易 果，劉 博，石正波，王瑞鳳

（1.上海航天精密機械研究所，上海，201600；2.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海，201108）

0 引 言

長征五號運載火箭（以下簡稱CZ-5）作為新一代大型運載火箭系列的基本型，是中國新一代大直徑無毒無污染大推力液體捆綁運載火箭[1,2]。全箭首次采用液體助推器前捆綁接頭主傳力、助推支撐停放的設計構型，如圖1 所示。不同于以往運載火箭型號，該設計構型導致的助推器結構承載特征包括：前捆綁接頭作為主傳力點，助推器頭錐結構需承受軸向夾角7°的斜向2000 kN 以上偏置大集中載荷；采用全新的低溫發(fā)動機，助推器液氧貯箱需承受液氧介質（-183 ℃）對其施加0.6 MPa 以上的內壓載荷。

圖1 助推器結構示意Fig.1 Structural of the Booster

因此，火箭研制中需開展一系列鑒定性試驗，以獲取結構承載響應數(shù)據(jù)[3～5]。但全新結構與承載形式下的試驗面臨諸多技術難點問題[6～9]：

a）單點偏置集中載荷的量級大、作用面積小、作用點離地高度超過15 m，試驗載荷施加難度大、風險高；

b）單點偏置集中載荷作用點離頭錐結構僅130 mm，易導致加載裝置與頭錐干涉，且離助推器中心軸線超過1800 mm，液氧貯箱下端面將承受的彎矩達4000 kN·m 以上，試驗系統(tǒng)存在傾覆風險；

c）在液氧貯箱試驗中，連接箱內傳感器與箱外測量設備的穿艙裝置面臨深低溫與高壓的嚴酷環(huán)境，且由于貯箱內的氣枕區(qū)域溫度梯度明顯，可能導致受溫度影響的應變測量數(shù)據(jù)誤差較大。

本文通過偏置大集中載荷施加、大彎矩載荷作用的防傾覆承載與深低溫高壓穿艙測量等試驗裝置的開發(fā)，以解決CZ-5 助推器試驗加載、安全防護以及測量等技術難題，為新一代運載火箭的成功研制提供可靠保障。

1 助推器偏置大集中載荷試驗總體技術流程

通過構建地面試驗場景，模擬CZ-5 助推器飛行服役過程中承受的外部力學環(huán)境載荷、內部壓力變化等，驗證結構剛度、應力場分布與承載能力。該偏置大集中載荷試驗總體技術流程如圖2 所示。

圖2 助推器偏置大集中載荷試驗技術流程Fig.2 Technical Process of Eccentric and Large Concentrated Load Test of the Booster

如圖2 所示，首先確定加載控制方案，利用同步協(xié)調控制的2 套油壓作動器與拉桿系統(tǒng)對助推器施加軸向與徑向載荷；并通過專用的加注與增壓系統(tǒng)施加貯箱內壓載荷。然后構建大尺寸、高載荷承力系統(tǒng)，開展大彎矩載荷作用的防傾覆設計，并采用有限元仿真驗證設計的有效性。最后搭建試驗測量與數(shù)據(jù)采集分析系統(tǒng)，通過深低溫高壓穿艙測量裝置實現(xiàn)助推器貯箱結構響應的測量。下文具體對試驗中的3 項關鍵技術及相關試驗裝置開發(fā)進行論述。

2 偏置大集中載荷施加與控制技術

2.1 偏置大集中載荷加載仿真預示

為獲取試驗件在偏置大集中載荷作用下的真實變形響應情況，用于指導加載系統(tǒng)的設計，試驗方案設計階段，采用 MSC.MARC 軟件，運用 Crisfield/Risk-Ramm 弧長法對頭錐氧箱試驗件進行了非線性有限仿真分析。仿真時，頭錐模型中的框、筋板、壁板、桁條、蒙皮等均簡化為薄殼單元，頭錐共計44 015 個節(jié)點、4 626 個梁單元、46 102 個殼單元以及87 個MPC單元；液氧箱模型中的筋條簡化成空間梁、壁板以及前后底簡化成薄殼單元，液氧箱共計108 490 個節(jié)點、54 003 個梁單元、114 348 個殼單元。有限元仿真模型如圖3 所示。

