王健儒，張光喜

(1.中國航天科技集團(tuán)公司四院四十一所，西安　710025；2.中國航天科技集團(tuán)公司四院，西安　710025)

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分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展與應(yīng)用進(jìn)展

王健儒1，張光喜2

(1.中國航天科技集團(tuán)公司四院四十一所，西安710025；2.中國航天科技集團(tuán)公司四院，西安710025)

通過對(duì)國外分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展現(xiàn)狀、發(fā)展規(guī)律和技術(shù)特點(diǎn)的系統(tǒng)分析，并結(jié)合國內(nèi)分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀，系統(tǒng)梳理了分段式發(fā)動(dòng)機(jī)需攻克的大型分段對(duì)接、大尺寸柔性噴管設(shè)計(jì)與制造、壓力振動(dòng)抑制、推力偏差控制等關(guān)鍵技術(shù)，最終提出了加大分段式固體助推發(fā)動(dòng)機(jī)研究力度以及探索高性能低成本技術(shù)途徑的發(fā)展建議。

分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)；運(yùn)載火箭；工程應(yīng)用

0　引言

分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)是指將燃燒室分成若干段，每段獨(dú)立絕熱、澆注，最終通過多段組合裝配形成完整的燃燒室，以達(dá)到實(shí)現(xiàn)燃燒室在有限直徑內(nèi)大長徑比、大裝藥的設(shè)計(jì)目的。與傳統(tǒng)整體式固體發(fā)動(dòng)機(jī)相比，分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)具有以下幾方面技術(shù)優(yōu)勢：(1)可在較小直徑系列的研制能力下，實(shí)現(xiàn)大裝藥量、高總沖的研制目的，大幅降低固體發(fā)動(dòng)機(jī)的研制成本；(2)燃燒室采用分段設(shè)計(jì)技術(shù)，可有效降低發(fā)動(dòng)機(jī)的研制難度，如將總裝藥量幾百噸的固體發(fā)動(dòng)機(jī)通過分段形成單段不到100 t的裝藥量，大大降低了大型發(fā)動(dòng)機(jī)的研制難度；(3)在分段發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)過程中，可將中間段設(shè)計(jì)為標(biāo)準(zhǔn)模塊，通過增減發(fā)動(dòng)機(jī)分段數(shù)量以形成不同的助推能力，實(shí)現(xiàn)推力的較大范圍調(diào)整，以滿足運(yùn)載火箭不同的載荷需求。

分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)具有裝藥量大、推力大、結(jié)構(gòu)尺寸大、工作時(shí)間長等技術(shù)特點(diǎn)，將分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)作為運(yùn)載火箭的助推動(dòng)力，并與液體芯級(jí)相組合，已經(jīng)成為實(shí)現(xiàn)火箭大起飛推力的有效途徑。半個(gè)世紀(jì)以來，美國、歐洲、日本和印度借助大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)和研制條件，發(fā)展形成了不同直徑系列的分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)，直徑從φ1～φ3.7m、裝藥量從幾十噸到630 t、推力從幾十噸到上千噸，基本滿足了各國航天運(yùn)載火箭技術(shù)的需求，大力推動(dòng)了固體助推運(yùn)載火箭技術(shù)的發(fā)展。

本文系統(tǒng)梳理了國內(nèi)外分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀、技術(shù)特點(diǎn)和發(fā)展思路，重點(diǎn)圍繞分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)，提出了詳細(xì)的解決途徑，并結(jié)合國內(nèi)航天運(yùn)載技術(shù)的應(yīng)用需求，初步提出了國內(nèi)發(fā)展分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)建議，為國內(nèi)航天運(yùn)載動(dòng)力技術(shù)的發(fā)展提供支撐。

1　國外分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

國外大型運(yùn)載火箭普遍采用液體芯級(jí)捆綁固體助推器的技術(shù)途徑，該種動(dòng)力組合可充分發(fā)揮固體發(fā)動(dòng)機(jī)易實(shí)現(xiàn)大推力、液體發(fā)動(dòng)機(jī)可長時(shí)間工作的優(yōu)勢，形成性價(jià)比較高的起飛級(jí)動(dòng)力。以美、歐、日、印為代表的近年來新研的捆綁式運(yùn)載火箭主要以固體助推為主，且該類固體助推器發(fā)動(dòng)機(jī)大多采用分段式燃燒室結(jié)構(gòu)。

