基于大型翼傘可控回收的箭體結構與分離方案設計

張 濤，徐 倩，李 聃，馮韶偉，周啟航

基于大型翼傘可控回收的箭體結構與分離方案設計

張 濤，徐 倩，李 聃，馮韶偉，周啟航

（北京宇航系統工程研究所，北京，100076）

對于高密度發射的運載火箭，迫切需要采取對火箭改動最小，風險和裝備成本最小的控制措施，顯著減小火箭落區面積，規避重要基礎設施，減小對落區社會生活的影響。以某運載火箭助推器為例，在考慮現有火箭的運載能力、載荷與力學環境、結構氣動外形及內部空間的基礎上，提出了一種基于大型翼傘可控回收的箭體結構與分離方案設計構思，主要包括大型翼傘分離方案設計、助推器頭錐結構改進設計及助推器頭錐內傘系統結構集成化設計等。該技術的開展有效減少了箭體結構分離過程的分離能源，簡化了結構方案，降低了結構質量，為長征系列運載火箭可控回收工作奠定了基礎。

箭體結構；可控回收；翼傘系統；分離方案

0 引 言

目前，長征系列運載火箭的分離體（子級和助推器）在工作結束后是無控自由墜落地面，落地速度大、落點散布大，重達數噸的殘骸從空中墜落地面有巨大破壞力，是一種潛在安全隱患。對于中國現有發射場，分離體殘骸墜地過程中的巨大沖擊力使箭體有可能發生爆炸，會對周圍物體造成損害，威脅地面人員安全；同時，貯箱內殘余的推進劑也會對地面人畜安全構成威脅。此外，由于中國發射場位置的局限性，為了保障分離體落區的安全，通常需要花費很大力氣調整發射軌道，這在很大程度上也影響了火箭的運載能力[1]。

近年來中國每年發射航天器的次數迅速增加，這種數量的增多必然使落區不安全事故的概率增加，同時導致每年用于火箭殘骸回收的耗費急劇增加。因此，對運載火箭分離體落區范圍進行控制，實現分離體的安全可控回收已經成為當前亟待解決的問題。

采用翼傘對航天飛行器進行精確定點回收具有很高的應用價值，翼傘不僅像普通降落傘一樣折疊包裝方便、體積小和質量輕，而且滑翔性、操縱性和穩定性好，能夠解決火箭分離體落點散布大的問題[2]。美國在X-38原型機的第8次飛行試驗中，在7 km左右的初始高度進行投放，采用翼傘回收系統定點回收，最終著陸誤差在400 m以內[3,4]；歐洲航天局對大型翼傘自主歸航技術也開展了大量的研究。近年來，中國在可重復運載技術研究上也取得了較多成果[5,6]，特別是針對翼傘回收技術，已經開展了較為深入的研究工作，并成功完成了翼傘空投系統研制試驗[2,7]。但是中國航天器可回收技術多數還停留在理論層面，開展的空投試驗所回收的物體質量也較小，且均為采取簡化設計的縮比模型，未考慮實際箭體結構形式和多級傘分離的耦合性問題。

本文以某型運載火箭助推器為例，在考慮現有火箭的運載能力、載荷與力學環境、結構氣動外形及內部空間的基礎上，提出了一種基于大型翼傘可控回收的箭體結構與分離方案，主要包括大型翼傘分離方案設計、助推器頭錐結構改進設計以及助推器頭錐內傘系統結構集成化設計等內容。

1 助推器翼傘系統分離方案設計

1.1 翼傘系統工作原理

助推器完成主動飛行與芯級分離后，繼續慣性上升，在到達最高高度后開始下降，助推器再入并下降至預定高度時，頭錐分離，翼傘系統啟動工作。

端頭帽在彈射器作用下分離，拉出穩定傘，穩定傘根據需要可采取一次或兩次收口方案，解除收口后穩定傘完全充氣張滿，開始工作。

當系統降至一定海拔高度、且速度滿足要求時，穩定傘帶著頭錐中段與助推器分離，解脫減速傘拔銷帶同時拉出導航控制系統上電拔銷，減速傘傘包被提起，拉出減速傘。同時導航控制系統開始上電計時。

減速傘拉直后，充氣張滿，若干秒后將系統落速減至某一要求值時，4個爆炸螺栓工作，減速傘與助推器系統分離，解除翼傘系統與助推器的約束，提起翼傘并拉直翼傘系統，減速傘與翼傘分離。

翼傘充氣張滿開始工作，系統進入滑翔狀態。導航控制系統獲得定位信息，根據預定的控制參數，操縱翼傘操縱繩，實現對翼傘的控制，翼傘朝著安全控制落區的目標點飛行直至著陸。

