中國液體運載火箭結構系統(tǒng)發(fā)展規(guī)劃研究

顧名坤,何 巍,唐 科，王會平,鄢東洋,馮韶偉

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

運載火箭結構系統(tǒng)由貯箱、殼段和特殊功能機構組成，具有承載、支承和容納的功能。承載指承受、傳遞各種載荷，例如發(fā)動機推力、氣動力、操縱力等；支承指為電氣系統(tǒng)儀器設備及其電纜、發(fā)動機、管路、閥門等提供安裝基礎，并提供良好的力熱環(huán)境；容納指貯存發(fā)動機燃燒所用的推進劑。結構系統(tǒng)的設計目標是輕質化、經(jīng)濟性和工藝性。輕質化是使結構質量最小，實現(xiàn)最大的結構效率；經(jīng)濟性是使產(chǎn)品成本小，實現(xiàn)經(jīng)濟效益最大化；工藝性是使產(chǎn)品具備良好的制造可行性、裝配可達性和維修方便性。

我國航天事業(yè)經(jīng)過60多年的發(fā)展，掌握了運載火箭結構系統(tǒng)設計方法，建成了航天基礎工業(yè)體系，支撐了我國四代運載火箭的研制，走出了一條獨立自主的發(fā)展道路；但是在材料、結構和制造工藝等方面，與國外運載火箭結構系統(tǒng)仍有較大差距。隨著云計算、人工智能等信息技術的快速發(fā)展，我國基礎工業(yè)能力的進步，一些新型高性能原材料具備了應用條件，商業(yè)軟件提供了更快速、更全面的優(yōu)化設計手段，智能化生產(chǎn)裝備使大型零部件的成形工藝多樣化，有效支撐了結構形式的創(chuàng)新設計，運載火箭結構系統(tǒng)迎來了較好的發(fā)展機遇。但是，面臨多種高性能材料、多項結構形式和多樣化的制造工藝，運載火箭結構系統(tǒng)也面臨多種發(fā)展方向。因此，有必要系統(tǒng)開展結構系統(tǒng)發(fā)展規(guī)劃研究，明晰發(fā)展方向，為關鍵技術攻關和裝備制造發(fā)展提供重要指導。

1 國外運載火箭結構系統(tǒng)發(fā)展現(xiàn)狀

1.1 結構總體技術

結構總體設計主要包括全箭傳力路線設計、結構總體布局設計、機械接口設計和總裝設計等方面，是型號總體設計與結構系統(tǒng)設計之間的橋梁。捆綁傳力方案、發(fā)動機布局及傳力方案、發(fā)射支撐方案、貯箱布局方案等是火箭總體方案的重要組成部分，直接影響火箭構型設計和載荷設計。隨著軟件技術和計算技術的發(fā)展，載荷、布局及結構逐漸由傳統(tǒng)的串行設計轉變?yōu)榭焖俚鷥?yōu)化設計，成為提高火箭運載效率的重要途徑。

助推器捆綁傳力設計是一個多學科優(yōu)化的問題，涉及助推器和芯一級的捆綁機構及集中力擴散結構設計、助推器和芯一級的支撐形式、助推器和芯一級貯箱及殼段的結構載荷設計、不同傳力形式下對運載效率的影響等，是帶助推器捆綁的火箭總體構型設計中必須要考慮的重要問題。國外多數(shù)大型助推器都采用前捆綁傳力方案，如航天飛機、阿里安5等；若要兼顧串聯(lián)構型和捆綁不同數(shù)量助推器的構型，則一般采用后捆綁傳力。加注豎立狀態(tài)時，前傳力方案一般采用助推器支撐。后傳力方案的發(fā)射支撐方式則比較靈活，有的采用芯級支撐，如H-IIA；有的采用助推支撐，如大力神3C；有的采用助推器與芯級聯(lián)合支撐，如德爾塔 Ⅳ重型。

發(fā)動機機架及傳力結構設計是火箭結構設計中最復雜的工作之一，需要結構和動力進行聯(lián)合優(yōu)化，同時還需要解決發(fā)動機搖擺間隙問題。國外主流火箭采用多機并聯(lián)方案時，大部分是以單機為模塊，采用發(fā)動機推力結構與箭體結構一體化設計，通過殼段或貯箱箱底傳力，提高結構效率。有的單機模塊無機架，如F-1、J-2、SSME等發(fā)動機；有的單機模塊采用小機架，如RS-68、Merlin、LE-7A等發(fā)動機。

1.2 殼段

1.2.1 材料應用

國外早期運載火箭的艙段結構采用了2024、7075(相當于國內(nèi)牌號2A12、7A09)材料，屬于第一代和第二代鋁合金。當前，國外主流火箭艙段結構普遍采用了第三代、第四代高強鋁合金(7050、7055、7085)以及高模量鋁鋰合金(2A97)等金屬材料，如圖1所示。均勻承載的殼段或整流罩等艙段普遍采用了T800碳纖維為代表的高強耐高溫復合材料。

圖1 變形鋁合金發(fā)展

1.2.2 結構形式

運載火箭殼段一般包括箱間段、級間段、后過渡段、尾段、載荷支架和整流罩等。按承載形式分為均勻承載艙段，如箱間段、級間段、載荷支架、整流罩等；集中力承載艙段，如尾段、捆綁集中力傳遞的箱間段或后過渡段等。

艙段結構材料性能指標如表1所示。針對級間段、箱間段、整流罩等均勻承載艙段，國外普遍采用了碳纖維蒙皮+蜂窩芯的夾層結構形式(見圖2)，如宇宙神5級間段、戰(zhàn)神5級間段、法爾肯9級間段等艙段，可實現(xiàn)結構輕質化，提高制造效率。

表1 艙段結構材料性能指標

圖2 碳纖維蒙皮+鋁蜂窩芯的夾層結構

針對箱間段、后過渡段等傳遞捆綁集中力承載艙段，國外火箭普遍設計思路是：將捆綁集中力解耦設計，采用基于大厚度壁板和大梁組合的集中力擴散結構，主要用于傳遞軸向力；采用沿箭體徑向的大梁結構，主要用于傳遞徑向力。如航天飛機外掛貯箱的箱間段、SLS的一級箱間段。

