面向運載系數提升的總體技術

王小軍

(中國運載火箭技術研究院，北京 100076)

0 引 言

一個國家進入空間的能力決定了其開展空間活動的水平,而運載火箭決定了一個國家進入空間的能力。運載系數指的是運載火箭運載能力與起飛規模的比值,是一個無量綱參數。運載系數是衡量運載火箭綜合性能的一項重要指標,其高低直接反映了運載火箭總體設計能力,并間接體現了一個國家工業體系的基本水平。

中國新一代長征系列運載火箭成功研制應用后,運載能力指標較上一代運載火箭有了較大提升[1],達到了國際水平,如長征五號運載火箭將近地軌道運載能力由8.6 t提升到25 t,地球同步轉移軌道運載能力由5.5 t提升到14 t。與此同時,世界主力運載火箭德爾塔4系列[2]、宇宙神5系列[3]、阿里安5[4]、獵鷹9[5]等火箭的近地最大運載能力為19～23 t。但在運載系數這一關鍵指標上,中國新一代運載火箭與世界領先水平仍有差距。長征五號B運載火箭近地軌道運載系數達到3%,獵鷹9火箭的近地軌道運載系數高達4.1%,德爾塔4系列火箭的近地軌道運載系數最高達3.8%,宇宙神5系列最高為3.6%。國內外主流運載火箭起飛規模與運載系數的統計數據可擬合為曲線,中國新一代運載火箭基本處于平均水平(詳見圖1[4])。

圖1 運載火箭起飛質量與運載系數統計Fig.1 Statistics of launch vehicle take-off mass and launch coefficient

運載系數的高低與總體設計密不可分,總體設計是典型的多目標多約優化問題。在國內外文獻報道中,圍繞運載系數提升提出過單項技術的介紹,但尚未形成體系。

本文從總體設計流程與優化對象出發,提出數據火箭與物理火箭的概念,針對數據火箭,以運載系數提升為目標,按照優化理論,總結形成四大發展方向,結合層級式的總體研制流程,形成總體技術體系,并介紹近年來在新一代運載火箭中的實踐探索,提出未來進一步的發展方向。

1 總體技術體系

1.1 總體設計的優化對象

總體設計是典型的多目標、多約優化問題,是基于需求分析,論證并形成總體技術方案和功能架構的過程,是運載火箭從無到有的過程[6]。由于運載火箭系統過于復雜,規模過于龐大,導致無法直接給出最優結果,所以采取了“逐層設立優化目標,逐層設計求解”的方式。

運載火箭總體設計一般分為四個層級:第一層為總體、氣動、彈道迭代,完成構型論證實現能力滿足;第二層為姿控參與,完成穩定控制;第三層增加載荷計算與結構估重,完成質量閉環;第四層引入電氣、動力、結構等系統,結合可靠性、經濟性、安全性,形成系統設計要求。見圖2。

圖2 層級式的總體設計流程Fig.2 Hierarchical process for the overall design

上述多層級的回路設計中,前三層級主要目標對象為各種總體參數,將這些參數集合定義為數據火箭;第四層級構建了總體與分系統的紐帶與橋梁,目標對象為火箭的具體實現,將其定義為物理火箭。數據火箭是總體設計的主要成果,是物理火箭的設計源頭,決定了運載火箭的原始“基因”,一定程度上決定了運載火箭的運載系數。

總體設計的主要優化對象為數據火箭,通過各類先進技術的應用與實踐,不斷挖掘運載能力、減輕重量,實現運載系數的提升。

1.2 總體技術體系

對于數據火箭的優化,按照設計理念、約邊界、設計方法、辨識回歸四個方向開展總體技術體系的梳理。

1)設計理念:總體設計以參數為核心,在設計中需考慮各類指標的偏差,傳統按照極限偏差包絡設計,這種理念是以犧牲運載能力為代價,為進一步挖掘運載能力,需將偏差設計轉變為概率設計;

