新一代中型系列運(yùn)載火箭長(zhǎng)征八號(hào)的發(fā)展及其關(guān)鍵技術(shù)

宋征宇，劉立東，陳曉飛，徐珊姝，吳義田

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

0 引 言

中國(guó)航天的可持續(xù)發(fā)展,需要研制與需求相匹配的運(yùn)載火箭?！笆濉背跗?中國(guó)可執(zhí)行中低軌及太陽(yáng)同步軌道(SSO)載荷的現(xiàn)役常規(guī)火箭有CZ-2系列、CZ-4系列等,僅能承擔(dān)1～3 t區(qū)間的發(fā)射任務(wù)。新一代火箭中只有CZ-11、CZ-6火箭覆蓋SSO軌道1 t以下的載荷,CZ-5、CZ-7火箭面向空間站及高軌衛(wèi)星發(fā)射任務(wù),導(dǎo)致在SSO領(lǐng)域1～5 t的能力區(qū)間存在空白,如圖1所示。

根據(jù)“十四五”預(yù)示,中低軌市場(chǎng)軍、民、商高密度組網(wǎng)等發(fā)射任務(wù)爆發(fā)式增長(zhǎng)。其中,SSO軌道1～5 t的載荷需求占比高達(dá)73%,同時(shí)低軌組網(wǎng)、重大載荷、拼車發(fā)射等任務(wù)需求非常迫切,中低軌發(fā)射任務(wù)呈爆發(fā)式增長(zhǎng)[1-2]。

圖1 中國(guó)新一代運(yùn)載火箭能力空白Fig.1 Performance gap within China’s next-generation launch vehicles

以中國(guó)SSO軌道任務(wù)為例,“十四五”期間的任務(wù)預(yù)示如圖2所示。

圖2 中國(guó)“十四五”期間SSO軌道任務(wù)預(yù)示Fig.2 The task foreshadowed for China’s SSO missions during the 14th Five-Year Plan period

針對(duì)上述需求,長(zhǎng)征八號(hào)(CZ-8)運(yùn)載火箭定位為填補(bǔ)中國(guó)新一代運(yùn)載火箭700 km SSO 3～4.5 t衛(wèi)星發(fā)射的能力空白,兼顧近地軌道和地球同步轉(zhuǎn)移軌道發(fā)射能力,同時(shí)面向商業(yè)衛(wèi)星發(fā)射市場(chǎng)積極參與競(jìng)爭(zhēng)。CZ-8及其無(wú)助推器構(gòu)型分別于2020年和2022年完成了首飛,逐漸成為新一代主力中型火箭。

本文介紹CZ-8系列運(yùn)載火箭的構(gòu)型及其技術(shù)特點(diǎn),總結(jié)已突破的各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。在外部市場(chǎng)需求的驅(qū)動(dòng)下,為進(jìn)一步提高CZ-8火箭的運(yùn)載能力和市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力,縮短發(fā)射響應(yīng)時(shí)間,CZ-8正在開(kāi)展改進(jìn)型的研制工作,同時(shí)配套的商業(yè)發(fā)射工位也在建設(shè)之中,本文對(duì)這一進(jìn)展及其關(guān)鍵技術(shù)也進(jìn)行了介紹。

1 CZ-8系列火箭的組成

CZ-8系列運(yùn)載火箭的研制按照“模塊化、通用化、系列化、產(chǎn)品化、商業(yè)化”的總體思路,首先研制CZ-8基本型火箭,迅速投向發(fā)射服務(wù)市場(chǎng),填補(bǔ)運(yùn)載能力空白。在不增加研制內(nèi)容和經(jīng)費(fèi)的情況下,衍生出無(wú)助推器構(gòu)型,實(shí)現(xiàn)新一代運(yùn)載火箭SSO 3 t以下運(yùn)載能力的覆蓋[3-4]。為應(yīng)對(duì)更大運(yùn)載能力的需求,研制3.35 m通用氫氧末級(jí)[3]及5.2 m直徑整流罩,形成CZ-8改進(jìn)型火箭。整個(gè)系列構(gòu)型梯度合理、模塊通用強(qiáng)、性價(jià)比高。