針對載荷支架等一些特殊部段結構，為提升結構效率，國外火箭采用了復合材料無蒙皮網(wǎng)格結構，如質子號-M火箭的載荷支架，如圖3所示。德爾塔Ⅳ火箭二級箱間段則采用了復合材料X型桿系結構，如圖4所示。

圖3 質子號-M載荷支架產(chǎn)品

圖4 德爾塔Ⅳ二級箱間段

1.2.3 制造工藝

艙段用壁板成形方式有鉚接、焊接、擠壓和整體機加等4種方式。焊接成形壁板在飛機、汽車行業(yè)應用廣泛；攪拌摩擦焊形成的壁板國內(nèi)外工藝應用成熟，不需要鉚釘規(guī)避設計，技術通用性高。高溫擠壓成形壁板在高鐵、航空領域應用較多，但是擠壓壁板需要預先投入模具，可選規(guī)格較少，可設計性不強。此外，目前的擠壓工藝，還不適用于延展性較低的7系高強鋁合金。

傳統(tǒng)殼段采用了蒙皮+桁條+環(huán)框等零件的鉚接式裝配，如土星V。為提高生產(chǎn)效率，SLS的所有殼段均采用整體網(wǎng)格加筋壁板結構，視不同情況分別采用先滾彎后機加和先機加后滾彎的成形方案，然后采用攪拌摩擦焊組裝成殼段，如圖5所示。阿里安6的整體壁板只有縱向筋條，環(huán)向加強采用傳統(tǒng)的中間框，兩者通過機器人自動鉚接組裝。

圖5 SLS箱間段

在復雜形狀結構的制造方面，國外廣泛使用了3D打印技術，可提高結構的可設計性，降低生產(chǎn)成本，縮短制造周期，減少零件數(shù)量及連接環(huán)節(jié)，大幅提高結構可靠性。

1.3 貯箱

1.3.1 材料應用

國外運載火箭貯箱材料先后選用了2A14、2219、2195、2198等鋁合金，性能指標綜合對比情況如表2所示。為提升運載能力，航天飛機外貯箱在后期將2219鋁合金更換為2195鋁鋰合金。SLS、阿里安5等型號的貯箱均有計劃使用2195鋁鋰合金。法爾肯9貯箱均采用比2195性能略低但成本更低、可焊性更好的2198鋁鋰合金。為降低成本，提高其可重復使用性能，SpaceX的“超重-星艦”貯箱采用了不銹鋼材料，充分利用了其低溫性能好、耐高溫等優(yōu)勢，再入返回段對防熱的需求較低。

表2 貯箱結構材料性能指標

復合材料的比強度和比剛度均遠高于金屬材料，具有良好的抗疲勞性能、抗振性能、較好的成德爾塔 Ⅳ型工藝性，特別適合應用于整體成型，可減少零件和連接工序的數(shù)量。國外在復合材料貯箱方面開展了大量的研究工作，從1996年 DC-XA 飛行器液氫貯箱到2004年德爾塔Ⅳ上面級和助推器貯箱，再到2016年 Space X 公司研制12 m 復合材料貯箱，復合材料貯箱從小直徑、小容量向大直徑、大容量的方向發(fā)展，如圖6所示。研究表明，復合材料應用于運載器貯箱可使結構減重20% ～40%。

圖6 國外復合材料貯箱發(fā)展歷程

1.3.2 結構形式

運載火箭貯箱由筒段、前底、后底、短殼等組成，一般通過焊接，將各部分組裝為整箱。箱底一般有頂蓋、瓜瓣拼焊而成，箱底與筒段之間通過連接環(huán)連接。

箱底為均勻厚度的薄壁殼體，設計時主要考慮其模數(shù)、結構成形方法等因素。從國外重型火箭貯箱箱底的結構形式來看，基本為球形底或1.33模數(shù)左右的橢球底或球冠底，特別是美國土星V、航天飛機、SLS等重型運載火箭貯箱箱底均為1.33模數(shù)左右的橢球底，蘇聯(lián)能源號運載火箭選用了球形底。

根據(jù)內(nèi)壓與軸壓的關系，筒段可分為內(nèi)壓設計和軸壓設計。為提高結構效率，內(nèi)壓設計貯箱一般是降低內(nèi)壓壓力上限，軸壓設計貯箱可提高內(nèi)壓壓力下限或降低軸壓載荷。法爾肯9一級貯箱筒段采用了高筋壁板，高筋承載較大的軸壓載荷，而內(nèi)壓由薄蒙皮承擔。土星V采用了蒙皮桁條環(huán)框的結構形式。大部分型號采用正置正交網(wǎng)格結構，如航天飛機外貯箱、SLS等。也有部分型號采用等邊三角形結構，如德爾塔Ⅳ、宇宙神5等。

為提高結構的緊湊性，國外主流火箭貯箱普遍采用了共底設計，如阿里安5、法爾肯9、土星Ⅴ的二子級和三子級等；在二級及其以上的子級，由于貯箱直徑差別較大，有的采用了懸掛式貯箱，如德爾塔 Ⅳ二子級。

國外已經(jīng)掌握了大直徑共底貯箱設計制造技術，而且共底隔熱設計具有良好的使用維護性。國外共底貯箱最大直徑為10 m級，當前應用的最大直徑為5.46 m，而且采用泡沫夾芯共底，不需抽真空，維護使用簡單。共底夾層隔熱結構有3種方案，第1種是采用蜂窩夾芯，如戰(zhàn)神I和H-Ⅰ/Ⅱ等火箭；第2種是采用填充泡沫，如阿里安V二子級采用了PEI泡沫；第3種是蜂窩夾芯+填充泡沫，如土星V的二子級和三子級。

