力箭一號(hào)分離系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

楊浩亮， 王英誠(chéng)， 張延瑞， 薛子旺

（北京中科宇航技術(shù)有限公司， 北京 100176）

1 引言

力箭一號(hào)（PR?1）運(yùn)載火箭是一款面向空間科學(xué)探索需求的四級(jí)固體運(yùn)載火箭，自主可控、性能先進(jìn)、成本合理［1?2］。 PR?1 采用四級(jí)固體發(fā)動(dòng)機(jī)串聯(lián)式布局，起飛重量約為134.9 t，全長(zhǎng)約為29.668 m，起飛推力為200 t，最大箭體直徑為2.65 m，500 km 太陽(yáng)同步軌道最大運(yùn)載能力為1500 kg。

傳統(tǒng)的低空一二級(jí)分離采用預(yù)制排焰口熱分離方式，分離前通過(guò)火工品主動(dòng)切割排焰口釋放內(nèi)壓，保障分離時(shí)刻結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性和二級(jí)姿態(tài)可控。 國(guó)內(nèi)傳統(tǒng)的大型整流罩分離采用旋轉(zhuǎn)分離形式，通過(guò)彈簧提供能量，整流罩在有過(guò)載條件下旋轉(zhuǎn)分離。 火箭飛行距地面50 km 以上，分離多采用冷分離形式，國(guó)內(nèi)多采用小火箭作為分離沖量裝置，美國(guó)SpaceX 公司采用新型的冷氣裝置作為分離沖量能源。

PR?1 分離共5 次，依次為一二級(jí)分離、二三級(jí)分離、整流罩分離、三四級(jí)分離和星箭分離。 一二級(jí)分離采用被動(dòng)排焰熱分離；二三級(jí)分離和星箭為常規(guī)冷分離，選擇常規(guī)的爆炸螺栓解鎖，反推火箭和分離彈簧；整流罩為零過(guò)載下旋轉(zhuǎn)分離；三四級(jí)分離采用非火工分離沖量裝置。 本文PR?1在一二級(jí)分離、整流罩分離和三四級(jí)分離區(qū)別于傳統(tǒng)設(shè)計(jì)，并通過(guò)大型地面和飛行試驗(yàn)來(lái)驗(yàn)證系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

2 運(yùn)載火箭分離過(guò)程

PR?1 四級(jí)動(dòng)力系統(tǒng)均采用固體發(fā)動(dòng)機(jī)，具有大推力，飛行段加速性較好，動(dòng)力系統(tǒng)工作時(shí)間短的特點(diǎn)，圖1 所示為PR?1 火箭在酒泉首飛情況。飛行過(guò)程的彈道分段為一級(jí)～四級(jí)飛行段、入軌修正段和離軌段，如圖2 所示。

圖1 力箭一號(hào)（PR?1）運(yùn)載火箭Fig.1 PR?1 launch vehicle

圖2 飛行任務(wù)剖面Fig.2 Profile of flight mission

500 km 太陽(yáng)同步軌道飛行過(guò)程為：①一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后首先垂直飛行一段時(shí)間，獲得一定速度和高度以保證箭體安全順利地轉(zhuǎn)彎；一級(jí)垂直飛行結(jié)束到飛行馬赫數(shù)達(dá)到0.8 Ma 期間采取攻角轉(zhuǎn)彎；一級(jí)后段采取重力轉(zhuǎn)彎的能量管理模式，一、二級(jí)約30 km 處熱分離。 ②二級(jí)飛行前段采取定軸飛行，二級(jí)飛行中段程序角按照常值速率變化，隨后定軸飛行直至二級(jí)飛行結(jié)束；飛行段俯仰程序角按照常值速率下壓。 ③在距離地面100 km 以上，二三級(jí)采用小火箭進(jìn)行常規(guī)冷分離，二三級(jí)分離后，三級(jí)開始滑行，滑行過(guò)程中，在距離地面105 km 完成零過(guò)載整流罩分離，滑行結(jié)束后三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火。 ④三級(jí)飛行前段采取定軸飛行，直至三級(jí)飛行結(jié)束。 ⑤在距離地面約255 km 處，三四級(jí)采用冷氣推沖沖量裝置冷分離，四級(jí)沿轉(zhuǎn)移軌道自由滑行到合適的高度，隨后四級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火將衛(wèi)星送入預(yù)定軌道。 ⑥最后末修姿控動(dòng)力系統(tǒng)完成末速修正以及入軌調(diào)姿，利用分離彈簧完成常規(guī)的星箭分離。

