大型运载火箭助推器超静定捆绑方案研究_王志祥.pdf

 振动与冲击 第 39 卷第 4 期JOURNAL OF VIBRATION AND SHOCKVol． 39 No． 4 2020 收稿日期2018 －07 －31修改稿收到日期2018 －11 －05 第一作者 王志祥 男， 博士生， 1992 年生 通信作者 雷勇军 男， 博士， 教授， 1968 年生 大型运载火箭助推器超静定捆绑方案研究 王志祥1，顾名坤2，雷勇军1，祁峰2，容易2 1． 国防科技大学空天科学学院， 长沙 410073; 2． 北京宇航系统工程研究所， 北京100076 摘要以我国大型运载火箭为研究背景， 针对传统主捆绑联接形式难以满足未来大型运载火箭需求等问题， 提 出了一种新型的主捆绑装置联接形式。从全箭动特性、 捆绑传力特性、 分离可靠性以及舱段结构设计等方面对比研究了 多种超静定捆绑组合方案的优劣， 并分析研究了两点主传力超静定捆绑组合方案的刚度偏差特性。分析结果表明， 两点 主传力方案具有全箭动特性优、 承载能力大、 便于舱段设计等优点， 且刚度比 λ ＞0． 6 时传力较均匀， 研究成果可为我国大 型运载火箭的捆绑方案的设计提供参考。 关键词运载火箭; 助推器捆绑方案; 超静定; 刚度偏差 中图分类号V421． 1文献标志码ADOI 10． 13465/j． cnki． jvs． 2020． 04． 016 A study on the scheme of large hyper- static strap- on launch vehicles WANG Zhixiang1，GU Mingkun2，LEI Yongjun1，QI Feng2，RONG Yi2 1． Academy of Space Sciences，National University of Defense and Technology，Changsha 410073，China; 2． Beijing Institute of Aerospace Systems Engineering，Beijing 100076，China Abstract A new main strap- on device was proposed considering the engineering problem that the traditional strap- on linkage equipment cannot meet the load design requirements of large strap- on launch vehicles． A comparative analysis between several hyper- static strap- on schemes was conducted based on natural frequencies and modes of the whole rocket， the concentrated force transmission path，separation reliability and the design of the concentrated force diffusion structure， what＇s more，the property rigidity deviation was also studied． The results indicate that two binding surface scheme has more advantages including higher frequencies of the whole rocket，higher bearing capacity and so on．And the transmission force is more uni under the condition of λ ＞0． 6． The conclusion provides reference and foundation for the large strap- on launch vehicle． Key wordslaunch vehicle;booster strap- on scheme;hyper- static;rigidity deviation 助推器和芯级之间的捆绑联接技术是最为关键的 研制技术之一， 捆绑方案设计的优劣将直接影响运载 火箭的发射成败 ［1 ］。随着我国进一步推进载人航天和 深空探测研究 ［2 －3 ］， 运载火箭的运载能力将有大幅度 提升， 特别是我国投入研制的芯级直径达 9 m 级的重 型运载火箭， 其起飞推力将达5 000 t 级， 是新一代运载 火箭 CZ- 5 的 5 倍， 更是我国现有最大运载能力火箭 CZ- 2F 的近 9 倍 ［4 －7 ］。