近日，長(zhǎng)征五號(hào)火箭助推模塊尾部組合艙段順利通過飛行工況靜力試驗(yàn)。結(jié)果表明，試驗(yàn)達(dá)到了設(shè)計(jì)要求。此次試驗(yàn)的圓滿成功標(biāo)志著中國(guó)航天科技集團(tuán)公司八院成功突破了后過渡段大集中力擴(kuò)散結(jié)構(gòu)研制及試驗(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)，是長(zhǎng)征五號(hào)火箭研制過程中的重要里程碑。

　　此次試驗(yàn)參試艙段包括煤油箱后短殼、后過渡段、尾段和發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架，試驗(yàn)載荷多，各載荷協(xié)調(diào)同步加載。試驗(yàn)結(jié)果與仿真數(shù)據(jù)基本吻合，仿真誤差控制在15%以內(nèi)，試驗(yàn)取得了圓滿成功。

　　長(zhǎng)征五號(hào)火箭首次采用前捆綁點(diǎn)主傳力、助推器支撐的方式，起飛時(shí)主要?jiǎng)恿τ芍颇K來提供，這種方式使得助推模塊載荷的設(shè)計(jì)、分析和試驗(yàn)均有很大的難度。作為長(zhǎng)征五號(hào)助推模塊前、后捆綁兩項(xiàng)重點(diǎn)考核部位之一，后過渡段多點(diǎn)大集中力擴(kuò)散結(jié)構(gòu)研制在八院尚屬首次。與傳統(tǒng)運(yùn)載火箭后過渡段結(jié)構(gòu)相比，長(zhǎng)征五號(hào)助推模塊的后過渡段受力形式更為復(fù)雜。整個(gè)后過渡段在飛行時(shí)既受到發(fā)動(dòng)機(jī)推力集中載荷，又受到后捆綁連桿的三點(diǎn)徑向集中載荷，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上不僅需要同時(shí)解決軸向集中力擴(kuò)散與徑向集中力擴(kuò)散問題，還需要考慮兩者之間的互相耦合影響，設(shè)計(jì)、分析和試驗(yàn)難度巨大。

　　在初樣設(shè)計(jì)階段，面對(duì)多個(gè)挑戰(zhàn)，八院長(zhǎng)征五號(hào)研制隊(duì)伍頂住壓力、迎難而上，及時(shí)成立專項(xiàng)攻關(guān)團(tuán)隊(duì)，針對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行充分研究，分析破壞機(jī)理，清晰定位了結(jié)構(gòu)破壞的原因，并結(jié)合研制進(jìn)度需要和生產(chǎn)現(xiàn)狀，采取了積極有效的改進(jìn)措施。

　　此次試驗(yàn)作為所有改進(jìn)措施的一次大考，在長(zhǎng)征五號(hào)型號(hào)研制節(jié)點(diǎn)緊張的背景下，意義非同尋常。全體參試人員高度重視，開展了周密的試驗(yàn)設(shè)計(jì)及準(zhǔn)備工作，全面分析技術(shù)條件、詳細(xì)設(shè)計(jì)試驗(yàn)控制措施，嚴(yán)格控制操作流程、細(xì)致檢查現(xiàn)場(chǎng)狀態(tài)，以“嚴(yán)慎細(xì)實(shí)”的工作態(tài)度全方位確保了該試驗(yàn)的順利推進(jìn)。