2)約邊界:總體設計需要考慮火箭的內在約與外部約,其中內在約一般包括環境條件,外在約一般包括風場條件、航落區要求等;內在約明晰、外界約放寬,均有利于提升運載系數;

3)設計方法:傳統總體設計按照專業獨立開展,流程為串行模式,鏈條長,且各自考慮偏差選取,造成設計余量大;在新一代運載火箭實踐中,部分采用了跨專業協同設計,偏差一次選取,有效控制余量,提升運載能力和運載系數;

4)辨識回歸:在飛行試驗中積累形成了數據庫,結合實測數據開展參數辨識,可指導數字火箭參數選取及偏差縮小,加深對約邊界等理解,有助于提升運載系數。

按照上述四個方向,結合總體層級式設計流程,從運載系數的定義出發,按照提升最大運載能力,減小設計裕度等方向入手,梳理形成總體技術體系,見圖3。

中國在新一代長征系列運載火箭研制中,結合飛行試驗,以上述技術體系為牽引,開展了部分技術的研究與實踐應用。

2 設計理念轉變

傳統研制理念下,總體各專業一般采用極限偏差法,比如安全余量設計、安全系數選取、射前放行條件設計等,設計結果相對保守,余量較大。而在新一代長征系列火箭中,不斷嘗試基于概率設計的方法,以減少余量,提升運載能力和運載系數。

2.1 考慮耗盡概率的安全余量打靶計算方法

安全余量的設置是用來應對飛行中的各種偏差。在標準彈道設計中,該部分推進劑量作為死重考慮,傳統設計中有多種方法,方法1是基于已有數據的類比預估法,當前已不再使用。方法2是考慮混合比偏差進行估算:

(1)

式中:m1為安全余量;m0為總加注量;k,k′分別為額定混合比和混合比偏差;ka為修正系數。在上述方法中,僅考慮了混合比及加注量相關項,且修正系數的選取依賴于經驗,獲得的安全余量準確性存疑。

方法3為均方和法,即將各項偏差引起的推進劑不可用量進行均方和處理:

(2)

式中:ηi為第i項偏差影響項;mo,mf分別為氧和燃的安全余量。

由于設計中難以遍歷所有偏差,一般再考慮1.05～1.2的安全系數。上述幾種方法一般只能用于各子級的獨立設計。

而在新一代中型運載火箭研制中將設計方法進一步發展,從方法誤差、工具誤差、非制導誤差三方面進行影響因素細化,建立各類偏差模型,并形成飛行動力學模型[7]。同時引入如預測關機、攝動/迭代制導、利用系統等全箭耦合因素,用于全箭飛行過程的蒙特卡洛打靶仿真,通過對大量模擬試驗的結果進行統計,形成考慮不同子級耗盡概率狀態下安全余量的新設計方法。以某新一代中型火箭為例,隨著一級耗盡概率的提升,二級安全余量需求增加,見圖4;但運載能力最優值并非單調變化,其最優點對應在一級耗盡概率70%附近,見圖5。

圖4 一級耗盡概率與二級安全余量關系Fig.4 Relationship between the exhaustion probability of the first stage and the safety margin of the second stage

圖5 一級耗盡概率與運載能力的關系Fig.5 Relationship between the exhaustion probability of the first stage and carrying capacity

通過上述方法的應用,大幅度提高了安全余量設計仿真的精細化水平。經比對,新一代運載火箭中安全余量在總加注量占比進一步優化,支撐了余量的釋放和運載系數提升。

表1 安全余量占子級總加注量比例Table 1 The proportion of safety margin of the total fuel

2.2 基于六自由度的打靶評估方法

qα是氣動載荷因子,代表飛行動壓q與飛行攻角α的乘積,它是火箭射前放行的關鍵指標之一。以往在進行射前qα放行評估工作時,采用的是基于三自由度瞬時平衡模型的無干擾標準彈道,計算高空風場下的飛行qα,考慮固定余量后,與放行值進行對比,評估火箭在該高空風場下是否可以放行[8]。存在余量留取不合理使得載荷設計工況偏保守,任務適應性不高影響火箭射前放行概率等問題。

