩分離、地面分離試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行識(shí)別，對(duì)分離過(guò)程進(jìn)行分析，對(duì)地面試驗(yàn)進(jìn)行預(yù)示。

2.1 基于能量的大型整流罩分離裕度判定方法

圖6為整流罩分離原理示意。

圖6 整流罩分離原理示意 Fig.6 Diagram for Fairing Jettison

在整流罩分離設(shè)計(jì)過(guò)程中，為了保證整流罩的順利分離，需要留有一定的設(shè)計(jì)余量。從動(dòng)力學(xué)的角度上，設(shè)計(jì)的裕度是保證整流罩在過(guò)頂時(shí)刻的角速度（過(guò)頂角速度）大于零，傳統(tǒng)的整流罩分離設(shè)計(jì)以過(guò)頂角速度作為判據(jù)，裕度較為保守，一般取10（°）/s以上。隨著整流罩質(zhì)量和規(guī)模的增加，對(duì)分離能源的需求也顯著增加，如果仍以過(guò)頂角速度作為分離設(shè)計(jì)的評(píng)判依據(jù)，則會(huì)造成分離能源的過(guò)度配置，甚至?xí)捎诜蛛x能源不足造成方案反復(fù)的風(fēng)險(xiǎn)。

整流罩分離過(guò)程是一個(gè)能量轉(zhuǎn)化的過(guò)程，對(duì)于整流罩半罩，分離過(guò)程中，過(guò)頂時(shí)刻的能量的關(guān)系如下：

式中Π為整流罩分離能源所提供的能量；U為半罩整流罩由于質(zhì)心位置提高引起的重力勢(shì)能變化；T為半罩整流罩繞鉸鏈中心旋轉(zhuǎn)過(guò)頂時(shí)刻的動(dòng)能；E1為運(yùn)動(dòng)至過(guò)頂時(shí)刻的過(guò)程中氣動(dòng)阻力所作的功；E2為整流罩由于彈性變形所引起的彈性勢(shì)能；Et為整流罩由于摩擦等阻尼干擾所做的功。

當(dāng)整流罩在過(guò)頂時(shí)刻角速度大于0（°）/s時(shí)，整流罩在理論上就能夠打開(kāi)。過(guò)頂之后在整流罩自身重力的作用下加速完成分離，因此整流罩分離的極限狀態(tài)即為過(guò)頂角速度為0（°）/s，當(dāng)過(guò)頂角速度大于0（°）/s時(shí)，即整流罩分離具有一定的設(shè)計(jì)裕度。定義整流罩臨界分離能量Π臨界恰好與重力勢(shì)能、氣動(dòng)阻力、彈性勢(shì)能以及其它干擾所作的功相等，即：

定義整流罩分離的能量裕度為：總能量與過(guò)頂時(shí)刻除動(dòng)能外其它能量的比值，即：

在飛行狀態(tài)下，由于氣動(dòng)阻力明顯減少，基于能量法計(jì)算，CZ-5火箭整流罩在飛行條件下分離裕度η≥1.9，能量裕度大于目前大部分長(zhǎng)征系列火箭整流罩，證明其設(shè)計(jì)可滿足可靠性要求。

2.2 大型柔性整流罩分離仿真技術(shù)研究

由于缺少大型真空罐，仿真計(jì)算是目前中國(guó)長(zhǎng)征系列火箭整流罩分離方案設(shè)計(jì)過(guò)程的主要驗(yàn)證手段。整流罩尺寸規(guī)模的增大顯著降低了整流罩的剛度，從而增加了彈性變形對(duì)整流罩分離特性的影響，加之分離過(guò)程中接觸、摩擦等非線性因素，傳統(tǒng)的基于剛體模型的分析手段不再有效[6]。因此，在CZ-5火箭整流罩分離系統(tǒng)的研制中，提出使用基于顯式動(dòng)力學(xué)方法對(duì)飛行過(guò)程中的整流罩分離進(jìn)行仿真計(jì)算。

對(duì)整流罩進(jìn)行了有限元建模，為了滿足計(jì)算的準(zhǔn)確性，根據(jù)產(chǎn)品實(shí)際稱(chēng)重情況對(duì)模型密度進(jìn)行了修正，并通過(guò)模態(tài)分析對(duì)模型進(jìn)行了校準(zhǔn)驗(yàn)證。為了準(zhǔn)確模擬彈簧組件與結(jié)構(gòu)間的接觸，對(duì)分離彈簧組件及頂桿邊界進(jìn)行了詳細(xì)建模[7,8]（見(jiàn)圖7）。