圖3 有限元仿真模型Fig.3 Finite Element Simulation Model

仿真結果顯示，助推器頭錐結構的前捆綁接頭處位移在使用載荷狀態(tài)下軸向壓縮27 mm、徑向壓縮50 mm；設計載荷狀態(tài)下軸向壓縮40 mm、徑向壓縮70 mm；臨界載荷狀態(tài)下軸向壓縮80 mm、徑向壓縮140 mm，助推器頭錐結構呈向下傾斜變形趨勢，傾斜角度在0～6.5°范圍，如圖4 所示。因此在試驗過程中，加載裝置若不能隨試驗件傾斜而自適應協(xié)調傾斜，其載荷施加方向將與試驗要求偏離（最大偏離程度超過6.5°），并且加載裝置將因試件變形而與試件碰觸干涉。

圖4 助推器結構位移云圖Fig.4 Displacement Contours of Booster Structure

2.2 偏置大集中載荷加載系統(tǒng)設計

偏置大集中載荷作用方向與傾斜的前捆綁接頭上端面垂直，因而大集中載荷可等效分解為軸向與徑向載荷。本文通過采用靜不定加載方式，研制了一套偏置大集中載荷加載系統(tǒng)，包括：軸向加載裝置、徑向加載裝置及傳力連接機構，如圖5 所示。

圖5 偏置大集中載荷施加系統(tǒng)示意Fig.5 Eccentric and Large Concentrated Loading System

軸向加載裝置由4 個加載梁組成的靜不定系統(tǒng)，為避免加載梁與頭錐筒壁干涉，加載梁均為扁長型結構，其寬度均為220 mm。其中，軸向加載長梁采用非標設計，梁上有4 個加載孔，與三孔梁相比，可實現(xiàn)最大彎矩減小30%。為了避免該非標長梁、試驗件及承力裝置的干涉，由長梁的裝配空間確定其設計尺寸上限。長梁采用工字型梁截面設計，依據(jù)彎曲強度理論推導其設計公式如下：

式中Δ1為孔間距；h1，h2分別為上下層板高度；t為肋板寬度；F為通孔Φ75mm 承受的軸力；b為梁的寬度；[σ]為Q235 鋼的許用應力；σb為Q235 鋼的極限強度；f為梁的安全系數(shù)，依據(jù)航天工業(yè)標準QJ1917，一般取2.0；λ為II 級焊接系數(shù)，取0.8[10]。

徑向加載裝置由II 型截面主梁和圓環(huán)形法蘭盤組成，如圖5 組件2 所示，法蘭盤可安裝在軸向加載短梁上。徑向加載裝置屬于拉式加載裝置，即徑向載荷由拉式作動筒施加，裝置兩端各有1 個Φ30 mm 的通孔用于連接作動筒。拉式加載方式可確保加載裝置隨頭錐低頭而自適應傾斜。

傳力連接機構設計時采用了2 種活動關節(jié)單元：a）采用單雙耳+拉桿組合的方式作為加載梁與加載梁之間、加載梁與作動筒之間的連接傳力裝置，單耳和雙耳之間通過銷釘連接，組成一個活動關節(jié)單元，關節(jié)可沿銷釘軸線自由轉動，從而加載梁可隨加載點隨動變形；b）采用特制的球形螺母+球座作為拉桿與加載梁之間的連接螺母，球形螺母與球座之間的球面配合組成另一個活動關節(jié)單元，一方面可使軸向和徑向載荷始終作用在加載梁中心面上，避免由于載荷偏離而對加載梁產生的附加扭矩，另一方面球面配合更利于加載梁自適應傾斜。通過以上活動關節(jié)單元，軸向加載裝置和徑向加載裝置具備0～10°的偏轉適應能力，可確保偏置大集中載荷的加載方向始終與試驗件軸線方向分別保持平行和垂直。