隨著技術的發展,目前中國運載火箭已經全面采用基于TGNC(彈道-制導-姿控)全六自由度模型的qα閉環仿真評估放行方法。其核心思想是基于姿態變化的動態過程,通過蒙特卡洛模擬打靶仿真技術,綜合考慮風場和火箭等各項偏差,采用“均值+方差”的方法對qα上限進行概率評估,確認火箭是否可以放行。

運用基于TGNC的模擬打靶評估技術,可以客觀反映火箭偏差在實測風場中引起的qα散布大小。對各型號的應用分析表明,該方法在設計包絡風場中不影響放行,即對傳統方法中合理的因素沒有產生負面影響,而在極限條件下,可以避免出現誤放行的情況,能夠客觀預示出特殊風場中qα散布較大的風險。比對分析見圖6。

圖6 運載火箭qα計算結果對比Fig.6 Comparison of the qαresults

2.3 基于可靠性的安全系數量化方法

為確保結構可靠性,結構設計時一般在使用載荷基礎上乘以一定的安全系數。影響結構安全系數的因素主要包括載荷不確定性、材料力學性能波動和生產質量分散性、強度計算和試驗驗證不確定性等,對應可靠性相關參數分別為載荷變差系數、強度變差系數及試驗驗證的充分性(試驗子樣個數)。中國運載火箭一直采用傳統安全系數設計方法,其具有應用簡單方便的特點,但主要繼承于以往型號經驗。與國外先進火箭相比,中國某些載荷確定性好的工況安全系數取值還有進一步降低的空間,如發動機推力引起的軸壓載荷(靜態部分)中國取1.4,而蘇聯“質子”火箭取1.3,“大力神”和“阿里安”火箭取1.25。橫向靜載荷的安全系數中國火箭取1.4或1.5,而美國火箭取1.3[9-10]。

為解決傳統方法的不足,研究人員提出了基于可靠性的安全系數量化設計技術[11],應用應力-強度干涉理論,建立了可靠性與安全系數量化模型,將可靠性設計引入結構設計。

常用的可靠性安全系數包括基于平均強度和平均載荷的安全系數f0和最小強度與最大載荷的安全系數fR。將強度和載荷用概率方法表示。若載荷、強度均服從如圖7所示的正態分布,載荷總體均值為μL、標準偏差為σL,強度總體均值為μS、標準偏差為σS。

圖7 載荷與強度概率密度函數Fig.7 Probability density function of the load and strength

若結構要求的可靠度系數為u0,則可靠性安全系數f0為

(3)

式中:CVL=σL/μL為載荷總體變差系數;CVS=σS/μS為強度總體變差系數。

采用基于可靠性的安全系數量化設計技術,可指導安全系數有效降低,若安全系數降到1.2,綜合結構輕質化水平整體提升約10%。以某5 m直徑大型火箭為例,基于高可靠低安全系數設計及先進結構設計技術,可降低結構系統質量約2.6 t,實現運載系數的提升。

2.4 小 結

基于概率的設計理念已在總體設計中推廣應用,除上述技術外,總體在分離仿真方法、增壓設計方法、起飛漂移量計算、落區預示等方向上持續推進開展基于概率的設計方法改進及應用研究,為數據火箭釋放余量,提升運載系數。

3 約邊界放寬

約邊界也限制了火箭運載能力的提升,按約類型可分為內在約與外部約。針對內在約,需要結合火箭的飛行剖面,開展環境條件的精細化預示與主動控制,為各系統提供更舒適的設計使用條件,降低自身重量;針對外部約,需采用先進技術實現約條件的放寬,釋放設計余量,支撐運載能力的發揮,提升運載系數。