1.1美國分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

自20世紀(jì)50年代以來，美國一直致力于發(fā)展大型分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)，其技術(shù)水平長期處于統(tǒng)治地位，先后發(fā)展了大力神、航天飛機(jī)、SLS等標(biāo)志性大型分段式發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)品[1-3]，其裝藥量從200 t拓展至630 t，根據(jù)不同火箭總體要求采用了不同的分段數(shù)，但在其發(fā)展中可明顯看出，“大裝藥量、高可靠性、低成本”是研制該類發(fā)動(dòng)機(jī)的重要追求。

大力神系列運(yùn)載火箭從大力神-3C開始捆綁固體助推器,一子級(jí)加裝的2枚大型固體助推器為5段式結(jié)構(gòu)，直徑3.05 m，推進(jìn)劑質(zhì)量196 t。在3C火箭基礎(chǔ)上，大力神34D火箭采用了5.5段的固體助推器，直徑由φ3.05 m增加到φ3.11 m，推進(jìn)劑質(zhì)量增加到216.6 t。大力神4-A火箭采用2枚直徑φ3.1 m、7段式固體助推器，單臺(tái)助推器重量達(dá)313.9 t。

1986年，由于固體助推器故障，導(dǎo)致挑戰(zhàn)者號(hào)航天飛機(jī)失事，加之大力神-34D火箭多次發(fā)射失敗，美國空軍決定研制一種全新復(fù)合材料固體助推發(fā)動(dòng)機(jī)SRMU。發(fā)動(dòng)機(jī)總長34.1 m、直徑φ3.2 m、3分段，燃燒室采用HTPB推進(jìn)劑，裝藥量達(dá)312 t，采用復(fù)合材料殼體發(fā)動(dòng)機(jī)性能比大力神-4A助推器提高25%。

美國航天飛機(jī)RSRM固體助推器是可部分重復(fù)的大型分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)，總長38.4 m、直徑φ3.71 m、推進(jìn)劑質(zhì)量503 t，燃燒室分4段[3]。RSRM發(fā)動(dòng)機(jī)真空推力達(dá)到1 153 t，工作時(shí)間達(dá)到123 s。發(fā)動(dòng)機(jī)殼體采用D6AC高強(qiáng)度鋼材料，設(shè)計(jì)重復(fù)使用次數(shù)20次，設(shè)計(jì)中考慮了足夠的安全裕度，并特別考慮了材料的斷裂韌性，采用了一套特定的熱處理工藝[1]。噴管為潛入式后擺心噴管，柔性接頭設(shè)計(jì)可重復(fù)使用10次，擴(kuò)張段和喉襯均為炭布酚醛復(fù)合材料。

美國航天發(fā)射系統(tǒng)(SLS)I期仍采用大型分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)作為助推器，該助推器對(duì)戰(zhàn)神火箭(已終止)RSRMV固體助推器[4-7]進(jìn)行了適應(yīng)性改進(jìn)。發(fā)動(dòng)機(jī)直徑φ3.71 m，總長54 m，裝藥量達(dá)到630 t，平均推力達(dá)到1 600 t，工作時(shí)間126 s。2016年6月28日[8]，已完成QM-2第二次質(zhì)量鑒定測試，主要目的是確認(rèn)固體助推器可接受的低溫工作范圍。

1.2歐空局分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

歐空局為進(jìn)一步完善其火箭型譜，填補(bǔ)能力空缺，選擇與美國相近路線，通過發(fā)展大型分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)和氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)相結(jié)合實(shí)現(xiàn)火箭運(yùn)載能力的大幅提升。

