固液捆綁運(yùn)載火箭主捆綁機(jī)構(gòu)設(shè)計

李新寬，李程剛，張 醒，徐 林，史立濤，李 昊，宋攀

（上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109）

0 引言

助推器捆綁機(jī)構(gòu)用于連接火箭的助推器和芯級，一般包括主捆綁點(diǎn)連接解鎖機(jī)構(gòu)和輔捆綁點(diǎn)連接解鎖機(jī)構(gòu)［1-4］。主捆綁點(diǎn)連接解鎖機(jī)構(gòu)一般方案為由火工切割裝置組成的球鉸結(jié)構(gòu)，主要用于傳遞助推器的推力載荷和芯級質(zhì)量載荷。在助推器安裝、火箭飛行階段，需配合輔傳力點(diǎn)裝置通過角度轉(zhuǎn)動功能補(bǔ)償箭體結(jié)構(gòu)的不匹配和受載變形，并在分離時刻可靠解鎖［1］。

為控制助推器推力傳遞到芯級的彎矩以及氣動外形，國內(nèi)外火箭芯級和助推器之間理論間距較小，一般為300 mm［5］。而國內(nèi)外火箭主傳力點(diǎn)連接解鎖裝置一般位于芯級和助推器均為鉚接艙段處，可充分利用兩側(cè)艙段的內(nèi)部空間進(jìn)行裝置的安裝和助推器組裝操作［6-19］，如圖1 所示。

圖1 典型主捆綁點(diǎn)連接分離機(jī)構(gòu)Fig.1 Connection and separation mechanisms at the typical main force transfer point

我國的CZ-2EF 液體捆綁火箭，主捆綁點(diǎn)位于助推器鉚接后過渡段和芯級后過渡段內(nèi)［6-8］，CZ-5E液體捆綁火箭的主捆綁點(diǎn)位于助推器鉚接頭錐和芯級箱間段內(nèi)。國外的阿里安3、4 火箭主捆綁點(diǎn)位于助推器鉚接尾段和芯級尾段［9-11］，阿里安5 火箭主捆綁點(diǎn)方案同樣位于助推器頭錐和芯級級間段內(nèi)［12］。

作為我國首型固液捆綁火箭，CZ-6A 運(yùn)載火箭主捆綁點(diǎn)布局：①助推器側(cè)，位于固體發(fā)動機(jī)殼體中部，受限于固體發(fā)動機(jī)鋼制密封結(jié)構(gòu)的特點(diǎn)，主捆綁機(jī)構(gòu)設(shè)計方案需在艙壁外側(cè)，無法利用其內(nèi)部空間以進(jìn)行集中力承載和擴(kuò)散設(shè)計，同時固體發(fā)動機(jī)內(nèi)部裝藥安全因素對集中力擴(kuò)散要求較高；②芯級側(cè)，位于芯級尾段中部，遠(yuǎn)離芯級發(fā)動機(jī)機(jī)架，無法借助芯級發(fā)動機(jī)機(jī)架進(jìn)行鋼架設(shè)計，其內(nèi)部含發(fā)動機(jī)等儀器設(shè)備，空間狹窄，不具備裝置嵌入艙段內(nèi)部和人員進(jìn)艙操作的可利用空間。

此外，國內(nèi)的液體助推器與芯級對接時，為未加注燃料的空殼狀態(tài)，質(zhì)量較輕約為10 t，對接時采用球頭插入球窩方案［25］，但須對火工品切割裝置進(jìn)行力矩加載，帶動助推器斜向上移動，難度較大。而且該處火工品對接螺紋一旦遇到卡滯問題，只能對火工品強(qiáng)制拆除，安全風(fēng)險較大。新一代CZ-6A火箭的固體助推器因已灌裝固體藥劑，吊裝對接時質(zhì)量超過70 t，遠(yuǎn)大于現(xiàn)役型號質(zhì)量，且加載處空間極為狹窄，大大提升了對接難度。

