空射運載火箭固體發動機設計中的若干關鍵問題①

王鵬飛,曹熙煒*,徐 韡,楊 瑄,魏 超

(1.北京宇航系統工程研究所,北京 100076,2.西安航天動力技術研究所,西安 710025)

0 引言

空射運載火箭具有“高效、靈活、快速和廉價”的優點,引起各國的關注,學者們開展了大量的研究。1990年4月5日,美國成功發射了“飛馬座”固體運載火箭,拉開了空射運載火箭商業發射的序幕,2021年1月17日,“運載器一號”運載火箭搭載一架綽號為“宇宙女孩”的改裝型波音747飛機完成首飛[1-16]。曾經與正在開展的空射運載火箭項目還包括美國的“機載輔助太空發射”(Airborn Launch Assist Space Access,ALASA)、“快速抵達”和“平流層”等;俄羅斯的“Polyot”;日本提出的“納火箭”和“空中發射系統增強技術”(Air Launch System Enhance Technology,ALSET)等;法國與德國、西班牙三國提出的“Aldebaran”航天運載器發展工程等[16-22]。

空射運載火箭動力系統通常采用固體、液體、固液組合或沖壓發動機等[23],與其他動力形式相比,固體空射運載火箭具有更“快速”和更“靈活”等優勢。固體火箭發動機勤務保障流程簡單,不需要在掛機前加注推進劑,火箭的技術準備時間更短,尤其是未來空射運載火箭將技術準備時間瞄在24 h以內,采用固體發動機將大大降低實現此指標的難度;如果火箭不能按期執行發射任務,帶箭返回后不需要對推進劑進行泄出處理,使用維護更方便;此外,機場的技術陣地不需要配置推進劑加注系統,對機場的技術要求更低、起飛機場的選擇范圍更廣,運載火箭使用更靈活;固體發動機的結構簡單,部組件更少,幾乎不含活動部件多的閥門等部組件,對載機的掛機振動環境適應性更強,可靠性更高。同時,空射運載火箭所使用的固體火箭發動機在設計中也面臨著諸多關鍵問題:(1)空射運載火箭大多是基于載機平臺的約束下開展設計,因此固體發動機面臨著結構和重量強約束下設計問題;(2)空射運載火箭使用流程復雜,要歷經地面操作的高溫和載箭巡航的低溫等,因此固體發動機面臨著寬溫域環境適應性問題;(3)空射運載火箭要經歷掛機振動、突風過載和應急著陸等力學環境,因此固體發動機面臨復雜力學環境適應性問題;(4)吊掛結構是火箭與載機平臺的機械連接結構,是火箭關鍵部件,要求其在復雜的載荷環境下安全可靠,因此固體發動機面臨高可靠吊掛技術問題;(5)空射運載火箭的安全性直接關系載機機組人員、巡航區域下方人員及重要設施的安全,因此固體發動機面臨著機載安全性問題。

本文首先介紹典型空射運載火箭的動力系統方案,然后重點圍繞固體火箭發動機面臨的關鍵問題展開系統論述和分析,并探討相關問題的研究方向和解決方案。

1 典型空射運載火箭動力系統方案

典型的空射運載火箭動力系統方案見表1。

由表1可知,典型的在役和在研空射運載火箭動力系統基本是采用固體發動機或液體發動機。為了充分發揮“快速響應”的特點,目前空射運載火箭動力系統正在呈現從液體到固體的發展趨勢,如正在論證的μLambda和NanoLauncher等項目均采用固體火箭發動機,當前唯一商用的標準型、加長型“飛馬座”運載火箭三級動力也均采用固體發動機,“平流層”項目也計劃掛載3枚飛馬座XL型固體運載火箭,因此可以預見,固體發動機將是未來空射運載火箭的優選動力。

μLambda項目運載火箭采用三級固體發動機方案,火箭總長為13.4 m,名義直徑為0.85 m,三級發動機的裝藥量分別為4080、1800、460 kg[28]。

