液體火箭發動機結構動力學設計關鍵技術綜述

杜大華，李斌

1.液體火箭發動機技術重點實驗室，西安 710100

2.航天推進技術研究院，西安 710100

大推力液體火箭發動機作為大型火箭的主動力，是火箭的“心臟”，其性能和可靠性直接關系到航天事業的發展［1］。液體火箭主發動機結構復雜、服役環境極端，極致輕量化，復雜燃燒、流動與機械振動等誘發的結構動力學問題異常突出，發動機是導彈武器、航天運載器故障率最高的子系統，可高達51%，且以渦輪泵、推力室、管路連接故障最為常見。據NASA統計，在飛行器所發生的重大事故中，40%均與振動有關。除去人為、超常環境因素外，在重復載荷作用下疲勞破壞是影響結構安全性的最主要因素［2］。

在國外，發動機結構振動問題早已引起從事航空航天等科研部門的充分重視，他們對發動機結構進行了系統性研究。在標準規范及設計準則中提出了各種設計、分析和試驗考核要求，如美軍標《Engine structural integrity program》［3］指出，發動機必須滿足結構完整性的要求。建立了《Spacecraft mechanical loads analysis handbook》［4］、《Dynamic environmental criteria》［5］、NASA/ESA模型質量評價標準［6-7］、發動機強度與壽命評定條件［8］、液體火箭發動機評估與試驗要求［9］等，可對發動機結構強度裕度與工作可靠性進行系統性分析。

錢令希院士指出“傳統設計在某種程度上可以說是一種藝術，而優化設計才是科學”。航天器設計主要走以試驗驗證為主的路線，結構設計已從靜態設計轉為靜態、動態設計［10］。傳統的“靜力/疲勞強度設計、動強度校核”以及“非主承力結構等出了動強度問題再說”的設計習慣會造成新研制發動機動力學品質的先天不足［11］。

發動機結構動力學設計技術的發展直接關系到航天器與運載火箭的設計水平，甚至決定著航天任務的成敗［12］。由于中國的航天工業起步相對較晚，在發動機結構動力學設計、評估及標準規范等方面，與美俄航天強國相比仍有一定的差距。另外，隨著航天技術的快速發展，世界各航天大國逐步開展了航天運輸系統的升級換代，商業化驅動下的低成本、重復使用和航班化航天運輸已成為世界各國關注的焦點［13］，開展液體火箭發動機結構動力學設計是可重復使用發動機研制必須解決的關鍵技術之一。

因此，本文針對發動機結構關鍵動力學問題與動力學設計實際工程需要，詳細介紹發動機載荷預計、動力學建模及模型修正、動強度評估與壽命評定、結構動力學優化及抗疲勞設計等關鍵技術，以期為液體火箭發動機結構動力學設計技術的進一步發展提供支撐。

1 載荷預計

將發動機服役的載荷環境分為靜態與動態2大類。靜態載荷包括安裝載荷、預冷載荷、壓力、溫度、離心力和火箭加速慣性力等。動態載荷有：燃燒組件燃燒產生的隨機載荷、渦輪泵流體流動產生流動“噪聲”、通道分流諧波與轉子動不平衡、軸承退化/摩擦產生的旋轉諧波載荷、管道/閥門內流體脈動與沖擊、發動機及火箭飛行中的氣動與噪聲、級間分離沖擊載荷、地面運輸載荷，二級、上面級發動機工作前還將經歷一級或下面級發動機工作時產生的聲振環境。

Harry［14］認為，航天飛機主發動機（SSME）故障主要是由于設計不足，其根源是缺乏對動態載荷的充分了解。MIL-STD-810強調了載荷預示、響應分析和數據統計方法的重要性，需將強度與載荷環境一并考慮。目前，對靜態載荷的研究比較充分，而針對動態載荷的產生機理、獲取途徑、分析方法等方面還有待進一步研究。

1.1 動力學試驗

NASA研究人員Jack Bunting說：“不在現在試驗，就在將來試驗”。發動機典型零部組件及整機動力學試驗在其研制中是一項非常重要的工作。近年來，隨著試驗仿真技術的日漸成熟，“計算試驗”已成為動力學試驗的有力補充。

長期以來，航天結構的靜/動強度主要依賴于力學環境試驗考核［15］。然而，由于試驗能力的限制和試驗成本的約束，在地面上對預期使用環境的真實模擬有一定難度。因此，即便是對力學環境考核試驗，仍需解決以下2個問題：一是實驗室環境試驗條件如何代表真實的工作載荷環境；二是環境試驗條件與真實的工作載荷環境不一致所造成的影響如何評估（如天地一致性問題）。其本質是地面試驗與工作環境下結構損傷的等效問題，而問題的解決依賴于準確的動力學分析和試驗，以及動強度與壽命定量評估方法。