1.1 CZ-8基本型火箭

長(zhǎng)征八號(hào)基本型全箭總長(zhǎng)約50.3 m,起飛質(zhì)量約358 t,起飛推力約480 t。700 km SSO運(yùn)載能力最大可達(dá)5.5 t,運(yùn)載效率為國(guó)內(nèi)同等級(jí)別火箭最高水平。在基本型火箭基礎(chǔ)上去掉兩個(gè)助推器,700 km SSO運(yùn)載能力約3 t?；拘蛢煞N構(gòu)型的主要特點(diǎn)如圖3所示。

圖3 CZ-8基本型火箭(含無(wú)助推器構(gòu)型)Fig.3 Basic LM-8 configurations (including no-side-booster configuration)

兩型火箭可滿足中國(guó)航天后續(xù)90%以上的中低軌發(fā)射任務(wù)需求。

1.2 CZ-8改進(jìn)型火箭

CZ-8改進(jìn)型(CZ-8G)運(yùn)載火箭換裝通用氫氧末級(jí)和更大直徑的整流罩,可滿足有效載荷增重、使用包絡(luò)及入軌高度等要求,進(jìn)一步提升中低軌有效載荷發(fā)射能力,滿足中國(guó)未來(lái)通信、導(dǎo)航及遙感等低軌巨型星座組網(wǎng)發(fā)射的迫切需求。CZ-8基本型與改進(jìn)型的比對(duì)如圖4所示。

圖4 CZ-8改進(jìn)型與基礎(chǔ)型的對(duì)比Fig.4 Comparison of the upgraded version and the basic version of LM-8

CZ-8G同樣為兩級(jí)半火箭:芯一級(jí)為直徑3.35 m的液氧煤油推進(jìn)劑模塊,采用2臺(tái)YF-100發(fā)動(dòng)機(jī),發(fā)動(dòng)機(jī)具備推力調(diào)節(jié)能力,與CZ-8基本型相同;芯二級(jí)為新研的3.35 m直徑氫氧末級(jí),采用2臺(tái)YF-75H發(fā)動(dòng)機(jī);捆綁2個(gè)2.25 m直徑液體助推器,采用1臺(tái)YF-100發(fā)動(dòng)機(jī),與CZ-8基本型狀態(tài)一致;采用5.2 m直徑整體吊整流罩。全箭總長(zhǎng)約50.5 m,起飛質(zhì)量約371 t,起飛推力約480 t,700 km SSO任務(wù)運(yùn)載能力不低于6400 kg。

2 CZ-8基本型火箭關(guān)鍵技術(shù)

CZ-8基本型采用模塊化組合的研制理念,但模塊跨系列組合后面臨全剖面的適應(yīng)性問(wèn)題,包括總體設(shè)計(jì)的適應(yīng)性、實(shí)時(shí)飛行的適應(yīng)性、地面設(shè)施的適應(yīng)性等?？傮w設(shè)計(jì)中,面臨低成本快速獲取全箭動(dòng)特性的需求,同時(shí)深低溫模塊需適應(yīng)淺箱二次啟動(dòng)的新剖面,面向市場(chǎng)需解決大量異構(gòu)衛(wèi)星的快速布局與安全性分析問(wèn)題。實(shí)時(shí)飛行中,載荷條件超出模塊承載能力,如何有效降低載荷成為挑戰(zhàn)。而為解決發(fā)射工位短缺的瓶頸,需開(kāi)展地面設(shè)施快速兼容性設(shè)計(jì)。綜上,解決了如下關(guān)鍵技術(shù)。

2.1 全箭模態(tài)虛實(shí)融合精細(xì)化預(yù)示技術(shù)

針對(duì)動(dòng)特性低成本精準(zhǔn)量化需求,CZ-8取消了全箭模態(tài)試驗(yàn),提出基于連接剛度敏感度的模態(tài)分析、局部三維精細(xì)化建模的振型斜率預(yù)示等方法,解決動(dòng)力學(xué)模型準(zhǔn)確性量化評(píng)估和試驗(yàn)數(shù)據(jù)缺失下傳統(tǒng)梁模型難以預(yù)示局部振型斜率的難題[5-6]。全箭模態(tài)模型虛擬組裝采用“五步走”的工作流程,如圖5所示。

全箭動(dòng)特性參數(shù)預(yù)示誤差小于2%,研制周期縮短12個(gè)月,并節(jié)省了大量的試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)。

