某運載火箭環抱型分體式滾動環的研制與裝配

邱大蘆 常 超 李亞軍 金衛健 瞿德超 余小波 浦巖昊

某運載火箭環抱型分體式滾動環的研制與裝配

邱大蘆 常 超 李亞軍 金衛健 瞿德超 余小波 浦巖昊

（上海航天設備制造總廠有限公司，上海 200245）

針對傳統裝配模式無法滿足運載火箭研制生產需要的情況，以某型號運載火箭滾動裝配中的環抱型分體式滾動環為例，分析了運載火箭滾動裝配中的滾動環研制過程和裝配過程，為運載火箭裝配模式優化改進積累了實踐經驗。

運載火箭；滾動裝配；滾動環；環抱型；分體式

1 引言

目前運載火箭裝配過程普遍采用臥式裝配模式，該模式分三種情況：傳統工裝模式、柔性工裝模式和滾動裝配模式。我國運載火箭普遍采用傳統工裝模式和柔性工裝模式，裝配過程中需要采用大量專用裝備和設備，造成裝配空間利用效率低下、登高作業安全性差等問題[1，2]。同時鑒于新一代運載火箭直徑由3.35m增加到5m以上，傳統的裝配模式已不能適應運載火箭的發展要求。

近幾年國內運載火箭領域開始探索自動化滾動裝配模式，滾動環結構形式一般采用整體式。例如，上海航天設備制造總廠有限公司在現役火箭上采用傳統工裝與滾動裝配結合的模式，實現單艙段滾動裝配，但由于滾動裝配中將整體式專用滾動環安裝于艙體對接面，無法實現全箭滾動對接和裝配。天津航天長征火箭制造有限公司在新一代運載火箭上實現了自動化滾動裝配技術[3]，解決了空間利用和裝配安全性問題，但由于箭體各部段的結構連接形式不同，采用整體式專用滾動環設計理念，借用各部段外部結構進行固定的滾動環無法在單部段、部段組合體和全箭狀態下通用，造成滾動裝配過程存在滾動環裝配位置重復、裝配次數頻繁、裝配過程與總裝過程沖突等情況，這種滾動環設計理念和結構形式制約了運載火箭滾動裝配模式的應用。

圖1 獵鷹9火箭裝配工位

國外已開展了運載火箭滾動裝配模式應用，例如美國SpaceX公司的獵鷹9火箭的裝配工位，全箭使用滾動裝配模式，覆蓋全箭的一級和二級[4，5]，如圖1所示。

2 新型滾動環優點

以某型號運載火箭助推模塊自動化滾動裝配為背景，介紹一種環抱型分體式滾動環，該滾動環可通用于各部段及全箭總裝階段，裝卸方便、裝配次數少、與總裝過程兼容。圖2為該滾動環在某型號運載火箭助推模塊裝配工位上的使用狀態。

圖2 某型號運載火箭助推模塊滾動環

圖3 原裝配流程圖

圖4 使用新型滾動環后的裝配流程圖

圖3和圖4分別為新型滾動環使用前后的火箭總裝工藝流程圖。環抱型分體式的新型滾動環相比傳統滾動環有如下優點：

a. 減少了滾動環的兩次拆裝工序。助推模塊總裝階段滾動環的拆裝次數由6次減少為4次。該型號助推模塊為一級結構，對于二級以上火箭的總裝，拆裝工序縮減將更為明顯；

b. 提高總裝生產安全性。極大縮減了登高作業次數。圖3中滾動環拆裝、組合體對接、發動機安裝、動力系統協調安裝及氣檢、綜合測試、稱重、出廠準備等工作涉及大量登高和吊裝作業。使用新型滾動環后，大幅減少登高和吊裝作業次數，提高了生產安全性。

c. 大幅提升火箭裝配環境、降低勞動強度并縮短總裝周期。新型滾動環的使用可實現火箭總裝總測階段全流程滾動裝配，改善艙內操作環境，克服操作空間狹小、角度刁鉆等難題，減少艙內工藝裝備使用量，降低操作人員的勞動強度并縮短總裝周期。