1.2 載荷數據測試

目前，發動機載荷數據的主要獲取途徑有數值計算、地面試驗測試與飛行遙測。利用多場計算軟件及高性能仿真分析平臺，可得到渦輪泵、燃燒組件、管路及自動器的內部載荷。在振動試驗、水力試驗及熱試車等的基礎上，采用先進傳感器技術與測試手段（如光纖應變測量、數字圖像相關（DIC）技術等）對信息智能感知以獲得環境載荷。另外，也可借助飛行遙測數據，采取包絡、統計分析的方法得到載荷數據。

在對測試數據的處理中，目前已制定了相應的規范，如《液體火箭發動機試驗數據處理方法》（QJ1492A-2005）等。通過多源信息融合、大數據快速挖掘及數據特征準確提取，可掌握發動機結構的動力特征與動態響應規律，并可依此制定力學環境試驗條件等。

1.3 載荷識別

發動機3大振源載荷呈現空間分布場的形式，主要集中在中、高頻，振動能量分布的隨機性較大。發動機試車及飛行中，各主部件和界面處所測得的振動加速度是結構響應而并非激勵，將響應數據作為振動激勵的輸入并不合適。因此，需要將激勵源附近測得的加速度轉換成主振源相應位置上的力，即多源復雜載荷識別與等效，重構結構所服役的載荷環境是進行發動機動力學設計面臨的技術挑戰之一。

載荷識別屬于振動的第2類反問題［4］。數學上大部分反問題都是不適定的，即反問題至少不滿足解的存在性、唯一性和穩定性3個條件中的1個。動態載荷識別是利用已知系統的動態特性和響應，反演作用于結構上的外部載荷。發動機多源載荷識別是對發動機部件界面激勵載荷的辨識［16-17］，即動態激勵力的直接測量或間接計算。

Christensen等［18］給出了幾種再現發動機振動環境的方法。Belelloch［19］提出了一種進行發動機振動響應匹配的方法。通過經驗貝葉斯（EB） 方法估計有限脈沖響應 （FIR） 函數，利用FIR函數 、加速度響應和貝葉斯公式，并運用哈密頓蒙特卡羅 （HMC） 采樣器開展了發動機的多源載荷識別［20］。目前，關于外部動載荷（特別是集中載荷）識別方面的研究較多，而關于內部動載荷、分布隨機動載荷辨識方面的研究則較少。另外，研究工作主要集中在針對確定性結構動載荷的識別方法，而對非確定性結構動載荷準確識別卻有一定的難度［21］。

對于液體火箭發動機，可采用基于響應一致的力學環境復現方法，以進行發動機多源振動載荷傳遞路徑分析（TPA）、識別、等效與重構。路廣霖等［22］采用了一種基于Tikhonov加權正則化的TPA技術，通過多源振動載荷傳遞路徑試驗系統，對3大振源同時激勵以獲取激振力與結構響應的相關特征，并分析不同激勵源在不同頻率下對結構響應的貢獻量，如圖1所示。

圖1 多源振動載荷傳遞路徑試驗Fig.1 Transfer path test of multi-source vibration loads

此外，在多源振動載荷等效、傳遞機理及力學環境重構中，西安航天動力研究所研究了發動機多源振動載荷時/頻域等效方法，多源多路徑振動耦合傳遞規律及多源振動對響應的貢獻量，提出了基于逆矩陣法的界面載荷識別技術及基于響應一致原則的力學環境復現方法［23］，以此為基礎并結合試驗構建了液體火箭發動機試驗全景數據庫（圖2）。

圖2 發動機試驗全景數據庫Fig.2 Test panorama database of engines

1.4 振動疲勞載荷譜編制

發動機振動疲勞載荷譜編制是進行結構壽命預測的重要工作?？紤]到發動機振動載荷的復雜性，進行準確的載荷譜編制有一定難度。因此，在考慮綜合環境效應下，通過開展編譜方法研究，提出適用于火箭發動機振動疲勞載荷譜的編制技術。

對載荷譜簡化與加重，必須保證與原始譜的一致性，遵循損傷等效、有限目標、主要損傷部位和損傷模式一致等原則。對載荷譜加速編輯處理［24］分時域、頻域及時頻域方法。時域載荷譜只保留原始數據的幅值、均值、載荷頻次信息。頻域譜能有效反映數據的頻率及能量信息，而現有頻域疲勞加速方法研究主要集中在單軸方面，相關多軸同步加速的方法較少；在加速耐久性試驗中對多軸載荷譜進行編制，可采用小波變換法［25］。時頻耦合疲勞載荷譜編制［26］是基于雨流計數法，可獲得時序下各載荷點的幅值和均值，以及相應發生的頻次；在數據處理中，保留時間軸信息，采取改進的包含時間信息的雨流計數法（RFC），實現對載荷序列的載荷、頻次、頻率的耦合統計，但此方法多針對共振模式的振動疲勞問題。