Nano Launcher項目包括Space Spike-1和Space Spike-2兩型運載火箭,兩型火箭分別為2級和3級固體發動機方案,名義直徑均為0.52 m,長度分別為5.4 m和10.0 m,起飛重量分別為1.2 t和3.2 t。為了降低研制成本、保證研制進度,Space Spike-1型火箭的兩級發動機為NL-2520運載火箭的三級和四級,Space Spike-2型火箭的三級發動機為NL-2520運載火箭的二級、三級和四級。NL-2520運載火箭的二級、三級發動機裝藥量分別為1587 kg和329.7 kg,真空比沖分別為265 s和278 s[27]。

“飛馬座”運載火箭是有翼的空射固體運載火箭(見圖1),用于發射近地軌道的小型載荷,由當時的軌道科學公司研制,是世界上首款空射運載火箭。該型火箭有二個版本,包括標準型和改進了一、二級固體發動機的XL型。“飛馬座”標準型火箭總長度15.2 m,直徑1.27 m,起飛重量19 t。“飛馬座”XL于1994年6月首飛,火箭總長度16.9 m,直徑1.27 m,起飛重量為23.1 t,500 km SSO運載能力為250 kg[15]

圖1 “飛馬座”XL動力組成Fig.1 Solid rocket motors of the Pegasus XL

“飛馬座”火箭使用的獵戶座系列發動機主要包括直徑1.27 m的Orion50系列和直徑0.965 m的Orion38,這兩型發動機起初都是專門為“飛馬座”火箭研發的。“飛馬座”標準型第一級使用Orion50S發動機,第二級使用Orion50發動機,第三級使用Orion38發動機。“飛馬座”XL增加了一、二級發動機裝藥量,提升了發動機推力及總沖水平,并且增加了兩級發動機的長度。火箭第一級使用Orion50SXL發動機,第二級使用Orion50XL發動機,第三級發動機不變。飛馬座系列火箭各級發動機均采用碳纖維/環氧樹脂復合材料殼體,含19%鋁粉、12%粘合劑及添加劑的丁羥推進劑。第一級發動機均為固定噴管,二、三級發動機采用柔性擺動噴管[24-25],兩型火箭各級發動機參數見表2和表3。

表2 “飛馬座”標準型各級發動機基本參數[28]Table 2 Parameters of motors for Pegasus[28]

表3 “飛馬座”XL第一、二級發動機[28]Table 3 Parameters of the 1st and 2nd stage motor for Pegasus XL[28]

2 發動機設計中面臨的關鍵問題

2.1 結構和重量強約束下設計問題

不同于陸地發射的運載火箭,大多空射運載火箭要在載機平臺的約束下進行設計。由于載機的載荷質量有限,因此對火箭的起飛重量有嚴格的限制。對于下掛式運載火箭,由于載機對懸掛物氣動外形限制和擦地角的約束,對運載火箭的外形包絡有嚴格的要求;對于背馱式運載火箭,載機對背部載荷也有嚴格的氣動外形約束;對于腹載式運載火箭,由于載機艙內空間的限制,也要求運載火箭的長度和外形在一定范圍內。固體發動機是固體運載火箭最重要的分系統之一,其無論是重量還是結構尺寸在全箭各系統中均占比最高,以標準型“飛馬座”運載火箭為例,三級固體發動機的重量占全箭重量的比例為92.5%,長度占全箭長度的84.2%,因此要求固體火箭發動機在重量和結構尺寸強約束下開展設計。

作為商業運載火箭,經濟性是火箭設計的又一重要約束。空射運載火箭項目通常選用成熟的火箭或固體發動機以降低成本,“飛馬座”的發動機部組件采用成熟型號(潘興Ⅱ、侏儒和德爾塔Ⅱ)的技術,三級發動機均選用成本較低的丁羥推進劑,發動機伺服機構采用宙斯盾的成熟技術,殼體纏繞芯模采用多次重復使用的金屬材料[29],“平流層”項目掛載“飛馬座”XL型運載火箭,Nano Launcher項目則采用NL-2520運載火箭成熟的固體發動機。固體發動機在研制時即充分考慮了經濟性,在經濟性的約束下,固體發動機不可能采用高成本的高能推進劑、復合材料殼體和其他高性能的材料,也不可能采用大量的新技術。而為了使火箭的運載能力最大,又要求固體發動機具有高比沖、高質量比和高裝填比。因此,需要發動機與火箭總體在重量、結構尺寸和經濟性的約束下聯合開展優化設計,以確定發動機的方案。

