火箭二級發(fā)動機一級飛行段力學環(huán)境適應性評估方法

王 玫，袁軍社，劉軍彥，高樂樂

(西安航天動力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

某型運載火箭芯二級發(fā)動機由4臺180 kN發(fā)動機組成，其工作壽命全程經(jīng)歷的主要振動力學環(huán)境有火箭一級飛行段、二級飛行工作段環(huán)境。在首次飛行試驗前，為確保以上任務剖面力學環(huán)境適應性，需進行全面考核分析。

二級發(fā)動機工作段振動主要源于穩(wěn)態(tài)過程的旋轉(zhuǎn)機械振動、不穩(wěn)定燃燒等現(xiàn)象，以及非穩(wěn)態(tài)過程的發(fā)動機啟動、關機及轉(zhuǎn)工況時的液體組元充填、渦輪泵組件轉(zhuǎn)子起旋、推進劑組元的點火燃燒等系列動作誘發(fā)的結(jié)構振動，并由此構成發(fā)動機本身工作產(chǎn)生的振動環(huán)境，二級工作段振動環(huán)境適應性可通過發(fā)動機試車等考核，試車中采集分析發(fā)動機的振動、位移、轉(zhuǎn)速、脈動壓力等信號，采用頻譜分析法分析了解發(fā)動機運行的力學和聲學振動環(huán)境，判斷可能的故障特征與原因。

在二級飛行段，雖然二級發(fā)動機是整個火箭系統(tǒng)的主要振源，但在一級飛行段，二級發(fā)動機又是火箭振動的受害者。對于在一級飛行段力學環(huán)境的適應性，二級發(fā)動機經(jīng)受一級起動、關機、級間分離的沖擊、跨音速段的氣動噪聲、流體脈動和一級傳遞的振動和噪聲等復雜力學環(huán)境，與二級工作段環(huán)境差異很大，需特別設計考核方案，此項考核是否有效對二級發(fā)動機以至上面級火箭、衛(wèi)星等工作可靠性至關重要。

為此，在某新型運載火箭芯二級發(fā)動機的研制中，借鑒在役發(fā)動機的經(jīng)驗與教訓，設計出包含振動試驗、檢查測試及驗證試車等系列項目的力學環(huán)境適應性研究方案。振動試驗模擬火箭一級飛行段力學環(huán)境對發(fā)動機進行考核，完成振動試驗后，進行全面結(jié)構及電性能檢查，確認狀態(tài)后參加試車考核，測量、分析發(fā)動機試車過程中的動態(tài)響應，獲取發(fā)動機動力學特性，判斷發(fā)動機結(jié)構狀態(tài)是否正常。通過以上考核流程后，即可判定發(fā)動機在全任務剖面的力學環(huán)境適應性情況，發(fā)現(xiàn)薄弱環(huán)節(jié)并進行改進，有效避免運載火箭一級飛行段造成二級發(fā)動機結(jié)構破壞、功能受損。

二級發(fā)動機一級飛行段整機振動環(huán)境適應性試驗是一項涉及總體要求、產(chǎn)品配套、力學試驗策劃實施、試驗結(jié)果分析、考核方案策劃實施及分析、結(jié)構改進的系統(tǒng)性工作，通過此項工作的實施保障某新型運載火箭首飛及后續(xù)飛行圓滿成功，可看作二級發(fā)動機一級飛行段力學環(huán)境考核模式的一次成功嘗試，因此，也可為后續(xù)上面級發(fā)動機在其工作前飛行段進行力學環(huán)境考核提供一個可行的參考方案。

分析可知，一級飛行段的振動環(huán)境是通過艙段、機架等向二級發(fā)動機各部組件傳遞，符合振動臺模擬機理，用振動臺試驗進行考核可行。目前國內(nèi)單臺振動臺的最大推力已達35 t，并且可以雙臺并激將推力最大提升至70 t，客觀上具備進行整機振動試驗的條件。

本文針對二級發(fā)動機一級飛行段整機振動環(huán)境適應性開展研究，分解為整機振動試驗條件、產(chǎn)品參試狀態(tài)方案、試驗邊界方案、試驗設備方案、振動試驗方案、振動試驗后產(chǎn)品狀態(tài)確認等幾個方面，建立適用于某新型運載火箭芯二級發(fā)動機振動力學環(huán)境試驗方案。