圖7 整流罩有限元模型 Fig.7 Model for Payload Fairings

彈性整流罩通過(guò)顯式動(dòng)力學(xué)有限元分析，其結(jié)果如圖8所示。在2 s內(nèi)整流罩能順利脫鉤，而且呼吸變形對(duì)有效載荷空間包絡(luò)的影響滿足罩內(nèi)有效載荷的使用要求。為了更好地識(shí)別呼吸變形對(duì)包絡(luò)的影響，將計(jì)算輸出的各項(xiàng)位移合成為徑向位移。整流罩最大的徑向包絡(luò)收縮不大于60 mm，在分離過(guò)程中不會(huì)與有效載荷包絡(luò)發(fā)生接觸。經(jīng)分析發(fā)現(xiàn)，雖然整流罩柔性較大，但由于彈簧頂桿被限制在支架底部和橫向解鎖的間隙之間，形成了對(duì)整流罩變形約束，從而有效限制了整流罩的呼吸變形。在飛行狀態(tài)下分離能源所提供的能量大部分（接近 80%）用于整流罩運(yùn)動(dòng)，而在地面試驗(yàn)狀態(tài)下接近 60%的能量用于克服氣動(dòng)損耗，動(dòng)能僅占約1/4。在整個(gè)能量分配中，彈性應(yīng)變能所占的比例很小，約為1%。

圖8 基于顯式動(dòng)力學(xué)的柔性整流罩分離分析結(jié)果 Fig.8 Simulation Results based on Explicit Dynamics

2.3 地面大氣環(huán)境中大型整流罩分離試驗(yàn)預(yù)示技術(shù)

整流罩尺寸大、面積大、容腔大，導(dǎo)致整流罩地面分離試驗(yàn)中氣動(dòng)阻力和負(fù)壓特性影響很大，地面分離試驗(yàn)與飛行的天地差異性更加突出。

整流罩地面分離試驗(yàn)過(guò)程實(shí)際為由固體結(jié)構(gòu)驅(qū)動(dòng)的、低速流固強(qiáng)耦合問(wèn)題，經(jīng)過(guò)對(duì)方法的檢索與論證，并結(jié)合彈性分析方法，本項(xiàng)目采用耦合歐拉-拉格朗日方法（Coupling Eulerian Lagrangian Method，CEL）對(duì)氣動(dòng)阻力在整流罩地面分離試驗(yàn)中的作用進(jìn)行分析，使用工程軟件Abaqus實(shí)現(xiàn)計(jì)算過(guò)程[9,10]。圖9為基于CEL的整流罩分離計(jì)算模型。

圖9 基于CEL的整流罩分離計(jì)算模型 Fig.9 Model of Payload Fairing for CEL

通過(guò)計(jì)算，獲得了整流罩開(kāi)罩過(guò)程及流場(chǎng)速度分布及變化（見(jiàn)圖10）。

圖10 基于CEL的整流罩分離計(jì)算結(jié)果 Fig.10 Simulation Results based on CEL

對(duì)結(jié)果進(jìn)行分析可知，作用于整流罩上的氣動(dòng)阻力趨勢(shì)為：在剛開(kāi)罩時(shí)刻較大，隨著分離角度的增加，壓力逐漸減小。計(jì)算獲得了模型在流場(chǎng)中的分離特性：過(guò)頂時(shí)間為比無(wú)氣動(dòng)阻力增長(zhǎng)1倍以上；過(guò)頂角速度比無(wú)氣動(dòng)阻力降低 60%以上。在整流罩過(guò)頂時(shí)刻，根據(jù)能量比例，由結(jié)構(gòu)彈性損失的能量約 20%，大氣阻力損失的能量約 50%，這表明大氣阻力對(duì)整流罩分離的影響更大，此時(shí)的彈簧效能系數(shù)降至30%以下。

