安 军，侯 赤，王文智，赵美英

(西北工业大学航空学院，西安 710072)

0 引言

牵制缓释放技术作为提高运载火箭发射可靠性的一种有效手段，已经在国外的大型火箭中得到了广泛的运用［1］。采用牵制释放发射技术后，运载火箭在发动机点火后数秒钟内仍然通过牵制释放系统牵制固定在发射台上，待故障检测系统检测运载火箭上关键设备工作正常且发动机推力达到额定值后，牵制释放系统释放运载火箭，火箭安全起飞。牵制释放系统在运载火箭的发动机推力达到额定值后释放火箭，增加了额外的突然释放载荷［2］，会对运载火箭的结构载荷水平和仪器设备产生影响。为了减小运载火箭释放时受到的冲击，通常增设减载缓释机构。减载缓释机构是通过其在火箭释放过程中提供的随缓释行程递减的缓释力来减小运载火箭释放过程中受到的冲击。减载缓释机构的缓释特性会影响到运载火箭在缓释放过程中的结构动力响应特性。为确保运载火箭起飞后能安全可靠地飞行，需要分析缓释特性对运载火箭牵制缓释放过程中结构动力响应的影响。

由于国内尚未采用牵制缓释放发射技术，本文在深入研究国外大型火箭牵制缓释放机构的基础上，针对国外采用的典型机械减载缓释机构，开展运载火箭牵制缓释放过程结构动力响应研究，并对比分析了采用不同构型减载缓释机构的运载火箭结构动力响应特性，在此基础上对减载缓释机构的减载缓释效能进行分析评估。

1 减载缓释机构缓释特性分析

根据国际航天发展技术的发展趋势及我国运载火箭的实际情况，本文的牵制缓释放机构采用王瑞铨等提出一种新型强制式牵制缓释放机构［3］，如图1所示。牵制缓释放机构由控制火箭牵制释放的爆炸器及其两侧的减载缓释机构组成。减载缓释机构采用美国SaturnV运载火箭使用的一种套筒-缓释销型机械减载缓释机构［4］，该机构由固定在发射台上的缓释销和可随火箭一起运动的套筒组成，通过套筒的塑性变形来提供缓释力。

图1 运载火箭牵制缓释放装置Fig．1 Hold down and soft release mechanism of launch vehicle

为获得随缓释行程递减的缓释力，减载缓释机构套筒外壁采用三次B样条曲线，套筒内壁采用直线。表1给出了基本构型和改进构型的套筒外壁三次B样条曲线型值点坐标［5］。

表1 套筒外壁三次B样条曲线型值点坐标Table 1 Cubic B-spline of the sleeve＇s outer walls

套筒应选择对应变率不敏感的材料，以避免减载缓释机构变形过程中的应变率效应，套筒为5A06-H112铝合金，缓释销为30CrMnSi。图2给出了5A06-H112和30CrMnSi的应力-塑性应变曲线。

图2 应力-塑性应变曲线Fig．2 The stress-plastic strain curve

为获得减载缓释机构的缓释力-位移曲线，本文采用MSC．MARC建立减载缓释机构的弹塑性大变形接触有限元模型，如图3。套筒和缓释销均采用二维轴对称实体单元和弹塑性材料本构关系。套筒顶端固定，缓释销底端施加位移载荷，套筒与缓释销的摩擦系数 μ =0．07。

图3 减载缓释机构有限元模型Fig．3 Finite element modal of soft release mechanism

图4给出了由MSC．MARC有限元计算和试验得到的2种构型的减载缓释机构的缓释力-位移曲线，试验结果参考文献［5］。

图4 缓释力-位移曲线Fig．4 Diagram of SRM＇s release force vs displacement

由图4可见，有限元计算和试验得到的缓释力-位移曲线吻合良好。试验曲线比计算曲线光滑，这是因为有限元程序在接触计算中会产生非物理振荡。由试验得到的光滑的缓释力-位移曲线可知，套筒-缓释销型减载缓释机构可提供随位移而稳定减小的缓释力。减载缓释机构需要提供一个由100 kN递减为零的缓释力，因此需要对上述减载缓释机构进行预加拉拔，有效缓释行程为总行程减去预加拉拔行程。由图4可知，2种构型的缓释力随有效行程稳定减小，改进型的缓释力-位移曲线基本随有效行程线性下降，基本型的缓释力-位移曲线在有效行程的后半段缓释力下降较快。

