面向运载系数提升的总体技术

2023-04-15王小军

宇航学报 2023年3期

王小军

(中国运载火箭技术研究院，北京 100076)

0 引言

一个国家进入空间的能力决定了其开展空间活动的水平,而运载火箭决定了一个国家进入空间的能力。运载系数指的是运载火箭运载能力与起飞规模的比值,是一个无量纲参数。运载系数是衡量运载火箭综合性能的一项重要指标,其高低直接反映了运载火箭总体设计能力,并间接体现了一个国家工业体系的基本水平。

中国新一代长征系列运载火箭成功研制应用后,运载能力指标较上一代运载火箭有了较大提升[1],达到了国际水平,如长征五号运载火箭将近地轨道运载能力由8.6 t提升到25 t,地球同步转移轨道运载能力由5.5 t提升到14 t。与此同时,世界主力运载火箭德尔塔4系列[2]、宇宙神5系列[3]、阿里安5[4]、猎鹰9[5]等火箭的近地最大运载能力为19～23 t。但在运载系数这一关键指标上,中国新一代运载火箭与世界领先水平仍有差距。长征五号B运载火箭近地轨道运载系数达到3%,猎鹰9火箭的近地轨道运载系数高达4.1%,德尔塔4系列火箭的近地轨道运载系数最高达3.8%,宇宙神5系列最高为3.6%。国内外主流运载火箭起飞规模与运载系数的统计数据可拟合为曲线,中国新一代运载火箭基本处于平均水平(详见图1[4])。

图1 运载火箭起飞质量与运载系数统计Fig.1 Statistics of launch vehicle take-off mass and launch coefficient

运载系数的高低与总体设计密不可分,总体设计是典型的多目标多约优化问题。在国内外文献报道中,围绕运载系数提升提出过单项技术的介绍,但尚未形成体系。

本文从总体设计流程与优化对象出发,提出数据火箭与物理火箭的概念,针对数据火箭,以运载系数提升为目标,按照优化理论,总结形成四大发展方向,结合层级式的总体研制流程,形成总体技术体系,并介绍近年来在新一代运载火箭中的实践探索,提出未来进一步的发展方向。

1 总体技术体系

1.1 总体设计的优化对象

总体设计是典型的多目标、多约优化问题,是基于需求分析,论证并形成总体技术方案和功能架构的过程,是运载火箭从无到有的过程[6]。由于运载火箭系统过于复杂,规模过于庞大,导致无法直接给出最优结果,所以采取了“逐层设立优化目标,逐层设计求解”的方式。

运载火箭总体设计一般分为四个层级:第一层为总体、气动、弹道迭代,完成构型论证实现能力满足;第二层为姿控参与,完成稳定控制;第三层增加载荷计算与结构估重,完成质量闭环;第四层引入电气、动力、结构等系统,结合可靠性、经济性、安全性,形成系统设计要求。见图2。

图2 层级式的总体设计流程Fig.2 Hierarchical process for the overall design

上述多层级的回路设计中,前三层级主要目标对象为各种总体参数,将这些参数集合定义为数据火箭;第四层级构建了总体与分系统的纽带与桥梁,目标对象为火箭的具体实现,将其定义为物理火箭。数据火箭是总体设计的主要成果,是物理火箭的设计源头,决定了运载火箭的原始“基因”,一定程度上决定了运载火箭的运载系数。

总体设计的主要优化对象为数据火箭,通过各类先进技术的应用与实践,不断挖掘运载能力、减轻重量,实现运载系数的提升。

1.2 总体技术体系

对于数据火箭的优化,按照设计理念、约边界、设计方法、辨识回归四个方向开展总体技术体系的梳理。

1)设计理念:总体设计以参数为核心,在设计中需考虑各类指标的偏差,传统按照极限偏差包络设计,这种理念是以牺牲运载能力为代价,为进一步挖掘运载能力,需将偏差设计转变为概率设计;