1 試驗方案

實際參試產(chǎn)品須選擇整機試車后的全系統(tǒng)飛行狀態(tài)發(fā)動機，搭載全套關聯(lián)部件。選擇試車后產(chǎn)品的目的是確保發(fā)動機系統(tǒng)狀態(tài)正確，參試產(chǎn)品與設計要求一致，符合試驗產(chǎn)品選擇原則。

1.1 邊界條件確定

在火箭一級飛行段，二級發(fā)動機隨箭飛行，邊界狀態(tài)為:通過機架、推進劑輸送管、貯箱增壓管等與箭體連接，機架與箭體為螺栓連接，氧化劑腔充填推進劑(充液)。

受試驗條件所限，發(fā)動機試驗邊界條件的確定原則為保證影響箭體向發(fā)動機傳遞振動的主要剛性連接部位與真實邊界匹配，對管路邊界進行仿真分析、決定邊界狀態(tài)。

機架箭體連接面為振動傳遞的主要部位，發(fā)動機機架與試驗臺連接面為試驗系統(tǒng)振動傳遞的主要環(huán)節(jié)，采用與飛行相同數(shù)量規(guī)格及擰緊力矩的螺栓連接，邊界條件與飛行狀態(tài)保持一致。考慮到總體輸送管參與試驗及發(fā)動機充液的操作性不易實現(xiàn)，管路與箭體邊界條件通過仿真方法計算分析不同連接狀態(tài)對振動響應的影響，在以下試驗邊界狀態(tài)中選擇其一進行振動試驗:帶輸送管和不帶輸送管、不帶輸送管充液狀態(tài)。仿真模型如圖1所示。

圖1 發(fā)動機整體有限元模型Fig.1 Integral finite element model of engine

對3種試驗邊界狀態(tài)下的整機模態(tài)進行計算，提取前10階模態(tài)進行比較分析，數(shù)據(jù)如表1所示(表1中數(shù)值為相對于模態(tài)試驗發(fā)動機1階頻率的相對值)。

表1 四機并聯(lián)發(fā)動機模態(tài)結(jié)果相對值

以火箭隨機振動試驗條件作為輸入進行計算，可預示上述3種狀態(tài)下的整機隨機振動響應。對比響應計算結(jié)果可見:

1)充液對發(fā)動機振動響應影響較小；

2)不帶輸送管狀態(tài)振動響應大都大于等于帶輸送管狀態(tài)；

3)按不對接、不充液狀態(tài)試驗，可覆蓋飛行環(huán)境條件。

通過低頻模態(tài)分析和隨機振動響應對比分析，確定振動試驗時參試產(chǎn)品為不帶輸送管狀態(tài)(不充液)方案。

此外，地面試驗需考慮安全性，對諸如高壓環(huán)境及火工品等易燃易爆環(huán)節(jié)均進行了安全化處理、采取替代方案。例如，振動試驗時高壓氣瓶不充壓，通過地面試車能部分覆蓋考核影響；點火導管內(nèi)裝點火劑采用密度相近的安全介質(zhì)模擬；火藥裝藥、藥盒、電爆管等采用質(zhì)量相當?shù)哪M件，并監(jiān)測和記錄分析振動響應。

1.2 試驗系統(tǒng)

試驗系統(tǒng)專為此項研究而設計，如圖2所示。

圖2 試驗系統(tǒng)圖Fig.2 Test system diagram

通過振動設備推力實測值及運動部件質(zhì)量預估出振動最大可實現(xiàn)振動量級。運動部件包括發(fā)動機、水平向試驗工裝、軸向試驗工裝、牛頭、滑臺、解耦裝置、分布式支撐系統(tǒng)等。根據(jù)預估情況，水平正弦振動試驗采用單振動臺激勵、選取合適的MISO控制方式;水平隨機振動采用雙振動臺同軸激勵、對應調(diào)整控制方式。為了克服單軸振動試驗設備能力的限制,軸向正弦振動試驗、隨機振動試驗均采用雙振動臺并聯(lián)激勵、控制方式適應性調(diào)整。試驗中,等效載荷位于靠近振源的結(jié)構表面、即機架對接面，以便等效載荷和真實振源在目標點的響應能充分接近。