2 运载火箭牵制缓释放的有限元建模

合理有效建立运载火箭牵制缓释放的有限元模型是准确分析运载火箭结构动力响应的前提。本文在进行运载火箭牵制缓释放的有限元建模过程中将运载火箭缓释放发射分为运载火箭、缓释机构、发射台3部分进行建模，如图5所示。运载火箭有限元分析模型为梁-杆-壳三维模型。除整流罩、仪器舱和二级液箱体为壳单元模型外，火箭均为梁、杆模型。采用广义梁模型来模拟卫星的质量、转动惯量和基频，卫星广义梁模型作为分支通过卫星支架与火箭对接［6］。为了能准确反映储箱中液体对横向和纵向特性的影响，采用耦合质量单元来模拟储箱中的液体［7－8］。对于卫星支架、级间段及各级发动机与箭体承力结构的连接，采用多点约束(MPC)的Rigid(Fixed)单元。前、后捆绑机构同时使用RBE2单元和梁单元，并通过释放连杆与芯级、助推器连接节点的3个转动自由度来模拟球铰机构。

图5 运载火箭牵制缓释放发射示意图Fig．5 diagram of vehicle hold-down and soft release

缓释机构的建模通过建立8个描述减载缓释机构的缓释力-位移特性的CBUSH1D单元来实现。在单元属性PBUSH1D中定义缓释力Fs(s)为单元力和单元两节点相对位移之间的函数关系，用以模拟缓释放阶段作用在火箭和发射台上的缓释力。

发射台主要由支撑臂、台体承力结构、行走装置等组成。对于主牵制支撑臂、台体等主要承力结构，分别建立相应的梁、壳和三维实体模型。而对于行走装置、仪器设备等非主要承力结构，采用集中质量单元CONM2来模拟。

3 运载火箭牵制缓释放动力响应计算方法

运载火箭牵制缓释放过程实质上是一个包含突然变化边界条件的结构动力响应问题。为解决此问题，本文在运载火箭的牵制缓释放结构动力响应分析中，将牵制缓释放发射过程依次分为静态竖立、点火牵制、缓释放3个阶段，分阶段计算运载火箭牵制缓释放过程中的结构动力响应。通过有限元MSC．PATRAN的场功能，将前一个阶段的结果场向后一阶段的初始位移和速度场传递。

在运载火箭静态竖立和点火牵制阶段，运载火箭和发射台有限元模型通过在连接界面处共节点而联系成为一个整体结构进行有限元计算。

运载火箭静态竖立阶段的控制方程为

式中 xv和xf分别为火箭结构和发射台结构的节点位移;Kvv、Kvf、Kfv、Kff为总刚度矩阵按照 xv、xf写成的分块矩阵;Gv和Gf分别为作用在火箭和发射台上的重力载荷。

在运载火箭点火牵制阶段，结构动力响应的控制方程为

点火牵制阶段的初始位移xv0和xf0为静态竖立阶段的结果位移，初始速度

在运载火箭缓释放阶段，解除运载火箭和发射台连接界面的共节点约束，将运载火箭和发射台通过CBUSH1D单元联系为一个整体进行动力响应分析。此阶段的运载火箭和发射台离散形式的控制方程为

式中 Fr(t)为缓释放阶段的发动机推力;Fm(t)为缓释放阶段爆炸器组件作用在连接界面节点i上的牵制力;Fs(s)为减载缓释机构提供的与运载火箭和发射台连接界面处对应节点相对位移值s相关的缓释力。

缓释放阶段的初始条件xv0、xi0、xf0和分别为点火牵制结束时刻相应的节点位移和节点速度。

4 运载火箭结构动力响应算例分析

采用上述有限元分析模型和分析方法，本文利用MSC．NASTRAN计算了采用不同构型减载缓释机构的运载火箭结构动力响应特性，并与采用牵制直接释放发射方式的运载火箭结构动力响应特性进行对比分析。在运载火箭发射过程中，最关心的是运载火箭开始离开发射台后的结构动力响应，本文为了便于分析，将运载火箭牵制释放装置爆炸器组件点火起爆时作为零时刻。