阿里安-5火箭采用了P230固體助推發(fā)動(dòng)機(jī)，在1998年首飛成功。發(fā)動(dòng)機(jī)采用HTPB推進(jìn)劑，高強(qiáng)度鋼殼體和柔性擺動(dòng)噴管方案。發(fā)動(dòng)機(jī)直徑φ3.05 m，總長為31.16 m，裝藥量達(dá)到237 t，分為3段。2016年1月28日，歐空局終于公布了阿里安6的A62和A64設(shè)計(jì)方案[9]，可捆綁2個(gè)或4個(gè)P120固體助推器，其構(gòu)型簡圖見圖1，該助推器可和織女星火箭固體發(fā)動(dòng)機(jī)生產(chǎn)線實(shí)現(xiàn)協(xié)同增效。P120大型整體式固體發(fā)動(dòng)機(jī)的研制將為歐空局對(duì)于未來低成本高可靠固體助推動(dòng)力技術(shù)的一次科學(xué)嘗試。

圖1　阿里安-5和阿里安-6火箭構(gòu)型

1.3日本的分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

日本發(fā)展大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)最早從M系列火箭開始，但當(dāng)時(shí)均作為芯級(jí)，并采取整體式燃燒室。H-2運(yùn)載火箭首次采用分段式固體助推器運(yùn)載火箭，助推發(fā)動(dòng)機(jī)直徑φ1.8 m，裝藥量59 t，燃燒室采用4段式結(jié)構(gòu)。

由于H-2運(yùn)載火箭連續(xù)2次失敗及其高額的發(fā)射成本，使得其無法在國際衛(wèi)星發(fā)射市場上立足。日本于1996年研發(fā)了H-2A火箭，在設(shè)計(jì)上追求簡單和可靠，降低生產(chǎn)和使用成本。H-2A采用了整體式固體火箭助推器(SRB-A)，以機(jī)電作動(dòng)器取代傳統(tǒng)液壓作動(dòng)器。可顯著降低成本，減輕重量，還可縮短裝配時(shí)間。

日本正在研制的H-III火箭也可捆綁2枚或4枚固體助推器，預(yù)計(jì)在2020年實(shí)現(xiàn)首飛[10]。

1.4印度的分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

印度從研制極地軌道衛(wèi)星運(yùn)載火箭(PSLV)開始，就致力于發(fā)展大型分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)，以彌補(bǔ)其運(yùn)載火箭動(dòng)力水平不足的短板。截至目前，已經(jīng)發(fā)展了φ2.8 m和φ3.2 m大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)直徑系列[11]。GSLV MARK III 火箭采用的S200固體發(fā)動(dòng)機(jī)是印度目前研制的最大的分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)，其方案與P230發(fā)動(dòng)機(jī)相似，但直徑為φ3.2 m，總長25 m，裝藥量達(dá)208 t，燃燒室被分為3段。2014年12月18日，印度GSLV MARK III火箭發(fā)射成功，依靠大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)優(yōu)勢，其運(yùn)載火箭能力在短期內(nèi)得到快速提升。

2　國外分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展規(guī)律及技術(shù)特點(diǎn)

目前，分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)在國外運(yùn)載火箭基礎(chǔ)級(jí)動(dòng)力中已獲得廣泛應(yīng)用，其發(fā)展歷程和主要技術(shù)如下：

(1)分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)是固體發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)大型化的一條重要途徑。固體發(fā)動(dòng)機(jī)只要提高裝藥量就能實(shí)現(xiàn)大推力。通常提高裝藥量的途徑有2條：既增大直徑，或增加長度。一般受各個(gè)國家鐵路運(yùn)輸?shù)南拗疲l(fā)動(dòng)機(jī)的最大直徑基本在φ3 m左右。在此前提下，只有采用分段式發(fā)動(dòng)機(jī)，才能在確保燃燒室長度增加的同時(shí)，降低產(chǎn)品研制對(duì)保障條件的需求。因此，世界航天大國均不同程度地發(fā)展了直徑φ3 m級(jí)大型分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)，以滿足運(yùn)載火箭的發(fā)展需求。