2)约边界:总体设计需要考虑火箭的内在约与外部约,其中内在约一般包括环境条件,外在约一般包括风场条件、航落区要求等;内在约明晰、外界约放宽,均有利于提升运载系数;

3)设计方法:传统总体设计按照专业独立开展,流程为串行模式,链条长,且各自考虑偏差选取,造成设计余量大;在新一代运载火箭实践中,部分采用了跨专业协同设计,偏差一次选取,有效控制余量,提升运载能力和运载系数;

4)辨识回归:在飞行试验中积累形成了数据库,结合实测数据开展参数辨识,可指导数字火箭参数选取及偏差缩小,加深对约边界等理解,有助于提升运载系数。

按照上述四个方向,结合总体层级式设计流程,从运载系数的定义出发,按照提升最大运载能力,减小设计裕度等方向入手,梳理形成总体技术体系,见图3。

中国在新一代长征系列运载火箭研制中,结合飞行试验,以上述技术体系为牵引,开展了部分技术的研究与实践应用。

2 设计理念转变

传统研制理念下,总体各专业一般采用极限偏差法,比如安全余量设计、安全系数选取、射前放行条件设计等,设计结果相对保守,余量较大。而在新一代长征系列火箭中,不断尝试基于概率设计的方法,以减少余量,提升运载能力和运载系数。

2.1 考虑耗尽概率的安全余量打靶计算方法

安全余量的设置是用来应对飞行中的各种偏差。在标准弹道设计中,该部分推进剂量作为死重考虑,传统设计中有多种方法,方法1是基于已有数据的类比预估法,当前已不再使用。方法2是考虑混合比偏差进行估算:

(1)

式中:m1为安全余量;m0为总加注量;k,k′分别为额定混合比和混合比偏差;ka为修正系数。在上述方法中,仅考虑了混合比及加注量相关项,且修正系数的选取依赖于经验,获得的安全余量准确性存疑。

方法3为均方和法,即将各项偏差引起的推进剂不可用量进行均方和处理:

(2)

式中:ηi为第i项偏差影响项;mo,mf分别为氧和燃的安全余量。

由于设计中难以遍历所有偏差,一般再考虑1.05～1.2的安全系数。上述几种方法一般只能用于各子级的独立设计。

而在新一代中型运载火箭研制中将设计方法进一步发展,从方法误差、工具误差、非制导误差三方面进行影响因素细化,建立各类偏差模型,并形成飞行动力学模型[7]。同时引入如预测关机、摄动/迭代制导、利用系统等全箭耦合因素,用于全箭飞行过程的蒙特卡洛打靶仿真,通过对大量模拟试验的结果进行统计,形成考虑不同子级耗尽概率状态下安全余量的新设计方法。以某新一代中型火箭为例,随着一级耗尽概率的提升,二级安全余量需求增加,见图4;但运载能力最优值并非单调变化,其最优点对应在一级耗尽概率70%附近,见图5。

图4 一级耗尽概率与二级安全余量关系Fig.4 Relationship between the exhaustion probability of the first stage and the safety margin of the second stage

图5 一级耗尽概率与运载能力的关系Fig.5 Relationship between the exhaustion probability of the first stage and carrying capacity

通过上述方法的应用,大幅度提高了安全余量设计仿真的精细化水平。经比对,新一代运载火箭中安全余量在总加注量占比进一步优化,支撑了余量的释放和运载系数提升。

表1 安全余量占子级总加注量比例Table 1 The proportion of safety margin of the total fuel

2.2 基于六自由度的打靶评估方法

qα是气动载荷因子,代表飞行动压q与飞行攻角α的乘积,它是火箭射前放行的关键指标之一。以往在进行射前qα放行评估工作时,采用的是基于三自由度瞬时平衡模型的无干扰标准弹道,计算高空风场下的飞行qα,考虑固定余量后,与放行值进行对比,评估火箭在该高空风场下是否可以放行[8]。存在余量留取不合理使得载荷设计工况偏保守,任务适应性不高影响火箭射前放行概率等问题。