準(zhǔn)確預(yù)測(cè)動(dòng)力學(xué)模型由于無(wú)法應(yīng)對(duì)連接部位和界面的力學(xué)特性而受到阻礙[7],因此模態(tài)實(shí)驗(yàn)曾被認(rèn)為是火箭研制過(guò)程中必不可少的重大試驗(yàn)項(xiàng)目,歷史上未曾開(kāi)展模態(tài)試驗(yàn)的火箭均發(fā)生了重大故障[8]。CZ-8成為首個(gè)未開(kāi)展全箭模態(tài)試驗(yàn)并首飛成功的中型捆綁火箭,其第二次飛行在取消助推器和更換整流罩后,同樣采用了仿真預(yù)示的方法獲取動(dòng)力學(xué)參數(shù)并飛行成功。上述實(shí)踐為重型運(yùn)載火箭、新一代載人登月等大型運(yùn)載火箭取消全箭模態(tài)試驗(yàn)提供借鑒意義。

圖5 全箭模態(tài)虛實(shí)融合精細(xì)化預(yù)示技術(shù)Fig.5 Modal prediction technologies with virtual-real fusion

2.2 微重力下深冷推進(jìn)劑“剛體/兩相流體”耦合特性預(yù)示技術(shù)

CZ-8基本型的氫氧末級(jí)主要用于發(fā)射地球同步轉(zhuǎn)移軌道(GTO),在面臨SSO發(fā)射任務(wù)的新飛行剖面時(shí),需采用“末級(jí)滑行+二次短時(shí)工作”的模式以提高運(yùn)載能力,由此帶來(lái)大氣枕、微重力環(huán)境下深低溫推進(jìn)劑氣液兩相流場(chǎng)精確預(yù)示與控制的迫切需求。其中,發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力需求高、補(bǔ)壓系統(tǒng)相對(duì)于大氣枕?xiàng)l件的增壓能力不足,對(duì)微重力下低溫貯箱壓力變化、推進(jìn)劑運(yùn)動(dòng)特性的預(yù)示精度和控制均提出了更高要求,是決定發(fā)動(dòng)機(jī)二次起動(dòng)成敗的關(guān)鍵難題。

CZ-8攻克了“六自由度剛彈動(dòng)力學(xué)-流體動(dòng)力學(xué)”跨專業(yè)聯(lián)合貯箱壓力預(yù)示這一關(guān)鍵技術(shù),建立了跨專業(yè)聯(lián)合仿真平臺(tái),如圖6所示[9]。本技術(shù)大幅降低深低溫推進(jìn)劑箱壓等指標(biāo)預(yù)示偏差,提高了微重力環(huán)境下低溫貯箱壓力設(shè)計(jì)水平,有效提升SSO運(yùn)載能力達(dá)10%。

圖6 多專業(yè)聯(lián)合貯箱壓力預(yù)示仿真Fig.6 Joint multi-disciplinary simulation of the tank pressure

2.3 異構(gòu)群星快速布局及近遠(yuǎn)場(chǎng)聯(lián)合仿真技術(shù)

隨著衛(wèi)星種類及數(shù)量的急劇增加,異構(gòu)衛(wèi)星如何布局、在狹小的空間下如何操作,已成為影響共享發(fā)射效率的重要因素。并且,衛(wèi)星數(shù)量大幅增多后,近遠(yuǎn)場(chǎng)分離安全性設(shè)計(jì)等涉及的優(yōu)化參數(shù)呈指數(shù)增長(zhǎng)。CZ-8為了加快多星發(fā)射的論證實(shí)施過(guò)程,研制了上下游專業(yè)聯(lián)動(dòng)設(shè)計(jì)的集成開(kāi)發(fā)平臺(tái)。

該技術(shù)通過(guò)禁忌搜索與差分進(jìn)化相結(jié)合的降階優(yōu)化和智能算法,解決多源衛(wèi)星在復(fù)雜約束下快速布局與近場(chǎng)安全性的動(dòng)靜聯(lián)合優(yōu)化問(wèn)題,壓縮偏差傳遞帶來(lái)的設(shè)計(jì)余量30%。該技術(shù)將迭代速度由周級(jí)縮減至分鐘級(jí),任務(wù)論證及產(chǎn)品響應(yīng)速度從18個(gè)月壓縮至3個(gè)月。