3 低空大動(dòng)壓一二級(jí)熱分離

PR?1 火箭一二級(jí)分離高度約為30 km，絕對(duì)速度約為4 Ma，動(dòng)壓約為16 kPa。 固體火箭低空大動(dòng)壓的分離要求一級(jí)和二級(jí)分離可靠，二級(jí)分離姿態(tài)可控，一級(jí)分離結(jié)構(gòu)不憋壓失效，分離時(shí)刻保障上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)尾艙的力學(xué)和熱學(xué)環(huán)境。

一二級(jí)的可靠分離在級(jí)間壓力和燃?xì)鈬娏髁ψ饔孟聦?shí)現(xiàn)，如圖3 所示。 當(dāng)一級(jí)飛行段箭體合成視加速度6 個(gè)制導(dǎo)周期平均值不大于某諸元裝訂值后，二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)出點(diǎn)火指令，二級(jí)噴管工作導(dǎo)致艙段內(nèi)迅速建壓，下面級(jí)殼段被動(dòng)打開憋壓排焰窗口，釋放內(nèi)壓。 一段時(shí)間后，系統(tǒng)發(fā)出級(jí)間網(wǎng)絡(luò)切割分離指令，發(fā)動(dòng)機(jī)尾段外部結(jié)構(gòu)通過(guò)2道環(huán)向和4 道軸向聚能切割索起爆，解鎖級(jí)間連接，分離環(huán)殼體形成4 個(gè)拋片在導(dǎo)爆索沖量和內(nèi)壓作用下沿徑向向外飛出，實(shí)現(xiàn)安全分離。 級(jí)間網(wǎng)絡(luò)切割分離指令發(fā)出同時(shí)二級(jí)起控。

為防止熱分離殼段內(nèi)憋壓，傳統(tǒng)固體火箭低空分離采用防憋壓排焰窗口方式，級(jí)間熱分離使用火工裝置預(yù)先開排焰窗口的方式［3?4］，在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前在艙壁上打開排焰窗口，這樣帶來(lái)的問題是火工裝置工作產(chǎn)生較大的沖擊環(huán)境，產(chǎn)生對(duì)箭內(nèi)儀器、設(shè)備、火工品、二級(jí)伺服機(jī)構(gòu)等惡劣的力學(xué)環(huán)境，進(jìn)而影響一二級(jí)分離的可靠性［5］。

PR?1 火箭采用內(nèi)壓式排焰窗口蓋板打開技術(shù)，節(jié)省了傳統(tǒng)排焰窗口打開方式中使用的聚能切割和非電傳爆組件的火工品，依靠預(yù)緊螺栓設(shè)計(jì)內(nèi)壓打開蓋板可靠排焰。 設(shè)計(jì)計(jì)算憋壓和排氣參數(shù)，如式（1）～（9）所示［6?7］。

1）憋壓段。

2）排氣段。

式中，G為上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)秒流量（kg／s），V0為級(jí)間初始容積（m3），Vi為分離距離x時(shí)刻級(jí)見段容積（m3），Ra為燃?xì)鈿怏w常數(shù)（J／（kg·K）），pi為級(jí)間燃?xì)鈮毫Γ∕Pa），Ti為級(jí)間燃?xì)鉁囟龋↘），K為燃?xì)鉄釗p失系數(shù)，cpc為上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)舛▔罕葻幔↗／（kg·K）），Tc為上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室溫度（K），Tr為參考溫度（K），cvi為上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)舛ㄈ荼葻幔↗／（kg·K）），Cwg為級(jí)間燃?xì)馀艢赓|(zhì)量流系數(shù)，Ag為級(jí)間燃?xì)馀艢饷娣e（m2），Cd為級(jí)間燃?xì)馀艢庀禂?shù)，g為加速度量綱，γ為燃?xì)獗葻岜?，x為分離位移（m），r為分離位置處半徑（m），Ael為分離加速度（m／s2），Vel為分離速度（m／s），Pd2為上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力（kN），Pd1為下面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力（kN），Ai為箭體橫截面積（m2），Ae為上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口面積（m2），F(xiàn)1為上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)下面級(jí)射流力（kN），mu為被分離質(zhì)量，md為分離體質(zhì)量（kg）。

