力箭一號分離系統設計與驗證

楊浩亮， 王英誠， 張延瑞， 薛子旺

（北京中科宇航技術有限公司， 北京 100176）

1 引言

力箭一號（PR?1）運載火箭是一款面向空間科學探索需求的四級固體運載火箭，自主可控、性能先進、成本合理［1?2］。 PR?1 采用四級固體發動機串聯式布局，起飛重量約為134.9 t，全長約為29.668 m，起飛推力為200 t，最大箭體直徑為2.65 m，500 km 太陽同步軌道最大運載能力為1500 kg。

傳統的低空一二級分離采用預制排焰口熱分離方式，分離前通過火工品主動切割排焰口釋放內壓，保障分離時刻結構的穩定性和二級姿態可控。 國內傳統的大型整流罩分離采用旋轉分離形式，通過彈簧提供能量，整流罩在有過載條件下旋轉分離。 火箭飛行距地面50 km 以上，分離多采用冷分離形式，國內多采用小火箭作為分離沖量裝置，美國SpaceX 公司采用新型的冷氣裝置作為分離沖量能源。

PR?1 分離共5 次，依次為一二級分離、二三級分離、整流罩分離、三四級分離和星箭分離。 一二級分離采用被動排焰熱分離；二三級分離和星箭為常規冷分離，選擇常規的爆炸螺栓解鎖，反推火箭和分離彈簧；整流罩為零過載下旋轉分離；三四級分離采用非火工分離沖量裝置。 本文PR?1在一二級分離、整流罩分離和三四級分離區別于傳統設計，并通過大型地面和飛行試驗來驗證系統設計。

2 運載火箭分離過程

PR?1 四級動力系統均采用固體發動機，具有大推力，飛行段加速性較好，動力系統工作時間短的特點，圖1 所示為PR?1 火箭在酒泉首飛情況。飛行過程的彈道分段為一級～四級飛行段、入軌修正段和離軌段，如圖2 所示。

圖1 力箭一號（PR?1）運載火箭Fig.1 PR?1 launch vehicle

圖2 飛行任務剖面Fig.2 Profile of flight mission

500 km 太陽同步軌道飛行過程為：①一級發動機點火后首先垂直飛行一段時間，獲得一定速度和高度以保證箭體安全順利地轉彎；一級垂直飛行結束到飛行馬赫數達到0.8 Ma 期間采取攻角轉彎；一級后段采取重力轉彎的能量管理模式，一、二級約30 km 處熱分離。 ②二級飛行前段采取定軸飛行，二級飛行中段程序角按照常值速率變化，隨后定軸飛行直至二級飛行結束；飛行段俯仰程序角按照常值速率下壓。 ③在距離地面100 km 以上，二三級采用小火箭進行常規冷分離，二三級分離后，三級開始滑行，滑行過程中，在距離地面105 km 完成零過載整流罩分離，滑行結束后三級發動機點火。 ④三級飛行前段采取定軸飛行，直至三級飛行結束。 ⑤在距離地面約255 km 處，三四級采用冷氣推沖沖量裝置冷分離，四級沿轉移軌道自由滑行到合適的高度，隨后四級發動機點火將衛星送入預定軌道。 ⑥最后末修姿控動力系統完成末速修正以及入軌調姿，利用分離彈簧完成常規的星箭分離。

3 低空大動壓一二級熱分離

PR?1 火箭一二級分離高度約為30 km，絕對速度約為4 Ma，動壓約為16 kPa。 固體火箭低空大動壓的分離要求一級和二級分離可靠，二級分離姿態可控，一級分離結構不憋壓失效，分離時刻保障上面級發動機尾艙的力學和熱學環境。

一二級的可靠分離在級間壓力和燃氣噴流力作用下實現，如圖3 所示。 當一級飛行段箭體合成視加速度6 個制導周期平均值不大于某諸元裝訂值后，二級發動機發出點火指令，二級噴管工作導致艙段內迅速建壓，下面級殼段被動打開憋壓排焰窗口，釋放內壓。 一段時間后，系統發出級間網絡切割分離指令，發動機尾段外部結構通過2道環向和4 道軸向聚能切割索起爆，解鎖級間連接，分離環殼體形成4 個拋片在導爆索沖量和內壓作用下沿徑向向外飛出，實現安全分離。 級間網絡切割分離指令發出同時二級起控。

為防止熱分離殼段內憋壓，傳統固體火箭低空分離采用防憋壓排焰窗口方式，級間熱分離使用火工裝置預先開排焰窗口的方式［3?4］，在發動機點火前在艙壁上打開排焰窗口，這樣帶來的問題是火工裝置工作產生較大的沖擊環境，產生對箭內儀器、設備、火工品、二級伺服機構等惡劣的力學環境，進而影響一二級分離的可靠性［5］。