2.4 試驗(yàn)驗(yàn)證情況

2013年，完成了CZ-5火箭整流罩分離試驗(yàn)，試驗(yàn)過(guò)程正常，整流罩順利打開(kāi)（見(jiàn)圖11），試驗(yàn)中各測(cè)量設(shè)備獲取了整流罩分離的過(guò)程，分離過(guò)程沒(méi)有發(fā)現(xiàn)干涉現(xiàn)象，整流罩的呼吸變形量較小。試驗(yàn)測(cè)得過(guò)頂角速度接近18（°）/s。

圖11 整流罩分離試驗(yàn) Fig.11 Experiment of Payload Fairing Separation

對(duì)試驗(yàn)結(jié)果與仿真分析結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析（見(jiàn) 圖12）可知，經(jīng)整流罩地面試驗(yàn)驗(yàn)證，仿真預(yù)示方法的誤差不大于 13%，最終保證了整流罩在飛行過(guò)程中的安全、可靠分離。

圖12 仿真與分離試驗(yàn)對(duì)比 Fig.12 Comparison Between Experiment and Simulation

3 長(zhǎng)行程、多干擾、連續(xù)沉底級(jí)間分離技術(shù)

CZ-5運(yùn)載火箭的二子級(jí)采用Φ3.35m懸掛氧箱布局，級(jí)間分離采用冷分離方案，一二級(jí)級(jí)間段的長(zhǎng)度達(dá)8 m以上；在級(jí)間分離過(guò)程中，需要級(jí)間段相對(duì)拉開(kāi)的距離（分離行程）超過(guò)7 m，分離行程較現(xiàn)役火箭大幅增加，圖13為級(jí)間分離長(zhǎng)度示意。此外，級(jí)間分離時(shí)間長(zhǎng)、干擾因素多，包括以分離前姿態(tài)角速度、一子級(jí)質(zhì)心橫移、分離火箭推力偏差、分離火箭安裝角偏差為代表的27項(xiàng)偏差。CZ-5火箭芯一級(jí)和芯二級(jí)均采用新研氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)，啟動(dòng)性能和關(guān)機(jī)特性較常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生較大變化，特別是二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)前，需對(duì)二級(jí)推進(jìn)劑進(jìn)行連續(xù)沉底。

圖13 級(jí)間分離長(zhǎng)度示意 Fig.13 Distance for First Stage Jettison

面對(duì)上述需求，對(duì)分離時(shí)序進(jìn)行了聯(lián)合優(yōu)化，在保證芯二級(jí)始終滿足過(guò)載要求、在最大后效情況下級(jí)間分離安全[11]。圖14為級(jí)間分離時(shí)序示意。

a）正推火箭點(diǎn)火時(shí)間。正推火箭點(diǎn)火時(shí)間主要滿足芯二級(jí)過(guò)載要求，以確保二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)正?？煽抗ぷ?。根據(jù)對(duì)芯一級(jí)后效推力下包絡(luò)和二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)最小過(guò)載需求分析，綜合考慮芯一級(jí)關(guān)機(jī)后效推力的不確定性以及正推火箭的點(diǎn)火延時(shí)，確定正推火箭點(diǎn)火時(shí)間和一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)的時(shí)間關(guān)系。

b）解鎖時(shí)間。解鎖時(shí)間的確定主要為保證級(jí)間分離過(guò)程中不會(huì)發(fā)生碰撞。為減小芯級(jí)后效推力對(duì)分離間隙的影響，解鎖時(shí)間確定為芯一級(jí)無(wú)后效推力后。

c）正推火箭工作時(shí)長(zhǎng)。二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后，達(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)額定推力的90%方可滿足二級(jí)推進(jìn)劑沉底要求。通過(guò)對(duì)正推火箭點(diǎn)火時(shí)間、級(jí)間解鎖時(shí)間、芯二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過(guò)載要求分析，確定正推火箭工作時(shí)間，保證正推火箭工作結(jié)束時(shí)可滿足二級(jí)推進(jìn)劑沉底要求。

圖14 級(jí)間分離時(shí)序示意 Fig.14 Timing Sequence for First Stage Jettison

由于CZ-5火箭級(jí)間分離的規(guī)模大，地面試驗(yàn)無(wú)法模擬低溫推進(jìn)劑及真空情況下分離火箭的工作特性，因此，無(wú)法通過(guò)地面試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。為了保證分離的可靠性，充分發(fā)掘各干擾因素對(duì)級(jí)間分離的影響效果，開(kāi)展了各類(lèi)偏差作用下的分離仿真分析（見(jiàn)圖15）。在考慮各種極限偏差線性組合情況下，對(duì)級(jí)間段分離過(guò)程中最小間隙、分離結(jié)束時(shí)一二級(jí)最小相對(duì)位移、二級(jí)橫向最大姿態(tài)角偏差進(jìn)行了全面的分析，確定此級(jí)間分離安全。