典型空射運載火箭載機平臺及投放參數如表4所示。由表4可知,載機平臺的投放高度均在9 km以上,即一級發動機的設計高度也在9 km以上,因此噴管的擴張比通常大于30,而陸地發射的運載火箭一級發動機的設計高度通常為海平面,擴張比在15左右。大擴張比帶來高比沖的同時噴管出口直徑也會更大。另外,為了控制火箭投放到發動機工作前的姿態,充分利用氣動力,火箭通常會設置尾舵或尾翼,上述兩個因素會導致火箭尾艙空間緊張、結構布局困難等問題,由于火箭全長的嚴格約束,其他結構艙段也需要盡量壓減長度,為了保證發動機工作過程中的火箭各結構不出現干涉,需要發動機要準確地預示出工作狀態下后封頭變形量和噴管下沉量,與總體聯合開展精細化結構設計,提高火箭結構空間的裝填效率。

表4 典型載機平臺及其投放參數[13]Table 4 Typical carrier platform and their release parameters[13]

由于結構長度限制,火箭級間段內空間也異常緊張,發動機充氣管路設計十分困難,因此需要開展發動機充氣后免維護研究或者不充氣使用下的裝藥完整性研究,以簡化發動機維護項目,提高全箭的快速反應能力。延伸噴管能有效縮短發動機結構長度,但同時也面臨著結構質量增加、增加了不可檢不可測火工作動裝置、復雜氣動環境下展開、成本增加和可靠性降低等問題,需要總體和發動機系統聯合開展設計,論證采用延伸噴管的必要性,同時發動機研制單位還要進行技術攻關,以提高延伸噴管的可靠性、降低研制成本。

針對上述設計問題,開展空射運載火箭發動機與總體聯合優化設計方法研究,在總重、總長和成本強約束下,以最大運載能力為目標,給出最優發動機方案,包括各級發動機的裝藥量、結構質量、結構尺寸和比沖等參數,各級發動機各部件的材料等;開展低成本高能推進劑、低成本高性能殼體、低成本高沖質比噴管和低成本高可靠延伸噴管等研究,以解決發動機低成本和高性能間的矛盾。通過上述問題的探究,其目的是解決空射運載火箭固體發動機強約束下的設計問題。

2.2 寬溫域環境適應性問題

空射運載火箭的使用流程復雜,不僅有常規的總裝、測試和轉運等,還包括特有的地面掛機、掛機后測試、載箭爬升、載箭巡航和空中發射等流程,異常情況下還會增加載箭降落和地面卸箭等流程,地面操作時要經歷夏季最高達60 ℃的高溫、冬季最低至-50 ℃的低溫,對于下掛式運載火箭在載箭巡航過程中彈體表面溫度與環境溫度、巡航高度、飛行馬赫數相關,如“飛馬座”空射運載火箭在典型巡航剖面下,假設環境極限溫度為-71 ℃,在巡航高度11.9 km和Ma=0.8下[13],發動機表面最低溫度約為-48 ℃。為此,“飛馬座”的三級固體發動機選用低玻璃化溫度的丁羥推進劑[29]。綜上,固體火箭發動機設計時面臨著寬溫域環境適應性問題。

固體發動機設計時首先要確定極限溫度邊界即低溫邊界和高溫邊界,梳理不同流程下的溫度上下限和經歷時間,開展非定常仿真,獲得發動機溫度場為發動機設計提供準確的輸入。梳理剖面時,特別關注異常情況下載箭返回次數、載箭巡航時間和溫度、發動機回溫時間和溫度等。

在推進劑的選擇時,玻璃化溫度與最低使用溫度要有足夠的安全裕度。低溫下推進劑還需要有高力學性能以確保藥柱的結構完整,特別要關注經歷長時間振動高低溫循環復合環境后、低溫下點火建壓載荷的藥柱完整性。