振動試驗設置振動測點百余個，每個測點測量

x

、

y

、

z

這3個方向的加速度。振動測點分布按兩個原則選取:第一項原則是選取結(jié)構支撐剛性較差、存在質(zhì)量集中點且工作對振動敏感組件部位；第二項原則是保留在發(fā)動機試車時的關鍵振動測點。應變測點主要分布在機架的主承力桿兩端等應力預測較大部位，評估其在振動過程中的結(jié)構強度。

2 試驗及數(shù)據(jù)分析

振動試驗前，通過發(fā)動機模態(tài)試驗確認參試產(chǎn)品結(jié)構剛度狀態(tài)正常。振動試驗過程中針對三類特征數(shù)據(jù)進行測試與分析:

1)需通過正弦、隨機振動試驗數(shù)據(jù)分析找到發(fā)動機結(jié)構響應較大部位，判斷是否存在異常。

2)觀測應變數(shù)據(jù)、分析計算判斷結(jié)構是否滿足強度要求。

3)各階段振動試驗前后設置結(jié)構共振點掃描試驗，通過產(chǎn)品的動特性信息判斷主要部件是否受損，同時通過試驗期間的產(chǎn)品檢查對產(chǎn)品狀態(tài)進行分析。

振動試驗后還需開展兩項工作：

1)對發(fā)動機薄弱環(huán)節(jié)進行改進；

2)參試發(fā)動機進行全工況試車考核，通過試車數(shù)據(jù)分析對產(chǎn)品狀態(tài)進行判斷，以最終驗證經(jīng)過一級飛行段振動力學環(huán)境后的發(fā)動機是否能夠在二級段條件下正常工作。

2.1 模態(tài)試驗

振動試驗前模擬和箭體邊界條件進行模態(tài)試驗。將模態(tài)試驗結(jié)果與以往單機模態(tài)結(jié)果及理論計算結(jié)果對比，判斷搖擺發(fā)動機1階頻率、固定發(fā)動機1階頻率、振型等基本匹配，確認發(fā)動機結(jié)構剛度狀態(tài)正常。

2.2 振動試驗

振動試驗采用單、雙軸振動臺依次開展3個互相垂直方向的正弦與隨機振動試驗，可分為6個試驗階段，實際控制要求按控制點控制預示情況調(diào)整，試驗控制點布置在發(fā)動機機架與試驗臺對接面上，如圖2所示。振動試驗過程中，試驗量級根據(jù)設備能力進行調(diào)整，當某頻段出現(xiàn)超差較多的情況，為避免過試驗對超差頻段輸入采取主動下凹控制，振動臺達到所需的控制響應。該試驗條件容差如表2所示，振動控制譜如圖3所示。以

x

向隨機振動試驗為例，控制響應譜在120 Hz附近超差較多，將引起過試驗，因此采用主動下凹的方法將100～150 Hz的輸入要求降至0.003 5 g/Hz，使2個振動臺的實際控制響應只需不小于9.0

g

即可。

圖3 振動控制譜Fig.3 Vibration control spectrum

表2 試驗條件容差

振動試驗中設置結(jié)構共振點掃描試驗，在各階段振動試驗前后進行，此項試驗豐富了發(fā)動機的動特性信息，同時也可以作為檢查產(chǎn)品主要部件是否受損的判別手段之一。結(jié)構受損主要表現(xiàn)在低頻段的固有頻率和幅值會發(fā)生明顯變化，通過振動試驗前后的結(jié)構共振點掃描測點響應數(shù)據(jù)對比進行判斷。

2.3 數(shù)據(jù)分析及產(chǎn)品狀態(tài)分析

2.3.1 振動試驗數(shù)據(jù)分析

1)驗收級正弦振動試驗數(shù)據(jù)分析

加速度數(shù)據(jù):①4臺發(fā)動機第一階共振頻率和加速度響應幅值基本正常，水平向試驗時響應頻率在0.907 9 Hz附近，峰值7

g

左右，軸向試驗時響應頻率在0.812 3 Hz附近，幅值較小；②較大的響應分布在:水平向正弦振動試驗時，發(fā)動機噴管出口，0.955 7 Hz左右的響應為7