1.2 回收助推器的外形尺寸

助推器長約16 m，頭部為15°錐角的頭錐，中部為直徑2.25 m的圓柱體，尾部有發動機和梯形尾翼。助推器外形尺寸如圖1所示。

圖1 助推器外形尺寸

1.3 助推器翼傘系統分離方案設計

助推器翼傘系統安裝在助推器頭錐內。

為保證翼傘系統開傘工作需要，助推器頭錐分 3個部分，由上至下依次為：端頭帽、頭錐中段和頭錐底段，包括2個分離面。

翼傘系統分2個部分：穩定傘和翼傘系統主體。其中，穩定傘裝在助推器頭錐端頭帽內，翼傘系統主體通過支撐結構安裝在頭錐底段上。翼傘系統主體包括：控制系統、翼傘和減速傘。助推器頭錐采取兩次分離方式：第1次為端頭帽分離，將穩定傘拉出，第2次分離為頭錐中段分離，由穩定傘將頭錐中段和減速傘拉出。

助推器頭錐分離及翼傘系統展開工作如圖2所示。助推器再入姿態并不沿軸向豎立，圖2中僅表示系統組成和工作過程，不展示箭體真實飛行姿態。對圖2中工作過程描述如下：

a）助推器再入：再入過程中助推器頭錐保護翼傘系統，直到檢測達到預定的開傘高度，給出頭錐分離指令。

b）端頭帽分離，穩定傘彈出：使用彈射裝置實現端頭帽的連接解鎖，并提供端頭帽分開的能源及分離信號。穩定傘先收口工作，控制開傘力，并達到改變助推器飛行姿態的目的。

c）穩定傘展開工作，助推器姿態穩定，頭錐中段分離：穩定傘展開工作后，將助推器角速度穩定在較小范圍內，然后頭錐中段與其下方部段連接的爆炸螺栓解鎖，完成頭錐的第2次分離。

d）穩定傘帶頭錐中段脫離，拉出減速傘：頭錐中段在穩定傘的牽引下將緩慢著陸；頭錐中段脫離時，減速傘傘包隨之帶走，減速傘被拉出；減速傘先收口工作，然后全展開工作，直到使助推器的速度降低到預定的值。

e）減速傘脫鉤，拉出翼傘及設備艙，翼傘開始工作：減速傘脫鉤時將翼傘傘包帶走，翼傘及設備艙被拉出，翼傘先收口工作，隨后完全展開工作，在控制系統歸航操縱控制下，將助推器牽引到指定的著陸點范圍。

圖2 助推器/翼傘系統分離方案示意

2 助推器翼傘系統安裝結構集成化設計

根據翼傘系統安裝需要，助推器頭錐內需設計支撐結構、傘繩吊掛點和穩定傘固定結構。在滿足翼傘系統安裝的前提下為達到箭體結構減重的目的，翼傘主體支撐結構支腿、爆炸螺栓盒、翼傘轉子連接吊點采用了集成化設計，三者集中在同一承力結構上；同時，通過穩定傘牽引頭錐中段分離的方案，省去了頭錐中段單獨的分離能源。

2.1 翼傘系統安裝支撐結構

在助推器頭錐底段設計支撐結構，用于停放和飛行過程中承受翼傘系統主體的載荷。支撐結構采用“支腿+安裝盤”的設計形式，在支撐結構上預留了托板螺母。支撐結構示意如圖3所示。

圖3 翼傘系統安裝支撐結構形式

2.2 翼傘系統傘繩吊掛點結構

為保證傘繩吊掛需要，在助推器頭錐底段和中段設計傘繩吊掛點結構。傘繩吊掛示意如圖4所示。根據工作需要，共設計4類吊掛點：穩定傘吊點、減速傘傘包掛點、減速傘吊點和轉子連接吊點。

圖4 翼傘系統傘繩吊掛示意

2.2.1 傘繩吊掛點位置需求及工作階段

根據翼傘系統工作方案，傘繩吊掛點位置需求及工作階段如下：

a）穩定傘吊點：在頭錐中段的頂端設計穩定傘的吊點，用于連接穩定傘的傘繩和助推器頭錐中段。完成穩定傘在頭錐端頭帽的安裝以后，將穩定傘吊繩在此吊點上固定。助推器端頭帽分離后，穩定傘傘包隨端頭帽帶走，穩定傘被拉開，該吊點在穩定傘開傘工作時，牽引助推器。該吊點處吊繩與結構不分離，在頭錐中段與助推器主體的連接解鎖時，牽引頭錐中段分離，省去頭錐中段單獨的分離能源。