(2)大型分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)堅(jiān)持走“中能、低成本”的技術(shù)路線。國外正在應(yīng)用的分段式發(fā)動(dòng)機(jī)主要以高強(qiáng)度鋼殼體、三組元丁羥(HTPB)推進(jìn)劑、全軸擺動(dòng)柔性噴管為技術(shù)特征；分段式發(fā)動(dòng)機(jī)通常采用標(biāo)準(zhǔn)中間段設(shè)計(jì)，通過中間段的增減，以及前后段的適應(yīng)性調(diào)整，實(shí)現(xiàn)不同的運(yùn)載能力。研制中，通過充分利用成熟技術(shù)，減小研制難度和風(fēng)險(xiǎn)，降低研制和發(fā)射成本，快速形成運(yùn)載動(dòng)力。圖2和圖3是1959年～2013年美國固體助推器的點(diǎn)火總數(shù)和故障總數(shù)，通過對(duì)早期固體發(fā)動(dòng)機(jī)研制經(jīng)驗(yàn)的繼承，自1970年以來，固體助推器的故障數(shù)量大幅度減少。

(3)隨著大型制造設(shè)備和能力的不斷發(fā)展，中等規(guī)模的分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)逐漸傾向于整體式固體發(fā)動(dòng)機(jī)，以達(dá)到提升性能、降低制造成本、提高可靠性的目的。例如,日本將H-2火箭直徑φ1.8 m的7段式固體助推器更換為φ2.5 m整體式的SRB發(fā)動(dòng)機(jī)，裝藥量基本不變。歐空局新研的阿里安-6運(yùn)載火箭也撇棄了分段式的P230發(fā)動(dòng)機(jī)，采用新研的P120發(fā)動(dòng)機(jī)，以進(jìn)一步提升火箭的任務(wù)適應(yīng)性、降低成本，從而提升商業(yè)化發(fā)射的優(yōu)勢。

圖2　固體火箭助推器(SRB)各階段點(diǎn)火總數(shù)

3　國內(nèi)分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀及關(guān)鍵技術(shù)分析

3.1國內(nèi)分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展現(xiàn)狀

國內(nèi)從“十一五”期間全面開展了大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)分段對(duì)接關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，先后完成了φ315 mm/2分段、φ1 m/2分段、φ2 m/2分段、φ2 m/3分段、φ3 m/2等10余臺(tái)分段式發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)，以分段殼體連接技術(shù)、絕熱對(duì)接技術(shù)、流動(dòng)不穩(wěn)定抑制技術(shù)為代表的一大批核心技術(shù)獲得突破和驗(yàn)證。

在分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)的研制帶動(dòng)下，以大型C/C喉襯、大型柔性接頭等為代表的大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵部件研制能力逐步提高，初步具備百噸級(jí)裝藥量、直徑3 m級(jí)大型分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)的研制能力。

3.2分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)分析

大型分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)特征主要體現(xiàn)在“尺寸大、推力大、工作時(shí)間長”等方面。

3.2.1大型分段對(duì)接技術(shù)

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體的連接密封是實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)大型化的前提和基礎(chǔ)[12]。目前，廣泛采用的連接方式有U形槽、銷釘、多道密封相組合的連接密封結(jié)構(gòu)。該種結(jié)構(gòu)形式將殼體連接部位做成U形接頭的形式，在發(fā)動(dòng)機(jī)徑向用銷釘進(jìn)行連接，在銷釘外部包覆制動(dòng)帶防止其松動(dòng)。在發(fā)動(dòng)機(jī)承受內(nèi)壓過程中，主要依靠U型件的接觸力并配合銷釘?shù)募羟谐袚?dān)載荷，是一種有效降低結(jié)構(gòu)重量、提高連接密封可靠性的設(shè)計(jì)方法。

分段式發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱對(duì)接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)主要包括對(duì)接部位絕熱層對(duì)接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及藥柱端面限燃結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，分段式發(fā)動(dòng)機(jī)分段對(duì)接處一般采用間隙配合。在分段藥柱絕熱層對(duì)接部位，國外通常采用“J”型絕熱對(duì)接結(jié)構(gòu)?！癑”型絕熱對(duì)接結(jié)構(gòu)是指分段藥柱接頭處絕熱層貼合面以壓配合或粘接形式對(duì)接。同時(shí)，在藥柱端面絕熱層上增設(shè)一個(gè)環(huán)形片，在接頭裝配過程中，“J”型密封件和U型槽絕熱層之間用壓敏性粘接劑粘接，形成氣密連接?！癑”型密封件的下端一般可填充膩?zhàn)樱源_保和絕熱層不粘接，使“J”型密封件可自由偏轉(zhuǎn)，同時(shí)也有利于分段拆卸。這種設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)能夠保證在對(duì)接后，兩段絕熱層之間間隙閉合，氣流通道封閉，絕熱效果更好，同時(shí)也簡化了一段藥柱的人工脫粘結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，是一種簡單、有效的絕熱對(duì)接結(jié)構(gòu)。