g

左右；軸向正弦振動試驗時，預冷回流閥、預冷回流導管匯總法蘭等處在3.249 2 Hz附近響應為14

g

左右，電機組件、發(fā)生器燃料閥為7

g

左右，其他測點響應可被組件振動試驗參數(shù)覆蓋(以上頻率按模態(tài)頻率相對值計)。應變數(shù)據(jù):①發(fā)動機機架主承力桿根部、渦輪泵徑向約束裝置以及噴管喉部外壁應變較大。②機架最大應變出現(xiàn)在主承力桿根部，屈服極限安全系數(shù)

n

=3.85，滿足可靠性要求，其他應變數(shù)據(jù)較大的組件在振動試驗后通過驗證試車考核。

2)隨機振動試驗數(shù)據(jù)分析

加速度數(shù)據(jù):水平向隨機振動試驗，部分支板等測點響應在20～40

g

之間；軸向隨機振動試驗時，部分導管響應在20～40

g

左右。對比該型號發(fā)動機單機8臺次試車的隨機振動響應發(fā)現(xiàn):推力室、發(fā)生器、渦輪泵等組件在本次試驗隨機振動時的振動響應明顯小于熱試車時產(chǎn)生的振動量級；氧預壓泵在振動試驗時受到的振動響應與單機試車基本相當。

應變數(shù)據(jù):隨機振動試驗應變響應相對較小，相對明顯的部位出現(xiàn)在機架主承力桿根部和預冷回流導管兩端，最大應變?yōu)?12 με，其他位置基本都在100 με以內(nèi)，應力小，強度可靠。

3)特征級掃描數(shù)據(jù)評估

驗收級正弦振動和隨機振動試驗前后的特征級掃描結(jié)果重復性好，未發(fā)現(xiàn)頻率和幅值有較大差異，據(jù)此判斷發(fā)動機主要部件未出現(xiàn)明顯異常。

4)發(fā)動機產(chǎn)品狀態(tài)檢查測試分析

模擬一級飛行段力學環(huán)境振動試驗后，對振動響應、應變數(shù)據(jù)較大的組件狀態(tài)進一步開展外觀檢查、電氣檢查，判斷發(fā)動機狀態(tài)是否滿足單機驗證試車條件。發(fā)動機外觀檢查主要內(nèi)容為結(jié)構完整性、有無斷裂及裂紋，連接結(jié)構有無松動；電性能檢查主要內(nèi)容為電動氣閥控制電纜、遙測電纜、調(diào)節(jié)器電機測量及控制電纜等電測結(jié)果是否滿足使用要求。經(jīng)檢查測試判斷發(fā)動機結(jié)構狀態(tài)正常，具備驗證試車條件。

2.3.2 薄弱環(huán)節(jié)及改進

振動試驗的目標和成果是對環(huán)境適應性振動試驗分析判別出發(fā)動機主要薄弱環(huán)節(jié)并進行適應性結(jié)構改進，保障飛行可靠性。該型運載火箭芯二級發(fā)動機振動力學環(huán)境適應性研究過程中發(fā)現(xiàn)了若干薄弱環(huán)節(jié)，以發(fā)動機電纜支板振動響應較大、某電纜橋路阻值跳變?yōu)槔M行改進研究。

1)振動試驗過程中，在200 Hz左右隨機振動輸入下，電纜支板振動響應較大(響應約為30～40

g

)。電纜支板是二級發(fā)動機與箭體控制及測量電纜的連接支撐結(jié)構，如果在一級飛行段振動響應較大，則有可能在二級發(fā)動機工作之前破壞火箭對發(fā)動機的控制及測量信號傳輸，影響發(fā)動機正常工作。

分析認為，電纜支板為薄板懸臂結(jié)構，結(jié)構剛度不足，因此產(chǎn)生較大振動響應。電纜支板固定于機架燃側(cè)承力桿中部位置，電纜支板以抱箍的形式固定于機架承力桿中部，抱箍與薄壁支板間無剛度加強結(jié)構，如圖4所示。

圖4 電纜支板改進前結(jié)構Fig.4 Pre-improved structure of cable support plate

針對四機振動發(fā)動機電纜支板振動響應較大問題，設計了電纜支板剛度改進方案，在薄壁支板上下兩側(cè)沿縱向增設加強筋。改進方案產(chǎn)品在該型號發(fā)動機地面熱試車時搭載，振動響應有明顯改善，在飛行試驗中得到考核。改進后結(jié)構如圖5所示。