随着技术的发展,目前中国运载火箭已经全面采用基于TGNC(弹道-制导-姿控)全六自由度模型的qα闭环仿真评估放行方法。其核心思想是基于姿态变化的动态过程,通过蒙特卡洛模拟打靶仿真技术,综合考虑风场和火箭等各项偏差,采用“均值+方差”的方法对qα上限进行概率评估,确认火箭是否可以放行。

运用基于TGNC的模拟打靶评估技术,可以客观反映火箭偏差在实测风场中引起的qα散布大小。对各型号的应用分析表明,该方法在设计包络风场中不影响放行,即对传统方法中合理的因素没有产生负面影响,而在极限条件下,可以避免出现误放行的情况,能够客观预示出特殊风场中qα散布较大的风险。比对分析见图6。

图6 运载火箭qα计算结果对比Fig.6 Comparison of the qαresults

2.3 基于可靠性的安全系数量化方法

为确保结构可靠性,结构设计时一般在使用载荷基础上乘以一定的安全系数。影响结构安全系数的因素主要包括载荷不确定性、材料力学性能波动和生产质量分散性、强度计算和试验验证不确定性等,对应可靠性相关参数分别为载荷变差系数、强度变差系数及试验验证的充分性(试验子样个数)。中国运载火箭一直采用传统安全系数设计方法,其具有应用简单方便的特点,但主要继承于以往型号经验。与国外先进火箭相比,中国某些载荷确定性好的工况安全系数取值还有进一步降低的空间,如发动机推力引起的轴压载荷(静态部分)中国取1.4,而苏联“质子”火箭取1.3,“大力神”和“阿里安”火箭取1.25。横向静载荷的安全系数中国火箭取1.4或1.5,而美国火箭取1.3[9-10]。

为解决传统方法的不足,研究人员提出了基于可靠性的安全系数量化设计技术[11],应用应力-强度干涉理论,建立了可靠性与安全系数量化模型,将可靠性设计引入结构设计。

常用的可靠性安全系数包括基于平均强度和平均载荷的安全系数f0和最小强度与最大载荷的安全系数fR。将强度和载荷用概率方法表示。若载荷、强度均服从如图7所示的正态分布,载荷总体均值为μL、标准偏差为σL,强度总体均值为μS、标准偏差为σS。

图7 载荷与强度概率密度函数Fig.7 Probability density function of the load and strength

若结构要求的可靠度系数为u0,则可靠性安全系数f0为

(3)

式中:CVL=σL/μL为载荷总体变差系数;CVS=σS/μS为强度总体变差系数。

采用基于可靠性的安全系数量化设计技术,可指导安全系数有效降低,若安全系数降到1.2,综合结构轻质化水平整体提升约10%。以某5 m直径大型火箭为例,基于高可靠低安全系数设计及先进结构设计技术,可降低结构系统质量约2.6 t,实现运载系数的提升。

2.4 小结

基于概率的设计理念已在总体设计中推广应用,除上述技术外,总体在分离仿真方法、增压设计方法、起飞漂移量计算、落区预示等方向上持续推进开展基于概率的设计方法改进及应用研究,为数据火箭释放余量,提升运载系数。

3 约边界放宽

约边界也限制了火箭运载能力的提升,按约类型可分为内在约与外部约。针对内在约,需要结合火箭的飞行剖面,开展环境条件的精细化预示与主动控制,为各系统提供更舒适的设计使用条件,降低自身重量;针对外部约,需采用先进技术实现约条件的放宽,释放设计余量,支撑运载能力的发挥,提升运载系数。