2.4 基于主動(dòng)力調(diào)節(jié)的飛行剖面減載優(yōu)化方法

CZ-8通過(guò)模塊組合后發(fā)現(xiàn),其二級(jí)結(jié)構(gòu)的承載不能滿足飛行剖面的需求,特別是彎矩指標(biāo),已大于結(jié)構(gòu)的承受能力,如圖7所示。

圖7 彎矩載荷Fig.7 Bending moment load

CZ-8提出以箭體承載為約束、發(fā)射概率為目標(biāo)、多種載荷控制技術(shù)聯(lián)合為手段的逆向設(shè)計(jì)方法,將準(zhǔn)實(shí)時(shí)彈道風(fēng)修正、主動(dòng)減載、載荷精細(xì)化等方法首次在液體火箭中集成應(yīng)用,減載效果達(dá)44.9%。有關(guān)此方面的詳細(xì)討論可參考文獻(xiàn)[10-12]。

2.5 基于流量調(diào)節(jié)的大推力液體發(fā)動(dòng)機(jī)推力調(diào)節(jié)技術(shù)

為了減小飛行中的動(dòng)壓,在大氣層內(nèi)飛行時(shí)采用了主動(dòng)節(jié)流技術(shù),將發(fā)動(dòng)機(jī)推力降低至75%。采用高精度流量調(diào)節(jié)器,通過(guò)步進(jìn)電機(jī)精確調(diào)節(jié)控制調(diào)節(jié)器流量實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)飛行中實(shí)時(shí)、精確大范圍連續(xù)推力調(diào)節(jié)[13-14]。

圖8 伺服機(jī)構(gòu)在推力調(diào)節(jié)過(guò)程中的工作情況Fig.8 Working conditions of the servo mechanism during throttling

2.6 強(qiáng)自主性的上升段飛行控制方法

CZ-8基本型火箭提出了一種跨滑行段的迭代制導(dǎo)控制方法:在二級(jí)一次飛行段以亞軌道為終端目標(biāo),在滑行段自主控制滑行時(shí)序,在二級(jí)二次飛行段以最終目標(biāo)軌道為終端目標(biāo)。首次實(shí)現(xiàn)了大氣層外“動(dòng)力-滑行-動(dòng)力”全程優(yōu)化,提升偏差適應(yīng)能力。

在CZ-8/Y2任務(wù)中提出了一種滑行段姿態(tài)變化率主動(dòng)抑制的自主補(bǔ)償制導(dǎo)方法,其工作原理如圖9所示[16]。在二級(jí)一次關(guān)機(jī)前插入以主動(dòng)力為控制力的姿態(tài)調(diào)整過(guò)程,滿足滑行起始時(shí)刻的姿態(tài)精度,并預(yù)測(cè)和補(bǔ)償由此帶來(lái)的關(guān)機(jī)狀態(tài)誤差。該方法降低了滑行段因晃動(dòng)帶來(lái)的換熱換質(zhì)對(duì)箱壓和溫度的影響,支撐了淺箱啟動(dòng)的設(shè)計(jì)。

圖9 考慮終端姿態(tài)約束的自主補(bǔ)償制導(dǎo)方法Fig.9 An autonomous compensation guidance method considering terminal attitude constraints

在二級(jí)二次飛行段提出了一種速度補(bǔ)償?shù)淖兡繕?biāo)解析制導(dǎo)方法,實(shí)時(shí)補(bǔ)償?shù)绦蚪瞧顚?dǎo)致的后效沖量偏差,并將其轉(zhuǎn)換為新的制導(dǎo)關(guān)機(jī)量,從而將制導(dǎo)終端目標(biāo)由關(guān)機(jī)點(diǎn)拓展至入軌點(diǎn)。該方法將半長(zhǎng)軸偏差降低了一個(gè)數(shù)量級(jí)。

針對(duì)取消全箭模態(tài)試驗(yàn)后箭體動(dòng)力學(xué)特性可能存在較大偏差的可能性,提出了自適應(yīng)增廣控制方法,引入彈性能量在線獲取模塊,實(shí)時(shí)提取飛行中的彈性能量信號(hào),設(shè)計(jì)自適應(yīng)律為彈性能量的函數(shù)。當(dāng)控制指令中含有較強(qiáng)的彈性運(yùn)動(dòng)信息時(shí),在線減小增益、調(diào)整網(wǎng)絡(luò)參數(shù)以增強(qiáng)濾波,減弱彈性振動(dòng)影響[17]。其原理框圖如圖10所示。

