方 興

伺服機(jī)構(gòu)狀態(tài)對火箭發(fā)動機(jī)環(huán)境試驗(yàn)的影響

方 興

（北京強(qiáng)度環(huán)境研究所，北京，100076）

在火箭發(fā)動機(jī)環(huán)境試驗(yàn)中，發(fā)動機(jī)伺服的狀態(tài)對噴管以及其他部件的環(huán)境響應(yīng)存在著影響。通過說明上述影響的具體表現(xiàn)形式，給出某發(fā)動機(jī)地面低頻振動環(huán)境試驗(yàn)中，不同伺服狀態(tài)下（鎖止、非鎖止）噴管響應(yīng)，并對其成因給出分析。發(fā)動機(jī)伺服機(jī)構(gòu)鎖止?fàn)顟B(tài)下，系統(tǒng)整體一階諧振頻率、響應(yīng)大小均高于非鎖止?fàn)顟B(tài)。由此，發(fā)動機(jī)系統(tǒng)環(huán)境考核試驗(yàn)應(yīng)在伺服系統(tǒng)鎖止?fàn)顟B(tài)下進(jìn)行，以得到充分考核。

伺服剛度；火箭發(fā)動機(jī)；環(huán)境試驗(yàn)

0 引 言

運(yùn)載火箭中發(fā)動機(jī)是至關(guān)重要的部件，對于不同飛行階段的發(fā)動機(jī)，其經(jīng)歷的環(huán)境也不相同。尤其為三級、四級發(fā)動機(jī)，要經(jīng)歷前面幾級飛行時的環(huán)境。因此需要對三級以上發(fā)動機(jī)進(jìn)行飛行環(huán)境適應(yīng)性考核。在發(fā)動機(jī)整機(jī)考核中，伺服系統(tǒng)常以真實(shí)產(chǎn)品狀態(tài)參與試驗(yàn)，那么伺服機(jī)構(gòu)是否要進(jìn)行鎖止后進(jìn)行環(huán)境試驗(yàn)（前幾級飛行過程中，伺服通過箭上供氣進(jìn)行鎖止）。本文對某發(fā)動機(jī)環(huán)境試驗(yàn)進(jìn)行分析，給出了伺服機(jī)構(gòu)不同狀態(tài)下（機(jī)械鎖止、不鎖止）的響應(yīng)情況，并通過對數(shù)據(jù)的對比給出發(fā)動機(jī)環(huán)境試驗(yàn)的建議。

1 試驗(yàn)介紹

發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)示意如圖1所示[1]。發(fā)動機(jī)為雙噴管發(fā)動機(jī)。發(fā)動機(jī)噴管通過可自由轉(zhuǎn)動的常平座和2個伺服機(jī)構(gòu)連接于機(jī)架上。發(fā)動機(jī)噴管1的伺服A與噴管2的伺服B通過金屬軟管將其液壓系統(tǒng)連在一起；同樣地，發(fā)動機(jī)噴管1的伺服B與噴管2的伺服A通過能源并聯(lián)液壓軟管連接。

圖1 發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)示意

伺服機(jī)構(gòu)連接形式見圖2。伺服機(jī)構(gòu)系統(tǒng)原理性樣機(jī)如圖3所示[2]。試驗(yàn)時，發(fā)動機(jī)通過機(jī)架大端4個角點(diǎn)處共計8個Φ14.5的孔與試驗(yàn)夾具連接，試驗(yàn)夾具再與振動臺連接。試驗(yàn)過程中，低頻正弦振動環(huán)境（頻率范圍5～100 Hz）由振動臺輸出，通過夾具傳遞至發(fā)動機(jī)機(jī)架大端；控制點(diǎn)位于發(fā)動機(jī)機(jī)架的4個角點(diǎn)處，采用四點(diǎn)平均控制方式。分別在伺服機(jī)構(gòu)鎖止?fàn)顟B(tài)（用伺服夾具進(jìn)行鎖止）和不鎖止?fàn)顟B(tài)下，進(jìn)行相同的低頻正弦振動環(huán)境試驗(yàn)，試驗(yàn)由低頻（5 Hz）按速率 4 oct/min對數(shù)掃描至高頻（100 Hz）。

圖2 試驗(yàn)中發(fā)動機(jī)主要部件關(guān)系示意

圖3 伺服機(jī)構(gòu)系統(tǒng)原理性樣機(jī)

2 試驗(yàn)介紹

向、向低頻環(huán)境下關(guān)鍵數(shù)據(jù)傳遞曲線如圖4、圖5所示。傳遞曲線為噴管頂端測點(diǎn)主振方向響應(yīng)，對機(jī)架方框上測點(diǎn)5#主振方向響應(yīng)的傳遞比曲線。一階諧振頻率及對應(yīng)傳遞比見表1。

a）測點(diǎn)18r對5y傳遞曲線

續(xù)圖4

表1 試驗(yàn)中噴管部分一階諧振情況

Tab.1 First Order Resonance of Nozzle in the Test

噴管位置伺服鎖止?fàn)顟B(tài)伺服無鎖止 諧振頻率/Hz放大倍數(shù)諧振頻率/Hz放大倍數(shù) Y向試驗(yàn) 噴管116.4418.28約8.453.15 噴管217.0554.32約8.22.63

續(xù)表1

噴管位置伺服鎖止?fàn)顟B(tài)伺服無鎖止 諧振頻率/Hz放大倍數(shù)諧振頻率/Hz放大倍數(shù) Z向試驗(yàn) 噴管118.54143.914.948.22 噴管218.54119.412.595.728

