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.中國運載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

0 引 言

長征五號運載火箭（后簡稱CZ-5火箭）是中國全新自主研制的新一代全低溫大型液體運載火箭，采用新一代全低溫大推力發(fā)動機，以無毒無污染的液氫、液氧和煤油作為推進劑，芯級直徑5 m、助推直徑3.35 m，起飛推力超過 1000 t，近地軌道（Low Earth Orbit，LEO）運載能力達 25 t、地球同步轉(zhuǎn)移軌道（Geosynchronous Transfer Orbit，GTO）運載能力達14 t，是中國目前技術(shù)最為先進、運載能力最強的運載火箭，是探月工程、深空探測和載人空間站等中國重大航天工程的主要依托，是中國進入航天強國的重要保障和標志[1,2]。

分離系統(tǒng)的研制直接決定著運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基本型火箭飛行過程包括助推器分離、整流罩分離、級間分離和有效載荷分離4個分離動作。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、二級懸掛貯箱布局和長行程級間分離等全新技術(shù)，設(shè)計難度高、技術(shù)跨越大，這對分離系統(tǒng)的設(shè)計、仿真和驗證能力提出了全面的挑戰(zhàn)。

火箭研制突破了以400 t級串聯(lián)多球鉸變形自適應(yīng)主捆綁機構(gòu)、Φ5.2 m大型整流罩柔性分離仿真技術(shù)為代表的多項關(guān)鍵技術(shù)，確保了CZ-5火箭的研制成功，對后續(xù)運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。

本文對研制過程中取得的關(guān)鍵技術(shù)進行了綜述，并對后續(xù)發(fā)展提出了展望。

圖1為長征五號基本型火箭布局。

圖1 長征五號運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)計與分離驗證

與現(xiàn)役長征系列火箭選用后部連接解鎖裝置為主傳力方案不同，為減輕芯級箭體結(jié)構(gòu)質(zhì)量、提升運載能力，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、助推器支撐芯級的方案（見圖2）。前捆綁在飛行期間傳遞助推器到芯級的軸向力，其主傳力路徑為：助推尾部—助推頭部—捆綁—芯級中部；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)動機，前捆綁承載的軸向載荷超過240 t，是現(xiàn)役長征系列火箭的3倍以上，主捆綁分離裝置的設(shè)計載荷超過400 t。對于低溫火箭，在低溫加注、飛行載荷的作用下，前捆綁處芯級和助推器之間會產(chǎn)生接近5°的相對轉(zhuǎn)動。此外，前捆綁裝置不僅要保證芯級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，這對捆綁裝置的設(shè)計提出了巨大的挑戰(zhàn)。

為實現(xiàn)大載荷連接解鎖裝置設(shè)計，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（見圖3），其中：在芯一級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和助推器，稱之為多球鉸串聯(lián)變形自適應(yīng)的捆綁連接分離裝置。該設(shè)計可以保證助推器和芯級之間存在相對轉(zhuǎn)角時，中心爆炸螺栓只承受軸向載荷，不承載剪切載荷，同時也便于助推器與芯級的對接和分離。

圖3 主捆綁機構(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，其主要由芯級主軸承支座、助推器主軸承頭、2對副軸承支座/軸承頭和爆炸螺栓等組成。其球形接頭允許助推器和芯級在分離前相對轉(zhuǎn)動約 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，芯級支座和助推器支座均為盒形結(jié)構(gòu)，強度容易保證；捆綁機構(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轉(zhuǎn)動帶來的摩擦生熱問題[3]。

1.2 線形切割環(huán)式捆綁連桿

由于助推器采用2臺大推力YF-100發(fā)動機，CZ-5火箭后捆綁載荷大，需要傳遞的徑向設(shè)計載荷超過100 t，達到現(xiàn)役型號的 11倍以上[4]。

