新一代运载火箭近距平瞄指标范围分析

常 娟，吴志亮，徐 华

（上海宇航系统工程研究所，上海，201108）

新一代运载火箭近距平瞄指标范围分析

常 娟，吴志亮，徐 华

（上海宇航系统工程研究所，上海，201108）

为在机动快速的测试发射模式下实现近距离水平瞄准，将产品运输状态与工作状态分开设计，由二次旋转支架实现不同位置转换，解决设计空间紧张、光路阻断等问题。通过计算无塔架简易发射状态下相互独立的箭架在各种因素影响下的变形范围，得到近距平瞄设备需适应的静态、动态瞄准范围指标；通过指标分配，由不同单机设备解决动态、静态偏差对瞄准的影响。产品集成后，经过地面试验验证，设备工作正常，光路稳定通畅，指标满足实际任务要求。结果表明采用分析方法所得结果与实际情况符合较好，对于类似产品的设计具有参考价值。

运载火箭；近距离水平瞄准；指标

0 引 言

新一代运载火箭依托机动快速设计理念，首次将瞄准地面设备集成于起竖系统，随车运输，起竖展开，缩短发射准备时间。

由于瞄准设备打破传统远距离倾斜瞄准[1]而采用近距离水平瞄准[2]的设计方法，水平光路的距离较成熟火箭大大减小，瞄准上仪器相对箭上棱镜存在几十毫米的初始偏差，会产生较大角度变化，导致上仪器无法瞄准。起竖后，箭架无连接关系，对于无塔架简易发射的火箭，箭体轴线偏斜、加注变形、日照变形、风摆漂移等众多因素看似相互独立却又互相耦合的影响箭上目标棱镜和起竖架上瞄准设备间相对关系。加之瞄准上仪器集成于起竖系统，悬挂于高空，空间紧张，设备体积、质量等均受限，瞄准范围可调量有限。上述因素增加了瞄准范围指标提出的难度，同时，若所提范围过大，将增加产品设计难度；若范围过小，很可能无法解决累积偏差的影响，导致无法瞄准。因此，合理选择瞄准设备理论工作位置，准确计算瞄准指标范围，解决动态、静态偏差对瞄准的影响，是实现近距离水平瞄准（以下简称近距平瞄）的关键。

1 瞄准方案

某型运载火箭首次采用“近距平瞄＋垂直传递”技术，其方位对准方案如图1所示。

方位对准设备中的上仪器设置在与箭体棱镜等高的水平面内，固定安装在起竖架上，测量箭上棱镜的方位偏转角，并向下仪器垂直传递上仪器基准方位信息；下仪器架设在地面，获取北向基准信息，同时接收上仪器传递的基准信息；由控制仪接收信息、处理数据，向前置主控微机传递相关数据，完成整个方位的测量过程。

图1 方位对准方案示意

上仪器本体尺寸不大于550 mm×600 mm× 590 mm，质量约为130 kg；下仪器本体尺寸不大于400 mm×400 mm×800 mm。

2 瞄准设备设计工作位置

上仪器需要瞄准的箭上棱镜位于20 m高空，棱镜平面未正对起竖架平面，偏转45°，因此，考虑将上仪器集成于起竖架上端的前端防护机构，并侧转45°安装，使光孔正对棱镜平面；同时为适应随车运输，需要将设计空间控制在1300 mm×880 mm×600 mm。但是，该位置下方为箭地气液管路接口位置，垂直光路被遮挡，无法实现垂直信息传递。

综合考虑设备运输要求、安装空间、刚强度、光路通畅性及稳定性，将运输状态与工作状态分开设计，瞄准上仪器采用二次旋转支架实现运输位置和工作位置的状态切换，其安装示意如图2所示。

图2 瞄准上仪器安装示意

该方法解决了垂直光路遮挡与运输空间有限的矛盾；采用侧挂式嵌套盒型支架的形式，增强设备刚强度，从而解决位置转换后悬臂状态引起的工作位置不稳定问题。因此，上仪器设计工作位置，即垂直光路选择在起竖架与翻转对接装置间Φ534 mm的范围内，如图3所示。

图3 瞄准设备设计工作位置

3 瞄准范围

箭体、起竖架、瞄准支架等存在各种加工装配偏差，使得瞄准中心偏移；加注沉降、低温收缩、高温日晒等引起的箭体变形，增加了上仪器与箭上棱镜位置关系偏离设计值的随机性；极限情况下，水平光路阻断，上、下仪器间垂直光路遮挡，导致无法瞄准；同时由于风荷，使得相互独立的箭体和起竖架随机摆动，增加了瞄准难度。因此，准确计算瞄准范围指标是实现近距平瞄的关键。

3.1 静态偏差范围

本文从两个方面分析瞄准上仪器相对箭上棱镜的静态偏差：

a）轴向上下错动；

b）横向左右错动。

轴向错动主要由箭体低温收缩下沉、箭体加注下沉、起竖架和箭体的热胀冷缩效应、起竖架和箭体初始加工装配偏差、发射台调平等引起；左右错动主要由箭体轴线偏斜、起竖精度、发射台调平等角度变化引起。

图4为起竖架、箭体及发射台相对位置示意。由于工作状态下，瞄准上仪器轴线安装位置与起竖架上平面有45°夹角，因此在完成上仪器与箭体相对位移量计算后，还需在45°方向投影，即可得到瞄准设备相对瞄准窗口的左右错动量。