2.3 偏置大集中載荷加載控制方式

針對偏置大集中載荷加載系統(tǒng)中4 個加載通道間的相互耦合以及液壓作動筒耦合作用產生附加載荷的難題，通過設計基于力載荷雙閉環(huán)反饋和位移載荷閉環(huán)反饋的自適應結構控制策略，有效消除了多載荷協(xié)調加載系統(tǒng)的耦合作用，實現(xiàn)了多載荷剛性解耦協(xié)調加載控制，試驗結果表明力載荷控制精度達到0.5%FS，最大軸向加載載荷達到3510 kN、徑向加載載荷達到210 kN。作動筒加載控制曲線如圖6 所示。

圖6 2000kN 作動筒加載控制曲線Fig.6 Loading Control Curve of 2000kN Actuator

此外，為了保持該加載系統(tǒng)的平穩(wěn)，采用如下控制修正方法：利用作動筒內部的位移傳感器，監(jiān)控作動筒的活塞位置（即橫梁的偏轉情況），如果位置反饋監(jiān)控到位置偏差，就控制在2 個加載作動筒的力命令之上額外附加一個反偏轉扭矩力，來扭轉長梁位置的不平衡。該加載控制方法對2 個作動筒施加的附加載荷大小相等方向相反，可以保證試驗件整體受力形式與考核要求一致。

3 防傾覆承載試驗裝置

助推器頭錐在偏置大集中力載荷作用下，其下端面將產生4000 kN·m 的附加彎矩，因而頭錐固定裝置需在4000 kN 級偏置軸向載荷、4000 kN·m 彎矩聯(lián)合作用下保持足夠的剛度，不能出現(xiàn)偏轉、滑移。

因此，開發(fā)大彎矩載荷作用的防傾覆承載裝置，該裝置由非對稱輻射型固定平臺、防傾覆高強度連接鋼框和實體轉接框組成，如圖7 所示。

圖7 防傾覆裝置Fig.7 Anti-overturn Device

其中，非對稱輻射型固定平臺位于最下端，通過地腳螺栓固定在承力地軌上，其承受的附加彎矩最大，需保證在試驗過程中不出現(xiàn)過大局部偏轉，同時不能因軸向載荷作用而出現(xiàn)整體滑移。非對稱輻射型固定平臺由ZG35 材料整體鑄造而成，其下端面含16 個Φ60 mm 通孔，便于通過M50 地腳螺栓將其固定在承力地軌上。平臺上端面有36 個燕尾槽，其中12 個相連的燕尾槽間隔為7.5°，將承受附加彎矩中的拉力載荷。防傾覆高強度連接鋼框由上下端框、方形桁條及環(huán)形肋板組成，各部件均選用Q235 低碳鋼材料，安裝在固定平臺燕尾槽上。實體轉接環(huán)由Q345 鋼整體卷彎成型，其上端面接口與頭錐下端面形同，下端面接口與鋼框匹配。

利用有限元方法對防傾覆承載試驗裝置進行結構的強度校核，結果如圖8 所示。非對稱輻射型固定平臺結構最大位移發(fā)生在集中力作用點遠端，最大位移為0.029 mm。防傾覆高強度連接鋼框結構最大位移發(fā)生在人孔區(qū)域，最大位移為0.21 mm。

圖8 防傾覆裝置結構位移云圖Fig.8 Displacement Contours of the Anti-overturn Device

綜上所述，防傾覆承載試驗裝置在4000 kN·m 附加彎矩作用下的最大傾斜變形量為1.13 mm，再根據(jù)偏置載荷作用點與平臺中心軸線距離為1800 mm，可計算平臺最大傾斜角度約為0.036°，與頭錐結構自身超過6.5°的傾斜相比可忽略，驗證了該試驗裝置設計的合理性與可行性。