b）減速傘傘包掛點：在頭錐中段的下端設計減速傘的傘包掛點，用于連接減速傘傘包的掛繩和助推器頭錐中段，在頭錐中段與頭錐底段對接前完成減速傘傘包的掛繩與該掛點連接。該掛點處，掛繩與結構不分離，在頭錐中段與助推器分離時，隨頭錐中段帶走，并拉出傘包，使減速傘具備開傘條件。

c）減速傘吊點：在頭錐底段的頂端設計減速傘的吊點，用于連接減速傘的傘繩和助推器主體。完成主體安裝后，將減速傘的傘繩在此吊點上固定。減速傘開傘后，通過該吊點牽引助推器飛行。在減速傘工作結束后，該吊點處吊繩要與結構分離，解除減速傘與助推器的連接，減速傘脫落，翼傘開傘工作。

d）轉子連接吊點：在頭錐底段的頂端設計轉子連接的吊點，用于連接轉子連接繩和助推器主體。完成主體安裝后，將轉子連接繩在此吊點上固定。翼傘開傘后，通過該吊點牽引助推器飛行，該吊點處連接繩與結構不分離。

2.2.2 傘繩吊掛點布局及結構

a）穩定傘的吊點設計于頭錐中段上端面，共4處，分布位置及具體結構形式如圖5所示。

圖5 穩定傘吊點

b）減速傘傘包的掛點設計于頭錐中段下端面爆炸螺栓盒上，共4處，分布位置及具體結構形式如圖6所示。

圖6 減速傘傘包掛點

c）減速傘吊點設計于頭錐底段/頭錐中段分離面下部頭錐底段上，共4處，分布位置及具體結構形式如圖7所示。

圖7 減速傘吊點

d）轉子連接吊點設計于頭錐底段上端面爆炸螺栓盒上，共4處，分布位置及具體結構形式如圖8所示。

圖8 轉子連接吊點

2.3 穩定傘固定結構

穩定傘及其傘包采用安裝螺栓固定在端頭帽內，要求在端頭帽固定結構上預留相應的托板螺母，具體固定結構如圖9所示。

圖9 穩定傘安裝固定結構

3 結束語

本文提出的基于大型翼傘可控回收的箭體結構與分離方案，通過優化穩定傘脫傘方案，有效減少了箭體結構分離過程的分離能源，通過翼傘主體支撐結構支腿、爆炸螺栓盒、翼傘轉子連接吊點集成化設計，簡化了箭體結構方案，降低了結構質量，為長征系列運載火箭可控回收工作奠定了基礎。

針對該設計構思，后續需開展助推器頭錐分離試驗，用于驗證助推器頭錐分離系統及傘系統出傘的設計正確性和協調性；同時，后續需對各級傘的開傘載荷予以仿真分析，用于驗證箭體結構的承載能力。

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Jiang Wansong, et al. Dynamical simulation analysis for booster recovery with parafoil system[J]. Journal of Ordnance Equipment Engineering, 2017, 38(3): 6-12.

Launch Vehicle Structure Design and Separation Technology Based on Controllable Recovery Using Large-scale Parachute System

Zhang Tao, Xu Qian, Li Dan, Feng Shao-wei, Zhou Qi-hang

(Beijing Institute of Aerospace Systems Engineering, Beijing, 100076)

It is urgent for the highly active launch vehicles to take control measures with minimized change of launch vehicle structure, minimized risk and cost. Those measures should be able to effectively reduce the impact area of launch vehicle debris so as to evade important infrastructures in the area and to reduce the impact to the local residents. Based on the consideration of the launch capability, load and mechanical environment, aerodynamic configuration and internal space of the existing structure, boosters of the some launch vehicle is objected, on which a design concept for launch vehicle structure and separation technology using large-scale controllable parachute system is presented. The separation scheme design of large-scale controllable parachute system, the improved structure design of the booster nosecone and the integrated design of large-scale controllable parachute system in the nosecone are introduced. This technology effectively reduces the separation energy in the process of structure separation, simplifies the structure design, reduces the weight of the structure, and also lays the foundation for the controllable recovery of Long March series launch vehicles.

launch vehicle structure design; controllable recovery; parachute system; separation technology

V42

A

1004-7182(2020)02-0011-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20200203

張 濤（1981-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為運載火箭結構總體設計。

徐 倩（1985-），女，博士，高級工程師，主要研究方向為運載火箭結構總體設計。

李 聃（1978-），男，研究員，主要研究方向為運載火箭總體設計。

馮韶偉（1987-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為運載火箭結構總體設計。

周啟航（1987-），男，博士，工程師，主要研究方向為運載火箭結構總體設計。

2019-12-30；

2020-02-28