2 動力學建模及模型修正

2.1 結構動力學建模

有限元法（FEM）、子結構法已成為解決結構動力學問題的主要方法。整體FEM在處理大型復雜結構動力學問題時效率偏低，有時可能會失效；單級子結構法在獲取各子結構間組集關系及模態信息時有很多不足，導致求解復雜結構動力學問題的精度與效率得不到保證。然而，多重多級動態子結構法［27-28］除可彌補上述不足之外，對分析大型復雜結構動力學問題優勢更加明顯。

對于低頻動力學問題，通常采取“積木式”由零部組件到整機的分層級建模思想［29-30］和子結構試驗建模綜合技術。先進行建模技術研究，建立各部件有限元模型；其次，在保證部組件準確建模的基礎上，組集得到整機三維動力學模型；最后，依據試驗數據對數學模型進行修正和確認，最終得到準確的發動機動力學模型。在對原始復雜的物理模型進行合理等效時，需考慮對整機動力學影響較大的重要組件、主要連接等，而忽略對低頻特性影響較小的部件和細節等次要因素，使模型既簡單又能真實地反映結構的低頻特性。因此，總的建模原則是準確模擬發動機的剛度和質量分布，使建立的模型能準確地反映所關心模態的變形能和動能。建模流程如圖3所示。

圖3 發動機結構低頻動力學建模流程Fig.3 Modeling process of low frequency dynamics for engine structures

目前，中國已建立健全了在役、預研火箭主發動機的結構動力學模型（圖4）。在此基礎上，開展了某型120 t級液氧煤油發動機低頻動力學優化設計，并成功應用于新一代三型火箭總體控制及彈簧蹺振（POGO）振動設計［31］。

圖4 發動機結構動力學模型庫Fig.4 Dynamics model library of engine structures

對于中頻動力學問題，一般采用FEM與邊界元法（BEM）［32］、BEM與統計能量法（SEA）組合的混合元法［33］，而分析高頻動力學問題則直接采用SEA［34］。對于FEM，在低頻易于實現且精度較高，但隨著頻率增高，模態數急劇增多，計算量快速增大，且在處理不確定因素較多的問題時能力不足。SEA把研究對象從總體中抽取出來，忽略某些細節，而主要關注結構響應在頻域、空間上的統計特征，該方法適用于分析含有高頻、密模態復雜系統的耦合動力學問題。

2.2 模型修正技術

由于發動機結構復雜、連接與約束形式多樣，材料、工藝、安裝誤差及非線性，無法準確定量的動態阻尼，各種理論假設的引入，對邊界條件的近似，大量的簡化及不確定因素等，使得理論有限元模型難以真實地反映實際結構的動力特征與行為，需要采用模型修正技術對建立的初始有限元模型進行修正［35］。

通常，模型修正最終都要轉化為一個優化問題。主要的模型修正方法有：① 基于模態參數的模型修正［36］，由于模態阻尼受環境及測量條件限制的影響較大，目前基于模態參數的模型修正研究，主要集中在以模態頻率及模態振型為目標函數的修正方法［37］。② 基于頻響函數（FRF）的模型修正［38］，模態參數只表示結構在共振頻率附近的動力學特征，而FRF則表示結構在一個較寬頻帶范圍內的動力學特性，故直接使用FRF進行模型修正可以利用到更為豐富的信息，還避免了模態參數識別帶來的誤差影響。③ 基于時域動力學響應的模型修正［39］，其實驗數據獲取簡單，對于結構非線性、運行狀態結構等難以利用模態參數或FRF數據進行模型修正的情況更加適用。

目前，NASA［6］、ESA［7］已建立較為完善的模型質量評價標準，如SMC-S-004、Chuang［40］、Link和Friswell［41］提出了評價模型修正方法及模型修正效果的準則。此外，西安航天動力研究所也提出了液體火箭發動機結構動力學建模、模型修正與評估的具體要求［12］。

3 動強度評估與壽命評定技術

動強度評估、壽命評定是進行發動機結構動力學設計的重要工作［42］。發動機結構壽命是通過分析和試驗確定結構在給定使用環境載荷下的可靠性壽命。Schijve［43］從哲學的角度提出材料與結構的疲勞應該研究什么。疲勞問題涉及到的研究內容廣泛豐富，是一個多學科問題，見圖5。

圖5 結構疲勞多學科問題Fig.5 Multidisciplinary problems of structural fatigue

確定疲勞壽命有試驗分析法和試驗法。研究疲勞分析方法的目標之一，是降低疲勞分析對于大量試驗的依賴性，減少分析方法中的經驗成分，目前已形成了多種疲勞壽命分析方法。

MIL-HDBK-1530指出，發動機必須滿足耐久性、損傷容限設計等要求。然而，液體火箭發動機因結構復雜、載荷環境極端、失效模式多樣、源數據少、子樣小、地面試驗難度大等諸多因素影響，目前雖然對疲勞現象已有了較好的定性了解，但是壽命定量的準確度仍然有限，針對發動機具體結構/問題的壽命預測方法還處于發展階段，因此很好地認識并理解所有的相關問題非常重要。