通過(guò)數(shù)值模擬不同憋壓時(shí)間下的艙內(nèi)壓強(qiáng)，得到主動(dòng)噴流下排焰窗口堵片打開時(shí)間和憋壓時(shí)間的關(guān)系，對(duì)應(yīng)艙內(nèi)壓力下偏差和上偏差狀態(tài)，該偏差帶用于設(shè)計(jì)艙段承載壓力，如圖4。

圖4 一二級(jí)分離級(jí)間壓強(qiáng)特性（數(shù)值計(jì)算）Fig.4 Pressure characteristics between first and sec?ond separation stages （Numerical calculation）

包絡(luò)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的分離環(huán)殼體采用ZL114A整體鑄造，分離面厚度為5.5 mm。 使用鉛皮聚能切割索網(wǎng)絡(luò)作為火工分離元件，環(huán)向和軸向切割索分別設(shè)置環(huán)向和軸向保護(hù)罩，T 型傳爆接頭處設(shè)置保護(hù)蓋。 使用電點(diǎn)火器作為起爆元件，起爆方式為垂直起爆。 切割索能夠可靠切割分離5.5 mm 厚的ZL114A 鋁板，鑒定試驗(yàn)中可切割8 mm 厚的ZL114A 鋁板。

地面二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)試車試驗(yàn)中（圖5），時(shí)序、憋壓蓋板被動(dòng)打開泄壓釋放、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和力學(xué)環(huán)境策略均進(jìn)行了全面考核，并滿足級(jí)間段壓力設(shè)計(jì)、承載要求。 同時(shí)，根據(jù)飛行實(shí)測(cè)結(jié)果，一二級(jí)分離正常，結(jié)構(gòu)正常，儀器設(shè)備正常，不同時(shí)間內(nèi)的壓強(qiáng)策略結(jié)果不大于計(jì)算標(biāo)準(zhǔn)結(jié)果的5%，遠(yuǎn)低于設(shè)計(jì)上偏差［7］。

圖5 地面試驗(yàn)分離考核Fig.5 Ground separation test verification

4 整流罩分離與驗(yàn)證

PR?1 火箭整流罩分離高度約為120 km，整流罩隨三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)及上面級(jí)結(jié)構(gòu)滑行，三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)未點(diǎn)火，在滑行過(guò)程中完成零過(guò)載整流罩分離。

PR?1 整流罩采用旋拋分離方案，利用兩瓣罩內(nèi)側(cè)安裝的分離彈簧作為分離能源，分離過(guò)程中兩瓣罩繞鉸鏈支座旋轉(zhuǎn)，利用旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心加速度和橫向速度實(shí)現(xiàn)分離。 與傳統(tǒng)整流罩分離不同的是該方式常用于液體火箭，分離過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)工作可產(chǎn)生過(guò)載。 在地面，由于勢(shì)加速度1g的客觀存在，整流罩地面分離試驗(yàn)收到氣動(dòng)阻力、重力和內(nèi)外負(fù)載壓差的影響，天地一致性的差異突出。

由于目前地面試驗(yàn)國(guó)內(nèi)尚未有大型真空罐，整流罩分離試驗(yàn)只能在地面大氣環(huán)境中進(jìn)行。 地面分離試驗(yàn)因整流罩的質(zhì)量－面積比低，大氣的阻力給分離試驗(yàn)帶來(lái)額外的氣動(dòng)干擾，對(duì)PR?1的整流罩分離開展天地一致性比對(duì)和分析，對(duì)整流罩分離、地面分離試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行識(shí)別，對(duì)分離過(guò)程進(jìn)行分析，對(duì)地面試驗(yàn)進(jìn)行預(yù)示，用地面結(jié)果設(shè)計(jì)包絡(luò)和修正飛行工況［8］。

整流罩分離設(shè)計(jì)，過(guò)載條件下，整流罩過(guò)頂時(shí)刻的角速度大于0°／s，依靠過(guò)載，整流罩脫鉤即可實(shí)現(xiàn)分離。 PR?1 整流罩分離采用裕度保障設(shè)計(jì)，整流罩過(guò)頂時(shí)刻的角速度大于10°／s。 以過(guò)頂角速度作為分離設(shè)計(jì)的評(píng)判依據(jù)，一方面會(huì)造成能源的匹配過(guò)度，另一方面尚無(wú)零過(guò)載旋拋整流罩轉(zhuǎn)分離過(guò)頂角速度設(shè)計(jì)依據(jù)。 因此采用能量法開展整流罩旋拋分離分析［9］，如式（10）所示。