1.3.3 制造工藝

貯箱制造包括箱底成形、筒段壁板成形及其焊接、連接環(huán)成形以及整箱焊接組裝、箱內(nèi)支架連接等主要工藝過程。

國外大型貯箱箱底采用了頂蓋+瓜瓣焊接工藝，中、小型箱底采用的整體旋壓技術，最大可實現(xiàn)5.4 m直徑的旋壓。SLS貯箱連接環(huán)采用分體攪拌摩擦焊拼焊而成；筒段則采用壁板拼焊，土星V貯箱筒段壁板采用機械銑切網(wǎng)格后滾彎或壓彎的方式成型，航天飛機外貯箱筒段壁板采用平板滾彎后再機械銑切加工網(wǎng)格的方式成型。

國外大部分火箭貯箱采用水平方式焊接，焊接方法為攪拌摩擦焊，如法爾肯9、阿里安6等；而對于大直徑貯箱則采用了垂直方式進行攪拌摩擦焊接，如SLS、土星V等。回填式攪拌摩擦點焊是德國GKSS中心于2002年發(fā)明的一種新的點焊技術，使用更為復雜的攪拌頭結構和組件運動方式，可消除匙孔缺陷，具有焊接效率高、污染少、質量高、缺陷少、焊接強度高等優(yōu)點，在汽車、航空應用廣泛，可應用于貯箱附件點焊和補焊。

1.4 分離裝置

助推器分離裝置主要包括主捆綁機構和捆綁連桿。主捆綁機構主要有爆炸螺母式、鉸鏈分瓣螺母式和中心螺栓式等3種形式。阿里安3等小型火箭采用了爆炸螺母式，如圖7所示。其中，球頭、球窩構成球運動副，通過分離螺母固緊，用于傳遞載荷；分離時，分離螺母在火工品的作用下沿削弱槽斷開，該機構承受較大的附加彎矩，不適合傳遞較大的捆綁載荷。國外大型助推器普遍采用鉸鏈分瓣螺母式和中心螺栓式，能源號助推器采用了鉸鏈分瓣螺母式，如圖8所示。該機構巧妙地將載荷傳遞與解鎖功能完全解耦設計，可承受較大載荷，同時解鎖火工品的能量較小，該機構的缺點是尺寸較大、質量偏大，整體結構效率不高。阿里安5、航天飛機等大型火箭采用了中心螺栓式，如圖9所示。其中，球頭球窩通過中心螺栓連接并緊固，球面?zhèn)鬟f捆綁載荷，中心螺栓用于解鎖，該機構簡單，結構效率較高，是主捆綁機構的重要發(fā)展方向。

級間分離、整流罩橫向分離、縱向分離等部位的分離裝置分為點式和線式兩種。點式分離裝置有爆炸螺栓、低沖擊分離裝置等；線式分離裝置有柔性導爆索分離裝置、聚能切割索分離裝置和膨脹管分離裝置等3種，具有剛度連續(xù)、承載能力高、分離可靠性高等優(yōu)點。國外火箭普遍采用了線性分離裝置。由于柔性導爆索和膨脹管削弱槽式分離裝置的缺點使工作過程會產(chǎn)生大量的煙霧，具有較大的污染和比較惡劣的沖擊環(huán)境，多用在武器型號上。膨脹管分離裝置具有低沖擊、無污染等優(yōu)點，廣泛使用的型號有美國的“三叉戟”導彈第三級發(fā)動機分離裝置、阿金納火箭的級間分離、航天飛機救生艙分離裝置及日本H-II衛(wèi)星整流罩分離。

圖7 爆炸螺母式主捆綁機構

圖8 分瓣螺母式主捆綁機構

圖9 中心螺栓式主捆綁機構

整流罩采用平拋分離方式時，其縱向分離裝置一般采用氣囊式分離裝置，既能起到連接解鎖作用，又能夠提供分離能量。該分離裝置用于美國的大力神火箭、德爾塔火箭以及土星1B火箭的天空實驗室整流罩和阿里安系列火箭等。

為提高分離裝置的可檢測性，滿足可重復使用需求，法爾肯9火箭在級間分離面和整流罩縱向分離面采用了機械栓鎖式分離機構，該機構采用氣動解鎖，同時提供分離能量。

星箭分離裝置不僅要滿足承載和連接剛度要求，其解鎖沖擊環(huán)境也應盡量小。阿里安5、Atlas、德爾塔、Sea Launch、質子號等國外運載火箭普遍選用剛性包帶機構，接口包括937,1 194,1 666,1 624,2 800 mm等；剛性包帶最大直徑為4 m，用于ATV與阿里安 5ES的連接分離。剛性包帶采用螺旋解鎖裝置，該解鎖裝置通過將包帶預緊力產(chǎn)生的軸向運動轉換為旋轉運動來實現(xiàn)包帶預緊力的緩慢釋放，從而減小解鎖沖擊。爆炸螺栓式柔性包帶產(chǎn)生的沖擊環(huán)境約為4 000

g

，而該螺旋式剛性包帶產(chǎn)生的解鎖沖擊小于1 000

g

。

1.5 設計工具與自動化裝配

三維數(shù)字化設計為各系統(tǒng)在線并行協(xié)同設計奠定了基礎，通過三維數(shù)字模裝可驗證各系統(tǒng)之間的接口協(xié)調(diào)性，避免了實物模裝，大幅縮短結構設計周期。以數(shù)字樣機為統(tǒng)一數(shù)據(jù)源的產(chǎn)品設計協(xié)同平臺，在國外航空航天領域已經(jīng)廣泛應用，國內(nèi)航空、船舶等領域也已經(jīng)應用得十分成熟。最著名的案例是達索協(xié)助波音公司推出了世界上第一架無圖紙(設計)飛機。當時，用3D完成波音777的模擬樣機，零件總數(shù)為300萬件以上，其中132 500個專用零件是由分布在美洲、歐洲、亞洲和大洋洲的13個國家的545個工廠生產(chǎn)。依靠三維協(xié)同設計技術，波音777的設計錯誤修改量較過去同類機型減少了90%，設計更改和返工率減少50%以上，不合格品減少50%～80%。