注：“約8.45Hz”表示因傳遞響應(yīng)峰較小，且不光滑，此值為根據(jù)經(jīng)驗(yàn)選取的頻率值

通過試驗(yàn)可知，向試驗(yàn)中伺服機(jī)構(gòu)無鎖止?fàn)顟B(tài)下，噴管諧振頻率約為鎖止?fàn)顟B(tài)下的1/2；向試驗(yàn)中伺服機(jī)構(gòu)無鎖止?fàn)顟B(tài)下，噴管諧振頻率不小于鎖止?fàn)顟B(tài)下的2/3。即伺服無鎖止?fàn)顟B(tài)下，噴管諧振頻率均要低于伺服鎖止?fàn)顟B(tài)下的諧振頻率。不同伺服機(jī)構(gòu)狀態(tài)下，多數(shù)傳遞比曲線在50 Hz以上存在重合性。由此可知，伺服的鎖止?fàn)顟B(tài)僅對噴管低頻諧振有很大影響。從表1中可知，伺服鎖止?fàn)顟B(tài)下諧振頻率處傳遞放大倍數(shù)遠(yuǎn)高于無鎖止?fàn)顟B(tài)。

3 理論闡釋

伺服機(jī)構(gòu)處于非鎖止?fàn)顟B(tài)時，2個伺服作動器可產(chǎn)生相對伺服本體的軸向位移，則伺服機(jī)構(gòu)支撐的噴管可產(chǎn)生以常平座為圓心的剛體轉(zhuǎn)動，此時給噴管提供支撐剛度的主要為伺服機(jī)構(gòu)內(nèi)的伺服能源；相比較伺服機(jī)構(gòu)鎖止時的單一結(jié)構(gòu)體，其剛度要小。因此非鎖止?fàn)顟B(tài)下，噴管傳遞比中一階諧振頻率要小于鎖止?fàn)顟B(tài)的諧振頻率。非鎖止?fàn)顟B(tài)下，一階諧振傳遞比放大倍數(shù)遠(yuǎn)小于鎖止?fàn)顟B(tài)，其原因同為伺服機(jī)構(gòu)的位移-諧振時噴管-階彎曲運(yùn)動，其根部將產(chǎn)生角運(yùn)動（或應(yīng)變-完全固支時），其角運(yùn)動傳遞到伺服機(jī)構(gòu)上形成作動器拉伸、壓縮。當(dāng)伺服作動器產(chǎn)生位移時，噴管的約束狀態(tài)隨即改變（約束剛度進(jìn)一步降低甚瞬時至無約束），此刻噴管相對機(jī)架方框的動力學(xué)特性改變，以致噴管響應(yīng)瞬間減小，產(chǎn)生第2節(jié)中曲線形狀。

在伺服機(jī)構(gòu)鎖止?fàn)顟B(tài)下，噴管向、向諧振頻率值較為相同；在伺服機(jī)構(gòu)非鎖止?fàn)顟B(tài)下，噴管向、向頻率值差異很大：向剛度明顯低于向。分析伺服機(jī)構(gòu)與噴管運(yùn)動關(guān)系：當(dāng)2個噴管在向產(chǎn)生同向位移時，噴管1的2個伺服機(jī)構(gòu)受壓，噴管2的2個伺服機(jī)構(gòu)受拉；通過伺服軟管連接的2個伺服機(jī)構(gòu)，分別受拉和受壓，即軟管內(nèi)能源受伺服作用產(chǎn)生整體的流動-伺服作用產(chǎn)生運(yùn)動。當(dāng)2個噴管在向產(chǎn)生同向位移時，與同一噴管連接的兩個伺服機(jī)構(gòu)一個受拉，另一個同時受壓；通過伺服軟管連接的2個伺服機(jī)構(gòu)，則同時受拉或受壓，即軟管內(nèi)能源整體相對靜止不動，承受伺服機(jī)構(gòu)的拉、壓作用-伺服作用產(chǎn)生形變。通過上述分析可知，伺服非鎖止?fàn)顟B(tài)下，噴管向、向支撐約束剛度來源不同，因此其一階諧振頻率相差很大。

4 結(jié)束語

從以上分析可以看到，伺服機(jī)構(gòu)鎖止?fàn)顟B(tài)下噴管一階諧振諧振頻率高，響應(yīng)放大倍數(shù)大；三、四級發(fā)動機(jī)在火箭前幾級飛行時處于鎖止?fàn)顟B(tài)。因此對于三、四級發(fā)動機(jī)在一、二級飛行環(huán)境下的考核時，應(yīng)使發(fā)動機(jī)伺服機(jī)構(gòu)處于鎖止?fàn)顟B(tài)，以充分地面試驗(yàn)考核（避免發(fā)生可能的欠試驗(yàn)情況）。

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The Influence of Servomechanism State on Rocket Engine Environmental Test

Fang Xing

(Beijing Institute of Structure and Environment Engineering, Beijing, 100076)

In the environmental test of rocket engine, the state of engine servo has influence on the environmental response of nozzle and other components. The concrete manifestation of the above influence is mainly explained. The response of nozzle under different servo conditions (locked and unlocked) is given in the ground low frequency vibration environment test of an engine, and the causes are analyzed. When the engine servo mechanism is locked, the first-order resonance frequency and response of the whole system are higher than that of the non locked state. Therefore, the environmental assessment test of engine system should be carried out under the condition of servo system locking to get full assessment.

servo stiffness; rocket engine; environmental testing

2097-1974(2023)01-0066-03

10.7654/j.issn.2097-1974.20230113

O327

A

2020-03-26；

2020-07-05

方 興（1982-），男，高級工程師，主要研究方向?yàn)閯恿W(xué)環(huán)境試驗(yàn)。