固體火箭主動段振源及振動環境天地差異分析

王曉雷 寧雷 戴婷婷 南宮自軍 潘忠文

（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

隨著固體火箭研究的不斷深入，以及測量技術和測量手段的提高，力學環境的精細化設計越來越受到重視[1]。力學環境的精細化設計包括兩個方面：一是對環境試驗條件的細化，使其可操作性更強，覆蓋面更廣，便于各分系統操作執行；二是對環境源頭的精細化把握，即理解各種環境的來源、大小、及其影響程度[2]。相比之下，后者更具有基礎意義。在力學環境四要素（振動、沖擊、噪聲、過載）中，最難把握的是振動環境[3]，因為振動環境往往具有源頭不清晰、受邊界條件影響大、天地差異大等特點。一般認為，火箭在主動段飛行過程中的振動環境激勵源主要有兩個：發動機的推力脈動誘發的振動、氣動噪聲（及發動機噴流噪聲）誘發的振動[4-6]。在固體火箭環境設計方面，傳統上將發動機工作誘發的振動環境作為箭上設備環境條件設計的主要依據。通常的做法是：通過系統級振動試驗獲得各艙段內不同部位的振動響應，以此作為單機振動試驗條件的設計依據，而系統級振動試驗的輸入條件則以地面試車時發動機前、后裙處的振動測量結果為依據。但是對于固體火箭來說，發動機地面試車時的振動測量結果一般都很大，以此作為設計依據將導致箭上單機設備的振動環境試驗條件過于嚴酷。一方面增加了單機設計的難度，另一方面，無論是振動量級還是振動譜形都與飛行試驗遙測結果差別很大。本文通過對地面試驗數據和飛行試驗數據的深入分析，研究固體火箭振動環境天地差異產生的原因。

1 固體火箭主動段飛行的振源分析

圖1是某兩級固體火箭在主動段飛行期間，二級發動機前裙和伺服艙慣組大梁安裝處的振動遙測結果。圖中實線表示振動加速度的時間歷程，虛線是飛行動壓隨飛行時間的變化曲線。

圖1 某兩級固體火箭主動段飛行的振動測量結果Fig.1 The vibration environment of a Two-stage solid rocket in boost phase

由圖1可知，固體火箭二級發動機前裙和頭罩內的振動具有以下特點：1）一級飛行段的振動普遍比二級飛行段的振動大；2）一級飛行段的振動以跨音速至最大動壓之間的最大；3）二級飛行段的振動很小且比較平穩，與起飛前的背景噪聲的量級相當。結合二級發動機的工作時段來分析，對于固體火箭的二級發動機前裙而言，一級飛行段（二級發動機尚未工作）的振動反而比二級飛行段（二級發動機已經工作）的振動大。可以說明：對于固體火箭來說，二級發動機前裙處在一級飛行段的振動主要是由氣動噪聲引起的，在二級固體發動機工作時，其本身的振動量級很小。

圖2中深色實線是一級發動機前裙的振動時間歷程，淺色虛線是二級發動機前裙的振動時間歷程。由圖可見：在一級飛行段（一級發動機工作時），二級發動機前裙處的振動明顯比一級發動機前裙處的振動大，分析其原因是：1）一級固體發動機工作時誘發的振動很?。?）二級發動機前裙與過渡段下端框直接相連，位于過渡段錐-柱交界面的肩部附近，此區域在跨音速段為激波振蕩區，此處的振動受氣動噪聲的影響比一級發動機前裙處（圓柱段）更大。

圖2 某兩級固體火箭在一級飛行段一、二級發動機前裙處的振動比較Fig.2 Comparison of the vibration environment on the front apron of the I & II engine in the first flight stage

圖3 固體火箭外形及振動測點位置示意圖Fig.3 The shape of the solid rocket and the location of the vibration measuring point.

可見，固體火箭的飛行試驗結果表明：在主動段飛行期間，氣動噪聲是箭上設備最主要的振源，各級固體發動機本身工作誘發的振動與氣動噪聲誘發的振動相比是很小的。其他固體火箭型號的飛行試驗振動測量結果也符合此規律。

2 振動環境的天地差異分析

固體火箭發動機常規地面試車的振動測量結果是很大的，與飛行試驗結果差異很大，這就是所謂的振動環境的天地差異。以某型號的二級固體發動機為例，地面試車時，發動機前、后裙位置的振動量級比飛行試驗測量結果大十幾倍甚至幾十倍，導致根據地面試驗振動測量結果制定的振動環境條件遠大于實際飛行環境。圖4是某固體火箭主動段飛行期間，二級發動機前裙的振動測量結果與環境試驗條件的比較。圖中粗實線是根據二級固體發動機地面試車結果包絡制定的振動環境條件，細實線和虛線是兩次飛行試驗的振動遙測結果，可見根據地面試車結果包絡制定的振動環境條件遠大于飛行實測結果。這種振動環境的天地差異是長期困擾環境設計人員的問題。

圖4 某固體火箭二級發動機前裙的遙測振動響應與環境條件的比較Fig.4 Comparison of the flight vibration environment on the front apron of II engine and the test condition