自動化裝配生產(chǎn)既可縮短制造周期，又可提升制造質量，是現(xiàn)代工業(yè)產(chǎn)品的主要生產(chǎn)模式。為應對高密度發(fā)射任務需求，基于脈動式流水線作業(yè)的生產(chǎn)模式，已成為國內(nèi)外航天器裝配制造的發(fā)展趨勢。為了提高生產(chǎn)效率，與阿里安5采用垂直總裝方案不同，阿里安6火箭使用水平廠房和流水線作業(yè)模式，采用飛機“脈動式”總裝生產(chǎn)線模式，大幅提高總裝效率，降低制造成本。SLS為加快研制周期，將原本采用的垂直總裝方案改為水平總裝方案。

2 我國運載火箭結構系統(tǒng)發(fā)展需求分析

2.1 運載效率提升需求

我國中型火箭運載能力與國際水平基本相當，但運載效率距離世界先進水平差距明顯。法爾肯9運載效率高達3.53%，結構系統(tǒng)質量約占箭體干重的50%，因此，結構輕質化對運載效率提升具有顯著作用。我國運載火箭結構系數(shù)與國外主流火箭對比情況如表3所示，可見對于同種推進劑、同等規(guī)模直徑的模塊，我國運載火箭結構系數(shù)與國外差距較為明顯。

表3 結構系數(shù)對比情況

2.2 型號研制需求

新一代載人火箭和重型火箭一級都采用多臺發(fā)動機、發(fā)動機單機交付，在大直徑箭體內(nèi)布局多臺大推力發(fā)動機，傳統(tǒng)的桿系傳力方案不再適用。根據(jù)國外火箭設計經(jīng)驗，通過發(fā)動機推力傳遞結構與箭體結構一體化設計，可實現(xiàn)結構效率提升，同時可兼顧發(fā)動機的通用化、模塊化，但是需要解決傳力路線優(yōu)化設計、安全間隙、管路布局、熱防護等問題。新一代載人火箭和重型火箭的捆綁載荷均達到了1 000 t級以上，我國掌握了400 t級捆綁裝置設計及集中力擴散結構設計技術，遠不能滿足需求，需要突破集中力擴散結構優(yōu)化設計、大尺寸捆綁接頭生產(chǎn)制造、大直徑艙段裝配精度控制等關鍵技術。

重型火箭大直徑貯箱箱底厚度、壁板厚度和筋條高度將大幅增加，箱底成形、壁板成形等制造問題更加凸顯。大直徑筒段徑向剛度較小，水平狀態(tài)下變形較大，筒段之間的錯位可能導致無法采用傳統(tǒng)的水平焊接方案。貯箱連接環(huán)整體制造技術可提高尺寸精度和產(chǎn)品性能，是超大直徑貯箱制造的關鍵技術之一。

2.3 商業(yè)競爭需求

為搶占國際航天發(fā)射市場，提高競爭力，發(fā)展低成本、高性能火箭迫在眉睫。我國艙段普遍使用的蒙皮桁條結構采用鉚接式裝配，裝配效率較低，噪音環(huán)境惡劣，生產(chǎn)成本較高。當前還沒有掌握整體機加壁板、薄壁板攪拌摩擦焊及其變形控制等工藝方法。我國運載火箭火箭總裝生產(chǎn)采用了單件“樁位”式生產(chǎn)模式，總裝一發(fā)中型火箭需2個月左右時間，生產(chǎn)效率較低，無法滿足高密度發(fā)射需求。

3 我國運載火箭結構系統(tǒng)發(fā)展方向

3.1 結構總體技術

3.1.1 載荷、布局及結構一體化設計技術

結構總體布局既影響載荷分配、氣動力熱特性，影響結構設計；結構設計又取決于載荷大小。為提高結構效率，應充分發(fā)揮結構總體專業(yè)優(yōu)勢，組織開展載荷、布局及結構等三者之間的快速迭代設計，將發(fā)射支撐、助推器捆綁、發(fā)動機對接、部段對接、星箭對接、分離火箭安裝、吊點設置、運輸支撐、艙段開口、貯箱開口、艙外凸起物等布局設計納入一體化設計范疇，可降低載荷、減小氣動熱環(huán)境，達到結構布局最優(yōu)，實現(xiàn)功能集成化、質量最小化。例如通過建立基于載荷的結構快速估重平臺，可解決貯箱增壓壓力與外載荷的匹配設計問題，實現(xiàn)貯箱質量最小化。

后續(xù)應通過搭建面向結構系統(tǒng)的多學科優(yōu)化設計平臺，重點解決超大規(guī)模結構有限元計算技術，著力構建載荷、布局及結構一體化設計流程。

3.1.2 面向先進測發(fā)模式的箭地接口設計技術

為適應運載火箭無人值守測試發(fā)射技術的應用，箭地電、氣和液等接口由傳統(tǒng)的分布式布局逐漸轉變?yōu)榧惺讲季郑瑴p少接口數(shù)量，一般將其布置在箭體尾部，實現(xiàn)0 s脫落；箭地接口布局時，應盡量對稱，減小干擾力，同時開展與發(fā)射臺布局、支撐臂方案等地面發(fā)射支持系統(tǒng)的聯(lián)合設計，確保火箭的起飛安全性。結構總裝設計時，應聯(lián)合電氣、分離等系統(tǒng)，將儀器、火工品等設備的安裝操作前置。結構防水設計時，應避免采用塑料布等手動操作的臨時措施，重點攻克結構設計與防水一體化設計技術。為滿足自動加注、連接器二次自動對接等需求，箭地接口應采用智能化設計技術，重點開展口蓋自動關閉、閥門自動密封等可靠性提升技術研究。

3.1.3 大型助推器捆綁傳力優(yōu)化設計技術

捆綁傳力方式直接影響全箭載荷分配，首先根據(jù)全箭載荷，開展結構質量估算和運載能力影響分析，定量評估捆綁傳力方案；同時綜合考慮姿控穩(wěn)定性、發(fā)動機傳力、發(fā)射支撐傳力、捆綁裝置設計、箭體結構集中力擴散結構設計、發(fā)射臺設計、火箭型譜規(guī)劃等因素，最終確定捆綁傳力方案。前傳力方案一般采用助推器發(fā)射支撐方式；后傳力方案既可采用助推器支撐，也可采用芯級支撐。