綜合上述可知，現(xiàn)有成熟捆綁機(jī)構(gòu)無法滿足新一代固液捆綁火箭的需求，需提出一種新型主捆綁機(jī)構(gòu)方案。本文通過主捆綁機(jī)構(gòu)空間尺寸優(yōu)化設(shè)計、集中力擴(kuò)散拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計、捆綁點(diǎn)對接機(jī)構(gòu)設(shè)計，對新一代CZ-6A 火箭主捆綁機(jī)構(gòu)開展優(yōu)化設(shè)計、力學(xué)分析和試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 主捆綁機(jī)構(gòu)設(shè)計

1.1 狹窄空間下結(jié)構(gòu)尺寸分布優(yōu)化設(shè)計

主捆綁機(jī)構(gòu)布局受力如圖2 所示，采取以下多種結(jié)構(gòu)尺寸分布優(yōu)化方案：

1）布局考慮球鉸中心點(diǎn)貼近芯級艙壁，即L1盡量小，如圖2 所示。由于工程實(shí)際結(jié)構(gòu)中，芯級結(jié)構(gòu)外壁存在凸出的大梁結(jié)構(gòu)，因此將該中心點(diǎn)布置于大梁截面中心，L1=80 mm，可避免芯級出現(xiàn)較大彎矩，同時提供了充分的徑向空間（L2=220 mm）用于助推支座的集中力均勻擴(kuò)散。

圖2 主捆綁機(jī)構(gòu)受力簡圖Fig.2 Force diagram of the main binding mechanism layout

2）捆綁機(jī)構(gòu)軸向空間如圖3 所示。球鉸兩側(cè)向芯級和助推器的承載擴(kuò)散及防松等結(jié)構(gòu)均向軸向及切向借空間設(shè)計。

圖3 捆綁機(jī)構(gòu)軸向空間Fig.3 Axial space of the binding mechanism

3）所有載荷傳遞均主要通過主結(jié)構(gòu)配合面如圖4 所示。球頭中部開錐孔套入擴(kuò)散支座錐臺等方案，以弱化通過螺栓進(jìn)行載荷傳遞，提高承載可靠性，降低徑向空間需求。

圖4 優(yōu)化后的支座插入球頭Fig.4 Support insertion ball after optimization

1.2 助推側(cè)結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計

助推器側(cè)通過助推器支座及其擴(kuò)散筋連接固體發(fā)動機(jī)上下加強(qiáng)環(huán)，為實(shí)現(xiàn)偏置集中力的承載和均勻擴(kuò)散功能，該設(shè)計采用OptiStruct 軟件進(jìn)行拓?fù)鋬?yōu)化-工程化迭代設(shè)計。該方法基于材料分布的拓?fù)鋬?yōu)化方法，大多以單元密度作為設(shè)計變量，將連續(xù)體的材料分布問題轉(zhuǎn)化為離散單元的刪除與保留問題［20-24］。主要優(yōu)化流程如圖5所示。

圖5 拓?fù)鋬?yōu)化-工程化迭代設(shè)計流程Fig.5 Flow chart of the topology optimizationengineering design

助推支座優(yōu)化設(shè)計的初始區(qū)域如圖6 所示，優(yōu)化和工程化結(jié)果如圖7 所示，優(yōu)化設(shè)計前、后支反力情況如圖8 所示。由圖5 可知，應(yīng)力方差約束為最大、最小值間應(yīng)力差不大于10 MPa，主要表征助推器支座的力傳遞到對接面擴(kuò)散能力，目標(biāo)函數(shù)為支座優(yōu)化結(jié)構(gòu)柔順性最小，即整體剛度最大。

圖6 助推支座優(yōu)化設(shè)計的初始區(qū)域Fig.6 Initial region of the booster support optimization design

圖7 助推支座優(yōu)化和工程化結(jié)果Fig.7 Results of optimization and engineering

圖8 助推支座優(yōu)化設(shè)計前、后支反力情況Fig.8 Support reaction force before and after optimization