為解決大載荷捆綁連桿的設(shè)計，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結(jié)構(gòu)進行切斷，從而實現(xiàn)分離解鎖。后部捆綁連接結(jié)構(gòu)由助推器拉耳、芯級拉耳、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)（見圖4），位于助推器后過渡段和芯一級后過渡段之間，為了適應(yīng)低溫加注后芯級箭體與助推器箭體之間的相對變形，捆綁連桿的兩端設(shè)計為球副形式，其球形接頭允許助推器和芯級在分離前相對轉(zhuǎn)動，以適應(yīng)結(jié)構(gòu)變形。為了保證捆綁裝置承載的合理性，將芯級和助推器后捆綁連桿的初始安裝角進行設(shè)計，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間隙變小，保證飛行安全性。

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

1.3 大型助推器分離設(shè)計

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

為減小分離過程中助推器變形、降低助推分離火箭噴流對芯級的影響，將助推器分離火箭安裝在結(jié)構(gòu)剛度和強度較高的助推器前錐和后過渡段，其中前錐處安裝4枚側(cè)推火箭，后過渡段安裝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)留對芯級的影響，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，在分離過程中提供足夠的力矩。

通過多偏差條件下的助推器分離仿真，驗證了助推器分離的可靠性、安全性和裕度。

1.4 試驗驗證

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)過了單機鑒定試驗、組件靜力試驗和剛度試驗、機構(gòu)的潤滑試驗，進行了充分的地面試驗驗證。此外，為了驗證芯級的安全性，開展了地面羽流沖刷試驗驗證了助推分離火箭噴流對芯級結(jié)構(gòu)的影響[5]。

2012年5月，CZ-5火箭完成了中國規(guī)模最大的助推分離試驗，對分離系統(tǒng)設(shè)計的正確性、系統(tǒng)的協(xié)調(diào)性開展了全面驗證，充分釋放了風(fēng)險。最終，實現(xiàn)了前捆綁主傳力Φ3.35 m大推力助推器與芯級的可靠連接與安全分離，確保了飛行試驗的圓滿成功（見圖5）。

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

2 大型整流罩分離仿真技術(shù)與試驗預(yù)示方法

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

由于中國目前缺少大型真空罐，整流罩分離試驗只能在地面大氣環(huán)境中開展。對于地面分離試驗，因其質(zhì)量-面積比低，地面大氣阻力又為分離試驗帶來巨大風(fēng)險，需要對整流罩分離、地面分離試驗的風(fēng)險進行識別，對分離過程進行分析，對地面試驗進行預(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)計過程中，為了保證整流罩的順利分離，需要留有一定的設(shè)計余量。從動力學(xué)的角度上，設(shè)計的裕度是保證整流罩在過頂時刻的角速度（過頂角速度）大于零，傳統(tǒng)的整流罩分離設(shè)計以過頂角速度作為判據(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，對分離能源的需求也顯著增加，如果仍以過頂角速度作為分離設(shè)計的評判依據(jù)，則會造成分離能源的過度配置，甚至?xí)捎诜蛛x能源不足造成方案反復(fù)的風(fēng)險。

整流罩分離過程是一個能量轉(zhuǎn)化的過程，對于整流罩半罩，分離過程中，過頂時刻的能量的關(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能變化；T為半罩整流罩繞鉸鏈中心旋轉(zhuǎn)過頂時刻的動能；E1為運動至過頂時刻的過程中氣動阻力所作的功；E2為整流罩由于彈性變形所引起的彈性勢能；Et為整流罩由于摩擦等阻尼干擾所做的功。

當整流罩在過頂時刻角速度大于0（°）/s時，整流罩在理論上就能夠打開。過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)即為過頂角速度為0（°）/s，當過頂角速度大于0（°）/s時，即整流罩分離具有一定的設(shè)計裕度。定義整流罩臨界分離能量Π臨界恰好與重力勢能、氣動阻力、彈性勢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：總能量與過頂時刻除動能外其它能量的比值，即：

在飛行狀態(tài)下，由于氣動阻力明顯減少，基于能量法計算，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征系列火箭整流罩，證明其設(shè)計可滿足可靠性要求。