3.2.2大尺寸柔性噴管設(shè)計(jì)與制造技術(shù)

柔性噴管是實(shí)現(xiàn)固體發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量控制的關(guān)鍵部件，隨著裝藥量的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)流量及工作時(shí)間隨之增加，最終導(dǎo)致噴管結(jié)構(gòu)尺寸增大、燒蝕增加，給噴管設(shè)計(jì)及制造帶來新的挑戰(zhàn)。大型柔性接頭設(shè)計(jì)及成型技術(shù)、大流量耐燒蝕C/C喉襯成型技術(shù)等，成為大型發(fā)動(dòng)機(jī)噴管研制需攻克的關(guān)鍵技術(shù)[13-15]。

在柔性接頭方面，一般采用金屬增強(qiáng)件柔性接頭。在接頭的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、大尺寸薄壁金屬增強(qiáng)件的精密制造、大尺寸柔性接頭的粘接壓制、大型柔性接頭的擺動(dòng)測試等方面應(yīng)建立起系統(tǒng)的方法，適應(yīng)大型固體助推器應(yīng)用的柔性接頭設(shè)計(jì)與成型工藝。增強(qiáng)件成型工藝長期以來作為柔性接頭研制過程中的核心技術(shù)，該技術(shù)直接影響到柔性接頭擺動(dòng)可靠性。為降低柔性接頭的擺動(dòng)力矩，需開展低模量彈性件的研制工作。同時(shí)，逐步形成一套行之有效的柔性接頭設(shè)計(jì)和分析方法，并結(jié)合試驗(yàn)數(shù)據(jù)，完成設(shè)計(jì)分析方法的修正，可為大型固體發(fā)動(dòng)機(jī)柔性接頭的研制提供可靠的技術(shù)指導(dǎo)。

在喉襯方面，目前碳/碳材料發(fā)展迅速，它的耐燒蝕性好、比強(qiáng)度高、膨脹系數(shù)小、導(dǎo)熱率低，未來的高性能助推器將主要通過采用這種材料作為噴喉材料來減輕燒蝕。大型固體助推發(fā)動(dòng)機(jī)喉徑基本在400～1 500 mm之間，隨著結(jié)構(gòu)尺寸的增加，其成型工藝所決定的喉襯力學(xué)和燒蝕性能變化較大，在生產(chǎn)中也存在CVD周期很長，內(nèi)部及表面性能差異大等缺點(diǎn)。因此，需要按照大型C/C喉襯的使用要求，開展大型喉襯熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及工藝技術(shù)研究，更新設(shè)備，實(shí)踐新的喉襯制備工藝和方法，如采用針刺預(yù)制體、常壓碳化喉襯等，提高喉襯熱結(jié)構(gòu)性能，降低成本，提升國內(nèi)大型發(fā)動(dòng)機(jī)噴管設(shè)計(jì)及生產(chǎn)水平。

3.2.3壓力振蕩抑制技術(shù)

大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)通常由潛入式噴管和分段式推進(jìn)劑藥柱組成，各分段藥柱之間通常用端面限燃層隔開。在推進(jìn)劑燃燒過程中，在端面限燃層下游可能形成障礙渦流脫落，或者由推進(jìn)劑燃燒產(chǎn)生的徑向流動(dòng)的固有不穩(wěn)定性所形成的表面渦流脫落。這種現(xiàn)象使發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部流動(dòng)中產(chǎn)生了一定幅值的壓力振蕩,如美國航天飛機(jī)、固體助推器，大力神系列導(dǎo)彈固體發(fā)動(dòng)機(jī)，以及歐洲阿里安-5 運(yùn)載火箭固體助推器[16-18]。當(dāng)渦流脫落頻率與發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室聲模同步時(shí)，就產(chǎn)生了共振，聲壓通過渦流脫落與噴管的相互作用被放大，進(jìn)而導(dǎo)致了壓強(qiáng)和推力振蕩，嚴(yán)重時(shí)會(huì)對(duì)宇航員產(chǎn)生有害影響，或?qū)е禄鸺Y(jié)構(gòu)被破壞，且還可能產(chǎn)生火箭可控性方面的問題。因此，在進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)分段藥型設(shè)計(jì)中，需要開展內(nèi)流場聲振耦合分析，消除壓力振蕩。