優(yōu)化后，質(zhì)量和力擴(kuò)散效果均存在明顯改善，其中：①助推支座由67.5 kg 降至59.5 kg，輕量化效果明顯；②固體發(fā)動機(jī)殼體各螺栓連接點(diǎn)的載荷明顯較為一致，螺栓軸力最大/最小比值由62.3%下降到1.5%，力擴(kuò)散效果較優(yōu)。

1.3 主捆綁機(jī)構(gòu)對接結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計及分析

優(yōu)化后主捆綁機(jī)構(gòu)采取球窩法蘭的錐臺與芯級尾段支座的錐孔進(jìn)行導(dǎo)向、定位方案，如圖9所示。

圖9 主捆綁機(jī)構(gòu)對接優(yōu)化設(shè)計方案Fig.9 Design of the docking scheme for the main binding mechanism

導(dǎo)向錐面中心軸線水平，對接時僅需水平移動，簡單輕便，過程中錐臺可通過球鉸旋轉(zhuǎn)，自適應(yīng)助推器起吊的精度偏差，適應(yīng)助推器軸向-12～+7 mm 偏差下的對接功能［26］，對接起吊精度要求低。對接后連接球窩法蘭四周的多個小螺栓，與芯級尾段支座連接。

優(yōu)化后主捆綁機(jī)構(gòu)對接前，火工品切割裝置及核心的球鉸結(jié)構(gòu)均在單機(jī)狀態(tài)下總裝、檢測完畢，球鉸轉(zhuǎn)動自由度可檢測，主捆綁機(jī)構(gòu)裝配質(zhì)量更高、對接風(fēng)險更小、對接可靠性更高。

1.4 主捆綁機(jī)構(gòu)設(shè)計方案

綜上所述，優(yōu)化設(shè)計思路最終形成主捆綁機(jī)構(gòu)的設(shè)計方案，如圖10 所示。該機(jī)構(gòu)由助推支座、火工品切割裝置、球窩法蘭、球頭、擋圈、定位銷等組成。

圖10 主捆綁機(jī)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計方案Fig.10 Main binding mechanism design scheme

2 靜強(qiáng)度分析

基于上述主捆綁機(jī)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計方案，開展了靜強(qiáng)度分析，共分析了飛行、豎立2 個工況，其中：飛行工況為助推器分離前最大推力工況，豎立工況為全箭加注滿載后，所有重量壓在捆綁機(jī)構(gòu)的最大承載工況。

有限模型如圖11 所示，應(yīng)力圖如圖12 所示。分析結(jié)果顯示：在飛行、豎立工況下，機(jī)構(gòu)最大應(yīng)力為1 556 MPa，低于該材料1 620 MPa 的許用強(qiáng)度，滿足設(shè)計要求。

圖11 主捆綁機(jī)構(gòu)有限元模型Fig.11 Finite element model

圖12 球窩法蘭、助推支座應(yīng)力云圖Fig.12 Stress nephograms of the ball and socket flange and booster support

3 靜力試驗(yàn)

為了驗(yàn)證主捆綁機(jī)構(gòu)集中力承載及擴(kuò)散能力是否滿足設(shè)計要求，并驗(yàn)證有限元強(qiáng)度分析計算的正確性，開展了靜力試驗(yàn)。對應(yīng)靜強(qiáng)度分析工況，靜力試驗(yàn)所進(jìn)行的試驗(yàn)工況及載荷等參數(shù)見表1。2 個工況的三向加載試驗(yàn)現(xiàn)場如圖13 和圖14 所示。

圖13 芯級側(cè)三向組合加載試驗(yàn)現(xiàn)場照片F(xiàn)ig.13 Site photo of the core level side triaxial combined loading test

圖14 助推側(cè)三向組合加載試驗(yàn)現(xiàn)場照片F(xiàn)ig.14 Site photo of the booster side triaxial combined loading test