3 滾動設計

滾動環的使用貫穿于整個火箭總裝過程中，因此滾動環要求能夠適應各艙段在不同總裝階段的對接、裝配、滾動等要求，同時需要兼顧總體設計形式、直徑設計、箭體包絡、結構強度、結構穩定性、摩擦力、裝配安全性、各階段質心、箭體保護等方面問題。

3.1 總體方案

滾動環本體結構為高強度鋁合金，內壁為非金屬材料。某型號運載火箭助推模塊滾動環設計為環抱型分體式，共4瓣結構。滾動環安裝于箭體外壁面，將滾動架車上驅動輪的驅動力傳遞給箭體結構，使其按照預定程序轉動。由于箭體結構重量不對稱，箭體在轉動過程中存在較大的偏心距，故需要保證架車驅動輪與滾動環之間、滾動環與箭體結構之間不發生相對滑動。

滾動環還需要考慮架車匹配，特別由于滾動環加工精度、安裝精度、箭體形位公差等影響，滾動環在架車滾輪上采用，滾動環與架車滾輪的接觸位置盡量采用圓弧過渡形式，防止切邊產生金屬多余物碎屑。對于滾動環與箭體的匹配，需要避開箭體結構中整流罩、吊掛附件等外突出物，并考慮箭體結構上減重結構對滾動環設計的影響，例如，滾動環安裝在燃料箱短殼上時，需要考慮短殼上的化銑或機銑減輕結構對滾動環的影響。

3.2 直徑設計

滾動環的直徑設計一方面需要根據箭體直徑進行，保證箭體軸線同軸，防止箭體結構因不同軸彎曲受力，造成支撐位置局部應力過大。二是需要根據箭體精測數據分析來設置相應的鎖緊和松開方向的設計余量。以某型號運載火箭助推模塊滾動環為例，根據氧化劑箱直徑的包絡數據，計算了各助推模塊氧化劑箱的滾動環圓弧方向預留的正向和負向設計余量。表1給出了某型號運載火箭助推模塊氧化劑箱精測數據分析結果。

表1 助推模塊氧化劑箱精測數據分析表 mm

根據表1中氧化劑箱精測數據統計分析，參照助推模塊圓度分布并選取最大直徑正向極值和負向極值計算松開和鎖緊方向的設計余量分別為9.6mm和12.56mm。考慮安裝余量后，最終的滾動環松開和鎖緊方向設計值為±15mm。

3.3 強度校核

圖5 滾動環強度校核結果

本文僅對滾動環兩個典型的危險工況進行靜強度校核，如圖5所示，分別是兩側分體結構的凹槽處和底部分體結構的減輕孔處。

兩側分體結構的凹槽處強度校核，在環內壁進行固支約束，在凹槽中心處施加80000N壓力。最大受力區域在凹槽中心位置，最大應力約99.6MPa。滾動環底部分體結構減輕孔處強度校核，在環內壁進行固支約束，在減輕孔中心處施加80000N壓力，最大受力區域在凹槽中心位置，最大應力約106.7MPa。滾動環材料為鋁合金7075（T651），材料抗拉強度取460MPa，因此安全系數為4.3，滿足強度要求。

3.4 摩擦力校核

滾動環研制過程共有兩個方面涉及摩擦力校核，一是滾動環與箭體之間的摩擦力能否克服箭體偏心距；二是滾動環與架車滾輪之間的摩擦力能否克服偏心，防止滾輪與滾動環之間打滑。第一個問題由于滾動環內壁為非金屬材料且接觸面積很大，因此本文中不考慮。滾動環與架車滾輪之間的摩擦力分析如下：

滾輪部件為與工裝環直接接觸的部件，支撐包角=65°，如圖6所示。

圖6 滾動環支撐示意圖

根據設計每臺架車負載=10000kg，對結構進行受力分析，每個滾輪所負載為：

帶入數據計算得：1=5928kg。

根據產品參數對接后總質量為14925kg，算上工裝環質量=15700kg，產品最大偏心=0.088m，本文不考慮滾動環連接后的預緊力產生的影響，因此使產品滾轉起來需要克服的力矩為：

=

滾輪主體利用45鋼制作，為增大滾輪與工裝環之間摩擦力，滾輪外側包一層聚氨酯層，包層厚度10mm，滾輪總直徑=190mm。為確保工裝環穩定滾轉，需要提供摩擦力大小為：