國外在研制分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)過程中，均不同程度地開展了壓力振蕩的消除技術(shù)研究。利用各種先進(jìn)數(shù)值模擬方法和工具，對(duì)分段發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒不穩(wěn)定和分段對(duì)接狹縫內(nèi)流場分布特性開展大規(guī)模計(jì)算，分析了裝藥結(jié)構(gòu)和隔板參數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。同時(shí)，搭建冷流試驗(yàn)平臺(tái)，結(jié)合PIV技術(shù)、高速運(yùn)動(dòng)分析技術(shù)，對(duì)流場分布和流固耦合開展氣流流動(dòng)速度、壓強(qiáng)、分段間隙寬度、分段間隙深度、分段長度數(shù)、裝藥m數(shù)、噴管潛入型面等因素對(duì)分段式發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部局部流動(dòng)結(jié)構(gòu)的影響規(guī)律研究，并利用一定尺寸的縮比發(fā)動(dòng)機(jī)熱試車數(shù)據(jù)，驗(yàn)證典型數(shù)值模擬和冷流試驗(yàn)的結(jié)果，最終獲得有效降低或消除壓力振蕩的方法和措施。上述措施的有效性最終還需在全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)的地面熱試車或飛行中進(jìn)行考核驗(yàn)證。

3.2.4推力偏差控制技術(shù)

分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)主要用于運(yùn)載火箭的助推動(dòng)力。運(yùn)載火箭在捆綁助推器之后，助推器之間總會(huì)因種種原因而產(chǎn)生推力不平衡，這種推力不平衡問題嚴(yán)重影響飛行穩(wěn)定性，增加控制系統(tǒng)的復(fù)雜性和工作負(fù)載，進(jìn)而對(duì)整個(gè)運(yùn)載火箭的設(shè)計(jì)帶來嚴(yán)重的影響。導(dǎo)致分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)推力不平衡的因素很多，在諸多的影響因素中，最主要的有點(diǎn)火時(shí)間不同步、固體推進(jìn)劑燃速和燃面的偏差、噴管喉部的燒蝕偏差等因素。推力偏差控制技術(shù)主要包括以下幾個(gè)方面：

(1)分段式發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火同步性主要受點(diǎn)火裝置的燃?xì)饬髁?、噴管堵蓋打開壓力等方面影響。在成對(duì)使用的固體助推發(fā)動(dòng)機(jī)中，應(yīng)采用同批澆注的點(diǎn)火裝置藥柱，以保證點(diǎn)火裝置燃?xì)饬髁康姆€(wěn)步性；噴管堵蓋采用爆破型打開方式，并嚴(yán)格控制材料性能和爆破部位的厚度，以確保打開壓力的一致性。

(2)分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)工作平衡階段的推力不同步性主要受推進(jìn)劑燃速偏差和喉襯燒蝕率的偏差影響。為確保燃速的性能一致，一般可采用同批原料同時(shí)混合、輪流澆注同批助推器的辦法，且在工藝過程中實(shí)行嚴(yán)格的質(zhì)量控制。對(duì)于分段式固體助推器發(fā)動(dòng)機(jī)，將同批次對(duì)稱使用的2個(gè)助推器的每段藥柱由同次混合的藥漿輪流澆注。澆注后，在同樣環(huán)境條件下，同時(shí)進(jìn)行固化，以保證每段藥柱的均勻一致。例如，航天飛機(jī)助推器采用該措施后，其實(shí)際燃速偏差小于2%(要求3%)，點(diǎn)火時(shí)間偏差為0.05 s(要求為0.17 s)等。