式中，F(xiàn)s分離彈簧的推力合力；Ls分離彈簧的推力合力作用線與半罩轉(zhuǎn)動(dòng)中心的距離；Fpni為整流罩內(nèi)壓與外壓之差；Lni整流罩內(nèi)壓與外壓之差作用線到與半罩轉(zhuǎn)動(dòng)中心的距離；Fpwi為整流罩外飛行脈動(dòng)壓力；Lwi整流罩飛行脈動(dòng)壓力作用線到與半罩轉(zhuǎn)動(dòng)中心的距離；Mj為鉸鏈摩擦力矩，m為整流罩半罩質(zhì)量；ng為當(dāng)前勢(shì)加速度下過(guò)載；α為半罩轉(zhuǎn)角，J為半罩卷動(dòng)慣量，ω·為轉(zhuǎn)動(dòng)角加速度。

半罩運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，半罩質(zhì)心C和轉(zhuǎn)軸中心O的連線與火箭箭體回轉(zhuǎn)軸線方向的夾角，在整流罩初始裝配狀態(tài)下，α＝α0，α0即過(guò)頂角。

在有勢(shì)加速的條件，α＝0 時(shí)，只要過(guò)頂角速度大于零，半罩即可實(shí)現(xiàn)分離。 在無(wú)勢(shì)加速度的條件下，半罩首先運(yùn)動(dòng)過(guò)頂，脫鉤時(shí)，還需滿足Jω·＞0；在PR?1 的工況設(shè)計(jì)上，半罩旋轉(zhuǎn)鉸鏈的旋轉(zhuǎn)角角度設(shè)計(jì)為過(guò)頂角角度。

地面試驗(yàn)工況和整流罩分離工況FsLs為整流罩分離能量，根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，效能系數(shù)取0.75～0.8。

考慮天地差異性，通過(guò)仿真計(jì)算，采用耦合歐拉－拉格朗日（Coupled Eulerian?Lagrangian，CEL）方法對(duì)氣動(dòng)阻力在整流罩地面分離試驗(yàn)分析，使用Abaqus 計(jì)算實(shí)例［10］。 通過(guò)計(jì)算，獲得了整流罩開罩過(guò)程及角速度和位移分布及變化（圖6 和圖7）。 從結(jié)果可以看出，在無(wú)過(guò)載情況下，利用CEL 方法模擬整流罩在地面分離仿真主要考慮重力和空氣阻力對(duì)分離過(guò)程對(duì)分離速度，以及空氣阻力對(duì)分離角速度的影響。

圖6 分離實(shí)測(cè)與地面仿真比對(duì)Fig.6 Comparison of separation measurement and ground simulation

圖7 整流罩分離試驗(yàn)與數(shù)值仿真Fig.7 Fairing separation test and numerical simulation

模擬整流罩在地面分離仿真，在分離過(guò)程初期加速度線性變大，在空氣阻力作用下經(jīng)過(guò)最大線速度后，角速度逐漸變小。 仿真過(guò)頂角速度小于試驗(yàn)測(cè)量角速度。 經(jīng)過(guò)頂角后，在重力作用下角速度又逐漸變大。 在無(wú)氣動(dòng)阻力條件下，過(guò)頂角速度增加。 模擬整流罩在真空分離仿真，各分離角速度無(wú)重力和無(wú)空氣阻力。 在彈簧力持續(xù)作用下，隨著彈簧力逐漸變小，角速度逐漸變大。

地面實(shí)測(cè)半罩角速度隨時(shí)間變化與地面仿真結(jié)果較為一致，擬合較好，仿真預(yù)示方法的誤差不大于9%。 從能量設(shè)計(jì)法判斷，地面試驗(yàn)工況可覆蓋飛行試驗(yàn)工況，最終保證了整流罩在飛行過(guò)程中的安全、可靠分離。

5 冷氣推沖三四級(jí)冷分離

PR?1 火箭三四級(jí)分離高度約為230 km，絕對(duì)速度約為18.2 Ma。 傳統(tǒng)的級(jí)間分離沖量能源選擇分離反推小火箭，但PR?1 的火箭三級(jí)離有效載荷的距離較近（約為1.5 m），如采用分離反推小火箭，易產(chǎn)生多余物，影響有效載荷，因此三四級(jí)的分離采用無(wú)污染、無(wú)火工的冷氣分離裝置。