3.1 耐久性評定方法

耐久性［44］是發動機在一定時間內抵抗開裂、腐蝕、材料退化、熱降格、涂鍍層熱失配、磨損及內/外部物體損傷的能力。根據應力應變響應表征方式的不同，可分為頻域法與時域法。壽命預測流程如圖6所示。

圖6 疲勞壽命預測流程Fig.6 Process of fatigue life prediction

細節疲勞額定值法（DFR）［45］，是在名義應力法的基礎上提出的一種有效耐久性分析方法，以結構細節疲勞額定值作為固有疲勞特性的度量，將結構的疲勞/耐久性分析簡化為類似靜強度校核的形式，目前已廣泛應用于結構的疲勞壽命初步設計及耐久性分析。當量原始疲勞質量法［46-47］，是通過特定載荷譜下的疲勞試驗直接獲得結構細節處的裂紋形成和小裂紋擴展特性， 進而估算細節在類似載荷譜作用下的疲勞壽命。

對于如渦輪盤、燃燒室等典型結構，在起動/關機瞬變、穩定工作極端載荷作用下，將引起結構初始損傷至疲勞、蠕變與棘輪等多種損傷交互與時序效應［48］，需研究多態交互場景下的結構動力行為、演變規律與失效機理，清楚壽命主控因素，并提出相應的延壽技術。

3.2 損傷容限評估技術

損傷容限［49］是結構在規定的不維修使用周期內，結構抵抗由缺陷、裂紋或其他損傷引起破壞的能力，損傷容限評估是對含損傷結構的裂紋擴展壽命和剩余強度進行分析。

基于斷裂力學的裂紋擴展分析方法是疲勞壽命預測的另一條技術途徑，通常適用于宏觀裂紋擴展階段（圖7）。依據經驗，液體火箭發動機管路等結構的疲勞總壽命受裂紋萌生階段的短裂紋主導，短裂紋階段的擴展行為與同種材料的長裂紋擴展行為有明顯差異。在相同的應力強度因子作用下，短裂紋的擴展速率高于長裂紋，并且在低于長裂紋門檻值的情況下短裂紋仍能擴展，即所謂的“短裂紋效應”。

圖7 裂紋擴展過程Fig.7 Process of crack growth

依據Paris裂紋擴展速率定義，考慮殘余塑性變形，采用Newman塑性閉合模型，引入裂紋前緣三維約束效應對長裂紋進行修正。拓展應用到自然萌生的短裂紋壽命分析，可采用NASGRO裂紋擴展速率公式

式中：a為裂紋長度；N為循環次數；C、n、p和q為與材料有關的參數；f為Newman裂紋閉合公式；R為應力比；ΔK和Kmax分別為應力強度因子范圍和最大值；ΔKth是裂紋擴展閾值；Kc是材料斷裂韌性。

為滿足安全壽命的要求，小于無損檢測（NDI）閾值的裂紋在結構部件的服役壽命周期內不得擴展到非穩定狀態［9］。劉士杰和梁國柱［50］指出，盡管裂紋擴展理論研究早已開展，但目前在國內實際工程應用中對渦輪葉片壽命關鍵件一般不采取損傷容限設計。

3.3 多/跨尺度疲勞分析技術

疲勞發生在微觀尺度上，但最終結果則是宏觀尺度上的疲勞斷裂。疲勞損傷是一個從微觀到宏觀的跨尺度行為，一般都會經歷微觀小裂紋、物理小裂紋、長裂紋等階段（見圖8），小裂紋擴展占總壽命的70%～80%。微觀疲勞模型無法直接用于宏觀結構的疲勞壽命預測，因此需利用多尺度技術建立微觀、宏觀模型之間的聯系，將微觀尺度模型的計算結果拓展到宏觀模型上［51-52］。多尺度疲勞分析法為裂紋形成階段與擴展階段進行統一分析奠定了基礎［53］。通過對跨尺度損傷過程進行數值模擬，弄清結構損傷的演化過程及機理，對結構的剩余壽命預估從細觀的維度提供可行、高效的數值研究手段。Schijve［42］指出，研究工作的第一步應該聚焦于對微觀尺度的觀察，采用金屬物理的理論來描述該現象。

圖8 疲勞壽命的不同階段及影響因素Fig.8 Different stages and influencing factors of fatigue life

液體火箭發動機是由材料-結構-發動機組成的復雜系統，極端環境下結構失效是由不同尺度和層級下相關聯的事件所導致。因此，需研究極端環境下材料-結構-發動機一體化的跨尺度評估體系，進而合理評價發動機系統的概率風險。