3.1 環境條件精細化預示與主動控制技術

近年來,長征系列運載火箭在隨機振動環境、星箭界面低頻振動環境、噪聲環境、尾段熱環境等方面持續開展研究與實踐,為結構減重創造條件。

1)隨機振動環境條件優化

傳統采用等帶寬隨機振動環境條件設計方法,該方法得到的加速度響應總均方根遠大于實測值。以某實測值為例,在20 Hz～2000 Hz范圍內的總均方根值為13.02g(本文中g代表標準地球重力加速度9.8 m/s2,是加速度值的衡量基準,下同),但設計得到的總均方根值為21.44g。

采用1/6倍頻程法,計算得到變帶寬功率譜密度曲線[12],相比于傳統等帶寬功率譜密度曲線更加平滑,總均方根僅有15.07g,遠小于原設計結果,總均方根降低約30%,見圖8。

圖8 等帶寬與1/6倍頻程變帶寬隨機振動環境試驗條件Fig.8 Random vibration environment of the equal bandwidth and 1/6 octave variable bandwidth

2)星箭界面低頻振動環境主動控制

衛星在火箭發射過程中要承受從星箭界面傳遞而來的復雜振動環境,包括低頻振動環境和高頻隨機振動環境。其中,高頻隨機振動主要由噪聲激勵產生,而低頻振動主要由發動機推力和氣體脈動壓力激勵引起,并沿箭體傳遞到星箭界面。

針對低頻振動環境,工程上采用顆粒阻尼器[13]開展了主動控制的嘗試與驗證。通過在中心承力筒上采用的顆粒阻尼器,設定正弦激勵5 Hz～100 Hz,加速度為0.3g和0.5g,顆粒體積填充率為90%時,地面振動試驗結果如圖9所示,可見在一階共振峰有明顯的減振效果,一階峰值減振幅度達到35%以上。

圖9 顆粒阻尼器減振效果Fig.9 Damping effect of the particle damper

3)整流罩噪聲環境主動控制

運載火箭在整個主動飛行段要承受起飛段的發動機噴流噪聲環境和跨音速段的氣動噪聲環境。寬頻帶隨機噪聲作用在火箭箭體上,會產生高量級的結構響應,惡劣聲振環境極易導致有效載荷、設備和箭體結構的破壞。國內外各型火箭的噪聲環境條件如圖10所示,從圖中可見,世界先進運載火箭的噪聲環境量級最低僅為131.4 dB,而中國長征系列運載火箭的噪聲環境量級普遍在140 dB以上。

圖10 運載火箭噪聲環境條件比對Fig.10 Comparison of noise environmental conditions of launch vehicles

為改善運載火箭的噪聲環境,研制了分布式柔性管穿孔板[14]。針對該柔性管吸聲結構,在某任務中搭載整流罩飛行,飛行測量星箭界面處隨機振動加速度響應總均方根量級僅約1.0g,以往其他飛行任務星箭界面處隨機振動總均方根量級約2.0g～3.0g,表明柔性管吸聲結構對噪聲環境產生明顯的衰減,進而起到減振的目的,減振量級超過6 dB,見圖11。

圖11 吸聲結構飛行結果與歷史任務比對Fig.11 Comparison of flight effects with sound-absorbing structures

4)底部熱環境的精細化

底部熱環境設計是液體運載火箭熱環境設計的重要項目,長期以來底部熱環境設計的難點工作之一。伴隨著新一代長征系列運載火箭的研制,解決了多噴管底部熱環境設計的有無問題。在某新型火箭的研制過程中,底部發動機噴管變得更多,噴管的個數高達7個,底部熱環境問題變得異常復雜,同時底部熱流的峰值將超過1 MW/m2。針對底部熱環境設計,通過開展多機并聯對流熱預示方法研究、多機并聯輻射熱預示方法研究,見圖12,并結合新一代運載火箭飛行試驗數據,開展天地一致性回歸辨識及舵噴流干擾風洞試驗技術研究,顯著提升了底部熱環境設計精細化水平,并應用在底部熱環境設計過程中,實現底部熱流降低30%。