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，仿真計算是目前中國長征系列火箭整流罩分離方案設(shè)計過程的主要驗證手段。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整流罩分離特性的影響，加之分離過程中接觸、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力學(xué)方法對飛行過程中的整流罩分離進行仿真計算。

對整流罩進行了有限元建模，為了滿足計算的準確性，根據(jù)產(chǎn)品實際稱重情況對模型密度進行了修正，并通過模態(tài)分析對模型進行了校準驗證。為了準確模擬彈簧組件與結(jié)構(gòu)間的接觸，對分離彈簧組件及頂桿邊界進行了詳細建模[7,8]（見圖7）。

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

彈性整流罩通過顯式動力學(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。為了更好地識別呼吸變形對包絡(luò)的影響，將計算輸出的各項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，在分離過程中不會與有效載荷包絡(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%）用于整流罩運動，而在地面試驗狀態(tài)下接近 60%的能量用于克服氣動損耗，動能僅占約1/4。在整個能量分配中，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中氣動阻力和負壓特性影響很大，地面分離試驗與飛行的天地差異性更加突出。

整流罩地面分離試驗過程實際為由固體結(jié)構(gòu)驅(qū)動的、低速流固強耦合問題，經(jīng)過對方法的檢索與論證，并結(jié)合彈性分析方法，本項目采用耦合歐拉-拉格朗日方法（Coupling Eulerian Lagrangian Method，CEL）對氣動阻力在整流罩地面分離試驗中的作用進行分析，使用工程軟件Abaqus實現(xiàn)計算過程[9,10]。圖9為基于CEL的整流罩分離計算模型。

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

通過計算，獲得了整流罩開罩過程及流場速度分布及變化（見圖10）。

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

對結(jié)果進行分析可知，作用于整流罩上的氣動阻力趨勢為：在剛開罩時刻較大，隨著分離角度的增加，壓力逐漸減小。計算獲得了模型在流場中的分離特性：過頂時間為比無氣動阻力增長1倍以上；過頂角速度比無氣動阻力降低 60%以上。在整流罩過頂時刻，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%，這表明大氣阻力對整流罩分離的影響更大，此時的彈簧效能系數(shù)降至30%以下。

2.4 試驗驗證情況

2013年，完成了CZ-5火箭整流罩分離試驗，試驗過程正常，整流罩順利打開（見圖11），試驗中各測量設(shè)備獲取了整流罩分離的過程，分離過程沒有發(fā)現(xiàn)干涉現(xiàn)象，整流罩的呼吸變形量較小。試驗測得過頂角速度接近18（°）/s。

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

對試驗結(jié)果與仿真分析結(jié)果進行對比分析（見 圖12）可知，經(jīng)整流罩地面試驗驗證，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程中的安全、可靠分離。

圖12 仿真與分離試驗對比 Fig.12 Comparison Between Experiment and Simulation

3 長行程、多干擾、連續(xù)沉底級間分離技術(shù)

CZ-5運載火箭的二子級采用Φ3.35m懸掛氧箱布局，級間分離采用冷分離方案，一二級級間段的長度達8 m以上；在級間分離過程中，需要級間段相對拉開的距離（分離行程）超過7 m，分離行程較現(xiàn)役火箭大幅增加，圖13為級間分離長度示意。此外，級間分離時間長、干擾因素多，包括以分離前姿態(tài)角速度、一子級質(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項偏差。CZ-5火箭芯一級和芯二級均采用新研氫氧發(fā)動機，啟動性能和關(guān)機特性較常規(guī)發(fā)動機發(fā)生較大變化，特別是二級發(fā)動機啟動前，需對二級推進劑進行連續(xù)沉底。