若采用传统的静定捆绑传力方 案， 捆绑联接装置的结构强度将成倍增加， 且考虑到结 构设计难度及目前的火工品设计水平， 现有的捆绑联 接方案将无法满足工作要求［8 ］。 国内外助推器捆绑多采用两捆绑技术， 即前后分 别使用主捆绑和辅助捆绑两套捆绑连接装置使得助推 器和芯级相连， 形成静定体系， 如大力神 3C、 德尔塔 4H、 阿里安 5、 H- 2A 及我国现役运载火箭 ［9 －11 ］。我国 新型捆绑火箭在结构方案上的最大特点就是助推器长 细比较现役火箭大大增加， 而助推器大的长细比将使 得火箭的整体刚度降低， 助推器局部模态密级现象明 显， 这对于助推发动机摆动参与姿态控制极为不利， 使 得火箭姿控系统的风险大为增加［12 ］。因此在静定捆绑 中增加一套捆绑装置， 改变助推器边界， 形成超静定捆 绑连接方式， 将有效改善助推器局部模态频率， 目前国 际上有印度 GSLV/MK1 火箭、 俄罗斯质子号和我国 CZ- 7 号火箭采用超静定捆绑方案的火箭， 且均采用三 个捆绑连接面连接芯级和助推器。Mei 等 ［13 ］基于多目 标粒子群和序列二次规划算法对三捆绑面超静定捆绑 ChaoXing 传力路径进行优化设计。马忠辉等针对多种超静定捆 绑组合方案， 开展三捆绑面超静定捆绑方案优化研究。 冯韶伟［14］基于力法和纵横扭一体化有限元模型， 研 究了超静定捆绑火箭的传力特性， 并分析研究了关 键设计因素对传力特性的影响规律。就目前而言， 我国针对超静定捆绑方案的研究工作以及采用超静 定捆绑方案的运载火箭还较少， 随着我国大推力运 载火箭的发展， 对捆绑联接技术的可靠性提出了迫 切要求， 因此需要对超静定捆绑方案和装置开展相 关研究工作。 本文以我国大型/超大型运载火箭捆绑方案设计 为背景， 在传统的捆绑连接装置基础上， 提出了一种新 型捆绑连接装置联接形式， 开展了超静定捆绑方案优 化研究。通过对全箭动特性、 捆绑传力特性、 分离可靠 性以及舱段结构设计等方面的分析， 对比研究了不同 超静定捆绑方案的优劣， 最终获得较为合理的超静定 捆绑联接方案。 1超静定捆绑组合方案 对于液体运载火箭， 其箭体结构由推进剂贮箱和 蒙皮桁条壳体结构组成， 其中贮箱箱体壁厚仅有 1 ～ 3 mm［15 ］， 无法承受来自捆绑装置传递的集中载荷［16 ］， 因此捆绑面应设置在蒙皮桁条壳体中易于加强的 部位。 根据液体运载火箭结构特点， 适合安装捆绑连接 装置的位置分别为 助推器 芯一级 氧箱短壳附近; 助 推器 芯一级 箱间段; 芯级后过渡段或尾段、 助推器后 过渡段或尾段区域。因此， 对于液体捆绑运载火箭， 可 在上述位置分别设置前、 中、 后 3 个捆绑连接面， 如图 1 所示。 图 1捆绑连接面设置示意图 Fig． 1Binding surface graph 我国现役捆绑火箭的主捆绑装置采用球副结构， 将沿箭体轴向的助推发动机推力传递至芯级， 同时承 受拉压和切向载荷， 并约束助推器相对芯级的平动自 由度， 释放 3 个转动自由度， 布局形式见图 2 a ， 记为 方案 A1。考虑到大型运载火箭主捆绑装置传递的载 荷较大， 现提出一种新型主捆绑装置设计形式， 即将主 传力点由传统的一个点改为两个点， 两个点在同一个 高度位置并列布局， 限制了助推器的 5 个自由度， 布局 形式见图 2 b ， 记为方案 A2。 图 2主捆绑联接形式 Fig． 2Main strap- on scheme 辅助捆绑装置通常采用“连杆组” 形式， 又称捆绑 连杆， 起到约束助推器相对芯级转动自由度、 传递剪 力、 扭转和径向载荷的作用。中国现役火箭的辅助捆 绑装置由 3 根连杆组成， 包括 2 根直杆和 1 根斜杆， 布 局形式见图 3， 记为方案 B1。 图 3辅助捆绑联接形式 B1 Fig． 3Auxiliary strap- on scheme 研究表明， 主捆绑装置安装在后捆绑面具有芯级 传力路径短、 助推器结构承载低、 结构质量轻等优点， 因此本文将在后捆绑面安装主捆绑装置， 开展两捆绑 面和三捆绑面超静定捆绑方案下运载火箭力学特性研 究。三捆绑面组合方案为 前捆绑和中捆绑均采用 B1， 后捆绑采用 A1， 记为捆绑方案 M1; 前捆绑和后捆绑均 采用 A1， 中捆绑采用 B1， 记为捆绑方案 M2。两捆绑面 组合方案为 前捆绑采用 B1， 后捆绑采用 A2， 记为方 案 M3。 