該技術的關鍵是建立基于載荷的快速估重平臺，提高結構估重效率；掌握捆綁傳力優(yōu)化設計方法，創(chuàng)新捆綁機構形式，形成捆綁連接機構型譜產(chǎn)品。

3.1.4 發(fā)動機推力結構與箭體結構一體化設計技術

發(fā)動機單機模塊化交付是未來發(fā)展趨勢，為提高結構效率，應針對發(fā)動機與箭體結構開展聯(lián)合優(yōu)化分析，統(tǒng)籌考慮捆綁和發(fā)射支撐等傳力路線，確定最優(yōu)傳力路線。除了使用艙段傳力，還可使用貯箱箱底傳力，箱底在內(nèi)壓作用下受拉應力作用，傳遞發(fā)動機推力時受壓應力作用，兩者相互抵消，可有效發(fā)揮箱底傳力優(yōu)勢；若傳遞的推力較大，則優(yōu)先采用錐形底。

該技術應重點研究大尺寸復雜結構有限元建模技術，基于有限元計算的結構傳力路線優(yōu)化設計技術，攻克考慮發(fā)動機傳力的箱底設計或殼段設計等傳力路線綜合優(yōu)化設計技術。

3.1.5 新一代緊固連接技術

以30CrMnSiA等碳鋼為主的緊固件材料體系存在耐腐蝕性能差、具有氫脆隱患等風險，隨著新材料技術的發(fā)展，我國緊固件材料體系亟需更新?lián)Q代。對于小載荷連接，應大力推進高性能鋁合金緊固件應用研究，例如使用7055鋁合金替代鋼45。對于低溫介質中使用的1Cr18Ni9Ti螺栓，鑒于該材料晶間腐蝕傾向大，已在新版國標中刪除，應積極研究其替代材料，重點推進316系列不銹鋼材料的應用。對于大載荷連接部位，推廣使用沉淀硬化不銹鋼，采用PH13-8Mo替代30CrMnSiNi2A，采用17-4PH替代30CrMnSiA。對于超低溫、大載荷連接部位，重點推廣使用GH4169。對于復合材料連接或質量要求較為苛刻的上面級，應積極采用TC4等鈦合金材料。

相關新材料的制備工藝已經(jīng)較為成熟，后續(xù)應在制造、檢測、裝配等方面，重點開展新材料緊固件的工程化應用研究，建立新一代緊固件標準體系，為型號應用奠定基礎。

3.2 殼段

3.2.1 高性能殼段材料應用技術

艙段承力結構金屬材料應采用比強度高、比模量高的鋁合金，實現(xiàn)鋁合金材料的升級換代。桁條、梁等主要承擔軸壓載荷，應采用比模量、比強度較高的材料，優(yōu)先選用鋁基復合材料(TiB2/7050)，其次選用7055、2A97。經(jīng)過試制和工藝試驗，TiB2/7050制成的桁條工藝性與7A09相當，且成本可控制在鋁鋰合金的1/3。端框、大梁等承受軸拉載荷的零件，應采用比強度較高、拉彎成形工藝較好的材料，首選7A99，其次7055。蒙皮優(yōu)先選用密度小、薄板制造工藝性好的2A97鋁鋰合金板材，其次是7475鋁合金板材。整體鍛環(huán)、大型鍛件應優(yōu)先選用淬透性好的7085鋁合金，小尺寸傳力接頭可選用7050預拉伸板。非金屬承力結構逐步采用T800碳纖維+耐高溫樹脂，大幅提高力學性能。后續(xù)應重點解決新型材料性能數(shù)據(jù)庫建設問題，攻克基于鋁基復合材料型材的裝配工藝技術和低成本高性能型材制備技術。

為解決大型火箭底部MW級別長時熱防護問題，應積極發(fā)展新一代防熱結構。熱防護結構應具備低燒蝕量、密度低、熱導率低、長時間服役等多方面特點。國外普遍采用PICA-X酚醛浸漬碳燒蝕材料，性能明顯優(yōu)于我國現(xiàn)有防熱結構。通過前期研究，以PICA為基礎，我國自行研制了SiOC陶瓷改性連續(xù)碳纖維織物增強酚醛氣凝膠復合材料(簡稱CF-MPR)，完成了材料配方、制備工藝、力學性能測試、熱學性能測試等工作，并生產(chǎn)了原理樣機。后續(xù)重點面向工程化應用，優(yōu)化生產(chǎn)工藝，攻克防熱結構與主體殼段結構的裝配技術。

3.2.2 基于創(chuàng)新結構形式的殼段設計技術

對于箱間段、后過渡段等傳遞捆綁集中力的艙段結構，由當前的蒙皮桁條鉚接式結構逐步過渡到整體機銑網(wǎng)格壁板結構。集中力承載艙段設計時，為提高捆綁接頭和集中力擴散結構的承載效率，需突破拓撲優(yōu)化設計技術，優(yōu)化捆綁接頭形狀和集中力擴散路徑，同時采用3D打印技術，實現(xiàn)復雜結構的一體化制造。

對于級間段、整流罩等均勻承載艙段，應推動采用碳面板+鋁蜂窩夾層結構形式，該結構形式具有承載效率高、減振降噪性能好等特點。從總體設計層面，應優(yōu)化全箭儀器設備布局，減少復合材料艙段的開口數(shù)量和儀器安裝數(shù)量，發(fā)揮復合材料的優(yōu)勢。應重點開展復合材料結構失效模式研究，制定失效準則，為結構優(yōu)化設計提供支撐。同時，注重復合材料艙段開口補強、支架連接和部段連接等細節(jié)設計，避免局部連接導致質量增加過多。