3.1 环境条件精细化预示与主动控制技术

近年来,长征系列运载火箭在随机振动环境、星箭界面低频振动环境、噪声环境、尾段热环境等方面持续开展研究与实践,为结构减重创造条件。

1)随机振动环境条件优化

传统采用等带宽随机振动环境条件设计方法,该方法得到的加速度响应总均方根远大于实测值。以某实测值为例,在20 Hz～2000 Hz范围内的总均方根值为13.02g(本文中g代表标准地球重力加速度9.8 m/s2,是加速度值的衡量基准,下同),但设计得到的总均方根值为21.44g。

采用1/6倍频程法,计算得到变带宽功率谱密度曲线[12],相比于传统等带宽功率谱密度曲线更加平滑,总均方根仅有15.07g,远小于原设计结果,总均方根降低约30%,见图8。

图8 等带宽与1/6倍频程变带宽随机振动环境试验条件Fig.8 Random vibration environment of the equal bandwidth and 1/6 octave variable bandwidth

2)星箭界面低频振动环境主动控制

卫星在火箭发射过程中要承受从星箭界面传递而来的复杂振动环境,包括低频振动环境和高频随机振动环境。其中,高频随机振动主要由噪声激励产生,而低频振动主要由发动机推力和气体脉动压力激励引起,并沿箭体传递到星箭界面。

针对低频振动环境,工程上采用颗粒阻尼器[13]开展了主动控制的尝试与验证。通过在中心承力筒上采用的颗粒阻尼器,设定正弦激励5 Hz～100 Hz,加速度为0.3g和0.5g,颗粒体积填充率为90%时,地面振动试验结果如图9所示,可见在一阶共振峰有明显的减振效果,一阶峰值减振幅度达到35%以上。

图9 颗粒阻尼器减振效果Fig.9 Damping effect of the particle damper

3)整流罩噪声环境主动控制

运载火箭在整个主动飞行段要承受起飞段的发动机喷流噪声环境和跨音速段的气动噪声环境。宽频带随机噪声作用在火箭箭体上,会产生高量级的结构响应,恶劣声振环境极易导致有效载荷、设备和箭体结构的破坏。国内外各型火箭的噪声环境条件如图10所示,从图中可见,世界先进运载火箭的噪声环境量级最低仅为131.4 dB,而中国长征系列运载火箭的噪声环境量级普遍在140 dB以上。

图10 运载火箭噪声环境条件比对Fig.10 Comparison of noise environmental conditions of launch vehicles

为改善运载火箭的噪声环境,研制了分布式柔性管穿孔板[14]。针对该柔性管吸声结构,在某任务中搭载整流罩飞行,飞行测量星箭界面处随机振动加速度响应总均方根量级仅约1.0g,以往其他飞行任务星箭界面处随机振动总均方根量级约2.0g～3.0g,表明柔性管吸声结构对噪声环境产生明显的衰减,进而起到减振的目的,减振量级超过6 dB,见图11。

图11 吸声结构飞行结果与历史任务比对Fig.11 Comparison of flight effects with sound-absorbing structures

4)底部热环境的精细化

底部热环境设计是液体运载火箭热环境设计的重要项目,长期以来底部热环境设计的难点工作之一。伴随着新一代长征系列运载火箭的研制,解决了多喷管底部热环境设计的有无问题。在某新型火箭的研制过程中,底部发动机喷管变得更多,喷管的个数高达7个,底部热环境问题变得异常复杂,同时底部热流的峰值将超过1 MW/m2。针对底部热环境设计,通过开展多机并联对流热预示方法研究、多机并联辐射热预示方法研究,见图12,并结合新一代运载火箭飞行试验数据,开展天地一致性回归辨识及舵喷流干扰风洞试验技术研究,显著提升了底部热环境设计精细化水平,并应用在底部热环境设计过程中,实现底部热流降低30%。

图12 某状态7机工作热流仿真Fig.12 Heat flow simulation of 7 engines

3.2 残骸落区控制技术

落区约是外部约的重要组成部分。近三年来,中国内陆发射场分别承担了86%(2022年)、91%(2021年)、82%(2020年)的发射任务,在运载火箭发射过程中,需要将残骸落区调整到人口稀少地区,带来能力损失,影响运载系数。

