長征五號運載火箭分離系統設計與驗證技術研究

欒 宇 ，李 東 ，袁水林 ，馮韶偉 ，黃 兵

（1.北京宇航系統工程研究所，北京，100076；2.中國運載火箭技術研究院，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、地球同步轉移軌道（Geosynchronous Transfer Orbit，GTO）運載能力達14 t，是中國目前技術最為先進、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火箭研制的核心關鍵技術。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，設計難度高、技術跨越大，這對分離系統的設計、仿真和驗證能力提出了全面的挑戰。

火箭研制突破了以400 t級串聯多球鉸變形自適應主捆綁機構、Φ5.2 m大型整流罩柔性分離仿真技術為代表的多項關鍵技術，確保了CZ-5火箭的研制成功，對后續運載火箭的研制和相關技術領域的發展具有重要意義。

本文對研制過程中取得的關鍵技術進行了綜述，并對后續發展提出了展望。

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計與分離驗證

與現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，為減輕芯級箭體結構質量、提升運載能力，提高助推器剛度、改善火箭的模態，CZ-5火箭創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；豎立狀態傳力路徑與飛行狀態相同，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動機，前捆綁承載的軸向載荷超過240 t，是現役長征系列火箭的3倍以上，主捆綁分離裝置的設計載荷超過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生接近5°的相對轉動。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可靠連接，還要保證助推器的可靠分離，這對捆綁裝置的設計提出了巨大的挑戰。

為實現大載荷連接解鎖裝置設計，CZ-5火箭前捆綁分離裝置創新采用中心爆炸螺栓式結構形式（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，稱之為多球鉸串聯變形自適應的捆綁連接分離裝置。該設計可以保證助推器和芯級之間存在相對轉角時，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 主捆綁機構示意 Fig.3 Diagram of Upper Strap-on Attachment

多球鉸串聯變形自適應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動約 5°以適應箭體結構的變形。相比傳統火箭采用的爆炸螺母結構形式，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構，強度容易保證；捆綁機構質量輕、尺寸小，更容易分離，可靠性更高。

多球鉸串聯變形自適應的捆綁裝置的主/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動帶來的摩擦生熱問題[3]。

1.2 線形切割環式捆綁連桿

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

為解決大載荷捆綁連桿的設計，捆綁連接解鎖裝置創新采用線形切割環式的解鎖形式，用于助推器與芯級之間距離小、連桿載荷大的情況。

線形切割環是利用聚能炸藥切割索爆炸產生的高能量密度金屬流對結構進行切斷，從而實現分離解鎖。后部捆綁連接結構由助推器拉耳、芯級拉耳、分離筒、連接筒、線形分離環式連接解鎖裝置等組成。

后捆綁連桿是一種桿式結構（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動，以適應結構變形。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計，在滿足變形協調的基礎上，在箭體貯箱完成加注之后，捆綁連桿的受力狀態更加合理。此外，連接解鎖裝置結構設計應滿足剛度的要求，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 后捆綁連桿機構示意 Fig.4 Diagram of Lower Strap-on Attachment

1.3 大型助推器分離設計

CZ-5火箭助推器直徑Φ3.35 m、長度超過27 m，結構質量接近17 t，加注后質量超過160 t，助推分離系統設計需保證 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構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枚側推火箭，后過渡段安裝6枚側推火箭。為減小側推火箭分離能量損失，應減小側推火箭推力作用線與芯級的夾角。綜合考慮側推火箭安裝角導致的分離能源損失和預留對芯級的影響，助推分離火箭安裝角設置為25～40°，軸向布局可保證分離火箭合力位于質心上方，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火箭多球鉸串聯變形自適應的主捆綁裝置和冗余線形切割環式后捆綁連桿，經過了單機鑒定試驗、組件靜力試驗和剛度試驗、機構的潤滑試驗，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構的影響[5]。

2012年5月，CZ-5火箭完成了中國規模最大的助推分離試驗，對分離系統設計的正確性、系統的協調性開展了全面驗證，充分釋放了風險。最終，實現了前捆綁主傳力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與試驗預示方法