冷氣推沖與小火箭分離對(duì)比，優(yōu)點(diǎn)在于：①可降低沖擊載荷，改善沖擊環(huán)境；②不存在火藥燃燒或爆炸時(shí)產(chǎn)生的有害氣體或碎片，不污染上面級(jí)環(huán)境；③地面可檢可測(cè)，可多次使用，便于進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證等［11?12］。

冷氣分離裝置的氣體能源可采用氮?dú)?、空氣或氦氣?工作原理為將氣體能量轉(zhuǎn)化為機(jī)械速度能力，從而產(chǎn)生分離沖量。 如圖8 所示，系統(tǒng)組成包括氣瓶組、電磁閥、推沖裝置和管路系統(tǒng)。 起始狀態(tài)，氣瓶?jī)?nèi)貯存高壓氣體，電磁閥為常閉狀態(tài)。系統(tǒng)接收到時(shí)序信號(hào)之后，電磁閥打開，高壓氣體填充入推沖裝置空腔內(nèi)。 裝置的空腔氣壓升高，逐漸與氣瓶?jī)?nèi)壓力達(dá)到平衡，此時(shí)推沖裝置的推桿仍處于壓緊狀態(tài)。 當(dāng)三級(jí)和四級(jí)解鎖后，推桿在高壓氣體的作用下作動(dòng)推出四級(jí)箭體，實(shí)現(xiàn)三四級(jí)分離。 原理類似于壓縮狀態(tài)下的彈簧，因此推沖裝置又可稱作空氣彈簧，結(jié)構(gòu)如圖9 所示。

圖8 冷氣推沖分離系統(tǒng)原理圖與推沖裝置圖Fig.8 Schematic diagram of cold air thrust separa?tion system

圖9 推沖裝置圖Fig.9 Thrust device

推沖裝置由裝置底座，內(nèi)、外套筒，端頭帽，調(diào)節(jié)螺母和雙道密封系統(tǒng)組成。 內(nèi)、外嵌套為作動(dòng)筒，為了擴(kuò)大初始貯氣容積，內(nèi)筒呈薄壁空心狀態(tài)，中空底座作為貯氣腔。

工作過(guò)程中，內(nèi)筒向外推出，內(nèi)部空腔體積增大，若氣瓶輸出的進(jìn)氣流量小于內(nèi)部空腔體積的增大量，推沖裝置不能維持氣壓的穩(wěn)定，內(nèi)部壓強(qiáng)隨推沖裝置內(nèi)筒的容積增大不斷減少，產(chǎn)生的推力也不斷減小。 為提高推沖裝置的推力，推沖裝置的內(nèi)筒截面積往往較大，而輸送管路受到重量、體積和成形難度的限制，總體積遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于推沖裝置內(nèi)筒的體積，分離時(shí)刻氣瓶中的氣體流量不能滿足推沖裝置的穩(wěn)壓需求。 考慮到做功總量和穩(wěn)壓需要求，要提高推沖裝置高壓氣體的貯氣量或者貯存高壓。 電磁閥打開后，推沖裝置內(nèi)部壓強(qiáng)升高，最終達(dá)到壓強(qiáng)平衡；三四級(jí)解鎖后，推桿和內(nèi)筒持續(xù)推出，因空腔體積變大，壓強(qiáng)迅速降低，推力也急速下降；總行程結(jié)束后，空腔體積達(dá)到最大，氣瓶和空腔的氣壓再次平衡，工作時(shí)序如圖10 所示。

圖10 冷氣推沖分離系統(tǒng)時(shí)序圖Fig.10 Comparison of ground separation test and vacuum separation simulation

在飛行試驗(yàn)中PR?1 的冷氣推沖系統(tǒng)的氣瓶初始?jí)簭?qiáng)為12.2 MPa，在電磁閥打開后，氣瓶和推沖裝置內(nèi)壓強(qiáng)平衡，達(dá)到8.1 MPa；在分離解鎖后，系統(tǒng)壓力再次平衡，平衡壓強(qiáng)將達(dá)到6.2 MPa。