圖10 彈性自適應(yīng)增廣控制Fig.10 Elastic adaptive augmented control

2.7 高可靠自主診斷和容錯(cuò)控制技術(shù)

為降低成本簡(jiǎn)化系統(tǒng)配置,CZ-8不再采用三冗余慣組配置,而是簡(jiǎn)化為雙慣組,因此無(wú)法實(shí)現(xiàn)故障下的“三取二”表決。提出了利用GPS信息輔助以及滑行段基于哥氏加速度的故障診斷技術(shù),解決了慣性測(cè)量系統(tǒng)故障定位、隔離與系統(tǒng)重構(gòu)的難題。

針對(duì)速率陀螺振型斜率極性在飛行中隨著推進(jìn)劑消耗而反轉(zhuǎn)(受可安裝位置的限制)的問(wèn)題,提出了基于在線加權(quán)融合的虛擬測(cè)量方法,確保振型斜率在飛行全程不變,實(shí)現(xiàn)一階彈性穩(wěn)定控制。

對(duì)于蛋雞料，適宜的粒度為7～18目。經(jīng)改進(jìn)后對(duì)輥粉碎機(jī)粉碎的玉米粒度(61.22±2.44)%遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于理想粒度的基本要求，而經(jīng)錘片粉碎機(jī)粉碎的玉米粒度在7～18目的比例平均僅達(dá)到(30.67±1.30)%，不能達(dá)到理想粒度的基本要求。因此，本試驗(yàn)中，改良對(duì)輥粉碎機(jī)對(duì)玉米粒度有顯著影響，值得在飼料生產(chǎn)中推廣應(yīng)用。

針對(duì)姿控噴管極性錯(cuò)誤(長(zhǎng)征系列火箭曾經(jīng)發(fā)生的故障之一)引發(fā)的失利,提出了基于狀態(tài)觀測(cè)器辨識(shí)總力矩從而對(duì)極性錯(cuò)誤進(jìn)行確認(rèn)和重構(gòu)的方法,可在極性故障下自主挽救任務(wù)。具備各控制通道噴管極性錯(cuò)誤、安裝錯(cuò)誤、軟件接口錯(cuò)誤等故障情況下的應(yīng)急處理能力,提高了飛行可靠性和智能化水平。

更為詳細(xì)的討論可參考文獻(xiàn)[18]。

2.8 空間與結(jié)構(gòu)強(qiáng)約束下地面支持系統(tǒng)重構(gòu)優(yōu)化

CZ-8首次采用了模塊化“Z”字型擺桿結(jié)構(gòu),可根據(jù)不同型號(hào)需求進(jìn)行整體快速更換,解決了長(zhǎng)軸聯(lián)動(dòng)、大跨度異型擺桿快速擺開(kāi)難題,達(dá)到了同一套擺桿系統(tǒng)適應(yīng)四型運(yùn)載火箭的使用要求。

基于結(jié)構(gòu)約束提出了倒“U”型低溫介質(zhì)加注管路布局方案,解決了在勢(shì)能快速變化的不利影響下低溫介質(zhì)流動(dòng)多目標(biāo)調(diào)控與評(píng)估難題。

3 CZ-8改進(jìn)型的研制

改進(jìn)型火箭面臨運(yùn)載能力提升、整流罩尺寸增大、可靠性提升等需求,需將現(xiàn)有的3 m直徑氫氧末級(jí)升級(jí)為3.35 m直徑,并提升發(fā)動(dòng)機(jī)性能,開(kāi)展增壓、結(jié)構(gòu)、發(fā)動(dòng)機(jī)、電氣等關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān),具體如下。

3.1 氫氧末級(jí)閉式增壓設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)

目前現(xiàn)役火箭的氫氧末級(jí)氫箱均采用開(kāi)式自生增壓方案,從發(fā)動(dòng)機(jī)引出氫經(jīng)換熱器加溫后,通過(guò)自生增壓管進(jìn)入氫箱進(jìn)行增壓。飛行過(guò)程中氫箱壓力達(dá)到氫保險(xiǎn)閥打開(kāi)壓力時(shí)氫保險(xiǎn)閥打開(kāi)排氣,保證貯箱結(jié)構(gòu)安全。