031振 动 与 冲 击2020 年第 39 卷 ChaoXing 2超静定捆绑组合方案优选研究 本文基于 Patran 软件对捆绑火箭进行有限元建 模， 为模拟捆绑装置与箭体结构之间的连接效果， 采用 杆单元模拟具有二力杆特性的捆绑连杆， 两个短梁单 元模拟主捆绑结构。在两个梁单元连接点处 两个节 点重合 建立多点约束 RBE2 单元， 仅约束三个平动自 由度， 放松三个转动自由度， 从而模拟主捆绑装置中球 头与球窝之间的转动特性。通过建立约束空间六个自 由度的 RBE2 单元， 使得捆绑装置分别与芯级和助推器 相连， 模拟刚性捆绑连接面。捆绑结构建模方法如图 4 所示。 图 4捆绑结构建模方法 Fig． 4Modeling of strap- on structure 捆绑火箭芯级和助推器采用传统的一维建模技 术 ［17 －19 ］， 即芯级和助推器主体采用无质量的梁单元建 模， 结构质量采用集中质量单元建模。考虑到液体燃 料在横向和纵向的质量效应不同［20 －21 ］， 推进剂质量采 用耦合质量建模方法， 即将推进剂横向质量效应均布 在贮箱柱段节点上， 推进剂纵向质量效应集中施加在 贮箱后底节点上。文献［ 22 － 23］相关仿真及试验研 究， 表明了该建模方法在分析全箭动特性和捆绑载荷 方面的有效性。超静定捆绑火箭有限元模型如图 5 所示。 图 5全箭有限元模型 Fig． 5FEM model of the whole rocket 2． 1超静定捆绑方案对箭体动特性的影响研究 选取运载火箭飞行过程中的典型时刻， 即起飞、 最 大动压和助推器关机时刻， 箭体受到该特征秒状态下 发动机推力、 气动力、 推进剂晃动力的作用， 全箭处于 自由状态。对三种超静定捆绑方案下箭体动特性进行 分析， 起飞、 最大动压和助推器分离状态下全箭动特性 结果， 分别如表 1 ～ 表 3 所示。 表 1起飞状态下全箭典型模态频率 Tab． 1Typical modal and frequencies at takeoffHz 典型 模态 全箭横向弯曲模态 1234 扭转模态 12 纵振模态 12 M10． 901． 912． 865． 263． 283． 323． 735． 63 M20． 992． 214． 135． 272． 863． 333． 744． 88 M30． 891． 841． 952． 992． 173． 361． 813． 43 表 2最大动压状态下全箭典型模态频率 Tab． 2Typical modal and frequencies at the maximum dynamic pressureHz 典型 模态 全箭横向弯曲模态 1234 扭转模态 12 纵振模态 12 M11． 042． 043． 815． 563． 894． 033． 704． 34 M21． 132． 435． 175． 703． 604． 064． 285． 09 M31． 032． 022． 183． 992． 504． 112． 083． 73 表 3助推器分离状态下全箭典型模态频率 Tab． 3Typical modal and frequencies at separationHz 典型 模态 全箭横向弯曲模态 1234 扭转模态 12 纵振模态 12 M11． 222． 745． 487． 586． 808． 604． 819． 81 M21． 263． 215． 798． 236． 838． 575． 7011． 1 M31． 222． 655． 347． 327． 608． 044． 676． 15 通过对比表 1 ～ 表 3 各典型时刻全箭动特性计算 结果， 可得出如下结论 1从弯曲频率来看， 三种超静定捆绑方案下箭 131第 4 期王志祥等大型运载火箭助推器超静定捆绑方案研究 ChaoXing 体弯曲基频没有明显差异。在起飞和最大动压时刻， 三种捆绑方案前两阶弯曲频率差别较小; 后两阶弯曲 频率差别较大， 且三捆绑面超静定捆绑方案明显大于 两捆绑面超静定捆绑方案。在助推器分离时刻， M2 捆 绑方案下箭体前四阶弯曲频率均大于 M1 和 M3 捆绑 方案; 2从扭转基频来看， 三捆绑面超静定捆绑方案 箭体扭转基频大于两捆绑面， 且随着飞行时间的增加， 推进剂的消耗， M2 捆绑方案与 M1 捆绑方案的扭转基 频差值逐渐减小。从第二阶扭转频率来看， 三种捆绑 方案箭体扭转频率相差较小， 这说明第二阶扭转频率 对三种超静定捆绑方案的敏感性较低; 3从纵振动特性来看， 三捆绑面捆绑方案 M1 与 M2 明显优于两捆绑面捆绑方案 M3， 且 M2 方案箭体纵 振频率最高。 2． 2超静定捆绑方案对捆绑传力特性的影响研究 对三种超静定捆绑火箭进行捆绑传力特性分析， 利用 Nastran 惯性释放技术对主捆绑梁和捆绑连杆受 力进行分析， 起飞、 最大动压和助推器分离状态下主捆 绑梁和捆绑连杆承受的最大载荷， 如图 6 所示。