2019～2022年,长征系列运载火箭先后突破了基于栅格舵的落区控制[15]、基于翼伞的助推器落区控制[16]等技术,可将现有落区面积缩小70%以上,图13给出了某火箭的栅格舵。

图13 某火箭发射中的栅格舵Fig.13 Grid fins during a rocket launch

结合落区控制技术,可大幅缩小落区范围,放宽火箭总体优化中对于飞行程序角和级间比等的约。在某新一代中型系列火箭论证中,以西昌为发射场,由于落区受限,运载能力较最优状态损失2 t,若增加落区控制措施,考虑增重后运载能力依然可提升1 t以上。

3.3 考虑相关性的高空风场偏差设计技术

高空风场是火箭飞行的典型外部条件,而风场存在实时变化、随机性强的特点。偏差风场设计难度大,其合理性与准确性影响了飞行过程弯矩载荷的大小[17],影响结构重量。而传统高空风场设计中,将风场假设为关于高度的函数,打靶仿真中一般采用两种方式生成随机风场。

第一种为整层均一偏差法,不同高度层的风场参数整体增大或减小一个随机偏差项。这种方法形成的风场风切变小,不能覆盖真实情况。

第二种为逐层随机偏差法,不同高度层的风场参数单独增大或减小一个随机偏差项。该方法将导致风速沿高度为锯齿状,风场模型风切变较大。

结合某基地实测北向风速数据,高度相近的风场风速相关性较强;高度差较大风场风速相关性较弱。由任意两个高度层间风场参数的相关系数可组成一个对称的相关系数矩阵。

引入相关性矩阵后,可重新生成高空风场,相较以往的两种方法,该方法偏差分布特征更符合实际风场数据,可提高偏差弹道打靶的可信性和精细化程度。利用该方法仿真得到的qα值与真实风场样本下的qα值误差在5%以内,见图14,远高于另两种偏差建模方法。

图14 考虑相关性的偏差法下真实样本与仿真样本对比Fig.14 Comparison of real samples and simulation samples under deviation method considering correlation

3.4 小结

总体持续开展内在及外部约条件的优化,一方面提升预示精度,改善偏差设计方法,另一方面采用主动控制技术,包括仪器舱等重要舱段的噪声环境主动控制、振动环境主动控制,及尾舱热环境高效防护等,支撑数据火箭约条件优化,实现结构减重和运载能力提升。

4 设计方法改进

传统采用串行的设计方法,各专业独自选取偏差,设计余量较大。在新一代运载火箭研制实践中,已开展飞行载荷联合优化控制、末级贮箱箱压控制等应用,实现了部分跨专业协同设计,通过偏差一次选取,共同使用,降低设计余量,提升运载系数。

4.1 飞行载荷多专业联合优化控制技术

总体通过弹道、姿控、载荷计算等多专业联合,实施弹道风修、主动减载、发动机推力调节等多种方法,主动降低飞行载荷[18-19],支撑结构减重。

1)弹道风修正

运载火箭飞行穿越稠密大气过程中,由于高空风的存在,会在箭体上产生附加气流攻角,对火箭飞行中的气动载荷产生较大影响。经统计,攻角引起的弯矩载荷占比达60%～80%。为降低载荷,在弹道设计上,通常采用调整飞行姿态以减小飞行中气流攻角,即高空风修正技术。

中国的风修正技术应用可追溯至长征三号运载火箭,经过多年发展,逐渐发展出单向风修正、双向风修正、预选风场风修正和准实时风修正等弹道风修技术。单向风修正一般仅修正射面内的平稳风攻角;双向风修正是对射面内及横向平稳风场均进行修正。预选风场修正是依据统计风场开展弹道设计,缺点是时效性较差,适应性不强。