開(kāi)式自生增壓方案系統(tǒng)簡(jiǎn)單、技術(shù)成熟,但存在保險(xiǎn)閥關(guān)不上的成敗型單點(diǎn)失效環(huán)節(jié),對(duì)保險(xiǎn)閥單機(jī)可靠性要求極高。開(kāi)式自生增壓的增壓氣體利用效率較低,易造成工質(zhì)和能源的浪費(fèi),對(duì)提高運(yùn)載能力不利[19]。

為避免上述風(fēng)險(xiǎn)以及提高推進(jìn)劑利用的效率,增壓輸送系統(tǒng)氫箱采用閉式自生增壓。根據(jù)設(shè)計(jì)方案并結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)端氣氫來(lái)流狀態(tài)和電磁閥動(dòng)作特性,完成增壓電磁閥壓力帶精細(xì)化設(shè)計(jì),驗(yàn)證了閉式自生增壓設(shè)計(jì)方案的可靠性。

3.2 大直徑氫氧共底貯箱設(shè)計(jì)與制造技術(shù)

針對(duì)液氫/液氧介質(zhì)共底貯箱,目前中國(guó)僅有CZ-3A系列3 m直徑氫氧雙層蜂窩夾層真空共底的研制經(jīng)驗(yàn)[20]。由于蜂窩夾層共底結(jié)構(gòu)為非完全密封的空腔,存在回吸空氣現(xiàn)象;若出現(xiàn)推進(jìn)劑緊急泄出情況,共底溫度回升會(huì)導(dǎo)致回吸的空氣膨脹,存在共底結(jié)構(gòu)受到破壞的風(fēng)險(xiǎn)。CZ-8G氫氧末級(jí)共底貯箱擬采用PMI(Poly methacry limide)夾層共底結(jié)構(gòu)[21],可將旋壓金屬夾層空腔全部填充高密度PMI泡沫,在保證結(jié)構(gòu)強(qiáng)度剛度的同時(shí),無(wú)需靶場(chǎng)抽真空流程。

為了完成PMI夾層共底結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),首先應(yīng)獲取PMI夾層的基礎(chǔ)力學(xué)性能和失效模式進(jìn)行綜合評(píng)估,以確定夾層共底是否滿足不同溫度工況下的內(nèi)壓、外壓載荷條件,并對(duì)共底進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和有限元分析校核,同時(shí)針對(duì)連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)。相關(guān)試驗(yàn)及仿真結(jié)果如圖11所示。

圖11 PMI夾層結(jié)構(gòu)彎曲試驗(yàn)及仿真Fig.11 Bending test and simulation of PMI sandwich structure

3.3 發(fā)動(dòng)機(jī)推力提升及驗(yàn)證技術(shù)

為提高全箭的運(yùn)載能力,在保證工作可靠性的前提下,需在現(xiàn)有膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)YF-75D的基礎(chǔ)上將單機(jī)真空推力提升1 t[22]。這使得發(fā)動(dòng)機(jī)組件壓力水平和渦輪泵轉(zhuǎn)速普遍升高,各組件需開(kāi)展仿真分析及驗(yàn)證試驗(yàn),并重新評(píng)估工作適應(yīng)性和工作裕度,必要時(shí)開(kāi)展設(shè)計(jì)優(yōu)化改進(jìn)。

圖12 渦輪應(yīng)力云圖Fig.12 Stress nephogram of the turbo-pump

發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪泵轉(zhuǎn)速提升后,存在工作轉(zhuǎn)速與臨界轉(zhuǎn)速裕度不足的風(fēng)險(xiǎn)[23]。通過(guò)開(kāi)展臨界轉(zhuǎn)速影響因素分析并采取相應(yīng)措施,提升臨界轉(zhuǎn)速裕度。同時(shí)開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)拉偏試驗(yàn)、整機(jī)級(jí)研制及鑒定試車、全系統(tǒng)試車等,確保發(fā)動(dòng)機(jī)的適應(yīng)性并具有一定的工作裕度。

3.4 電靜壓伺服機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造技術(shù)