對于懸掛貯箱的箱間段、載荷支架等結構，應積極推動采用無蒙皮結構。懸掛貯箱箱間段采用碳纖維復合材料X型桿系結構。載荷支架采用碳纖維無蒙皮網(wǎng)格結構，相對傳統(tǒng)鋁合金產(chǎn)品，可實現(xiàn)減重40%。后續(xù)重點突破X型桿系和無蒙皮網(wǎng)格結構參數(shù)優(yōu)化設計，開展復合材料自動鋪層、自動生產(chǎn)裝備等整體制造工藝技術研究。

3.2.3 先進殼段制造工藝技術

蒙皮桁條式結構應全部采用自動鉚接系統(tǒng)，重點突破通用式自動鉆鉚機器人等裝備設計技術，提高鉚接裝配質量和效率，降低生產(chǎn)成本。

整體機銑壁板具有可設計性強、生產(chǎn)效率高等優(yōu)點，還可以與貯箱筒段共用生產(chǎn)設備，實現(xiàn)柔性制造。整體機銑壁板之間采用攪拌摩擦焊技術組裝成殼段。整體機銑壁板應逐步攻克壁板成形、焊接變形控制等關鍵技術，確保艙段的尺寸精度和形位精度。攪拌摩擦焊是未來金屬艙段成形和組裝的主流工藝方法，可與貯箱制造共用生產(chǎn)裝備，實現(xiàn)柔性制造，提高生產(chǎn)效率，降低生產(chǎn)成本。

針對采用蜂窩夾層結構的大型整流罩，應重點突破整流罩柱段和錐段的一體化成形技術，減少連接環(huán)節(jié)，提高生產(chǎn)效率，降低制造成本。

針對捆綁接頭、大梁接頭等復雜結構形式，為減少零組件數(shù)量，提高生產(chǎn)效率，采用3D打印技術是未來發(fā)展趨勢，后續(xù)重點攻克基于3D打印的結構拓撲優(yōu)化設計技術。

3.3 貯箱

3.3.1 高性能貯箱材料應用技術

考慮使用成本，基礎級和助推器貯箱應優(yōu)先選用2219鋁合金。為提升火箭性能，二級及末級貯箱應優(yōu)先選用比強度、比剛度和焊接性均較好的2195鋁鋰合金，重點解決鋁鋰合金延伸率偏低的問題。

復合材料貯箱的可設計性較強，由于貯箱筒段環(huán)向應力是軸向應力的2倍，使用復合材料貯箱可采用環(huán)向纏繞方式；此外，加工制造效率高，復合材料貯箱可實現(xiàn)一體式自動化加工。因此，復合材料貯箱具有明顯的經(jīng)濟優(yōu)勢和性能優(yōu)勢。我國啟動研究的時間相對較晚，后續(xù)應加快研究復合材料貯箱，在基礎理論、設計方法、局部連接設計、失效模式、液氧相容性、液氫滲透性、制造工藝、健康監(jiān)測等方面開展關鍵技術攻關。

不銹鋼材料具有優(yōu)異的高低溫性能，同時具有絕對的價格優(yōu)勢；與普通鋼相比，其導熱系數(shù)較低，可減小防熱結構質量。因此，針對可重復使用火箭，可考慮使用不銹鋼貯箱；但鑒于我國缺少不銹鋼貯箱研制經(jīng)驗，后續(xù)要重點突破高精度不銹鋼板原材料成形技術、不銹鋼壁板成形及整箱焊接制造技術。

為提高深空探測能力，針對長時間在軌的低溫貯箱，為控制推進劑蒸發(fā)量，后續(xù)重點發(fā)展多層隔熱技術，突破多層隔熱材料制備、性能檢測、多層隔熱材料與貯箱連接工藝等關鍵技術。

3.3.2 高效率貯箱結構形式優(yōu)化技術

箱底形狀一般優(yōu)先選用橢球底，若采用箱底傳遞外力，則考慮采用錐形底。在超大直徑貯箱結構研制設計過程中，為避免箱底環(huán)向應力的存在，應對橢球底模數(shù)進行優(yōu)化設計。后續(xù)應重點突破內(nèi)壓、外載荷、低溫等多種載荷工況下的箱底結構優(yōu)化設計技術，發(fā)展可傳遞外載荷的多功能箱底結構。

針對大型或重型火箭，為滿足超大軸壓載荷的需求，提升結構效率，貯箱筒段應采用高筋壁板，高筋承載較大的軸壓載荷，而內(nèi)壓由薄蒙皮承擔。對于二級及末級貯箱，一般承受軸壓載荷較小，為提升結構效率，貯箱筒段應優(yōu)先選用等邊三角形網(wǎng)格。后續(xù)重點突破基于等強度設計的高筋壁板結構優(yōu)化設計技術，提高筒段的承載效率。

為提高運載效率，在二級及以上的箭體結構上，應優(yōu)先使用共底貯箱，重點發(fā)展直徑3.35 m和5 m共底貯箱，突破泡沫夾層隔熱、熱力耦合設計、密封連接、共底成形及黏接精度等關鍵技術，取消抽真空和氣體成份監(jiān)測等環(huán)節(jié)。從受力角度來說，共底的型面以球形或接近球形最好；而在工藝性方面，箱底越接近球形則過渡環(huán)夾角位置的焊接可達性越差；在工藝實施可達的條件下，共底底形優(yōu)先選用球形，其次選用橢球形。

3.3.3 低成本、高精度貯箱制造工藝技術

針對中型、小型等商業(yè)運載火箭，箱底采用整體旋壓技術，可大幅減少箱底的零件數(shù)量，提高生產(chǎn)效率，降低生產(chǎn)成本。目前已經(jīng)完成5A06鋁合金3 350 mm直徑整底帶叉形環(huán)的旋壓生產(chǎn)。未來應突破2219鋁合金3 350 mm直徑箱底的整體旋壓制造技術，重點研究旋壓成形、高精度機加等工藝措施，提高旋壓制造的尺寸精度，為大規(guī)模應用奠定堅實基礎。對于5 m和9.5 m等大直徑貯箱，箱底采用頂蓋、瓜瓣拼焊方式。針對2195鋁鋰合金強度、比模量較高，采用傳統(tǒng)拉深成形方式存在設備能力不足、易開裂等難題；頂蓋和瓜瓣宜采用蠕變成形技術，該技術成形精度高，可先平板機加網(wǎng)格后再成形，避免了成形后再機銑帶來的產(chǎn)品變形問題。未來應重點研究變厚度瓜瓣一次蠕變成形技術和大尺寸頂蓋一次蠕變成形技術，成形后不需機加即可交付裝配使用。