柔性噴管的擺動力矩隨著溫度的降低逐漸升高,設計時要準確預示極限溫度剖面下的最大力矩為伺服系統功率設計提供準確的輸入,需要準確給出基于溫度剖面下的噴管彈性比力矩、摩擦力矩和阻尼比等參數變化規律,為伺服系統提供準確的輸入、提高伺服系統的控制特性。

基于安全性考慮,空射運載火箭發動機的噴管堵蓋通常選擇橡膠材料的軟堵蓋,橡膠材料性能對溫度敏感,復雜溫度剖面下堵蓋打開時間和壓強散差大,將對火箭的分離、結構和姿控設計帶來困難。

發動機低溫下可靠密封技術也是重點關注問題。關注密封圈的低溫適應性、低溫下密封圈與密封結構的匹配性。

基于使用流程進行發動機內彈道精確預示是確保載荷入軌精度的前提。發動機三維藥柱經歷復雜的溫度剖面后,同一燃燒時間下,不同燃面位置對應的燃燒室內壓相同但溫度不同,因此燃速不同,所以采用平行燃面退移方法進行內彈道預示偏差較大,需要開展基于復雜溫度剖面下的內彈道預示方法研究。首先要基于使用流程的溫度剖面得到藥柱的三維溫度場,然后在每一時刻對不同燃面位置采用平行燃面退移方法進行內彈道計算,最后將所有燃面內彈道參數疊加,得到這一時刻的內彈道數據。

針對上述問題,需要開展低玻璃化溫度高力學性能推進劑的研究,復雜環境下藥柱完整性方法研究,適應寬溫域的柔性接頭材料研究、寬溫域噴管特性參數準確預示方法研究,寬溫域下噴管堵蓋打開時間和壓強準確預示方法研究,適應低溫環境的密封圈材料和密封設計方法研究,復雜溫度剖面下的內彈道預示方法研究等。通過上述問題的研究,以解決空射運載火箭固體發動機寬溫域下的設計問題。

2.3 復雜力學環境適應性問題

不同于其他發射方式,空射運載火箭要經歷更復雜的力學環境,主要包括載箭巡航過程中的掛機振動、突風過載,應急著陸過載和一級飛行段大攻角拉起時大彎矩大過載等,這些復雜的力學環境使得固體火箭發動機設計面臨很多挑戰。設計時還要考慮火箭異常情況下多次帶箭返回,固體火箭發動機要經歷多架次長時間掛機振動,因此發動機結構件面臨低周疲勞問題、界面面臨低溫和振動復雜載荷下的可靠粘接問題、噴管接頭面臨長時間振動適應性問題等。針對上述文圖,“飛馬座”空射運載火箭發動機在結構設計時,使用1.4倍以上的結構安全系數,以確保復雜力學環境適應性[29-30]。

突風過載是載機載箭巡航過程中經歷的正常載荷,設計時要確保固體發動機在突風載荷下能保持功能性能正常;而應急著陸過載則屬于異常工況,設計時不要求固體發動機保持正常的功能性能,但要求其結構完整,不能引起安全性問題。

運載火箭與載機為水平狀態分離,為了高效地將載荷送入預定軌道,一級發動機點火后火箭需要大攻角快速拉起,此過程中發動機要經歷較大橫法向過載,因此發動機設計時要考慮大過載下絕熱層不均勻燒蝕和固體顆粒在后封頭沉積等問題;大攻角拉起過程中,各級發動機不同截面要承受大彎矩,設計時要充分考慮確保結構可靠;采用擺動噴管的一級發動機,噴管擺動時會超出箭體直徑包絡,來流空氣會直接作用在發動機噴管擴張段上,因此噴管設計時要考慮來流空氣的氣動力和氣動熱。

針對上述問題,需要基于全箭疲勞載荷譜開展發動機疲勞載荷譜研究,為材料級疲勞試驗提供準確的輸入,再基于試驗結果開展疲勞載荷下發動機結構設計和仿真、多界面低溫和振動復雜載荷研究、發動機整機在振動和循環溫度聯合加載下的試驗方法研究以及長時間振動下噴管與伺服系統聯合設計、仿真和試驗方法研究等。通過上述問題的研究,解決空射運載火箭固體發動機復雜力學環境下的設計問題。