與傳統(tǒng)電液伺服機(jī)構(gòu)相比,電靜壓伺服機(jī)構(gòu)(EHA)的元組件更少、配套簡(jiǎn)化,取消了以伺服閥為主的復(fù)雜液壓元件,有利于滿足大批量生產(chǎn)、驗(yàn)收、交付的需求。另外,電靜壓伺服機(jī)構(gòu)還具有使用維護(hù)便捷、重量輕的優(yōu)點(diǎn)。樣機(jī)如圖13所示。

圖13 雙余度電靜壓伺服系統(tǒng)樣機(jī)Fig.13 Prototype of the duplex EHA system

雙余度電靜壓伺服機(jī)構(gòu)采用高集成一體化的模塊化設(shè)計(jì)方案,實(shí)現(xiàn)了整體化自足式設(shè)計(jì)[24]。雙伺服電機(jī)泵并聯(lián)設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)最大功率輸出,單伺服電機(jī)泵工作時(shí)亦可滿足基本搖擺功能需求,從而具備了一度故障容錯(cuò)能力,具有較高的可靠性和安全性[25]。

3.5 VPX架構(gòu)測(cè)控與通信設(shè)計(jì)技術(shù)

VPX架構(gòu)測(cè)控與通信設(shè)計(jì)技術(shù)應(yīng)用于CZ-8G火箭測(cè)量系統(tǒng),按照功能集中式規(guī)劃、信息集中式管理、設(shè)備分布式組合的“集中-分布”式原則,實(shí)現(xiàn)統(tǒng)一數(shù)據(jù)傳輸與管理、統(tǒng)一供配電,完成遙測(cè)參數(shù)的采集、處理及傳輸功能。VPX架構(gòu)綜合電子技術(shù)通過(guò)統(tǒng)一化機(jī)械接口和電氣接口通用化設(shè)計(jì),實(shí)現(xiàn)艙段級(jí)不同產(chǎn)品、不同功能模塊的高可重用性,形成標(biāo)準(zhǔn)化產(chǎn)品,縮減型號(hào)產(chǎn)品規(guī)模和數(shù)量,降低成本,適合大規(guī)模生產(chǎn)。

分布式模塊化綜合電子數(shù)據(jù)綜合技術(shù)具備任意功能模塊“即插即用”能力。全箭采用三級(jí)數(shù)據(jù)綜合方式,依次為模塊級(jí)數(shù)據(jù)綜合、單機(jī)級(jí)數(shù)據(jù)綜合、系統(tǒng)級(jí)數(shù)據(jù)綜合,逐級(jí)完成全箭分布式采集數(shù)據(jù)的匯集綜合處理,形成地基遙測(cè)和天基測(cè)控下行鏈路PCM數(shù)據(jù)流。系統(tǒng)采用標(biāo)準(zhǔn)化設(shè)計(jì)方案,集成了傳統(tǒng)的數(shù)據(jù)采集設(shè)備、變換設(shè)備、基帶設(shè)備等多個(gè)設(shè)備,將其以VPX背板的形式進(jìn)行集成化處理,替代傳統(tǒng)復(fù)雜的系統(tǒng)電纜網(wǎng)絡(luò)。典型的系統(tǒng)組成如圖14所示[26]。

圖14 綜合電子設(shè)備機(jī)箱三維爆炸圖Fig.14 Three-dimensional explosive view of the integrated electronic equipment

4 CZ-8系列火箭未來(lái)發(fā)展展望

CZ-8系列火箭通過(guò)持續(xù)不斷的技術(shù)創(chuàng)新和可靠性成果的工程應(yīng)用,提升火箭的綜合技術(shù)性能。后續(xù)結(jié)合商業(yè)發(fā)射工位的應(yīng)用,將開(kāi)展快速測(cè)發(fā)、面向商業(yè)市場(chǎng)改進(jìn)等工作,進(jìn)一步提高火箭的市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力。

4.1 改進(jìn)型“三垂”測(cè)發(fā)模式

CZ-8系列火箭在商業(yè)發(fā)射工位將采用改進(jìn)型三垂快速測(cè)發(fā)模式,既能滿足7～10天快速測(cè)發(fā)需求,也可與其他中型火箭(如CZ-7A等)實(shí)現(xiàn)兼容,增大了商業(yè)工位適應(yīng)不同火箭發(fā)射需求的能力。測(cè)發(fā)模式的示意如圖15所示。