圖12 某狀態7機工作熱流仿真Fig.12 Heat flow simulation of 7 engines

3.2 殘骸落區控制技術

落區約是外部約的重要組成部分。近三年來,中國內陸發射場分別承擔了86%(2022年)、91%(2021年)、82%(2020年)的發射任務,在運載火箭發射過程中,需要將殘骸落區調整到人口稀少地區,帶來能力損失,影響運載系數。

2019～2022年,長征系列運載火箭先后突破了基于柵格舵的落區控制[15]、基于翼傘的助推器落區控制[16]等技術,可將現有落區面積縮小70%以上,圖13給出了某火箭的柵格舵。

圖13 某火箭發射中的柵格舵Fig.13 Grid fins during a rocket launch

結合落區控制技術,可大幅縮小落區范圍,放寬火箭總體優化中對于飛行程序角和級間比等的約。在某新一代中型系列火箭論證中,以西昌為發射場,由于落區受限,運載能力較最優狀態損失2 t,若增加落區控制措施,考慮增重后運載能力依然可提升1 t以上。

3.3 考慮相關性的高空風場偏差設計技術

高空風場是火箭飛行的典型外部條件,而風場存在實時變化、隨機性強的特點。偏差風場設計難度大,其合理性與準確性影響了飛行過程彎矩載荷的大小[17],影響結構重量。而傳統高空風場設計中,將風場假設為關于高度的函數,打靶仿真中一般采用兩種方式生成隨機風場。

第一種為整層均一偏差法,不同高度層的風場參數整體增大或減小一個隨機偏差項。這種方法形成的風場風切變小,不能覆蓋真實情況。

第二種為逐層隨機偏差法,不同高度層的風場參數單獨增大或減小一個隨機偏差項。該方法將導致風速沿高度為鋸齒狀,風場模型風切變較大。

結合某基地實測北向風速數據,高度相近的風場風速相關性較強;高度差較大風場風速相關性較弱。由任意兩個高度層間風場參數的相關系數可組成一個對稱的相關系數矩陣。

引入相關性矩陣后,可重新生成高空風場,相較以往的兩種方法,該方法偏差分布特征更符合實際風場數據,可提高偏差彈道打靶的可信性和精細化程度。利用該方法仿真得到的qα值與真實風場樣本下的qα值誤差在5%以內,見圖14,遠高于另兩種偏差建模方法。

圖14 考慮相關性的偏差法下真實樣本與仿真樣本對比Fig.14 Comparison of real samples and simulation samples under deviation method considering correlation

3.4 小結

總體持續開展內在及外部約條件的優化,一方面提升預示精度,改善偏差設計方法,另一方面采用主動控制技術,包括儀器艙等重要艙段的噪聲環境主動控制、振動環境主動控制,及尾艙熱環境高效防護等,支撐數據火箭約條件優化,實現結構減重和運載能力提升。

4 設計方法改進

傳統采用串行的設計方法,各專業獨自選取偏差,設計余量較大。在新一代運載火箭研制實踐中,已開展飛行載荷聯合優化控制、末級貯箱箱壓控制等應用,實現了部分跨專業協同設計,通過偏差一次選取,共同使用,降低設計余量,提升運載系數。

4.1 飛行載荷多專業聯合優化控制技術

總體通過彈道、姿控、載荷計算等多專業聯合,實施彈道風修、主動減載、發動機推力調節等多種方法,主動降低飛行載荷[18-19],支撐結構減重。

1)彈道風修正

運載火箭飛行穿越稠密大氣過程中,由于高空風的存在,會在箭體上產生附加氣流攻角,對火箭飛行中的氣動載荷產生較大影響。經統計,攻角引起的彎矩載荷占比達60%～80%。為降低載荷,在彈道設計上,通常采用調整飛行姿態以減小飛行中氣流攻角,即高空風修正技術。