图4 起竖架、箭体及发射台相对位置示意

a）计算状态及基本假设。

设计计算的状态为设备的工作状态，即：起竖架抱臂打开，后支点拆除；箭体直立于发射台上；箭体与起竖架无直接联系，仅通过大地理论水平面联系。

假设箭体为刚体，忽略扭转变形；不存在地基沉降；由于起竖架横断面较长，认为横向刚度大，不考虑横向弯曲变形；水平仪安装于发动机的水平横梁上，假设非常接近尾端。

b）计算方法。

根据精度理论[3～6]，由于引起箭架相对位置偏差的因素具有独立性和偶然性，因此采用方和根进行误差合成，即

式中 k为修正系数，取k = 1.3～1.5；iαΔ为各项因素引起的误差；n为影响因素个数。

c）箭体静态偏差分析。

箭体加注前静载荷引起轴向变形-10 mm；箭体加注后静载荷引起轴向变形增加-30 mm；极限环境温度引起箭体轴向变形±33 mm；低温推进剂引起瞄准窗口轴向变形-32 mm；箭体加工装配累积的轴向偏差为±24 mm；发射台加工引起的轴向偏差为±1.5 mm；发射台满载轴向变形量为-3.98 mm。因此，箭体轴向最大负偏差取均方根值为-61 mm，取修正系数1.5后为-91.5 mm。

发射台调平精度为±3′；水平仪测量精度为±1′；水平仪安装基准面与箭体理论轴线偏差±3′；箭体实际加工轴线与一级设计轴线偏差±12′；对接时箭体设计轴线相对发射台体中心线偏差20 mm，传递到瞄准位置处（距离地面22 711 mm）对应角度偏差为±3′。因此，箭体角度偏差取均方根后为±13′，即瞄准位置处左右摆动静态偏差为±87 mm，取修正系数1.5后为±130.5 mm。

d）起竖架静态偏差分析。

由于编码器初始安装偏差为±3′、编码器测量精度为±0.33′、起竖控制精度为±10′、瞄准设备安装平面与翻转对接块上平面平行度为0.8 mm，可认为角度偏差为±12.591′，则起竖架由角度偏差引起的轴向偏差为±0.15 mm；翻转对接装置旋转耳轴处间隙引起轴向偏差为-0.1 mm；定位锁紧与箭体的配合间隙为-0.02 mm；起竖架加工误差为±5 mm；按照温差Δt = 20 ℃考虑，高低温引起结构偏差为±5.45 m；在设备集中载荷的作用下瞄准上仪器安装固定支臂轴向位移为2 mm。因此，起竖架轴向偏差取均方根值为±5 mm，取修正系数1.5后为±7.5 mm。

翻转对接块与起竖架对接时的精度误差，折算到瞄准仪器安装处为±8 mm；固定支臂安装平面与理论中轴面的平行度为±4 mm；起竖油缸同步性误差折算的横向偏差为±2 mm。因此，起竖架横向静态偏差取均方根值为±9 mm。

由于角度偏差引起的起竖架相对距离偏差为±83 mm；安装定位引起的相对距离偏差为±3 mm；因此，起竖架侧向静态偏差取均方根值为±83 mm。

横向偏差和侧向偏差在瞄准方向（即瞄准光路的垂直面）引起的瞄准棱镜与上仪器间左右静态偏差为±（9×cos45°+83× cos45°）≈±65 mm。取修正系数1.5后为±97.5 mm。

综上，架上瞄准设备与箭体棱镜间轴向相对位置变化范围为-91.5～+7.5 mm，横向左右相对位置变化范围为-227.5～+227.5 mm。

3.2 动态偏差范围

箭体起竖后按照竖立风载计算，未加注状态下，箭体晃动角度为0.24°，箭架相对动态位移为

±69.8 mm；加注状态下，箭体晃动角度为0.1°，箭架相对动态位移为±48 mm。因此，取动态变化范围为±70 mm。

4 瞄准范围指标分配

由第3节的分析得到，在各种不同影响因素下箭架相对位置的变化范围。由于静态偏差在每一发产品加工装配好后不会发生变化，且各发之间状态差别不大，可认为是初始偏差，可以通过一定的手段提前补偿。因此，将该部分偏差指标分配给上仪器支架，在支架上安装导轨，实现上下、左右移动，消除初始静态偏差。动态偏差与风场大小、方向都有关系，具有随机性，考虑到经济性和便捷性，由瞄准设备靠光斑覆盖范围适应。

5 验证试验

系统集成后，组织地面测试，垂直通路设计中心测试示意如图5所示。设计工作中心横向偏差为90 mm，与起竖架左右静态偏差设计值为97.5 mm十分接近；垂直通路光路范围通畅性测试如图6所示。图6中区域1～3分别表示起竖角度为90°、(90°±10′)上仪器在横向-227.5～+227.5 mm的范围内移动垂直光路无遮挡，与此同时，水平光路畅通，无遮挡。

Analysis of Index for Short-distance Horizontal Collimation in Chinese New Generation Launch Vehicle

Chang Juan, Wu Zhi-liang, Xu Hua
(Shanghai Astronautical Systems Engineering, Shanghai, 201108)

The deformation range of the independent launch tower is calculated in this paper. The index for short-distance horizontal collimation is analyzed. This article adopts the analysis method coincide well with the actual, for similar equipment design, it has the reference value.

Launch vehicle; Short-distance horizontal collimation; Index

V55

A

1004-7182(2016)04-0048-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20160412

2016-02-15；

2016-07-07

常 娟（1983-），女，工程师，研究方向为运载火箭总体地面设计