該測(cè)發(fā)模式充分吸收“三垂”測(cè)發(fā)模式的優(yōu)點(diǎn),縮減發(fā)射區(qū)的測(cè)試項(xiàng)目,并盡量保證了火箭在總測(cè)區(qū)和發(fā)射區(qū)的測(cè)試狀態(tài)基本一致。同時(shí),吸收“一平兩垂”測(cè)發(fā)模式地面設(shè)備簡(jiǎn)單和恢復(fù)周期短的優(yōu)點(diǎn),采用公路運(yùn)輸車運(yùn)輸3個(gè)子級(jí)模塊,發(fā)射區(qū)建設(shè)固定勤務(wù)塔進(jìn)行吊裝。

圖15 改進(jìn)型“三垂”測(cè)發(fā)模式Fig.15 The improved launch mode of vertical assembly, test and transfer

火箭在總測(cè)區(qū)垂直狀態(tài)測(cè)試完成后,可以多發(fā)火箭垂直狀態(tài)存儲(chǔ),處于“待發(fā)”狀態(tài),可隨時(shí)轉(zhuǎn)場(chǎng)至發(fā)射區(qū)進(jìn)行測(cè)試發(fā)射,實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)場(chǎng)后快速發(fā)射,降低發(fā)射區(qū)建設(shè)規(guī)模,縮短發(fā)射準(zhǔn)備時(shí)間[27],進(jìn)一步提高了高密度發(fā)射和快速響應(yīng)發(fā)射的能力。

4.2 面向商業(yè)市場(chǎng)的設(shè)計(jì)方案

CZ-8在零組部件大規(guī)模高效生產(chǎn)的基礎(chǔ)上,將大力推進(jìn)脈動(dòng)裝配生產(chǎn)線(Pulse assembly lines)。這也是復(fù)雜大型裝配提高效率和產(chǎn)品發(fā)展的必然趨勢(shì)。圖16是文昌總裝總測(cè)廠房年產(chǎn)50枚CZ-8運(yùn)載火箭的脈動(dòng)生產(chǎn)線布局示意圖。

圖16 CZ-8系列火箭脈動(dòng)生產(chǎn)線Fig.16 Pulse assembly lines of LM-8 family

在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和制造方面,新一代運(yùn)載火箭為追求性能極限,在貯箱筒段中均采用機(jī)械銑實(shí)現(xiàn)筒段壁板上網(wǎng)格加筋的精細(xì)化生產(chǎn),但加工周期較長(zhǎng)、對(duì)設(shè)備要求高。如改用光筒殼方案,加工周期顯著縮短。箱底傳統(tǒng)上采用瓜瓣拼焊制造工藝,該工藝周期長(zhǎng)、焊接要求高。如改用箱底整體成型工藝,產(chǎn)品一致性好,加工周期縮短近80%。

在綜合電子方面,通過(guò)電氣系統(tǒng)的功能融合和資源整合,可以進(jìn)一步降低產(chǎn)品成本。有關(guān)這方面的討論內(nèi)容可參考CZ-8融合型的設(shè)計(jì)方案[4,28]。

5 結(jié)束語(yǔ)

CZ-8基本型火箭在三年內(nèi)完成了研制,并圓滿實(shí)現(xiàn)了兩個(gè)構(gòu)型的首飛,成功將27顆民、商衛(wèi)星精確送入軌道。CZ-8火箭700 km太陽(yáng)同步軌道運(yùn)載能力達(dá)5.5 t,改進(jìn)型的運(yùn)載能力不低于6.4 t,應(yīng)用前景廣闊,并具備太陽(yáng)同步軌道、近地軌道、地球同步轉(zhuǎn)移軌道、地月轉(zhuǎn)移軌道的發(fā)射能力,對(duì)中國(guó)空間基礎(chǔ)設(shè)施的建設(shè)、滿足中低軌衛(wèi)星發(fā)射爆發(fā)式增長(zhǎng)需求具有重要意義。以滿足CZ-8等中型運(yùn)載火箭發(fā)射低軌巨型星座為牽引,商業(yè)發(fā)射工位和火箭總裝脈動(dòng)線等也開(kāi)始建設(shè),開(kāi)創(chuàng)了中國(guó)航天發(fā)展的新模式。CZ-8系列火箭將持續(xù)承擔(dān)以國(guó)家航天重大工程為代表的各類載荷發(fā)射任務(wù),支撐航天強(qiáng)國(guó)建設(shè)。