通過(guò)AMESim 仿真軟件，使用氣體介質(zhì)為氮?dú)?，?duì)1 個(gè)氣瓶＋2 個(gè)推沖裝置狀態(tài)進(jìn)行仿真。 開始時(shí)開關(guān)閥門信號(hào)為0，1 s 后信號(hào)為1，閥門打開；負(fù)載質(zhì)量為∞，從而保持鎖定狀態(tài)，1.5 s 后負(fù)載為300 kg，實(shí)現(xiàn)解鎖做功［13?14］。 仿真結(jié)果為：氣瓶初始?jí)簭?qiáng)12.2 MPa，電磁閥打開后，平衡壓強(qiáng)為8.1 MPa；最終做功段，壓強(qiáng)為6.2 MPa，搭建模型和參數(shù)分別如圖11 和表1 所示，計(jì)算結(jié)果如圖12 所示。

表1 系統(tǒng)設(shè)計(jì)參數(shù)Table 1 System design parameters

圖11 AMESim 冷氣推沖建模Fig.11 AMESim cool air push modeling

圖12 氣瓶、推沖裝置內(nèi)部壓強(qiáng)－時(shí)間曲線Fig.12 Internal pressure?time curve of gas cylinder and thrust device

飛行應(yīng)用中，前程遙測(cè)數(shù)據(jù)為充氣階段壓強(qiáng)為12.5 MPa，最終做功段壓強(qiáng)為4.8 MPa，與理論分析和仿真結(jié)果基本一致。

冷氣推沖分離系統(tǒng)模塊化程度高，調(diào)整容易、適應(yīng)性好，可以根據(jù)箭上的需求調(diào)整氣瓶的初始充氣壓強(qiáng)，提供不同的能量以適應(yīng)不同的分離需求。 此外，可通過(guò)改變推沖裝置的數(shù)量和布局來(lái)調(diào)整分離所需要的沖量［15］，形成基于沖量型譜設(shè)計(jì)，即1 個(gè)氣瓶＋多個(gè)推沖裝置；也可設(shè)計(jì)1 個(gè)氣瓶＋1 個(gè)推沖裝置為一組，設(shè)置2 組及以上來(lái)實(shí)現(xiàn)分離的模式。 這種模式的問題在于不同氣瓶初始?jí)簭?qiáng)往往很難做到一致，會(huì)導(dǎo)致推沖裝置的推力存在差異，用在級(jí)間分離時(shí)對(duì)上面級(jí)產(chǎn)生姿態(tài)干擾［16］。 冷氣推沖飛行試驗(yàn)應(yīng)用如圖13 所示。

圖13 冷氣推沖系統(tǒng)應(yīng)用Fig.13 Application of cold air pusher system

6 結(jié)論

1）PR?1 的一二級(jí)分離中，低空大動(dòng)壓分離采用內(nèi)壓式排焰窗口蓋板打開技術(shù)，可替代傳統(tǒng)的主動(dòng)打開排焰方式，節(jié)省了傳統(tǒng)打開方式中使用的聚能切割和非電傳爆組件的火工品。 依靠預(yù)緊螺栓設(shè)計(jì)內(nèi)壓打開蓋板可靠排焰，通過(guò)理論計(jì)算，設(shè)計(jì)被動(dòng)排焰面積下的壓強(qiáng)設(shè)計(jì)帶滿足結(jié)構(gòu)艙段內(nèi)壓承載需求，結(jié)構(gòu)未發(fā)生解體。

2）PR?1 的整流罩分離中，零過(guò)載分離整流罩方案進(jìn)行了地面和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，半罩運(yùn)動(dòng)過(guò)頂后，整流罩脫鉤時(shí)，角速度大于零即可分離；過(guò)頂時(shí)刻的整流罩角速度大于10°／s，可提高分離裕度和可靠性。

3）PR?1 的三四級(jí)分離中，采用無(wú)污染、無(wú)火工的冷氣分離裝置在地面和飛行試驗(yàn)中得到驗(yàn)證。 分離沖量裝置模塊化程度高、調(diào)整容易、適應(yīng)性好，可以根據(jù)箭上的需求調(diào)整氣瓶的初始充氣壓強(qiáng)，提供不同的能量，可以適應(yīng)不同的分離需求。

通過(guò)對(duì)大型固體運(yùn)載火箭PR?1 分離系統(tǒng)的研究，有效保證了力箭系列運(yùn)載火箭的成功研制，分離技術(shù)實(shí)現(xiàn)部分創(chuàng)新，降低了火箭的研制成本，提高了可靠性。