随着弹道设计技术和保障条件的提升,目前长征系列运载火箭已经普遍采用准实时双向风修正技术,具备了在射前根据实际高空风剖面进行双向通道修正的能力,见图15。以中国某新一代中型火箭为例,弹道风修正可降低火箭飞行过程中的气动载荷达20%,为结构减重、提升运载系数创造条件。

图15 风修正技术方案的发展历程Fig.15 Development of the wind compensation technology

2)主动减载控制

在飞行过程中可通过主动减载控制进行切变风在线攻角修正。其基本原理是通过在姿态控制回路中增加一路信号反馈,在传感器敏感到风作用时调整箭体姿态,减小载荷攻角。

文献[18]采用“瞬时平衡”原理分析了采用加速度表反馈主动减载时的平稳风载荷攻角和切变风载荷攻角,得出主动减载对于减小平稳风导致的载荷攻角是无益的,平稳风干扰只能靠弹道风修正技术消除,而对于减小切变风导致的载荷攻角是主动减载有用的。在新一代运载火箭研制过程中,完成了基于加速度计载荷控制的技术攻关,已成功应用于中国大部分现役运载火箭,取得了较好的效果。

针对某型运载火箭开展主动减载的效能仿真分析,比对了有无主动减载情况下的气动载荷因子qα,比对结果见图16。结果表明,主动减载降低了约18%的气动载荷,从而支撑结构减重。

图16 典型案例下主动减载的作用Fig.16 Performance of the load relief in a typical case

3)发动机推力调节

基础级通过采用发动机推力调节,可降低飞行最大动压、控制过载,有助于在起飞段实施健康监测[20-21],也支撑了垂直起降回收的应用。在中国长征系列运载火箭中,某型号基础级通过发动机节流,实现了飞行动压下降32%,见图17,通过进一步控制飞行攻角,可有效降低飞行载荷。

图17 某型号节流前后时间-动压时间历程比对Fig.17 Comparison of time history of dynamic pressure before and after throttling adjustment

火箭在发动机关机前进行推力节流,可降低发动机关机引起的动态载荷。某型号基础级多台发动机关机不采取节流的冲击载荷明显大于采取节流的载荷[8]。

4.2 考虑动力学与热力学耦合的末级箱压控制技术

末级通过长时间滑行及多次启动,可有效增强任务适应性,提升部分任务运载能力。在低温氢氧末级的滑行应用中,深低温推进剂产生晃动,由于气液之间的传热和相变加剧,气枕压力会大幅降低,将导致二次起动前无法满足发动机最低泵入口压力,影响发动机正常工作。

减小滑行段箱压降幅是攻克该难题的最优途径。传统的增压计算按照滑行段压降极限偏差考虑,相关系数根据数据包络、基于历史数据的姿控等关键变量筛选及数值拟合等方法确定,精度和任务适应性一般;特别是针对再次起动前推进剂剩余量较少的浅箱起动任务,传统的包络分析方法给出的起动前补压耗气量成倍增加,更是凸显了滑行段箱压变化控制的重要性。

在新一代运载火箭研制中,实现了姿控与增压联合设计,首次建立了动力学与热力学耦合模型,并建立物理模型。当姿控喷管工作时产生俯仰或偏航通道的控制力,由于控制力的作用线与滑行段箭体质心之间具有一定的距离,因此该作用力将产生绕质心的力矩,从而在工作期间使箭体产生角加速度,该角加速度影响气液晃动及换热。

(4)

M=F·L

(5)

式中:α为角加速度;M为俯仰/偏航力矩;I为俯仰/偏航方向转动惯量。

对于贮箱内气枕区域的混合气体与低温液体界面的蒸发冷凝:

(6)

Pf=RfρfTf

(7)

(8)

式中:R表示气体常数;ρ表示气体的密度;P表示气体压力;T表示温度;Mtra为气液界面蒸发或冷凝质量流量;a为蒸发冷凝系数;下标f表示混合气体,vap表示氢蒸汽,nc表示不冷凝的氢气, sat表示饱和蒸汽。