圖15 級(jí)間分離仿真結(jié)果 Fig.15 Simulation Results of First Stage Jettison

續(xù)圖15

在CZ-5火箭基本型的飛行試驗(yàn)中，級(jí)間分離系統(tǒng)得到全面驗(yàn)證（見(jiàn)圖16），級(jí)間分離過(guò)程中，芯一級(jí)晃動(dòng)并未對(duì)分離產(chǎn)生影響，未發(fā)生碰撞，結(jié)果分析與理論分析符合程度高，充分驗(yàn)證了分離系統(tǒng)設(shè)計(jì)和仿真方法的正確性、安全性和可靠性。

圖16 飛行試驗(yàn)過(guò)程中的級(jí)間分離 Fig.16 First Stage Jettison during Flight

4 結(jié)束語(yǔ)

CZ-5火箭是中國(guó)完全自主研制的新一代全低溫大型液體運(yùn)載火箭，分離系統(tǒng)具有大尺寸、多干擾、低剛度、大載荷等特點(diǎn)，創(chuàng)造了多個(gè)設(shè)計(jì)之最和中國(guó)首次：首次采用前捆綁主傳力方案捆綁推力為現(xiàn)役型號(hào) 2倍以上的大直徑助推器；首次采用5 m直徑下分離行程為現(xiàn)役型號(hào)的2倍以上的級(jí)間分離系統(tǒng)；目前中國(guó)剛度最低、規(guī)模最大的Φ5.2 m整流罩分離系統(tǒng)，并首次在一級(jí)箭體工作段進(jìn)行整流罩分離。

在CZ-5系列運(yùn)載火箭研制過(guò)程中，針對(duì)大直徑、大推力、大質(zhì)量的助推器分離，創(chuàng)新研制了400 t級(jí)多球鉸串聯(lián)變形自適應(yīng)的主捆綁裝置和100 t級(jí)冗余線形切割環(huán)式后捆綁連桿，解決了240 t大推力助推器捆綁可靠連接的難題；通過(guò)捆綁機(jī)構(gòu)間的配合、合理優(yōu)化40枚分離火箭的布局及安裝角，實(shí)現(xiàn)Φ3.35 m大直徑助推器的安全分離。在級(jí)間分離方面，通過(guò)級(jí)間分離時(shí)序聯(lián)合優(yōu)化，解決了級(jí)間分離碰撞邊界小、二子級(jí)箭體失控時(shí)間長(zhǎng)、低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)時(shí)間連續(xù)沉底要求等問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)了大直徑、長(zhǎng)行程的級(jí)間可靠分離。在整流罩分離方面，提出基于能量裕度的整流罩分離可靠性評(píng)判準(zhǔn)則，通過(guò)基于顯式方法的分離仿真，實(shí)現(xiàn)了Φ5.2 m大尺寸、低剛度整流罩飛行過(guò)程呼吸變形的準(zhǔn)確預(yù)示；在地面分離試驗(yàn)中，采用流固耦合方法對(duì)試驗(yàn)進(jìn)行了準(zhǔn)確的預(yù)示。

分離系統(tǒng)的一系列研究和攻關(guān)工作，有效保證了CZ-5系列運(yùn)載火箭的成功研制，為深空探測(cè)、載人空間站建設(shè)奠定了堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。研制中的理論研究、仿真和驗(yàn)證方法的建立對(duì)中國(guó)運(yùn)載火箭的研制具有重要意義。

面對(duì)中國(guó)航天運(yùn)輸系統(tǒng)未來(lái)發(fā)展需要，對(duì)于運(yùn)載火箭分離系統(tǒng)，應(yīng)繼續(xù)開(kāi)展液體火箭分離過(guò)程中貯箱內(nèi)推進(jìn)劑晃動(dòng)、平拋整流罩的仿真及試驗(yàn)等方面的基礎(chǔ)理論、建模方法和分析方法的研究和探索。