其中， 轴向力、 径向力和切向力为主捆绑梁载荷在笛卡尔坐 标系中的分量， 轴向力为沿着箭体纵轴线的分量， 径向 力为沿着助推器径向的分量， 切向力为沿着助推器切 向的分量， 为方便表示， 均取绝对值进行比较。 图 6捆绑连接件载荷比较 Fig． 6Structural load comparation 由于捆绑方案 M2 与 M3 均采用两点超静定捆绑 形式， 为进一步研究两个主捆绑点的传力均匀性， 分别 计算了 M2 捆绑方案中前、 后主捆绑梁最大载荷的偏差 和 M3 捆绑方案同一象限中两个主传力点载荷差的最 大值， 结果分别如表 4 和表 5 所示。 表 4典型时刻下 M2 方案前后主捆绑最大载荷偏差 Tab． 4Load deviation of main strap- on structure of M2 scheme at typical timekN 典型时刻轴向力偏差径向力偏差切向力偏差 起飞5441 07894 最大动压9381 154397 助推器分离2 164264103 表 5典型时刻下 M3 方案主传力点载荷最大偏差 Tab． 5Load deviation load of main strap- on structure of M3 scheme at typical timekN 典型时刻轴向力偏差径向力偏差切向力偏差 起飞1671700 最大动压6327270 助推器分离792130 通过比较图 6 及表 4、 表 5 中各特征时刻超静定捆 绑下箭体捆绑连接件载荷， 可得出如下结论 1从轴向力来看， 不同典型时刻， M1 方案下主 捆绑承受载荷的轴向分量最大， M2 方案次之， M3 方案 最小， 且 M3 方 案 主 捆 绑 轴 向 力 近 似 为 M1 方 案 的 50; 2从径向力和切向力来看， 不同典型时刻， M2 方案下主捆绑装置径向力均最大， M1 方案次之， M3 方 案最小; 3从捆绑连杆轴力来看， M2 方案下捆绑连杆轴 力均最大， 起飞和最大动压时刻， M1 和 M3 方案下捆绑 连杆的轴力几乎相同， 助推器分离时刻， M1 方案下捆 绑连杆轴力最小; 4由表4 和表5 可知， 对于 M2 方案， 前捆绑和后 捆绑最大受载相差较大， 轴向力偏差最高达2 164 kN， 径 向力偏差最高达 1 154 kN， 切向力偏差最高达 397 kN。 对于 M3 方案， 两个主传力点最大受载相差相对较小， 轴 向力偏差最高达632 kN， 径向力偏差最高达727 kN。 综合考虑全箭动特性和捆绑装置承载， 从动特性 对比可知， 箭体弯曲基频和扭转频率对捆绑方案敏感 性较低， 三种捆绑方案差别相对较小; 在高阶弯曲频率 和纵振频率方面， 三捆绑面超静定捆绑方案 M1 与 M2 相对两捆绑面超静定捆绑方案 M3 提升较为明显。从 主捆绑装置传力特性可知， 在主捆绑轴向载荷方面， M1 方案中轴向载荷最大， M3 方案最小， 且仅为 M1 方案的 50; 在主捆绑其余两个方向载荷及捆绑连杆载荷方 面， M2 方案载荷最大， M3 方案载荷最小; 在两个主捆 绑装置传力均匀性方面， M2 方案中前后主捆绑装置载 荷相差较大， 轴向载荷差值最大达 2 164 kN， M3 方案 中两个主传力点载荷相差较小， 两点载荷差值最大为 727 kN。 231振 动 与 冲 击2020 年第 39 卷 ChaoXing 2． 3超静定捆绑方案对分离可靠性及舱段结构设计 的影响研究 助推器分离关系到火箭发射的成败。助推器分离 系统设计应保证在各种条件下都能成功实现芯级与助 推器的可靠连接和安全分离。捆绑连杆数量越多， 助 推器分离系统整体可靠性越低［24 ］。由于 M1 方案中有 24 根捆绑连杆， M2 和 M3 方案中有 12 根捆绑连杆， 因 此 M1 方案中连杆解锁的可靠性最低。 在工程设计中， 主捆绑装置安装区域往往需要设 计集中力扩散结构， 以使得从助推器传到芯级的集中 载荷得到均匀扩散。由于 M2 方案中前后捆绑面分别 安装两套主捆绑装置， 因此需要设计两套集中力扩散 结构， 这将增加箭体结构设计难度， 很难满足结构轻质 化需求。 3两点主传力刚度偏差特性研究 在两捆绑面超静定捆绑方案中， 为使得两个主传 力点均匀传力， 要求两个主捆绑结构及其连接的箭体 结构的刚度一致性较好。本节将对两个主传力点刚度 偏差引起的传力不均匀特性进行研究， 分析刚度偏差 对捆绑连接件载荷的影响， 并对两个捆绑点的刚度偏 差提出控制要求。 同一象限中两个主传力点主捆绑梁刚度分别为 K0 和 K1， 如图 7 所示。