通過降低噴管喉襯的燒蝕率，并控制其偏差，進(jìn)一步降低噴管喉襯燒蝕率的不一致性。一方面，減少推進(jìn)劑中鋁含量；另一方面，增強(qiáng)噴管抗燒蝕性。在制造過程中，對(duì)于喉襯材料和工藝進(jìn)行嚴(yán)格的質(zhì)量控制，確保同批原材料、同樣工藝控制和同爐產(chǎn)品同時(shí)應(yīng)用到對(duì)稱的2個(gè)助推器上，確保喉襯燒蝕的一致性和穩(wěn)定性。

(3)提高助推器的控制能力。從國外捆綁助推器的情況來看，隨著助推器尺寸的加大，推力的提髙，控制能力也相應(yīng)增強(qiáng)。航天飛機(jī)助推器的推力矢量控制采用了全向擺動(dòng)噴管，推矢偏轉(zhuǎn)角達(dá)±8°，完全能夠控制預(yù)期的翻轉(zhuǎn)力矩，是一種高水平的控制系統(tǒng)。

(4)采用合理的布局結(jié)構(gòu)，以減小推力不平衡性。主要是通過將發(fā)動(dòng)機(jī)噴管或發(fā)動(dòng)機(jī)本身以適當(dāng)?shù)慕嵌葍A斜安裝，使發(fā)動(dòng)機(jī)工作末期出現(xiàn)最大推力不平衡時(shí)刻的推力矢量通過運(yùn)載火箭重心，使火箭只承受平移力而不承受翻轉(zhuǎn)力矩，從而保持飛行穩(wěn)定。

4　結(jié)束語

(1)固體助推技術(shù)是世界范圍內(nèi)航天運(yùn)載捆綁火箭技術(shù)的重要組成部分，世界各航天大國都一直在研究、開發(fā)利用固體動(dòng)力和液體動(dòng)力兩大類推進(jìn)系統(tǒng)的優(yōu)勢特性，協(xié)調(diào)兩種動(dòng)力的應(yīng)用關(guān)系，更好地優(yōu)化航天發(fā)射系統(tǒng)。國外以阿里安-5、H-2系列和GSLV-3系列為代表的新近發(fā)展的捆綁式運(yùn)載火箭均采用分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)。相比之下，國內(nèi)分段式固體助推技術(shù)已遠(yuǎn)遠(yuǎn)落后于世界航天大國，為彌補(bǔ)與國外該技術(shù)方面的巨大差距，充分發(fā)揮固體動(dòng)力和液體動(dòng)力在航天運(yùn)載中的組合優(yōu)勢，迫切需要發(fā)展大型分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)。

(2)隨著新材料、新型制造工藝及新結(jié)構(gòu)的不斷涌現(xiàn)和發(fā)展，為分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)性能提升和成本控制提供了手段。高性能分段纖維殼體、卡環(huán)連接結(jié)構(gòu)等技術(shù)的使用，將進(jìn)一步降低發(fā)動(dòng)機(jī)惰性質(zhì)量。熱塑性推進(jìn)劑、3D打印制造等技術(shù)的使用，可能改變固體助推發(fā)動(dòng)機(jī)的制造模式，從而顯著降低發(fā)動(dòng)機(jī)成本。針對(duì)這些新材料、新工藝和新結(jié)構(gòu)的應(yīng)用，須盡快形成與之適應(yīng)的設(shè)計(jì)、制造和試驗(yàn)驗(yàn)證方法，從而提升分段式固體發(fā)動(dòng)機(jī)的性價(jià)比。

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(編輯：薛永利)

Research on application and development of segmented SRM

WANG Jian-ru1,ZHANG Guang-xi2

(1.The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC,Xi'an710025；2.The Fourth Academy of CASC,Xi'an710025)

The technical situation,rule and characteristic of segmented SRM abroad were analyzed.Combined with the domestic situation,the key technologies for large segmented SRM to tackle such as segmentation connection,flexible nozzle design and manufacture,pressure fluctuation suppression,thrust derivation control etc were summarized systematically.In the end,the advices that the segmented solid booster technology and its high-powered but low cost implementation approach should be developed further were proposed.

segmented solid rocket motor;launch vehicle;engineering application

2016-08-06；

2016-08-24。

王健儒(1978—)，男，博士，研究領(lǐng)域?yàn)楣腆w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)。E-mail：wjr104zah@sina.com

V435

A

1006-2793(2016)04-0451-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.04.001