基于此,建立了微重力、晃动条件下的动力学与热力学耦合模型,并对中国首次氢氧末级浅箱起动任务的滑行段压降进行仿真分析,见图18,提出了姿控喷管开启门限优化方案,使得滑行段压降显著减小。该方法经过型号应用,飞行结果与仿真分析结果一致性高,表明了其高精度和适应性。

图18 某型号液氢贮箱滑行段气液两相温度仿真Fig.18 Simulation of gas-liquid two-phase temperature in the sliding phase of a liquid hydrogen tank

该技术的应用,使得某型号发射700 km～1000 km SSO任务能力提升10%以上。

4.3 小结

上述技术仅是总体跨专业联合设计技术应用的部分实践,当前中国运载火箭技术研究院已开发出总体多专业协同设计平台,实现了数据火箭的在线闭环设计,具备了更多专业协同的条件。未来将持续丰富专业设计工具,完善协同设计方法,减少设计余量,提升运载系数。

5 辨识回归

偏差范围设计的合理性是影响火箭运载能力的关键环节,当前长征系列运载火箭已完成超过460次飞行试验,积累了丰富的遥测数据,围绕飞行数据开展了辨识回归,提升对参数偏差、设计裕度等认识水平,实现能力挖潜、运载系数提升。

5.1 飞行外载荷辨识技术

运载火箭飞行干扰多、环境复杂,实际载荷水平一直是未知之谜,直接影响载荷精细化设计水平。因此,亟需研究发展多点或分布载荷辨识技术[22],为载荷优化设计提供准确输入。

采用小波变换[23]对某中型火箭星箭界面过载测量数据进行飞行载荷辨识,辨识结果详见图19。辨识过程中,主要对箭体横向一、二阶的弹性位移响应进行识别,结果见表2。识别结果一阶弹性位移Y向为0.0110 m,Z向为0.0265 m,综合合成弹性位移为0.0287 m;二阶弹性位移Y向为0.0127 m,Z向为0.0112 m,综合合成弹性位移为0.0169 m。在弹性载荷设计时,一阶弹性位移计算值为0.133 m。由此可见,一阶弹性位移识别结果为设计值的22%,具有较大的余量。值得注意的是,从辨识结果看,二阶弹性位移约占一阶弹性位移的41%,箭体也存在较大的二阶弹性振动。

图19 星箭界面Y向过载与一阶和二阶加速度辨识结果Fig.19 The identification results of Y-direction overload at the satellite-rocket interface

表2 广义位移计算值与识别结果Table 2 Generalized displacement calculation and recognition results

通过以上结果对比可见,在计算弹性载荷时,应考虑横向二阶模态的影响,但综合辨识得到的前两阶弹性广义位移值,计算使用的弹性广义位移值仍存在较大的优化空间,若使用辨识结果,则弹性载荷可减载60%以上。

5.2 推进剂剩余量辨识评估技术

推进剂剩余量直接影响运载能力,通过对飞行数据辨识,多型火箭发射任务的实际推进剂剩余量与设计值之间存在一定差异。该现象表明总体设计采用的偏差量与实际飞行子样不匹配,影响了运载火箭的总体设计偏差量选取和运载能力裕度。

针对以上问题,总体在设计、飞行、回归三个环节,重点从安全余量的设计值统计、推进剂实际剩余量统计基准方法、实际剩余量情况与设计值匹配分析三个方面进行方法统一和回归分析。同时结合多型火箭运载能力评定成果,根据飞行试验小子样、序贯的特性,形成基于实际飞行剩余量的安全余量小子样递归鉴定结果,为各型运载火箭的运载能力释放提供科学依据。

以某火箭为例,其助推器推进剂剩余量均值较设计值偏多约51～69 kg,见图20,提示可以通过设计偏差调整,挖掘运载能力余量。