2.4 高可靠吊掛技術問題

空射運載火箭與載機的連接方式包括吊掛、包帶和繩索等,大多數運載火箭選擇吊掛式,因其具有簡單方便等優點,但它也面臨著設計難度大、工藝復雜和檢測困難等問題。按照使用剖面,吊掛結構要承受復雜的力學環境,包括掛機振動、突風過載、著陸沖擊和應急著陸過載等以及寬溫域自然環境,這就給要求安全可靠輕質的吊掛結構設計帶來很大的挑戰。

吊點的位置決定于全箭的質心位置和吊點間的距離,由于固體發動機在全箭長度中占比最大,因此運載火箭的吊點通常設置在發動機殼體或前后裙上,如“飛馬座”運載火箭的后吊點就位于一級發動機殼體上,發動機筒段與預埋金屬鞍型座一體纏繞成型,鞍型座再通過桁架結構與三角翼連接,三角翼上設置吊耳與載機相連。

吊掛結構需要與發動機結構一體化設計,如果吊點位于發動機的前后裙,因其與艙段對接面較近,考慮邊界效應的影響,還需要與火箭結構聯合開展設計,以使對接處結構協調匹配。吊掛結構不僅要開展強度設計,同時考慮長時間多次掛飛下的疲勞載荷,還要同步開展剛度設計,以滿足吊點間的協調承載。

對于復合材料纏繞成型的吊掛結構,選擇材料時需要考慮多層材料在發動機內壓載荷作用下變形匹配性問題;工藝設計時,面臨著多種材料固化順序、固化溫度和固化時間等問題,面臨著如何準確控制殼體水壓和燃燒室固化降溫造成的結構變形,以滿足吊掛結構高精度要求等問題;研究方便可靠的檢測方法,在試驗時能準確判斷吊掛結構的產品狀態,以驗證設計的正確性、載機箭返回時能準確判斷吊掛結構的產品狀態以確保再次掛飛時的安全可靠。

吊掛結構試驗驗證時,如果吊點位于發動機的前后裙,需要與其他結構艙段聯合開展靜載試驗,以驗證連接結構的匹配性;需要按照使用剖面開展序貫試驗,考核使用環境下吊掛結構對附近殼體、絕熱層和藥柱等粘接界面的影響,熱試狀態下發動機結構與吊掛結構的匹配性。

針對高可靠吊掛技術問題,需要開展不同載荷對應的安全系數選取問題研究,使設計出的吊掛安全可靠及量又輕;開展多材料多界面復雜吊掛結構仿真分析方法、工藝和無損檢測方法研究;開展復雜吊掛結構疲勞試驗方法,吊掛結構、發動機結構和箭體結構聯合加載試驗方法研究。通過上述問題的研究,解決空射運載火箭高可靠吊掛技術問題。

2.5 機載安全性問題

不同于其他發射方式,空射運載火箭由于涉及到載機機組人員的安全和巡航區域下方人員、重要設施的安全,因此對安全性要求更高。固體發動機作為空射運載火箭最大的危險源,需要充分全面地辨識使用過程中的所有安全環節。空射運載火箭獨有的安全環節包括掛機過程中意外跌落,載箭巡航過程中應急投放,應急著陸時大沖擊,緊急降落時發動機與地面摩擦,載機燃油意外火災下的火烤,一級發動機異常工作下沖擊波超壓、溫度和碎片對載機的影響,正常情況下一級發動機點火后尾焰對載機的影響等。

針對上述每個安全環節進行最壞情況分析,準確獲得發動機的反應程度、爆炸當量和毀傷效應,為全箭的安全性設計和應急預案提供有效支撐。載箭巡航過程中應急投放后發動機的反應程度、爆炸當量和毀傷效果直接影響全箭應急下安全投放策略。一級發動機異常工作下的沖擊波超壓分布、溫度分布和碎片散布以及正常情況下一級發動機點火后尾焰在發射高度下的長度和溫度分布直接影響著火箭投放后一級發動機的點火時間和彈道規劃,要確保發動機點火工作時載機處于危險區域外。發動機自毀后的反應程度,決定全箭飛行異常時的自毀策略。在發動機設計時還需要研究多余物對載機發動機的影響,如一級發動機噴管堵蓋在打開時要求燃盡、不產生多余物,因此傳統的金屬堵蓋則不能采用。對于腹載式空射運載火箭,確保應急著陸情況下發動機上的吊掛結構有足夠的強度,不允許火箭脫離掛架危及機組人員安全。