地面試車時，在發動機前、后裙處測量得到的振動信號主要由兩部分構成：一是發動機工作時脈動推力引起的振動（待測量主體部分）；二是地面試驗噪聲引起的發動機殼體振動（天地差異部分）。為了分析振動測量的天地差異，需要搞清楚這些因素在振動測量結果中所占的比例，哪些是飛行振動環境條件設計時必須考慮的？哪些是不真實且可以忽略的？

圖5給出了某型固體火箭發動機常規地面試車臺的照片。分析可知，由于試車臺周圍建筑物對發動機噴流噪聲的反射，在發動機周圍形成類似的混響聲場，混響噪聲對振動響應測量結果的影響很大，發動機前、后裙振動響應的很大一部分是混響噪聲的貢獻。如果以此測量結果直接作為飛行時發動機工作段的振動環境，將使振動環境條件設計嚴重失真。

圖5 某型固體火箭發動機地面試車臺照片Fig.5 The photograph of the engine test bench for the solid rocket

如果發動機試車時周圍的噪聲環境與飛行試驗的噪聲環境相同，那么振動測量的天地差異應該就沒有了。設計在高空工作的發動機（如固體火箭的二級發動機），除了進行常規地面試車外，通常還要進行高空模擬試車（簡稱高模試車），它主要是模擬高空的大氣環境壓力。為了確定地面試驗噪聲對振動測量的影響程度，某固體火箭研制中，在二級發動機高模試車時也進行了振動環境測量，并與常規試車的振動測量結果進行了比較。

圖6給出了同一型號二級固體火箭發動機在不同試車臺上進行試車時的振動測量結果。圖中3次試車的狀態分別是發動機與伺服系統聯試、三合一試驗（級間分離、發動機試車與伺服系統聯合試驗的簡稱）和發動機高模試車，其中前兩種狀態在常規試車臺進行，可見測得的振動響應都很大；而高模試車在接近真空的高模艙里進行，測得的振動響應很小，與飛行試驗的振動量級接近。分析造成這種振動測量差異的原因是：高模試車時發動機在接近真空的高模艙里，振動測量基本不受噪聲的影響；而地面聯試及三合一試驗時，由于試車臺半封閉狀態導致的準混響聲場對振動測量有較大影響（此狀態發動機前、后裙附近的反射噪聲總聲壓級達到155dB左右）。

圖6 某型二級固體發動機3次試車前裙振動功率譜密度的對比Fig.6 Comparison of the vibration environment on the front apron of II engine for 3 kinds of test

為了進一步說明噪聲對發動機振動測量的影響，圖7給出二級發動機高模試車時的前裙振動全程信號?？梢姡l動機啟動后，工作平穩段的振動信號始終很小，顯示由于發動機推力脈動誘發的振動較小。而當試車臨近結束時（約57s時），高模試車臺開始補氣，高模艙內不再保持真空，此時振動信號驟然增大，顯示振動測量主要受噪聲的影響。

圖7 某二級固體發動機高模試車時前裙振動全程信號Fig.7 The vibration response of the front apron of II engine in the high-altitude simulation test

為了說明噪聲與振動測量結果二者之間的相關性，圖8給出了某型號一級固體發動機地面試車時，發動機后裙處的振動和噪聲測量結果的比較。由圖可見：發動機點火前，噪聲與振動測量信號均處于較低水平；發動機工作平穩段，噪聲與振動測量信號都很大，都體現出平穩隨機的特點；發動機工作結束段，振動信號隨著噪聲迅速下降而趨于點火前的水平。從另一角度再次說明，固體發動機地面試車時振動響應測量主要受噪聲的影響。

圖8 某型號一級發動機后裙振動及附近噪聲的相關性Fig.8 Comparison of the vibration and noise curve on the back apron of a I engine in ground test

通過上面的分析可知，造成固體火箭發動機振動環境測量天地差異的根源是：地面試驗時試車臺反射的噪聲影響。常規地面試車時，試車臺周圍反射的噪聲引起的發動機殼體振動很大，而發動機推力脈動引起的振動相比很小。實際飛行中，除氣動噪聲外，周圍的噪聲環境很小，所以在二級飛行段（接近真空的環境下），實測的發動機振動響應（主要是推力脈動誘發的振動）很小。結合圖6的某型二級固體發動機常規地面試車與高模試車時，發動機前后裙位置的振動均方根值比較，分析該常規試車臺噪聲引起的振動響應占振動測量結果的比重達90%以上，發動機推力脈動引起的振動響應占比在10%以下。當然，不同規模的發動機、不同的試車臺反射的噪聲水平不同，噪聲在振動測量結果中的貢獻量也是不同的。

3 結論

本文通過對固體火箭發動機地面試車和飛行試驗振動測量結果的綜合分析，可以得出結論：對于固體火箭來說，其主動段飛行振動環境的最主要來源是氣動噪聲引起的振動，相比之下固體火箭發動機自身工作引起的振動響應很小。而造成發動機振動環境測量的天、地差異的主要原因是：地面試驗時試車臺周圍反射的噪聲影響。這一結論已經過多個固體火箭型號的飛行試驗及地面試驗結果的考核驗證，該認識對于深入理解固體火箭的振動環境，更好地指導力學環境條件設計具有重要意義。由于固體火箭地面試車的振動環境遠大于真實飛行的振動環境，根據地面試車的振動測量結果制定振動環境條件時，可以適當減少環境條件的設計余量，從而避免設計的振動環境條件過于嚴酷。