中國的風修正技術應用可追溯至長征三號運載火箭,經過多年發展,逐漸發展出單向風修正、雙向風修正、預選風場風修正和準實時風修正等彈道風修技術。單向風修正一般僅修正射面內的平穩風攻角;雙向風修正是對射面內及橫向平穩風場均進行修正。預選風場修正是依據統計風場開展彈道設計,缺點是時效性較差,適應性不強。

隨著彈道設計技術和保障條件的提升,目前長征系列運載火箭已經普遍采用準實時雙向風修正技術,具備了在射前根據實際高空風剖面進行雙向通道修正的能力,見圖15。以中國某新一代中型火箭為例,彈道風修正可降低火箭飛行過程中的氣動載荷達20%,為結構減重、提升運載系數創造條件。

圖15 風修正技術方案的發展歷程Fig.15 Development of the wind compensation technology

2)主動減載控制

在飛行過程中可通過主動減載控制進行切變風在線攻角修正。其基本原理是通過在姿態控制回路中增加一路信號反饋,在傳感器敏感到風作用時調整箭體姿態,減小載荷攻角。

文獻[18]采用“瞬時平衡”原理分析了采用加速度表反饋主動減載時的平穩風載荷攻角和切變風載荷攻角,得出主動減載對于減小平穩風導致的載荷攻角是無益的,平穩風干擾只能靠彈道風修正技術消除,而對于減小切變風導致的載荷攻角是主動減載有用的。在新一代運載火箭研制過程中,完成了基于加速度計載荷控制的技術攻關,已成功應用于中國大部分現役運載火箭,取得了較好的效果。

針對某型運載火箭開展主動減載的效能仿真分析,比對了有無主動減載情況下的氣動載荷因子qα,比對結果見圖16。結果表明,主動減載降低了約18%的氣動載荷,從而支撐結構減重。

圖16 典型案例下主動減載的作用Fig.16 Performance of the load relief in a typical case

3)發動機推力調節

基礎級通過采用發動機推力調節,可降低飛行最大動壓、控制過載,有助于在起飛段實施健康監測[20-21],也支撐了垂直起降回收的應用。在中國長征系列運載火箭中,某型號基礎級通過發動機節流,實現了飛行動壓下降32%,見圖17,通過進一步控制飛行攻角,可有效降低飛行載荷。

圖17 某型號節流前后時間-動壓時間歷程比對Fig.17 Comparison of time history of dynamic pressure before and after throttling adjustment

火箭在發動機關機前進行推力節流,可降低發動機關機引起的動態載荷。某型號基礎級多臺發動機關機不采取節流的沖擊載荷明顯大于采取節流的載荷[8]。

4.2 考慮動力學與熱力學耦合的末級箱壓控制技術

末級通過長時間滑行及多次啟動,可有效增強任務適應性,提升部分任務運載能力。在低溫氫氧末級的滑行應用中,深低溫推進劑產生晃動,由于氣液之間的傳熱和相變加劇,氣枕壓力會大幅降低,將導致二次起動前無法滿足發動機最低泵入口壓力,影響發動機正常工作。

減小滑行段箱壓降幅是攻克該難題的最優途徑。傳統的增壓計算按照滑行段壓降極限偏差考慮,相關系數根據數據包絡、基于歷史數據的姿控等關鍵變量篩選及數值擬合等方法確定,精度和任務適應性一般;特別是針對再次起動前推進劑剩余量較少的淺箱起動任務,傳統的包絡分析方法給出的起動前補壓耗氣量成倍增加,更是凸顯了滑行段箱壓變化控制的重要性。