在 K0 不变下， 改变 K1的值， 并记 λ K1/K0， 通过改变 λ 值大小， 进而实现主传力点刚度 偏差。不同典型时刻下， 两个主传力点主捆绑梁承载 偏差随 λ 的变化曲线， 如图 8 ～ 图 10 所示。 图 7主传力点刚度偏差 Fig． 7Rigidity deviation of main strap- on structure 图 8起飞时刻主传力点不同刚度下载荷偏差 Fig． 8Load deviation between different stiffness at takeoff 图 9最大动压时刻主传力点不同刚度下载荷偏差 Fig． 9Load deviation between different stiffness at the maximum dynamic pressure 通过比较不同典型时刻下主传力点不同刚度下主 捆绑装置传力特性， 可得出如下结论 1由轴向力偏差图可知， 两个主传力点轴向载 荷偏差值随着 λ 的增大 主捆绑装置刚度偏差值减小 而呈减小趋势， 且象限Ⅰ、 象限Ⅱ主传力点轴向载荷偏 差随着 λ 的增大呈先减小后增大变化趋势; 2由径向力偏差图可知， 象限Ⅰ、 象限Ⅱ主传力 点径向载荷偏差随着 λ 的增大而增大， 象限Ⅲ、 象限Ⅳ 主传力点径向力载荷偏差值随着 λ 的增大而减小; 径 向载荷偏差值对不同区间的 λ 敏感度较低， 当 λ ＜0． 6 时， 主传力点径向载荷差变化较大， 当 λ ＞0． 6 时， 主传 力点径向载荷差变化较小且稳定在一个非零值; 3由切向力偏差图可知， 主传力切向载荷偏差 随着 λ 的增大基本呈减小趋势， 且当 λ 1 时， 两个主 331第 4 期王志祥等大型运载火箭助推器超静定捆绑方案研究 ChaoXing 图 10助推器分离时刻主传力点不同刚度下载荷偏差 Fig． 10Load deviation between different stiffness at separation 传力点切向载荷相同。 综合上述分析， 为控制主捆绑轴向载荷偏差在 1 000 kN以内， 径向载荷偏差在 800 kN 以内， 则两个主 传力点刚度比值 λ ＞0． 6。 4结论 本文以我国大型运载火箭捆绑方案设计为背景， 针对现有捆绑结构和捆绑组合方案无法满足使用要求 的情况， 设计了新型的主捆绑装置的联接形式， 并分析 了三种工程适用的超静定捆绑方案。主要的结论 如下 1从全箭动特性来看， 相对两捆绑面超静定捆 绑方案， 三捆绑面超静定捆绑方案较优， 且在三捆绑面 超静定捆绑方案中， M2 方案下箭体典型模态固有频率 最高。 2从捆绑连接件载荷来看， M3 方案下捆绑联接 件最大载荷相对较小， 且两个主捆绑点传力更为均匀。 3在助推器分离可靠性和捆绑联接舱段结构设 计方面， M3 方案更具优势。 4两捆绑面超静定捆绑方案中， 为使得两个主 传力点能够均匀传力， 应控制两个主传力点的刚度比 值 λ ＞0． 6。 本文从三种工程适用的超静定捆绑方案中最终优 选了方案 M3， 该方案在捆绑载荷、 传力均匀性、 全箭动 特性、 分离可靠性和捆绑联接舱段结构设计便利性方 面更具优势， 因此可为大型运载火箭助推器捆绑方案 的设计提供参考。 参 考 文 献 ［1］ 冯韶伟，刘竹生，栾宇，等． 运载火箭捆绑装置力学特性 研究［ J］ ． 导弹与航天运载技术， 2014， 330 1 11 －16． FENG Shaowei，LIU Zhusheng，LUAN Yu，et al． Mechanical property of the strap- on attachments in launch vehicle［J］ ． Missiles and Space Vehicles， 2014， 330 1 11 －16． ［2］ 刘欣，王国庆，李曙光，等． 重型运载火箭关键制造技术 发展展望［ J］ ． 航天制造技术， 2013， 2 1 1 －6． LIU Xin，WANG Guoqing，LI Shuguang，et al． Forecasts on crucial manufacturing technology development of heavy lift launch vehicle［J］ ．Aerospace Manufacturing Technology， 2013， 2 1 1 －6． ［3］ 龙乐豪，王小军，容易． 我国一次性运载火箭的发展展望 ［ J］ ．中 国 科 学 E 辑 技 术 科 学 ，2009， 39 3 460 －463． LONG Lehao，WANG 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