图6给出了火箭卫星处在3种不同发射情况下x轴和y轴方向的加速度历程曲线。由图6(a)可知，采用牵制直接释放方式增加了额外的冲击载荷，会使火箭卫星处x轴方向产生较大的加速度响应;采用牵制缓释放方式，可显著降低火箭卫星处x轴方向的加速度响应。相对于牵制直接释放发射方式，牵制缓释放发射方式下卫星x轴、y轴加速度响应峰值和下降比例如表2。

图6 卫星x、y轴加速度历程Fig．6 Satellite＇s acceleration response of x and y direction

由图6(b)和表2可知，火箭卫星处在3种不同发射情况下y轴方向的加速度响应历程基本一致，又因为y轴加速度响应为小量，因此本文主要考虑运载火箭x轴方向上的结构动力响应。

由图6(a)基本型和改进型加速度响应曲线可知，在释放0～0．2 s时间段内，运载火箭卫星处在此阶段的加速度响应为改进型略大于基本型，这是因为在此阶段改进型减载缓释机构缓释力下降速率大于基本构型。在释放0．2 s后，基本型减载缓释机构的缓释力时间曲线存在一个缓释力急剧下降至零的过程，给运载火箭带来显著冲击，造成火箭卫星处加速度响应较大。另外，由图6(a)基本型的加速度响应历程可知，缓释力急剧下降是造成运载火箭显著结构动力响应的最主要影响因素。且运载火箭结构动力响应主要靠结构阻尼来耗散，因此影响时间较长。

表2 牵制直接释放和缓释放卫星加速度峰值Table 2 Satellite＇s x-direction peak acceleration of different launch modes m/s2

图7给出了火箭卫星处在3种不同发射情况下x轴方向的速度历程曲线。

图7 卫星x轴速度历程Fig．7 Satellite＇s velocity response of x direction

由图7可知，采用牵制缓释放发射方式的火箭卫星x轴速度较直接释放略小，这是因为减载缓释机构在缓释过程中需要消耗一定的功。对比改进型和基本型可知，改进型的火箭卫星速度大于基本型，由此可知改进型减载缓释机构消耗的功小，有利于运载火箭的发射。

由运载火箭的上述结构动力响应特点可知，从释放后较长时间范围内进行比较，改进型减载缓释机构的缓释效能优于基本型，缓释效能有较大提高。上述研究也表明，好的缓释力-位移曲线尾端应平滑变化至零，这与 Keeper等关于缓释力-位移曲线的结论相符［9］。

5 结论

(1)相对于牵制直接发射方式，采用牵制缓释放方式可减小火箭结构在发射过程中的加速度响应，从而减小和避免对星、箭的损害，由本文计算结果可知，牵制缓释放发射方式可使卫星结构最大加速度响应降低 56．5%。

(2)通过改进减载缓释机构的构型，可以有效提高减载缓释机构的缓释效能，对比不同构型缓释机构的火箭结构加速度和速度响应历程可知，改进型减载缓释机构的缓释效能较基本型有较大的提升。

(3)由本文研究结果可知，为减小运载火箭全箭结构动力响应，减载缓释机构的设计应使缓释力-位移曲线尾端平滑变化至零。

［1］ 万军，唐国金，李道奎．国外牵制释放发射技术研究现状［J］．导弹与航天运载技术，2008(3):57-61．

［2］ Gravitz S I．Saturn V thrust buildup ＆ vehicle release dynamic［R］．AIAA-2000-1674．

［3］ 王瑞铨，丛小鹏．浅析牵制释放发射技术［J］．导弹与航天运载技术，2001(6):1-5．

［4］ Phillips J D，Tolson B A．Holddown arm release mechanism used on saturn vehicles［C］//The 9th Aerospace Mechanisms Symposium．NASA，1975:335-357．

［5］ 万军．新一代运载火箭减载缓释机构设计研究［D］．长沙:国防科学技术大学，2009．

［6］ 林宏，罗恒．运载火箭动特性有限元模型修正技术研究［J］．载人航天，2011(6):30-34．

［7］ 潘忠文，邢誉峰，朱礼文．运载火箭动力学建模中液体推进剂模拟技术［J］．中国科学:技术科学，2010，40(8):920-928．

［8］ 潘忠文，王旭，邢誉峰．基于梁模型的火箭纵横扭一体化建模技术［J］．宇航学报，2010，31(5):1310-1316．

［9］ Keepers J，McCarter C，Thaxton E．Space vehicle hold down and release mechanism design［R］．NASA-AMATYC-NSF Project Coalition．Capital Community College，2000．