在新一代運載火箭研制中,實現了姿控與增壓聯合設計,首次建立了動力學與熱力學耦合模型,并建立物理模型。當姿控噴管工作時產生俯仰或偏航通道的控制力,由于控制力的作用線與滑行段箭體質心之間具有一定的距離,因此該作用力將產生繞質心的力矩,從而在工作期間使箭體產生角加速度,該角加速度影響氣液晃動及換熱。

(4)

M=F·L

(5)

式中:α為角加速度;M為俯仰/偏航力矩;I為俯仰/偏航方向轉動慣量。

對于貯箱內氣枕區域的混合氣體與低溫液體界面的蒸發冷凝:

(6)

Pf=RfρfTf

(7)

(8)

式中:R表示氣體常數;ρ表示氣體的密度;P表示氣體壓力;T表示溫度;Mtra為氣液界面蒸發或冷凝質量流量;a為蒸發冷凝系數;下標f表示混合氣體,vap表示氫蒸汽,nc表示不冷凝的氫氣, sat表示飽和蒸汽。

基于此,建立了微重力、晃動條件下的動力學與熱力學耦合模型,并對中國首次氫氧末級淺箱起動任務的滑行段壓降進行仿真分析,見圖18,提出了姿控噴管開啟門限優化方案,使得滑行段壓降顯著減小。該方法經過型號應用,飛行結果與仿真分析結果一致性高,表明了其高精度和適應性。

圖18 某型號液氫貯箱滑行段氣液兩相溫度仿真Fig.18 Simulation of gas-liquid two-phase temperature in the sliding phase of a liquid hydrogen tank

該技術的應用,使得某型號發射700 km～1000 km SSO任務能力提升10%以上。

4.3 小 結

上述技術僅是總體跨專業聯合設計技術應用的部分實踐,當前中國運載火箭技術研究院已開發出總體多專業協同設計平臺,實現了數據火箭的在線閉環設計,具備了更多專業協同的條件。未來將持續豐富專業設計工具,完善協同設計方法,減少設計余量,提升運載系數。

5 辨識回歸

偏差范圍設計的合理性是影響火箭運載能力的關鍵環節,當前長征系列運載火箭已完成超過460次飛行試驗,積累了豐富的遙測數據,圍繞飛行數據開展了辨識回歸,提升對參數偏差、設計裕度等認識水平,實現能力挖潛、運載系數提升。

5.1 飛行外載荷辨識技術

運載火箭飛行干擾多、環境復雜,實際載荷水平一直是未知之謎,直接影響載荷精細化設計水平。因此,亟需研究發展多點或分布載荷辨識技術[22],為載荷優化設計提供準確輸入。

采用小波變換[23]對某中型火箭星箭界面過載測量數據進行飛行載荷辨識,辨識結果詳見圖19。辨識過程中,主要對箭體橫向一、二階的彈性位移響應進行識別,結果見表2。識別結果一階彈性位移Y向為0.0110 m,Z向為0.0265 m,綜合合成彈性位移為0.0287 m;二階彈性位移Y向為0.0127 m,Z向為0.0112 m,綜合合成彈性位移為0.0169 m。在彈性載荷設計時,一階彈性位移計算值為0.133 m。由此可見,一階彈性位移識別結果為設計值的22%,具有較大的余量。值得注意的是,從辨識結果看,二階彈性位移約占一階彈性位移的41%,箭體也存在較大的二階彈性振動。

圖19 星箭界面Y向過載與一階和二階加速度辨識結果Fig.19 The identification results of Y-direction overload at the satellite-rocket interface

表2 廣義位移計算值與識別結果Table 2 Generalized displacement calculation and recognition results

通過以上結果對比可見,在計算彈性載荷時,應考慮橫向二階模態的影響,但綜合辨識得到的前兩階彈性廣義位移值,計算使用的彈性廣義位移值仍存在較大的優化空間,若使用辨識結果,則彈性載荷可減載60%以上。