圖5 電纜支板改進后結(jié)構Fig.5 Improved structure of cable support plate

2)振動試驗后電性能檢查發(fā)現(xiàn)某控制電纜橋路阻值出現(xiàn)跳變。分解檢查發(fā)現(xiàn)故障現(xiàn)象為電纜分支插頭內(nèi)導線與焊杯分離，如圖6所示。

圖6 導線與焊杯分離圖Fig.6 Separation photograph of conductor and solder cup

理化分析認為：焊杯開裂位于焊縫，未見焊料熔化不良；導線開裂處焊縫未見未熔合、氣孔等焊接缺陷。能譜分析顯示導線開裂處金屬成分符合要求，分析認為焊杯焊縫處開裂是由于振動強度超出焊縫連接強度所致。據(jù)此，將分支插頭由導線與焊杯焊接型改為壓接型電連接器，避免長時間振動導致該焊縫結(jié)構強度不足、導線與焊杯分離的故障，提高了電纜連接的可靠性。改進后，按照整機振動試驗中對應的測點振動頻譜、振動時間和方向，再次進行故障電纜新狀態(tài)產(chǎn)品組件振動試驗，試驗后對電纜進行檢查，電性能檢查結(jié)果合格，參加試車驗證使用狀態(tài)正常，并在飛行試驗中得到考核。

2.3.3 振動試驗后試車考核驗證

為證明發(fā)動機在經(jīng)過一級飛行段振動力學條件考核后可適應二級工作，整機振動試驗完成后，最終需通過試車進行驗證考核。采取一臺分機開展熱試車考核，驗證發(fā)動機結(jié)構、功能完整性。所選驗證試車發(fā)動機在振動試驗前已有成功試車經(jīng)歷。且該型發(fā)動機采用基于數(shù)據(jù)統(tǒng)計方法、模式識別、時序模型、自適應閾值算法的故障檢測系統(tǒng)，已經(jīng)實現(xiàn)對試驗過程的測量信號進行實時分析、監(jiān)測。此次驗證試車中，發(fā)動機起動、轉(zhuǎn)級正常，參數(shù)協(xié)調(diào)，各項檢查正常，對信號特征頻段的 RMS 值進行實時監(jiān)控，對振動前后該發(fā)動機熱試車關鍵參數(shù)進行對比，吻合性良好(如圖7所示)。驗證試車后，確認了二級發(fā)動機對一級飛行段振動力學環(huán)境的良好適應性，完成了二級發(fā)動機飛行任務剖面的環(huán)境適應性全覆蓋研究。

圖7 振動前后分機熱試車數(shù)據(jù)Fig.7 Hot-firing test data before and after vibration

3 結(jié)論

論文針對火箭二級發(fā)動機一級飛行段振動力學環(huán)境適應性考核目標，設計研究了發(fā)動機整機振動試驗、檢查測試和驗證試車等內(nèi)容。主要環(huán)節(jié)包括:

1)振動試驗前，進行發(fā)動機模態(tài)試驗確認參試產(chǎn)品結(jié)構剛度狀態(tài)正常。

2)振動試驗完成發(fā)動機3個互相垂直方向的正弦振動、隨機振動試驗，通過加速度數(shù)據(jù)、應變數(shù)據(jù)分析，確認發(fā)動機整體強度可靠，由特征級掃描數(shù)據(jù)判定發(fā)動機整體結(jié)構試驗前后狀態(tài)一致性良好。

3)通過組件振動響應判別出結(jié)構薄弱點，通過振動試驗后的發(fā)動機電性能測試項目發(fā)現(xiàn)電纜故障，對薄弱環(huán)節(jié)進行了結(jié)構優(yōu)化。

4)選用振動試驗后的單機參加驗證試車，經(jīng)對該發(fā)動機振動試驗前后的試車參數(shù)對比分析，兩者參數(shù)一致性良好確認了二級發(fā)動機狀態(tài)正常，說明一級力學環(huán)境振動試驗對發(fā)動機系統(tǒng)工作性能無影響。

該型運載火箭首飛及后續(xù)飛行試驗取得成功，驗證了本文建立的發(fā)動機整機振動試驗考核方法行之有效，可實現(xiàn)二級發(fā)動機全壽命周期的力學環(huán)境考核覆蓋，為運載火箭二級發(fā)動機一級飛行段環(huán)境適應性考核提供了重要參考。