新一代運載火箭近距平瞄指標范圍分析

常 娟，吳志亮，徐 華

（上海宇航系統工程研究所，上海，201108）

新一代運載火箭近距平瞄指標范圍分析

常 娟，吳志亮，徐 華

（上海宇航系統工程研究所，上海，201108）

為在機動快速的測試發射模式下實現近距離水平瞄準，將產品運輸狀態與工作狀態分開設計，由二次旋轉支架實現不同位置轉換，解決設計空間緊張、光路阻斷等問題。通過計算無塔架簡易發射狀態下相互獨立的箭架在各種因素影響下的變形范圍，得到近距平瞄設備需適應的靜態、動態瞄準范圍指標；通過指標分配，由不同單機設備解決動態、靜態偏差對瞄準的影響。產品集成后，經過地面試驗驗證，設備工作正常，光路穩定通暢，指標滿足實際任務要求。結果表明采用分析方法所得結果與實際情況符合較好，對于類似產品的設計具有參考價值。

運載火箭；近距離水平瞄準；指標

0 引 言

新一代運載火箭依托機動快速設計理念，首次將瞄準地面設備集成于起豎系統，隨車運輸，起豎展開，縮短發射準備時間。

由于瞄準設備打破傳統遠距離傾斜瞄準[1]而采用近距離水平瞄準[2]的設計方法，水平光路的距離較成熟火箭大大減小，瞄準上儀器相對箭上棱鏡存在幾十毫米的初始偏差，會產生較大角度變化，導致上儀器無法瞄準。起豎后，箭架無連接關系，對于無塔架簡易發射的火箭，箭體軸線偏斜、加注變形、日照變形、風擺漂移等眾多因素看似相互獨立卻又互相耦合的影響箭上目標棱鏡和起豎架上瞄準設備間相對關系。加之瞄準上儀器集成于起豎系統，懸掛于高空，空間緊張，設備體積、質量等均受限，瞄準范圍可調量有限。上述因素增加了瞄準范圍指標提出的難度，同時，若所提范圍過大，將增加產品設計難度；若范圍過小，很可能無法解決累積偏差的影響，導致無法瞄準。因此，合理選擇瞄準設備理論工作位置，準確計算瞄準指標范圍，解決動態、靜態偏差對瞄準的影響，是實現近距離水平瞄準（以下簡稱近距平瞄）的關鍵。

1 瞄準方案

某型運載火箭首次采用“近距平瞄＋垂直傳遞”技術，其方位對準方案如圖1所示。

方位對準設備中的上儀器設置在與箭體棱鏡等高的水平面內，固定安裝在起豎架上，測量箭上棱鏡的方位偏轉角，并向下儀器垂直傳遞上儀器基準方位信息；下儀器架設在地面，獲取北向基準信息，同時接收上儀器傳遞的基準信息；由控制儀接收信息、處理數據，向前置主控微機傳遞相關數據，完成整個方位的測量過程。

圖1 方位對準方案示意

上儀器本體尺寸不大于550 mm×600 mm× 590 mm，質量約為130 kg；下儀器本體尺寸不大于400 mm×400 mm×800 mm。

2 瞄準設備設計工作位置

上儀器需要瞄準的箭上棱鏡位于20 m高空，棱鏡平面未正對起豎架平面，偏轉45°，因此，考慮將上儀器集成于起豎架上端的前端防護機構，并側轉45°安裝，使光孔正對棱鏡平面；同時為適應隨車運輸，需要將設計空間控制在1300 mm×880 mm×600 mm。但是，該位置下方為箭地氣液管路接口位置，垂直光路被遮擋，無法實現垂直信息傳遞。

綜合考慮設備運輸要求、安裝空間、剛強度、光路通暢性及穩定性，將運輸狀態與工作狀態分開設計，瞄準上儀器采用二次旋轉支架實現運輸位置和工作位置的狀態切換，其安裝示意如圖2所示。

圖2 瞄準上儀器安裝示意

該方法解決了垂直光路遮擋與運輸空間有限的矛盾；采用側掛式嵌套盒型支架的形式，增強設備剛強度，從而解決位置轉換后懸臂狀態引起的工作位置不穩定問題。因此，上儀器設計工作位置，即垂直光路選擇在起豎架與翻轉對接裝置間Φ534 mm的范圍內，如圖3所示。

圖3 瞄準設備設計工作位置

3 瞄準范圍

箭體、起豎架、瞄準支架等存在各種加工裝配偏差，使得瞄準中心偏移；加注沉降、低溫收縮、高溫日曬等引起的箭體變形，增加了上儀器與箭上棱鏡位置關系偏離設計值的隨機性；極限情況下，水平光路阻斷，上、下儀器間垂直光路遮擋，導致無法瞄準；同時由于風荷，使得相互獨立的箭體和起豎架隨機擺動，增加了瞄準難度。因此，準確計算瞄準范圍指標是實現近距平瞄的關鍵。

3.1 靜態偏差范圍

本文從兩個方面分析瞄準上儀器相對箭上棱鏡的靜態偏差：

a）軸向上下錯動；

b）橫向左右錯動。

軸向錯動主要由箭體低溫收縮下沉、箭體加注下沉、起豎架和箭體的熱脹冷縮效應、起豎架和箭體初始加工裝配偏差、發射臺調平等引起；左右錯動主要由箭體軸線偏斜、起豎精度、發射臺調平等角度變化引起。