PR?1 火箭采用內壓式排焰窗口蓋板打開技術，節省了傳統排焰窗口打開方式中使用的聚能切割和非電傳爆組件的火工品，依靠預緊螺栓設計內壓打開蓋板可靠排焰。 設計計算憋壓和排氣參數，如式（1）～（9）所示［6?7］。

1）憋壓段。

2）排氣段。

式中，G為上面級發動機秒流量（kg／s），V0為級間初始容積（m3），Vi為分離距離x時刻級見段容積（m3），Ra為燃氣氣體常數（J／（kg·K）），pi為級間燃氣壓力（MPa），Ti為級間燃氣溫度（K），K為燃氣熱損失系數，cpc為上面級發動機燃氣定壓比熱（J／（kg·K）），Tc為上面級發動機燃燒室溫度（K），Tr為參考溫度（K），cvi為上面級發動機燃氣定容比熱（J／（kg·K）），Cwg為級間燃氣排氣質量流系數，Ag為級間燃氣排氣面積（m2），Cd為級間燃氣排氣系數，g為加速度量綱，γ為燃氣比熱比，x為分離位移（m），r為分離位置處半徑（m），Ael為分離加速度（m／s2），Vel為分離速度（m／s），Pd2為上面級發動機推力（kN），Pd1為下面級發動機推力（kN），Ai為箭體橫截面積（m2），Ae為上面級發動機噴管出口面積（m2），F1為上面級發動機對下面級射流力（kN），mu為被分離質量，md為分離體質量（kg）。

通過數值模擬不同憋壓時間下的艙內壓強，得到主動噴流下排焰窗口堵片打開時間和憋壓時間的關系，對應艙內壓力下偏差和上偏差狀態，該偏差帶用于設計艙段承載壓力，如圖4。

圖4 一二級分離級間壓強特性（數值計算）Fig.4 Pressure characteristics between first and sec?ond separation stages （Numerical calculation）

包絡發動機噴管的分離環殼體采用ZL114A整體鑄造，分離面厚度為5.5 mm。 使用鉛皮聚能切割索網絡作為火工分離元件，環向和軸向切割索分別設置環向和軸向保護罩，T 型傳爆接頭處設置保護蓋。 使用電點火器作為起爆元件，起爆方式為垂直起爆。 切割索能夠可靠切割分離5.5 mm 厚的ZL114A 鋁板，鑒定試驗中可切割8 mm 厚的ZL114A 鋁板。

地面二級發動機試車試驗中（圖5），時序、憋壓蓋板被動打開泄壓釋放、結構強度和力學環境策略均進行了全面考核，并滿足級間段壓力設計、承載要求。 同時，根據飛行實測結果，一二級分離正常，結構正常，儀器設備正常，不同時間內的壓強策略結果不大于計算標準結果的5%，遠低于設計上偏差［7］。

圖5 地面試驗分離考核Fig.5 Ground separation test verification

4 整流罩分離與驗證

PR?1 火箭整流罩分離高度約為120 km，整流罩隨三級發動機及上面級結構滑行，三級發動機未點火，在滑行過程中完成零過載整流罩分離。

PR?1 整流罩采用旋拋分離方案，利用兩瓣罩內側安裝的分離彈簧作為分離能源，分離過程中兩瓣罩繞鉸鏈支座旋轉，利用旋轉產生的離心加速度和橫向速度實現分離。 與傳統整流罩分離不同的是該方式常用于液體火箭，分離過程中發動機工作可產生過載。 在地面，由于勢加速度1g的客觀存在，整流罩地面分離試驗收到氣動阻力、重力和內外負載壓差的影響，天地一致性的差異突出。

由于目前地面試驗國內尚未有大型真空罐，整流罩分離試驗只能在地面大氣環境中進行。 地面分離試驗因整流罩的質量－面積比低，大氣的阻力給分離試驗帶來額外的氣動干擾，對PR?1的整流罩分離開展天地一致性比對和分析，對整流罩分離、地面分離試驗的風險進行識別，對分離過程進行分析，對地面試驗進行預示，用地面結果設計包絡和修正飛行工況［8］。

整流罩分離設計，過載條件下，整流罩過頂時刻的角速度大于0°／s，依靠過載，整流罩脫鉤即可實現分離。 PR?1 整流罩分離采用裕度保障設計，整流罩過頂時刻的角速度大于10°／s。 以過頂角速度作為分離設計的評判依據，一方面會造成能源的匹配過度，另一方面尚無零過載旋拋整流罩轉分離過頂角速度設計依據。 因此采用能量法開展整流罩旋拋分離分析［9］，如式（10）所示。