針對空射運載火箭的高安全性要求,需要系統地建立空射運載火箭固體發動機安全性評估體系,采用仿真和試驗方法從推進劑、縮比發動機和全尺寸發動機三個層次評估發動機的安全性。對使用流程中所有涉及到的安全環節,辨識外界能量對使用推進劑的刺激形式,如熱、機械撞擊、摩擦、靜電和沖擊波等,按照相關標準規范進行試驗研究得到熱感度、撞擊感度、摩擦感度、靜電感度和沖擊波感度等,測量推進劑的TNT當量;針對異常場景,開展縮比發動機安全性試驗,如火烤、跌落、殉爆和火箭撬等試驗,測量縮比發動機的反應程度、沖擊波超壓、火球半徑和溫度分布等,校正發動機安全仿真分析模型;按照實際使用剖面,綜合考慮經濟性和試驗條件的限制,開展全尺寸發動機安全性試驗,如跌落、火烤和殉爆等,不能開展試驗的項目通過仿真方法獲得全尺寸發動機在不同場景下的反應程度、沖擊波超壓、火球半徑和溫度分布等,為全箭的安全性設計和評估提供準確的輸入。

針對機載安全性問題,需要開展固體空射運載火箭全剖面安全因素辨識方法研究、不同刺激下推進劑和發動機響應仿真方法研究、發動機安全性縮尺效應仿真和試驗方法研究以及制定和完善推進劑、縮比發動機和全尺寸安全性相關標準規范。通過上述問題的研究,解決空射運載火箭固體發動機機載安全性問題。

3 結束語

固體空射運載火箭具有更“快速”和更“靈活”優勢,但由于受到載機平臺的限制,需要經歷復雜的溫度和力學環境,特有的吊掛結構和機載安全性,給固體發動機的設計帶來了諸多方面的問題。因此,建議開展如下研究和攻關:

(1)針對結構和重量強約束下固體發動機設計問題,以重量、結構尺寸和經濟性為約束,開展發動機與火箭總體聯合優化設計方法研究以及發動機結構精細化設計和變形量精確預示方法研究,發動機高性能部組件低成本研究、使火箭的運載能力最大、結構裝填效率最高、性價比最優。

(2)針對固體發動機寬溫域適應性問題,開展寬溫域固體發動機設計方法研究,包括低玻璃化溫度高力學性能推進劑、復雜力熱載荷下藥柱完整性分析方法、寬溫域下噴管設計方法和基于任務流程下的內彈道預示方法等,為空射運載火箭固體發動機在寬溫域下可靠使用奠定技術基礎。

(3)針對固體發動機復雜力學環境適應性問題,開展復雜力學環境下固體發動機設計方法研究,包括發動機疲勞載荷譜、疲勞載荷下發動機結構設計方法、力熱復雜載荷下燃燒室設計方法和復雜力學環境下噴管設計方法研究等,使空射運載火箭固體火箭發動機在復雜力學環境下可靠使用。

(4)針對固體發動機上吊掛結構設計問題,開展吊掛結構設計方法研究,包括不同載荷對應的安全系數選取問題,吊掛結構仿真分析方法、工藝和無損檢測方法研究,吊掛結構疲勞試驗方法以及聯合加載試驗方法研究等,為研制高可靠輕質吊掛結構奠定技術基礎。

(5)針對機載安全性問題,系統地建立空射運載火箭固體發動機安全性評估體系,開展安全因素辨識方法和安全性仿真方法研究,制定和完善安全性相關標準規范,為全箭的安全性設計提供技術保障。

通過研究上述問題儲備空射運載火箭固體發動機設計能力,為固體空射運載火箭的研制奠定技術基礎。