5.2 推進劑剩余量辨識評估技術

推進劑剩余量直接影響運載能力,通過對飛行數據辨識,多型火箭發射任務的實際推進劑剩余量與設計值之間存在一定差異。該現象表明總體設計采用的偏差量與實際飛行子樣不匹配,影響了運載火箭的總體設計偏差量選取和運載能力裕度。

針對以上問題,總體在設計、飛行、回歸三個環節,重點從安全余量的設計值統計、推進劑實際剩余量統計基準方法、實際剩余量情況與設計值匹配分析三個方面進行方法統一和回歸分析。同時結合多型火箭運載能力評定成果,根據飛行試驗小子樣、序貫的特性,形成基于實際飛行剩余量的安全余量小子樣遞歸鑒定結果,為各型運載火箭的運載能力釋放提供科學依據。

以某火箭為例,其助推器推進劑剩余量均值較設計值偏多約51～69 kg,見圖20,提示可以通過設計偏差調整,挖掘運載能力余量。

圖20 某火箭助推器剩余量統計Fig.20 Statistics on propellant residue of a type of rocket boosters

5.3 小 結

當前,總體結合飛行數據仍在推進多項數據辨識工作,如阻力系數的精確辨識,基于風攻角測量的氣動特性辨識,質心橫移辨識等,這些工作將指導總體進一步實現偏差的精細化,提升設計水平,提高火箭運載系數。

6 未來發展展望

在新一代運載火箭的研制中,結合技術體系開展了大量的實踐與探索,有效支撐了運載系數的提升。同時,近年來人工智能、數字化信息化手段等推動了各領域技術飛速發展,未來運載火箭總體技術中也將進一步深化先進技術的應用,提升總體設計能力,涉及方向有:

1) 進一步提升人工智能在總體設計中的應用,大幅提升總體設計效率,提升關鍵參數大數據的分析和辨識能力;

2) 構建并完善總體協同設計與多專業聯合仿真平臺,促進總體、氣動、姿控、制導、動力、載荷多專業聯合仿真,進一步優化設計余量,實現技術性能的持續挖潛和提升;

3) 持續推進基于模型的系統工程研制模式轉型,實現總體、系統與單機基于模型交付的新模式,建立設計與生產打通的數字孿生系統,進一步控制設計偏差,提升火箭性能。

7 結語

本文面向運載系數提升這一核心指標,結合總體設計的對象,從設計流程與優化對象出發,開展四個方面的梳理,并提出了總體技術體系。在文章中,總結了部分技術的實踐情況,同時也指出了仍在攻關及后續發展的方向,具體有:

1) 設計理念方面

考慮概率設計的安全余量計算方法、放行評估方法等已在新一代運載火箭實踐中應用,支撐了余量的釋放和運載系數的提升。后續將在分離設計、增壓設計等環節進一步拓展應用。

2) 約邊界方面

環境條件精細化預示與主動控制支撐了結構減重;落區控制技術實現了外界約的放寬,有效提升運載能力;高空風場偏差的準確性提升,釋放了載荷余量,有助于結構減重。后續將進一步開展內外約邊界的精細化與主動控制,以提升運載系數。

3) 設計方法方面

在飛行載荷聯合優化控制、末級箱壓控制等方向實踐了跨專業協同設計方法,通過偏差一次選取,共同使用,降低設計余量,提升運載系數。后續將進一步拓展總體多專業協同設計應用。

4) 辨識回歸方面

圍繞飛行數據開展了載荷辨識回歸、推進劑剩余量辨識等工作,提升了對偏差、設計裕度等認識水平。后續將持續推進氣動特性、質量特性等飛行辨識,深挖設計余量,提升運載系數。

圍繞運載系數仍將持續開展攻關,并引入智能化等新的工具手段,助力設計效率等提升。同時需要指出的是,未來運載火箭發展的重要方向還包括重復使用、智能飛行等,需要開展技術攻關,通過與運載系數提升相結合,構建出完整的總體技術體系,支撐實現運載技術的跨越發展。