式中，Fs分離彈簧的推力合力；Ls分離彈簧的推力合力作用線與半罩轉動中心的距離；Fpni為整流罩內壓與外壓之差；Lni整流罩內壓與外壓之差作用線到與半罩轉動中心的距離；Fpwi為整流罩外飛行脈動壓力；Lwi整流罩飛行脈動壓力作用線到與半罩轉動中心的距離；Mj為鉸鏈摩擦力矩，m為整流罩半罩質量；ng為當前勢加速度下過載；α為半罩轉角，J為半罩卷動慣量，ω·為轉動角加速度。

半罩運動過程中，半罩質心C和轉軸中心O的連線與火箭箭體回轉軸線方向的夾角，在整流罩初始裝配狀態下，α＝α0，α0即過頂角。

在有勢加速的條件，α＝0 時，只要過頂角速度大于零，半罩即可實現分離。 在無勢加速度的條件下，半罩首先運動過頂，脫鉤時，還需滿足Jω·＞0；在PR?1 的工況設計上，半罩旋轉鉸鏈的旋轉角角度設計為過頂角角度。

地面試驗工況和整流罩分離工況FsLs為整流罩分離能量，根據經驗，效能系數取0.75～0.8。

考慮天地差異性，通過仿真計算，采用耦合歐拉－拉格朗日（Coupled Eulerian?Lagrangian，CEL）方法對氣動阻力在整流罩地面分離試驗分析，使用Abaqus 計算實例［10］。 通過計算，獲得了整流罩開罩過程及角速度和位移分布及變化（圖6 和圖7）。 從結果可以看出，在無過載情況下，利用CEL 方法模擬整流罩在地面分離仿真主要考慮重力和空氣阻力對分離過程對分離速度，以及空氣阻力對分離角速度的影響。

圖6 分離實測與地面仿真比對Fig.6 Comparison of separation measurement and ground simulation

圖7 整流罩分離試驗與數值仿真Fig.7 Fairing separation test and numerical simulation

模擬整流罩在地面分離仿真，在分離過程初期加速度線性變大，在空氣阻力作用下經過最大線速度后，角速度逐漸變小。 仿真過頂角速度小于試驗測量角速度。 經過頂角后，在重力作用下角速度又逐漸變大。 在無氣動阻力條件下，過頂角速度增加。 模擬整流罩在真空分離仿真，各分離角速度無重力和無空氣阻力。 在彈簧力持續作用下，隨著彈簧力逐漸變小，角速度逐漸變大。

地面實測半罩角速度隨時間變化與地面仿真結果較為一致，擬合較好，仿真預示方法的誤差不大于9%。 從能量設計法判斷，地面試驗工況可覆蓋飛行試驗工況，最終保證了整流罩在飛行過程中的安全、可靠分離。

5 冷氣推沖三四級冷分離

PR?1 火箭三四級分離高度約為230 km，絕對速度約為18.2 Ma。 傳統的級間分離沖量能源選擇分離反推小火箭，但PR?1 的火箭三級離有效載荷的距離較近（約為1.5 m），如采用分離反推小火箭，易產生多余物，影響有效載荷，因此三四級的分離采用無污染、無火工的冷氣分離裝置。

冷氣推沖與小火箭分離對比，優點在于：①可降低沖擊載荷，改善沖擊環境；②不存在火藥燃燒或爆炸時產生的有害氣體或碎片，不污染上面級環境；③地面可檢可測，可多次使用，便于進行試驗驗證等［11?12］。

冷氣分離裝置的氣體能源可采用氮氣、空氣或氦氣。 工作原理為將氣體能量轉化為機械速度能力，從而產生分離沖量。 如圖8 所示，系統組成包括氣瓶組、電磁閥、推沖裝置和管路系統。 起始狀態，氣瓶內貯存高壓氣體，電磁閥為常閉狀態。系統接收到時序信號之后，電磁閥打開，高壓氣體填充入推沖裝置空腔內。 裝置的空腔氣壓升高，逐漸與氣瓶內壓力達到平衡，此時推沖裝置的推桿仍處于壓緊狀態。 當三級和四級解鎖后，推桿在高壓氣體的作用下作動推出四級箭體，實現三四級分離。 原理類似于壓縮狀態下的彈簧，因此推沖裝置又可稱作空氣彈簧，結構如圖9 所示。

圖8 冷氣推沖分離系統原理圖與推沖裝置圖Fig.8 Schematic diagram of cold air thrust separa?tion system