2219鋁合金貯箱連接環(huán)已經(jīng)完成9.5 m級整體鍛環(huán)研制，因此，各種直徑的連接環(huán)全面采用整體鍛環(huán)是必然趨勢，可提高連接環(huán)的力學性能和結構效率。因2195鋁鋰合金受鑄錠的熔鑄能力和整體環(huán)軋工藝技術限制，近期2195鋁鋰合金連接環(huán)可采用分段拼焊方式，拼焊工藝采用攪拌摩擦焊。未來應重點解決2195鋁鋰合金大型真空熔鑄工藝裝備的建設問題，逐步突破2195鋁鋰合金連接環(huán)整體制造技術。

為滿足5.0 m級以上火箭的研制需求，應重點突破高筋大厚度壁板成形技術。綜合成本及制造精度等情況，貯箱筒段制造工藝方案優(yōu)選“銑+彎+焊”，其次選用“彎+銑+焊”方案。針對“銑+彎+焊”方案，重點攻克壁板滾彎成形精度問題，一方面針對網(wǎng)格壁板軋彎的可行性進行試驗，另一方面針對校形工藝進行深入研究。

攪拌摩擦焊具有焊接系數(shù)高、焊接質量高、自動化程度高、環(huán)保性好等優(yōu)點，因此，包括縱縫和環(huán)縫在內(nèi)的全箱焊縫采用攪拌摩擦焊是未來發(fā)展方向。在補焊和點焊部位，應重點突破回填式攪拌摩擦點焊技術，將全箱焊接強度系數(shù)由0.5提升至0.6以上。

相比臥式裝配，立式裝配更有利于保證裝配精度，提高裝配質量和效率；因此，立式裝配適用于5 m直徑以上的、徑向剛度相對較小的貯箱；對于5 m直徑以下的貯箱，為提高繼承性和適應脈動式生產(chǎn)模式，仍采用臥式裝配。針對超大直徑貯箱裝配制造，應重點突破貯箱立式焊接裝備設計、焊接流程設計、焊接精度控制、焊縫質量在線監(jiān)測等關鍵技術。

復合材料貯箱采用整體成型，要求模具可組裝、拆卸，因此，模具設計時應重點解決拆卸與組裝技術、整體剛度控制等問題；針對復合材料貯箱成形，重點突破自動鋪放成型和固化等工藝技術。

3.4 分離裝置與機構

3.4.1 大承載線性分離裝置設計技術

為提高分離可靠性，避免產(chǎn)生污染物，大直徑級間分離裝置應優(yōu)先選用膨脹管+凹槽板結構形式。隨著火箭規(guī)模的增大，分離裝置的載荷也在增大，如果材料不變，需要增加削弱槽厚度，則可能帶來解鎖沖擊較大等影響。因此，提高分離裝置承載能力較好的途徑是采用高性能鋁合金材料，使用7系鋁合金替代2系鋁合金，材料性能由400 MPa級別逐漸向600 MPa級別過渡。應重點攻克高強度材料切割設計技術，確定裝藥類型、裝藥密度等火工品設計參數(shù)；同時突破高強度鋁合金分離環(huán)成形及機械加工等高精度制造技術。

對于旋拋整流罩縱向分離裝置，未來發(fā)展方向是采用新材料或新結構形式，提高其承載能力，取消現(xiàn)有的錐柱過渡處的爆炸螺栓，減少分離火工品數(shù)量。

3.4.2 剛性包帶設計技術

我國的星箭分離裝置普遍采用的是柔性包帶+V型卡塊的結構形式，最大直徑為2 800 mm；解鎖裝置采用爆炸螺栓，沖擊量級較大。針對更大直徑或更大載荷的星箭分離裝置，若采用柔性包帶，則V型卡塊數(shù)量較多，預緊力加載時，各個V型卡塊的受力不均勻性更大，給預緊力設計、裝配控制等帶來諸多困難；同時，柔性包帶的承載能力也較小，無法滿足需求。國外火箭普遍采用的剛性包帶具有解鎖沖擊小、承載能力大等優(yōu)點。根據(jù)研制需求情況，未來應將剛性包帶作為重點技術方向，實現(xiàn)我國星箭分離裝置的更新?lián)Q代。

該技術需開展充分的工藝試驗，重點解決剛性包帶整體制造、預緊力加載、預緊力控制等工程應用難題。

3.4.3 氣囊式分離裝置設計制造技術

我國運載火箭整流罩為旋拋分離方式，普遍采用了膨脹管+凹口螺栓作為縱向分離裝置。從國際發(fā)展趨勢看，平拋分離方式具有分離包絡大、可適應的過載大、分離機構簡單等優(yōu)點，尤其適用于大型柔性整流罩分離。對于平拋分離方式，氣囊式分離裝置既是連接解鎖裝置，具有承載和解鎖功能，又能提供分離能源，提供分離作用力。相對于分離彈簧，氣囊式分離裝置對整流罩的作用力是分布力，有利于蜂窩夾層式整流罩的局部結構設計，可提高結構效率。由此可見，為滿足大型整流罩平拋分離需求，氣囊式分離裝置是一個重要發(fā)展方向。

該技術需重點攻克耐高溫耐高壓大尺寸氣囊制備技術和衰減管優(yōu)化設計技術。

3.4.4 助推器主捆綁裝置設計技術

理論分析和研制經(jīng)驗表明，爆炸螺母式主捆綁機構適用于中小型捆綁式火箭；對于1000 t級的捆綁載荷，應采用鉸鏈分瓣螺母式或中心螺栓式主捆綁機構；相對于鉸鏈分瓣螺母式，中心螺栓式結構簡單、傳力效率較高，應優(yōu)先選用。針對中心螺栓式主捆綁機構，后續(xù)應重點攻克基于雙分離面的冗余解鎖設計技術。