表1 靜力試驗(yàn)參數(shù)Tab.1 Parameters of the load carrying tests

載荷由零逐級加載至30%設(shè)計載荷，其中以10%設(shè)計載荷為一級，經(jīng)檢查，試驗(yàn)的安裝、加載及測量均無異常。

隨后進(jìn)行正式試驗(yàn)，載荷由零逐級加載至100%設(shè)計載荷，其中豎立工況試驗(yàn)位移、應(yīng)變隨載荷變化的曲線如圖15 所示。

圖15 豎立工況試驗(yàn)位移、應(yīng)變隨載荷變化曲線Fig.15 Variation curves of the displacement and strain with the load in the test under the vertical working condition

經(jīng)過設(shè)計載荷下試驗(yàn)數(shù)據(jù)與仿真分析結(jié)果可以看到，有限元仿真分析能夠正確反映結(jié)構(gòu)在所施加載荷作用下的應(yīng)力分布，證明了仿真分析結(jié)果的正確性。主捆綁機(jī)構(gòu)通過所有工況設(shè)計載荷的考核，主承力構(gòu)件均未發(fā)生破壞，球鉸結(jié)構(gòu)未進(jìn)入屈服，結(jié)構(gòu)響應(yīng)符合預(yù)期，驗(yàn)證了設(shè)計的合理性和正確性。

4 對接試驗(yàn)

為了驗(yàn)證主捆綁機(jī)構(gòu)在狹窄空間下對接設(shè)計的正確性和便利性，開展了對接試驗(yàn)。試驗(yàn)中搭建模擬芯級塔架，主捆綁點(diǎn)芯級側(cè)錐孔預(yù)安裝到位，捆綁機(jī)構(gòu)均已安裝在發(fā)動機(jī)殼體加強(qiáng)環(huán)上，球鉸經(jīng)確認(rèn)可靈活轉(zhuǎn)動。起吊助推器與芯級對接，在捆綁機(jī)構(gòu)側(cè)錐臺與芯級支座側(cè)錐孔的軸向偏差-12 mm、+7 mm 時，給予徑向推力，錐臺可在錐孔內(nèi)蛇形運(yùn)動至對接到位，單次對接時長小于30 min，時間較短。

試驗(yàn)證明：主捆綁機(jī)構(gòu)對接前球鉸裝置檢測正確，艙外對接簡潔、便利，操作空間可滿足對接需求，證明新型主捆綁機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)尺寸分布優(yōu)化、對接方案優(yōu)化設(shè)計正確、合理，經(jīng)過了工程試驗(yàn)的驗(yàn)證，如圖16 所示。

圖16 助推器對接試驗(yàn)Fig.16 Booster docking test

5 結(jié)束語

1）本文提出的新型助推器主捆綁點(diǎn)機(jī)構(gòu)，通過結(jié)構(gòu)尺寸優(yōu)化布局釋放徑向空間需求，助推器支座集中力擴(kuò)散結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計，水平錐臺導(dǎo)向+球鉸自適應(yīng)偏差等設(shè)計方案，有效地解決了狹窄空間下主捆綁點(diǎn)的連接、集中力承載及均勻擴(kuò)散、高可靠便捷對接等難題；

2）該新型主捆綁點(diǎn)機(jī)構(gòu)經(jīng)歷了靜力、對接試驗(yàn)的考核，后續(xù)經(jīng)過了模態(tài)、合練以及首飛試驗(yàn)的檢驗(yàn)，工程應(yīng)用實(shí)際效果達(dá)到了設(shè)計預(yù)期；

3）該新型主捆綁點(diǎn)機(jī)構(gòu)的設(shè)計方法，拓展了固液捆綁構(gòu)型火箭主捆綁點(diǎn)的布局范圍，為未來大型固體助推器捆綁火箭的應(yīng)用打下了基礎(chǔ)。