目前，多尺度壽命評定方法正在迅速發展。然而，至今所開展的研究多是在材料層面探討疲勞損傷如何在微/細觀尺度上產生、發展，并進而引起宏觀尺度上的破壞；研究對象主要集中在實驗室試驗件，缺乏工程應用實踐。其次，為深入研究損傷機制，需在模型中植入較多微/細觀細節，這會導致模型規模龐大，從而造成高計算成本甚至無法求解，且現有多尺度疲勞分析方法中存在計算精度與成本之間的矛盾，以現有技術條件這種矛盾很難在短期內得到解決。因此，如何建立多尺度模型以最低的計算代價從微、細觀維度研究結構的跨尺度損傷機理及演變過程，以進行宏觀層面上剩余壽命預測是一項極具挑戰性的工作［2］。

3.4 疲勞壽命可靠性

分散系數是結構壽命可靠性的重要指標，為中值壽命N50與指定可靠度指標下使用壽命Np的比值。因加工與使用中材料、尺寸、環境載荷、初始/邊界條件等的隨機性，疲勞壽命通常存在較大的分散性。Schijve［42］認為，影響因素多導致壽命分散性大，對疲勞壽命的準確定量是困難的，但在數量級上具有指導意義，故壽命準確定量是不科學的，只能是可靠估計。確定性壽命預估很難保證壽命的可靠度，傳統的安全系數方法，為了保守設計通常取較大的安全系數，這容易造成使用壽命的浪費，且用概率壽命進行評估將更加科學。由于發動機系統的高功效及結構的高效率，系統對于設計和性能參數不確定性的敏感度就越高［54］。用概率設計裕度代替傳統的安全系數或確定性裕度更能準確地表征結構響應的變化。

文獻［3］提到采用概率設計的思想，要求疲勞設計應當包含“頻率概率設計裕度”與“概率振動應力裕度”2個層次。文獻［9］對使用壽命系數（SLF）提出要求，在考慮疲勞分析系數（FAF）下，低周疲勞（LCF）取4.0，高周疲勞（HCF）為10.0。姜金朋等［55］在考慮材料屬性、幾何參數、工作載荷等變量的隨機性下，通過建立可靠性分析模型來預測液體火箭發動機渦輪葉片概率疲勞壽命，見圖9［55］。近年來，基于數字孿生［56］、代理模型［57］等技術研究概率疲勞壽命的分析方法也得到了發展。

圖9 概率壽命分析流程［55］Fig.9 Analysis process of probabilistic life［55］

4 結構動力學優化及抗疲勞設計

對發動機結構按照動力學指標要求進行設計，以滿足對振動特性、響應及穩定性的要求。通常情況，結構動力學設計實際上是動力學優化設計。結構優化［58］涉及研制全過程，需考慮發動機結構各設計準則要求，采用優化設計技術以實現結構的預計功能。近年來，基于可靠性［59］、魯棒性［60］等優化設計方法已成為研究的重點。Schijve［42］建議，承受動態載荷的結構應進行抗疲勞設計，如何進行抗疲勞設計顯然與所要實現的目標相關（圖10）。此外，抗疲勞設計需要理解、想象和經驗，是一項極具挑戰性的工作。

圖10 與抗疲勞設計有關的課題Fig.10 Topics related to anti-fatigue design

4.1 渦輪泵系統抗復合疲勞設計

渦輪泵是泵壓式液體推進劑供應系統與控制系統的重要部件，是液體火箭發動機故障率最高、危害性最大的部件，也是可重復使用發動機中使用壽命最短的主部件［61］。幾乎所有大型液體火箭發動機渦輪泵在研制或服役過程中均發生過疲勞導致的故障，涉及到渦輪泵所有零部組件，如掉葉、斷軸、軸承故障、密封失效及靜子葉柵裂紋等。渦輪泵疲勞是可重復使用發動機必須重點解決的問題之一。因此，研究渦輪泵復雜載荷預示與耦合作用機理、振動抑制及抗疲勞設計方法對于大推力發動機研制有著重要的意義，如圖11所示。

圖11 渦輪泵流體激振模式Fig.11 Modes of fluid excitation in turbine pumps

中國為解決某型高壓補燃液氧煤油火箭發動機渦輪泵振動大的問題，開展了泵流體激振機理及振動控制技術研究。通過建立渦輪泵流體激振分析模型、流固耦合模型、阻尼密封和轉子動力學模型，揭示泵流體激振（空化［62］、動靜干涉［63］、間隙密封流體激振等）的特征、機理及影響規律，形成系統有效的渦輪泵流體激振分析、評估技術，突破了補燃發動機渦輪泵流體激振控制技術（額定工況下振動量級降低約62%）。