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模最大的整流罩，存在結構質量大、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境中開展。對于地面分離試驗，因其質量-面積比低，地面大氣阻力又為分離試驗帶來巨大風險，需要對整流罩分離、地面分離試驗的風險進行識別，對分離過程進行分析，對地面試驗進行預示。

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

在整流罩分離設計過程中，為了保證整流罩的順利分離，需要留有一定的設計余量。從動力學的角度上，設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，傳統的整流罩分離設計以過頂角速度作為判據，裕度較為保守，一般取10（°）/s以上。隨著整流罩質量和規模的增加，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計的評判依據，則會造成分離能源的過度配置，甚至會由于分離能源不足造成方案反復的風險。

整流罩分離過程是一個能量轉化的過程，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，證明其設計可滿足可靠性要求。

2.2 大型柔性整流罩分離仿真技術研究

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計過程的主要驗證手段。整流罩尺寸規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的研制中，提出使用基于顯式動力學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，根據產品實際稱重情況對模型密度進行了修正，并通過模態分析對模型進行了校準驗證。為了準確模擬彈簧組件與結構間的接觸，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有限元分析，其結果如圖8所示。在2 s內整流罩能順利脫鉤，而且呼吸變形對有效載荷空間包絡的影響滿足罩內有效載荷的使用要求。為了更好地識別呼吸變形對包絡的影響，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收縮不大于60 mm，在分離過程中不會與有效載荷包絡發生接觸。經分析發現，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，彈性應變能所占的比例很小，約為1%。

圖8 基于顯式動力學的柔性整流罩分離分析結果 Fig.8 Simulation Results based on Explicit Dynamics

2.3 地面大氣環境中大型整流罩分離試驗預示技術

整流罩尺寸大、面積大、容腔大，導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構驅動的、低速流固強耦合問題，經過對方法的檢索與論證，并結合彈性分析方法，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果 Fig.10 Simulation Results based on CEL

對結果進行分析可知，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，根據能量比例，由結構彈性損失的能量約 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），試驗中各測量設備獲取了整流罩分離的過程，分離過程沒有發現干涉現象，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

對試驗結果與仿真分析結果進行對比分析（見 圖12）可知，經整流罩地面試驗驗證，仿真預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、連續沉底級間分離技術

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，包括以分離前姿態角速度、一子級質心橫移、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動機，啟動性能和關機特性較常規發動機發生較大變化，特別是二級發動機啟動前，需對二級推進劑進行連續沉底。

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合優化，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，以確保二級發動機正?？煽抗ぷ?。根據對芯一級后效推力下包絡和二級發動機起動最小過載需求分析，綜合考慮芯一級關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動機關機的時間關系。

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。二級發動機點火后，達到發動機額定推力的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、分離結束時一二級最小相對位移、二級橫向最大姿態角偏差進行了全面的分析，確定此級間分離安全。

圖15 級間分離仿真結果 Fig.15 Simulation Results of First Stage Jettison

續圖15

在CZ-5火箭基本型的飛行試驗中，級間分離系統得到全面驗證（見圖16），級間分離過程中，芯一級晃動并未對分離產生影響，未發生碰撞，結果分析與理論分析符合程度高，充分驗證了分離系統設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，分離系統具有大尺寸、多干擾、低剛度、大載荷等特點，創造了多個設計之最和中國首次：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役型號的2倍以上的級間分離系統；目前中國剛度最低、規模最大的Φ5.2 m整流罩分離系統，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、大質量的助推器分離，創新研制了400 t級多球鉸串聯變形自適應的主捆綁裝置和100 t級冗余線形切割環式后捆綁連桿，解決了240 t大推力助推器捆綁可靠連接的難題；通過捆綁機構間的配合、合理優化40枚分離火箭的布局及安裝角，實現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合優化，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沉底要求等問題，實現了大直徑、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示。

分離系統的一系列研究和攻關工作，有效保證了CZ-5系列運載火箭的成功研制，為深空探測、載人空間站建設奠定了堅實基礎。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未來發展需要，對于運載火箭分離系統，應繼續開展液體火箭分離過程中貯箱內推進劑晃動、平拋整流罩的仿真及試驗等方面的基礎理論、建模方法和分析方法的研究和探索。