圖4為起豎架、箭體及發射臺相對位置示意。由于工作狀態下，瞄準上儀器軸線安裝位置與起豎架上平面有45°夾角，因此在完成上儀器與箭體相對位移量計算后，還需在45°方向投影，即可得到瞄準設備相對瞄準窗口的左右錯動量。

圖4 起豎架、箭體及發射臺相對位置示意

a）計算狀態及基本假設。

設計計算的狀態為設備的工作狀態，即：起豎架抱臂打開，后支點拆除；箭體直立于發射臺上；箭體與起豎架無直接聯系，僅通過大地理論水平面聯系。

假設箭體為剛體，忽略扭轉變形；不存在地基沉降；由于起豎架橫斷面較長，認為橫向剛度大，不考慮橫向彎曲變形；水平儀安裝于發動機的水平橫梁上，假設非常接近尾端。

b）計算方法。

根據精度理論[3～6]，由于引起箭架相對位置偏差的因素具有獨立性和偶然性，因此采用方和根進行誤差合成，即

式中 k為修正系數，取k = 1.3～1.5；iαΔ為各項因素引起的誤差；n為影響因素個數。

c）箭體靜態偏差分析。

箭體加注前靜載荷引起軸向變形-10 mm；箭體加注后靜載荷引起軸向變形增加-30 mm；極限環境溫度引起箭體軸向變形±33 mm；低溫推進劑引起瞄準窗口軸向變形-32 mm；箭體加工裝配累積的軸向偏差為±24 mm；發射臺加工引起的軸向偏差為±1.5 mm；發射臺滿載軸向變形量為-3.98 mm。因此，箭體軸向最大負偏差取均方根值為-61 mm，取修正系數1.5后為-91.5 mm。

發射臺調平精度為±3′；水平儀測量精度為±1′；水平儀安裝基準面與箭體理論軸線偏差±3′；箭體實際加工軸線與一級設計軸線偏差±12′；對接時箭體設計軸線相對發射臺體中心線偏差20 mm，傳遞到瞄準位置處（距離地面22 711 mm）對應角度偏差為±3′。因此，箭體角度偏差取均方根后為±13′，即瞄準位置處左右擺動靜態偏差為±87 mm，取修正系數1.5后為±130.5 mm。

d）起豎架靜態偏差分析。

由于編碼器初始安裝偏差為±3′、編碼器測量精度為±0.33′、起豎控制精度為±10′、瞄準設備安裝平面與翻轉對接塊上平面平行度為0.8 mm，可認為角度偏差為±12.591′，則起豎架由角度偏差引起的軸向偏差為±0.15 mm；翻轉對接裝置旋轉耳軸處間隙引起軸向偏差為-0.1 mm；定位鎖緊與箭體的配合間隙為-0.02 mm；起豎架加工誤差為±5 mm；按照溫差Δt = 20 ℃考慮，高低溫引起結構偏差為±5.45 m；在設備集中載荷的作用下瞄準上儀器安裝固定支臂軸向位移為2 mm。因此，起豎架軸向偏差取均方根值為±5 mm，取修正系數1.5后為±7.5 mm。

翻轉對接塊與起豎架對接時的精度誤差，折算到瞄準儀器安裝處為±8 mm；固定支臂安裝平面與理論中軸面的平行度為±4 mm；起豎油缸同步性誤差折算的橫向偏差為±2 mm。因此，起豎架橫向靜態偏差取均方根值為±9 mm。

由于角度偏差引起的起豎架相對距離偏差為±83 mm；安裝定位引起的相對距離偏差為±3 mm；因此，起豎架側向靜態偏差取均方根值為±83 mm。

橫向偏差和側向偏差在瞄準方向（即瞄準光路的垂直面）引起的瞄準棱鏡與上儀器間左右靜態偏差為±（9×cos45°+83× cos45°）≈±65 mm。取修正系數1.5后為±97.5 mm。

綜上，架上瞄準設備與箭體棱鏡間軸向相對位置變化范圍為-91.5～+7.5 mm，橫向左右相對位置變化范圍為-227.5～+227.5 mm。

3.2 動態偏差范圍

箭體起豎后按照豎立風載計算，未加注狀態下，箭體晃動角度為0.24°，箭架相對動態位移為

±69.8 mm；加注狀態下，箭體晃動角度為0.1°，箭架相對動態位移為±48 mm。因此，取動態變化范圍為±70 mm。

4 瞄準范圍指標分配

由第3節的分析得到，在各種不同影響因素下箭架相對位置的變化范圍。由于靜態偏差在每一發產品加工裝配好后不會發生變化，且各發之間狀態差別不大，可認為是初始偏差，可以通過一定的手段提前補償。因此，將該部分偏差指標分配給上儀器支架，在支架上安裝導軌，實現上下、左右移動，消除初始靜態偏差。動態偏差與風場大小、方向都有關系，具有隨機性，考慮到經濟性和便捷性，由瞄準設備靠光斑覆蓋范圍適應。

5 驗證試驗

系統集成后，組織地面測試，垂直通路設計中心測試示意如圖5所示。設計工作中心橫向偏差為90 mm，與起豎架左右靜態偏差設計值為97.5 mm十分接近；垂直通路光路范圍通暢性測試如圖6所示。圖6中區域1～3分別表示起豎角度為90°、(90°±10′)上儀器在橫向-227.5～+227.5 mm的范圍內移動垂直光路無遮擋，與此同時，水平光路暢通，無遮擋。

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，工程師，研究方向為運載火箭總體地面設計