渦輪泵動力學設計主要面臨2大類問題：一是渦輪泵軸系及其支撐結構的轉子動力學問題，涉及轉子臨界轉速、動平衡、穩定性、次/超同步振動、動力學優化、關鍵裝配參數影響、相關的轉子/密封動力特性試驗等；二是流致振動問題，主要包括誘導輪空化激振［64-65］、動靜干涉流體激振［63］、間隙密封流動激振［66］及渦輪流體誘發振動［67］等。對于一次性使用發動機，應重點關注誘導輪空化激振、轉子系統振動水平過高、流固耦合共振、輪盤行波振動、應力集中與加工缺陷等。對于可重復使用發動機，應進行軸低/高周振動疲勞、泵高低周復合疲勞/超高周疲勞與渦輪葉盤低周熱機疲勞、蠕變加速損傷下高周振動疲勞等研究。渦輪泵抗疲勞設計具體內容包括：

1） 渦輪泵流體激振控制的首要任務是控制誘發渦輪泵振動的流體激振力，即進行流場優化，控制空化、流固耦合以及湍流等各種誘發振動的因素。如對渦輪靜子葉片數及其不對稱非諧設計，可降低渦輪腔內壓力脈動；改變動、靜組件葉片數以提高葉片的耦合階次，增加轉動件、支撐結構的剛度與緊固件的擰緊力矩。

2） 動特性分析與設計，利用Campbell圖、SAFE公式、“三重點”法進行振動安全評估與抗共振設計。

3） 動響應分析，考慮流體黏性阻尼與結構阻尼，開展基于動響應測試反演系統阻尼參數的識別技術研究，如“whirligig”試驗。

4） 開展振動傳遞路徑優化與振動響應控制，如阻尼密封（圖12）可降低振動傳遞率及提高轉子穩定性，將渦輪盤-軸連接方式由整體式改為分體式（圖13）、盤上采用隔熱阻尼層可增加結構阻尼，從而減小振動響應。

圖12 阻尼密封Fig.12 Damper seals

圖13 渦輪盤-軸連接方式Fig.13 Connection methods between turbine disk and shaf

5） 對于渦輪內聲共振問題，聲共振的能量源自分離流引起的脫落渦，目前控制聲共振常見的方法主要是對尾跡進行干預［68］。

6） 對于渦輪葉盤，需考慮起動/關機、變工況過渡過程力熱沖擊效應、時序效應與交互耦合損傷的影響，研究復合疲勞分析方法。

7） 疲勞小裂紋擴展技術，研究燃料泵帶小裂紋結構在振動環境下的壽命評估技術，給出裂紋量化檢測標準。

8） 對于超高周疲勞問題，需研究材料的超高周疲勞性能及壽命評估、試驗方法。

9） 其他還需解決寬范圍軸向力平衡、高速重載軸承、高速密封、轉子穩定性以及增材制造結構強度評估等一系列關鍵技術。

4.2 推力室結構熱機疲勞控制

燃燒部件包括推力室與燃氣發生器，發生器的主要失效模式及研究方法與推力室類似，在此不做專門介紹。推力室是發動機的主體，其故障率位于整個發動機故障的第2位，故障主要涉及流熱聲振耦合［69］、熱機疲勞（TMF）［70］、噴注耦合振動［71］和噴管側向力問題［72］等。研究表明，推力室的失效模式受多種因素影響，主要是塑性應變及低周疲勞、高溫蠕變、棘輪應變效應等；同時這些因素以相互耦合的形式作用到結構上，使對結構失效機理的分析變得更加復雜，熱機疲勞是燃燒部件熱結構最主要的失效模式之一。

SSME、Vuclain和RS-68等高壓大熱流密度火箭發動機在多次熱試車后，在推力室喉部上游收斂段均出現不同程度的裂紋，并產生“Dog house”現象［73］。RD-170、RD-180推力室在多次熱試車后，在推力室喉部附近的涂鍍層上產生了明顯的裂紋。中國某型氫氧火箭發動機推力室內壁在經過4次試車后也出現梳狀裂紋，內壁向燃燒室內鼓起。

目前，中國已進行了再生冷卻推力室［70］及渦輪盤［74］等典型熱端結構低周疲勞壽命預測及延壽技術研究。通過分析起動/關機瞬變、穩定工作過程復雜多場載荷耦合作用機制，研究了主要失效模式、交互損傷機理及壽命預測方法，并進行了抗疲勞設計，研究成果已為發動機典型熱應力結構可靠性提升、可重復使用發動機壽命型可靠性設計等提供關鍵技術支撐。