聚氨酯與工裝環鋁合金之間摩擦系數按照0.2計算，每個滾輪可提供摩擦力大小為：

設計安全系數為3.26，保證滾動環與架車滾輪不發生相對運動。

4 滾動環裝配

4.1 裝配流程

某型號運載火箭助推模塊滾動環在單艙段進行安裝。在箭體對接后，可以根據箭體質心位置和箭體結構支撐狀態拆除部分滾動環，起到滾動裝配過程中減少箭體過約束風險和節省滾動環數量的作用。滾動環的裝配流程為滾動環底部分體結構與架車固定，并將艙段或箭體吊裝至滾動環上，然后滾動環頂部分體結構吊裝至箭體頂部，最后將兩側分體結構對接并鎖緊，使滾動環與箭體結構形成一個整體。拆除過程為安裝過程的逆流程。

4.2 裝配精度控制

在滾動環的安裝過程中，對裝配精度有一定的要求。主要包含周向精度控制、軸向精度控制。其中，周向精度控制是為了保證滾動環的基準與箭體基準的一致性，保證滾動環與箭體各部位凸出物能夠準確匹配，防止出現干涉現象。軸向精度控制，主要是為了保證滾動環平面與箭體軸向垂直，使箭體在滾動裝配過程中滾動環與架車滾輪保持水平，防止出現滾動環與架車切邊現象。某型號運載火箭助推模塊滾動環使用的是箭體結構尺寸定位的方法進行裝配精度控制，既滿足了裝配精度要求，又提升了裝配效率。

4.3 裝配注意事項

a. 滾動環底部分體結構需要與架車連接，防止該部分結構在箭體吊裝過程中出現的軸向沖擊造成滾動環底部結構傾倒。如果滾動環設計的足夠寬，則不需要該連接。

b. 兩側分體式結構重量較大，在總裝過程拆裝時需要配合行車等吊裝設備配合，不宜采用純人工操作模式。

c. 滾動環裝配鎖緊時需要相應的鎖緊裝置。

d. 滾動環安裝過程與架車的鎖緊裝置，以及滾動環與箭體定位裝置給滾動裝配系統的操作帶來風險，可以在滾動架車上安裝傳感器感應裝置防控風險。

e. 架車與鐵軌的平行度將影響滾動裝配過程中滾動環與架車滾輪的平行度，會產生滾動環切邊現象。

4 結束語

以某運載火箭自動化裝配中滾動環的研制和裝配過程分析，總結了滾動環設計方案和裝配流程的經驗，給運載火箭自動化裝配設備中的滾動環設計研制和使用提供了一定的借鑒作用。

1 周麗華. 大型運載火箭自動對接技術研究[D]. 哈爾濱：哈爾濱工業大學，2011

2 巴曉甫，趙安安，郝巨. 模塊化柔性飛機裝配生產線設計[J]. 航空制造技術，2018，61(9)：72～77

3 黃小春，王津，崔蘊. 大型運載火箭芯級總裝自動滾轉技術研究[J]. 中國戰略新興產業，2018(24)：187

4 吳晗玲，宋保永，蘇晗. 獵鷹9運載火箭結構分系統設計特點分析與研究[J]. 飛航導彈，2017(9)：1～4

5 Vozof M, Couluris J. SpaceX products-advancing the use of space[C]. AIAA Space 2008 Conference ＆ Exposition, San Diego, California, USA, 2008

Development Process and Assembly Process of Ring-type Split Rolling Ring in Launch Rocket Assembly

Qiu Dalu Chang Chao Li Yajun Jin Weijian Qu Dechao Yu Xiaobo Pu Yanhao

(Shanghai Aerospace Equipment Manufacturing Co., Ltd., Shanghai 200245)

Aiming at the problem that the traditional assembly mode cannot meet the needs of rocket development and production, the development process and assembly process of the ring-type split rolling ring are analyzed, and the rolling ring in the rolling assembly of the launch rocket are analyzed, which may accumulates practical experience for optimization and improvement of lauch vehicle assembly mode.

launch rocket；rolling assembly；rolling ring；ring-type；split

國家科技重大04專項項目（2017ZX04005001）。

邱大蘆（1985），工程師，一般力學與力學基礎專業；研究方向：運載火箭裝配工藝技術及理論研究。

2019-12-10