圖9 推沖裝置圖Fig.9 Thrust device

推沖裝置由裝置底座，內、外套筒，端頭帽，調節螺母和雙道密封系統組成。 內、外嵌套為作動筒，為了擴大初始貯氣容積，內筒呈薄壁空心狀態，中空底座作為貯氣腔。

工作過程中，內筒向外推出，內部空腔體積增大，若氣瓶輸出的進氣流量小于內部空腔體積的增大量，推沖裝置不能維持氣壓的穩定，內部壓強隨推沖裝置內筒的容積增大不斷減少，產生的推力也不斷減小。 為提高推沖裝置的推力，推沖裝置的內筒截面積往往較大，而輸送管路受到重量、體積和成形難度的限制，總體積遠遠小于推沖裝置內筒的體積，分離時刻氣瓶中的氣體流量不能滿足推沖裝置的穩壓需求。 考慮到做功總量和穩壓需要求，要提高推沖裝置高壓氣體的貯氣量或者貯存高壓。 電磁閥打開后，推沖裝置內部壓強升高，最終達到壓強平衡；三四級解鎖后，推桿和內筒持續推出，因空腔體積變大，壓強迅速降低，推力也急速下降；總行程結束后，空腔體積達到最大，氣瓶和空腔的氣壓再次平衡，工作時序如圖10 所示。

圖10 冷氣推沖分離系統時序圖Fig.10 Comparison of ground separation test and vacuum separation simulation

在飛行試驗中PR?1 的冷氣推沖系統的氣瓶初始壓強為12.2 MPa，在電磁閥打開后，氣瓶和推沖裝置內壓強平衡，達到8.1 MPa；在分離解鎖后，系統壓力再次平衡，平衡壓強將達到6.2 MPa。

通過AMESim 仿真軟件，使用氣體介質為氮氣，對1 個氣瓶＋2 個推沖裝置狀態進行仿真。 開始時開關閥門信號為0，1 s 后信號為1，閥門打開；負載質量為∞，從而保持鎖定狀態，1.5 s 后負載為300 kg，實現解鎖做功［13?14］。 仿真結果為：氣瓶初始壓強12.2 MPa，電磁閥打開后，平衡壓強為8.1 MPa；最終做功段，壓強為6.2 MPa，搭建模型和參數分別如圖11 和表1 所示，計算結果如圖12 所示。

表1 系統設計參數Table 1 System design parameters

圖11 AMESim 冷氣推沖建模Fig.11 AMESim cool air push modeling

圖12 氣瓶、推沖裝置內部壓強－時間曲線Fig.12 Internal pressure?time curve of gas cylinder and thrust device

飛行應用中，前程遙測數據為充氣階段壓強為12.5 MPa，最終做功段壓強為4.8 MPa，與理論分析和仿真結果基本一致。

冷氣推沖分離系統模塊化程度高，調整容易、適應性好，可以根據箭上的需求調整氣瓶的初始充氣壓強，提供不同的能量以適應不同的分離需求。 此外，可通過改變推沖裝置的數量和布局來調整分離所需要的沖量［15］，形成基于沖量型譜設計，即1 個氣瓶＋多個推沖裝置；也可設計1 個氣瓶＋1 個推沖裝置為一組，設置2 組及以上來實現分離的模式。 這種模式的問題在于不同氣瓶初始壓強往往很難做到一致，會導致推沖裝置的推力存在差異，用在級間分離時對上面級產生姿態干擾［16］。 冷氣推沖飛行試驗應用如圖13 所示。

圖13 冷氣推沖系統應用Fig.13 Application of cold air pusher system

6 結論

1）PR?1 的一二級分離中，低空大動壓分離采用內壓式排焰窗口蓋板打開技術，可替代傳統的主動打開排焰方式，節省了傳統打開方式中使用的聚能切割和非電傳爆組件的火工品。 依靠預緊螺栓設計內壓打開蓋板可靠排焰，通過理論計算，設計被動排焰面積下的壓強設計帶滿足結構艙段內壓承載需求，結構未發生解體。

2）PR?1 的整流罩分離中，零過載分離整流罩方案進行了地面和飛行試驗驗證，半罩運動過頂后，整流罩脫鉤時，角速度大于零即可分離；過頂時刻的整流罩角速度大于10°／s，可提高分離裕度和可靠性。

3）PR?1 的三四級分離中，采用無污染、無火工的冷氣分離裝置在地面和飛行試驗中得到驗證。 分離沖量裝置模塊化程度高、調整容易、適應性好，可以根據箭上的需求調整氣瓶的初始充氣壓強，提供不同的能量，可以適應不同的分離需求。

通過對大型固體運載火箭PR?1 分離系統的研究，有效保證了力箭系列運載火箭的成功研制，分離技術實現部分創新，降低了火箭的研制成本，提高了可靠性。