對于再生冷卻推力室熱機疲勞控制與重復使用技術，主要從以下幾方面考慮：

1） 開展發動機熱力組件高效穩定燃燒及裕度評估技術研究，提高穩定燃燒質量，降低振（聲）源強度。

2） 采用長壽命的內壁材料（高激活能、高強度與蠕變強度，合理熱導率與延展性）。

3） 采用可靠冷卻技術，如內壁采用多條液氣膜內冷卻環帶［75］、人為粗糙度強化換熱［76］、內壁銑槽結構和熱障涂層（TBC）［77］等。

4） 在保證極限承載能力的前提下，采用允許內壁變形的低剛度外壁，可降低推力室內壁應力比R，但這與外壁具備良好的承載能力相矛盾。

5） 優化技術，如新工藝、冷卻方式、冷卻通道結構形式與尺寸參數［78］、工作時序（特別針對力熱沖擊問題）、壓力/溫度參數等。

4.3 管路與連接結構抗疲勞設計

管路系統是發動機介質傳輸與能量傳遞的重要通道，是發動機故障率較高的組件之一。故障模式多為低周大應力疲勞與密封失效，主要是由強振動、異源/多源機械載荷激勵與非協調振動所引起，且多發生在焊接結構、尺寸/缺口效應顯著等位置。

管路與連接的故障模式多樣，隨機影響因素眾多，多源/異源/多場耦合作用機理復雜，目前尚缺乏有效的評估方法，試驗驗證難度大，且對管路結構進行抗疲勞設計存在一定的困難。疲勞是連接接頭的藝術［42］，采用完全理性的方法來定量考慮對疲勞的影響因素是困難的。

至今，中國已開展了大量的發動機管路連接結構振動疲勞壽命預測與驗證技術研究工作，見圖14。建立了液體火箭發動機力學環境載荷分析、疲勞載荷譜編制、基于損傷累積的管路連接結構疲勞壽命預估、基于損傷等效與壽命一致性原則的壽命驗證試驗的統一分析方法［79］，形成了發動機管路結構強振動下壽命定量分析及判斷準則。另外，進行了泵后擺發動機高溫高壓燃氣搖擺軟管關鍵結構設計技術研究；解決了搖擺軟管構型及其數學描述問題，完成了結構安全裕度評價方法和設計準則研究，開展了燃氣和燃料搖擺軟管的結構優化設計，并在高壓搖擺特性、壽命、穩定性及熱態搖擺等試驗技術方面取得了重大的技術突破。

圖14 管路及連接結構壽命預測流程Fig.14 Life prediction process of pipeline and connection structures

對液體火箭發動機管路系統振動進行主被動控制，開展管路與連接結構的抗疲勞設計，主要從以下幾方面考慮：

1） 合理選取結構材料。

2） 一體化設計，降低缺口效應、尺寸效應、剛度不匹配的影響。

3） 減小加工、焊接、裝配等對疲勞性能的影響。

4） 進行管路頻率管理設計與動增益控制設計，如俄羅斯中央機械研究院要求“所有管路振動放大系數不能超過7”。

5） 降低結構形式、敷設、約束對動強度的影響，提高接頭疲勞強度；優化管線空間走向，利用約束阻尼層；優化卡箍結構、數量及約束位置，采用高阻尼支撐卡箍，并提高固定基礎剛度［80］。

6） 避免異源激勵、基礎運動等非協調振動問題。

7） 對于柔性管路流體引發的振動問題，可按文獻［81］進行分析評估。

8） 模擬真實工作力熱環境下，開展管路振動疲勞可靠性等效試驗驗證。

焊接結構的疲勞性能受多種因素影響，疲勞開裂中裂紋萌生對壽命的貢獻是可以忽略的，不能將焊接結構的疲勞失效問題僅歸結為焊接質量問題，需要考慮殘余應力的影響；另外既要重視設計，也要重視驗證［82］。因此，需要加強焊接結構的抗疲勞設計理論與方法研究。

4.4 自動器結構動力學設計

液體火箭發動機自動器包括閥門、流量調節器等，其控制、調節過程涉及機械運動、瞬變流、力熱環境等多場耦合，工作條件復雜。在自動器液流試驗及發動機熱試車中，曾多次發生閥芯-流體自激振蕩［83］、開/關瞬態過程水擊效應［84］、結構力熱環境不適應等，導致閥芯磨損卡滯、密封失效、與自動器連接結構疲勞破壞等故障，控制系統組件的可靠性是決定發動機安全工作的重要因素之一。因此，自動器除具有優良的靜動態特性外，還應具備較高的工作可靠性。在流體高壓、高速流動、高低溫、振動、力熱沖擊、多場耦合等復雜環境下，對自動器進行動力學設計主要考慮有：