圖13 級間分離長度示意 Fig.13 Distance for First Stage Jettison

面對上述需求，對分離時序進行了聯(lián)合優(yōu)化，在保證芯二級始終滿足過載要求、在最大后效情況下級間分離安全[11]。圖14為級間分離時序示意。

a）正推火箭點火時間。正推火箭點火時間主要滿足芯二級過載要求，以確保二級發(fā)動機正?？煽抗ぷ?。根據(jù)對芯一級后效推力下包絡(luò)和二級發(fā)動機起動最小過載需求分析，綜合考慮芯一級關(guān)機后效推力的不確定性以及正推火箭的點火延時，確定正推火箭點火時間和一級發(fā)動機關(guān)機的時間關(guān)系。

b）解鎖時間。解鎖時間的確定主要為保證級間分離過程中不會發(fā)生碰撞。為減小芯級后效推力對分離間隙的影響，解鎖時間確定為芯一級無后效推力后。

c）正推火箭工作時長。二級發(fā)動機點火后，達到發(fā)動機額定推力的90%方可滿足二級推進劑沉底要求。通過對正推火箭點火時間、級間解鎖時間、芯二級發(fā)動機起動過載要求分析，確定正推火箭工作時間，保證正推火箭工作結(jié)束時可滿足二級推進劑沉底要求。

圖14 級間分離時序示意 Fig.14 Timing Sequence for First Stage Jettison

由于CZ-5火箭級間分離的規(guī)模大，地面試驗無法模擬低溫推進劑及真空情況下分離火箭的工作特性，因此，無法通過地面試驗進行驗證。為了保證分離的可靠性，充分發(fā)掘各干擾因素對級間分離的影響效果，開展了各類偏差作用下的分離仿真分析（見圖15）。在考慮各種極限偏差線性組合情況下，對級間段分離過程中最小間隙、分離結(jié)束時一二級最小相對位移、二級橫向最大姿態(tài)角偏差進行了全面的分析，確定此級間分離安全。

圖15 級間分離仿真結(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中，級間分離系統(tǒng)得到全面驗證（見圖16），級間分離過程中，芯一級晃動并未對分離產(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，充分驗證了分離系統(tǒng)設(shè)計和仿真方法的正確性、安全性和可靠性。

圖16 飛行試驗過程中的級間分離 Fig.16 First Stage Jettison during Flight

4 結(jié)束語

CZ-5火箭是中國完全自主研制的新一代全低溫大型液體運載火箭，分離系統(tǒng)具有大尺寸、多干擾、低剛度、大載荷等特點，創(chuàng)造了多個設(shè)計之最和中國首次：首次采用前捆綁主傳力方案捆綁推力為現(xiàn)役型號 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)役型號的2倍以上的級間分離系統(tǒng)；目前中國剛度最低、規(guī)模最大的Φ5.2 m整流罩分離系統(tǒng)，并首次在一級箭體工作段進行整流罩分離。

在CZ-5系列運載火箭研制過程中，針對大直徑、大推力、大質(zhì)量的助推器分離，創(chuàng)新研制了400 t級多球鉸串聯(lián)變形自適應(yīng)的主捆綁裝置和100 t級冗余線形切割環(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；通過捆綁機構(gòu)間的配合、合理優(yōu)化40枚分離火箭的布局及安裝角，實現(xiàn)Φ3.35 m大直徑助推器的安全分離。在級間分離方面，通過級間分離時序聯(lián)合優(yōu)化，解決了級間分離碰撞邊界小、二子級箭體失控時間長、低溫推進劑長時間連續(xù)沉底要求等問題，實現(xiàn)了大直徑、長行程的級間可靠分離。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判準則，通過基于顯式方法的分離仿真，實現(xiàn)了Φ5.2 m大尺寸、低剛度整流罩飛行過程呼吸變形的準確預(yù)示；在地面分離試驗中，采用流固耦合方法對試驗進行了準確的預(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系列運載火箭的成功研制，為深空探測、載人空間站建設(shè)奠定了堅實基礎(chǔ)。研制中的理論研究、仿真和驗證方法的建立對中國運載火箭的研制具有重要意義。

面對中國航天運輸系統(tǒng)未來發(fā)展需要，對于運載火箭分離系統(tǒng)，應(yīng)繼續(xù)開展液體火箭分離過程中貯箱內(nèi)推進劑晃動、平拋整流罩的仿真及試驗等方面的基礎(chǔ)理論、建模方法和分析方法的研究和探索。