為適應沿海發(fā)射場惡劣的鹽霧環(huán)境條件，提高零件的防腐蝕能力，主捆綁機構不宜選用30CrMnSiNi2A超高強結構鋼，應選用超高強沉淀硬化不銹鋼PH13-8Mo，該材料在國外應用廣泛，具有優(yōu)越的強度特性、很好的韌性和良好的抗應力腐蝕特性。后續(xù)需重點突破基于沉淀硬化不銹鋼PH13-8Mo材料的大尺寸結構熱處理工藝技術，掌握熱處理工藝參數(shù)。

此外，大型助推器捆綁裝置在飛行過程中球頭球窩摩擦面發(fā)生相對轉動，在大噸位載荷作用下，將產(chǎn)生大量熱流，可能造成結構溫度過高而發(fā)生失效。因此，需開展主捆綁裝置的摩擦生熱分析研究，選用合適的潤滑方案。后續(xù)應重點開展高承載自潤滑材料制備、黏接工藝及力學性能評價等關鍵技術研究。

3.5 設計工具與自動化裝配

3.5.1 結構系統(tǒng)協(xié)同設計與制造技術

新一代運載火箭研制過程中，采用了三維數(shù)字化設計技術，大幅減少了結構干涉等不協(xié)調(diào)問題；但是，還未實現(xiàn)真正的協(xié)同設計，基本沿用了傳統(tǒng)的串行工作模式。當前結構系統(tǒng)設計選用了Creo+Windchill的模式。其中，Creo作為三維設計工具，Windchill主要功能是產(chǎn)品數(shù)據(jù)管理。當前研制平臺存在的問題在總體骨架傳遞、分系統(tǒng)設計、系統(tǒng)間模裝、生產(chǎn)制造、信息化管理等環(huán)節(jié)，仍然需進行大量的手工轉換；不支持協(xié)同工作指令的傳遞。

在我國工業(yè)基礎發(fā)展不平衡的現(xiàn)狀下，運載火箭產(chǎn)品配套廠家較為集中，具備實現(xiàn)結構協(xié)同設計的強大優(yōu)勢。根據(jù)國內(nèi)外研制經(jīng)驗，未來采用CATIA作為結構三維設計工具，并配套建設相應的信息化支撐條件，打造以數(shù)字樣機為統(tǒng)一數(shù)據(jù)源的產(chǎn)品設計協(xié)同平臺，才能真正實現(xiàn)面向總體設計、分系統(tǒng)設計、仿真計算、生產(chǎn)制造、試驗驗證和發(fā)射使用等全流程的結構系統(tǒng)協(xié)同設計，發(fā)揮三維數(shù)字化設計的優(yōu)勢。

該技術需要重點突破基于CATIA軟件的協(xié)同設計平臺搭建技術，攻克覆蓋設計、制造、使用等產(chǎn)品全壽命周期的數(shù)據(jù)模型傳遞難題。

3.5.2 “脈動式”總裝生產(chǎn)技術

隨著我國火箭高密度發(fā)射帶來的產(chǎn)品配套劇增，研制任務增多，我國的火箭制造模式正在向多品種、小批量轉型。基于產(chǎn)品固定不動的“站樁”式總裝模式，存在生產(chǎn)效率低、不利于質量控制等缺點，參考飛機裝配和阿里安6的生產(chǎn)模式，基于精益思想的“脈動式”裝配是未來發(fā)展趨勢。“脈動式”裝配線使用模塊式方式設計總裝配線，通過站位劃分使總裝過程按設定的節(jié)拍進行站位式裝配作業(yè)，具有工位專業(yè)化程度高、裝配質量一致性好、生產(chǎn)效率高等特點。為滿足高密度發(fā)射需求，我國中型運載火箭應逐步推動實施“脈動式”總裝生產(chǎn)模式，重點突破站位劃分、物流配送、生產(chǎn)節(jié)拍設置等關鍵技術。

3.6 小結

通過調(diào)研分析，結合我國國情和型號研制需求，并考慮輕質化、經(jīng)濟性和工藝性等結構系統(tǒng)發(fā)展的目標，我國結構系統(tǒng)的發(fā)展可分為以下兩種情況予以實施。一是針對5 m以下直徑的中、小型運載火箭，構成我國未來商業(yè)航天的主力軍，面對高密度發(fā)射的需求，結構系統(tǒng)應重點解決制造效率和制造成本問題；二是針對5 m直徑及其以上大型、重型運載火箭，肩負著我國深空探測、載人登月和航天強國等重大歷史任務，應重點解決制造可行性和技術先進性的問題。本文梳理了結構系統(tǒng)發(fā)展方向，提出了需重點突破的關鍵技術，具體發(fā)展實施路線如圖10～13所示。

圖10 結構總體技術發(fā)展路線

圖11 殼段發(fā)展路線

圖12 貯箱發(fā)展路線

圖13 分離裝置與機構發(fā)展路線

4 結論

為有效支撐航天強國建設，提高結構效率，滿足大型、重型火箭的研制需求，我國應加快結構協(xié)同設計與制造平臺建設，在新材料、新結構和新工藝等方面，全面推進關鍵技術攻關研究，重點發(fā)展以鋁基復合材料應用、大承載蜂窩夾層結構、整體機銑壁板成形等為代表的先進殼段設計制造技術，突破以2195鋁鋰合金應用、大直徑共底貯箱等為代表的先進貯箱設計制造技術，攻克以剛性包帶為代表的分離裝置設計制造技術。

為滿足高密度發(fā)射需求，提高生產(chǎn)效率，我國航天應實現(xiàn)制造模式的轉型升級，從單件生產(chǎn)逐步向批量生產(chǎn)模式轉變、從分體組裝逐漸向整體制造轉變，重點突破大直徑箱底2219鋁合金整體旋壓技術和“脈動式”總裝生產(chǎn)技術。