4 深低溫高壓穿艙測量裝置

CZ-5 運載火箭助推器液氧貯箱為中國首次研制的非軸對稱貯箱結構，其低溫內壓載荷下的變形情況復雜，無成熟經驗可借鑒，需進行低溫內壓載荷試驗[11]。

試驗時，液氧貯箱內壁需進行應變和溫度測量、外壁需進行應變位移和溫度測量。液氧貯箱內壁粘貼的低溫傳感器的傳輸導線需通過可承受-196 ℃、0.9 MPa 工作環(huán)境的穿艙法蘭才能與測量設備連通。目前中國貯箱類低溫靜力試驗采用的低溫內壓穿艙測量裝置最大使用壓力為0.5 MPa，不滿足此助推器液氧貯箱破壞試驗的應變與溫度測量要求。因此，開發(fā)新型深低溫高壓穿艙測量裝置，一方面需滿足-196 ℃低溫、0.9 MPa 壓力條件下的結構強度與有效密封；另一方面要保證測量線纜穿過密封劑傳輸數(shù)據(jù)信息的同時，不影響密封效果，且各穿艙線纜之間保持有效絕緣。

首先設計穿艙法蘭（如圖9 所示），相比于常溫穿艙法蘭，縮短了低溫穿艙密封法蘭長度，以減小密封劑與穿艙密封法蘭的低溫變形差的影響。同時，在低溫穿艙密封法蘭內添加迷宮密封槽，增強密封效果。

圖9 穿艙法蘭實物Fig.9 Flange for Cables Crossing Cabins

然后，開展工藝實施方法研究，包括測量線纜安裝及低溫密封，深低溫高壓穿艙測量工藝實施流程如圖10 所示。其中的關鍵難點是解決低溫密封與測量精度問題。為解決密封劑灌裝產生的微氣泡，采用分層灌裝工藝，層間添加粉末介質。同時密封采用常溫預壓緊固化方法，克服低溫下密封劑收縮產生裂紋的情形。密封劑需具有較好彈性，避免冷脆而產生裂紋。測量前需全面獲得低溫線纜的電性能參數(shù)，掌握導線電阻在深低溫環(huán)境下的變化值，進行低溫電阻修正。此外，采用三線制連接方案，實施溫度分布測量，同時通過自平衡方式進行測量數(shù)據(jù)的溫度補償，提高數(shù)據(jù)測量準確度。

圖10 工藝實施流程Fig.10 Implementation Process

最后，通過縮比貯箱低溫靜強度試驗驗證結構設計與工藝實施方法的有效性。試驗條件為：-196 ℃液氮下浸泡12 h、-196 ℃、1.1 MPa 下保壓30 min，該穿艙密封裝置在多次低溫靜強度摸底試驗中能夠滿足密封及150 通道數(shù)據(jù)穿艙傳輸要求。

5 試驗結果分析

開展CZ-5 助推器偏置大集中載荷試驗，對頭錐結構典型位置的應變進行了實測，其中桁條上測點的試驗實測值與應力仿真計算值對比如圖11 所示。試驗實測與仿真計算的應力值量級與分布的結果均吻合較好。

圖11 試驗結果Fig.11 Test Results

6 結束語

采用本文提出的偏置大集中載荷試驗技術，CZ-5助推器試驗實測值與仿真結果吻合較好。整個試驗加載、承力系統(tǒng)設計以及試驗驗證流程能夠對承受偏置集中載荷的艙體結構設計提供參考，可以廣泛應用于承受偏置集中載荷的航天器結構。

本文提出的偏置大集中載荷施加與控制技術可解決CZ-5 助推器結構試驗中較小空間的大載荷偏置加載難題。開發(fā)的防傾覆承載試驗裝置也確保了多項試驗的安全開展，包括CZ-5 助推器頭錐氧箱組合低溫置大集中力加載試驗、CZ-5 助推器頭錐偏置大集中力軸壓加載試驗。本文的技術成果也具有良好推廣應用價值，目前已應用于CZ-6A 尾部組合靜力試驗等多項新一代運載火箭型號試驗任務。

另外，本文開發(fā)的深低溫高壓穿艙測量裝置在深低溫、高壓的惡劣條件下具備良好的密封及穿艙測量能力，能夠實現(xiàn)低溫貯箱類結構、壓力容器等內壁力學性能測量，對產品的結構性能分析和驗證提供保障條件，在軍品、民品型號上均具有較好的推廣價值。