1） 應具備高精度調節和控制性能。

2） 結構應能可靠適應各類復雜的載荷環境。

3） 自動器的動力學問題多與其接入的系統、工作狀態參數等相關，需要研究自動器與接入系統的匹配性，使所組成新系統的性能、穩定性等滿足要求。

4） 采用先進材料、3D打印與智能優化等新技術，進行結構優化設計并提高工作安全性。

5）研究嚴苛環境下密封耐磨性、抗疲勞及長壽命等高可靠性設計技術。

4.5 發動機整機振動控制

考慮發動機結構的復雜性和工作環境的極端性及某些特殊要求，開展振動精細化控制與抗強振設計技術研究，以增強結構的力熱環境適應性。對于火箭結構動強度，結構頻率需滿足總體頻率要求，響應需滿足結構設計要求，動態位移需滿足結構總體干涉和運動包絡要求。同時，針對火箭發動機采取的主要控制措施包括：

1） 振動傳遞路徑優化。進行振動傳遞路徑分析（TPA）［85］，分析振動的主要傳遞路線及貢獻量，采取相應的隔振/減振/抑振控制措施，以降低結構振動的輸入載荷及響應水平，從而提高疲勞壽命，如進行傳力路徑優化［86］與采取復合材料機架、阻尼機架、隔/減振墊設計等。

2） 結構耦合共振檢測與頻率管理設計。振動環境下疲勞失效的主要特征是共振疲勞及疲勞損傷累積。頻率管理的目的是避開結構共振，通過對發動機激勵源頻率特征提取、動力學傳遞特性獲取、振動頻率管理原則、改進措施研究，以進行頻率耦合檢查、頻率管理設計［87］及相關標準制定。此外，應避開“有害”模態、共振或動增益較大的振動。

3） 振動響應優化。針對發動機典型結構，通過增加卡箍、附加阻尼、改進結構設計等措施，以降低結構的振動響應水平，從而提高結構的疲勞抗力。

5 總結與展望

液體火箭發動機結構動力學設計以極端環境下復雜結構可能涉及到的各種動力學問題為出發點，通過研究諸多力學基礎與前沿技術，在實現發動機系統設計預定功能的前提下，使結構設計合理、多功能一體化、極致輕量化、極限承載、長壽命與結構完整性，從而確保發動機安全可靠地工作。目前，發動機結構動力學設計技術已成為學術界與工程界研究的熱點之一。迄今為止，國內外學者在該領域已開展了大量的研究工作，進行了材料/結構的力學行為及本構理論、載荷預計、動力學建模分析、耦合損傷與動態失效機制、強度評估及壽命預測、抗疲勞與延壽設計、動力學試驗與試驗仿真等技術研究，取得了豐碩的成果，促進了液體火箭發動機結構動力學設計技術的發展。

然而，由于液體火箭發動機結構動力學是一個多學科交叉、龐大的系統性工程，動力學問題非常復雜，其研究與解決的難度巨大。因此，在構建涵蓋全壽命周期的液體火箭發動機結構動力學設計技術體系時，該研究方向的后續重點工作包括：

1） 頂層策劃。從設計理念、基礎理論、技術方法及標準等方面開展研究，建立液體火箭發動機動強度設計、分析評估、試驗及抗疲勞設計技術體系。

2） 材料力學性能與疲勞性能數據?？紤]材料在實際批次散差、熱處理、加工工藝及使用循環載荷影響下，建設發動機材料基礎力學性能、疲勞性能數據庫，構建材料力學性能與疲勞性能試驗新方法與表征。

3） 先進測試分析技術。開展基于視覺觀測的全場非接觸先進測試、智能感知技術研究，開展基于信息融合技術的大數據快速挖掘與數據特征準確提取技術研究，發展復雜載荷準確高效預計技術。

4） 復雜結構動力學建模分析方法。建立大型復雜結構多層多級、精準、高分辨率模型，不斷提升新的面向真實服役場景的多場耦合分析能力，推進高精度、高效及穩定的數值計算方法。

5） 動強度評估與壽命評定技術。研究極端環境下結構動態力學行為與多態交互耦合損傷機理、動態失效判據與評估方法，開展結構疲勞壽命可靠性與概率壽命研究，建立發動機結構動強度評估與壽命評定技術。

6） 抗疲勞設計與延壽技術。從安全壽命設計到經濟壽命設計，開展新材料與智能制造、振動主/被動控制、結構動力學優化設計、減損控制（DMC）與延壽技術研究，提高結構的健壯性、動強度可靠性與疲勞抗力。

7） 靜動態復合加載試驗技術?？紤]發動機結構實際工作環境載荷，采用載荷等效、結構模擬等方法，推動靜動態載荷聯合加載試驗技術，對結構動強度與壽命進行真實、準確地等效考核與驗證。

8） 低成本、可重復使用液體火箭發動機設計技術。隨著航天技術的飛速發展，各航天大國陸續開展了航天運輸系統的升級換代，商業化驅動下的低成本、可重復使用和航班化航天運輸是世界各國關注的焦點及未來航天技術發展的主方向。