探空模型火箭穩(wěn)定性研究和傘降系統(tǒng)的設(shè)計(jì)

楊杰 聞凱 景鑫林

摘 要：論文以探空模型火箭為研究對(duì)象，針對(duì)模型火箭在不同載荷重量下穩(wěn)定性較差，且無(wú)法有效的降低模型火箭內(nèi)有效載荷的降落速度，從而導(dǎo)致內(nèi)部有效載荷有不同程度下?lián)p壞的現(xiàn)狀，分析了影響模型火箭穩(wěn)定性的因素，并對(duì)其提出優(yōu)化方案，同時(shí)設(shè)計(jì)出高效安全的傘降系統(tǒng)。旨在提供一種新型的可以適應(yīng)不同載荷重量，并且具有穩(wěn)定可靠的傘降系統(tǒng)的探空模型火箭。

關(guān)鍵詞：模型火箭；穩(wěn)定性；傘降系統(tǒng)；載重比；Openrocket

DOI：10.16640/j.cnki.37-1222/t.2018.08.007

0 引言

探空模型火箭是是以探空火箭為原型的縮比火箭。探空模型火箭系統(tǒng)主要由有效載荷、箭體、發(fā)射裝置和地面臺(tái)站組成。有效載荷在不同的任務(wù)條件下重量差異較大，但對(duì)于同一模型火箭而言，重量越重，模型火箭的飛行品質(zhì)越差，所以往往更換載荷后就需要重新設(shè)計(jì)火箭，這無(wú)疑大大提高了實(shí)驗(yàn)成本，加長(zhǎng)了研制周期。且有效載荷多為科學(xué)儀器，這就要求模型火箭有一個(gè)安全穩(wěn)定的傘降系統(tǒng)，保證有效載荷能夠平穩(wěn)無(wú)損的軟著陸。但目前市面上的彈射降落傘多用于多旋翼無(wú)人機(jī)與固定翼，限于尺寸與結(jié)構(gòu)并不適用于探空模型火箭?；谝陨蠁?wèn)題，筆者擬對(duì)探空模型火箭穩(wěn)定性提出優(yōu)化方案，以及研發(fā)一種穩(wěn)定可靠的傘降系統(tǒng)。其目的在于提供一種新型的可以適應(yīng)不同載荷重量，并且具有穩(wěn)定可靠的傘降系統(tǒng)的探空模型火箭。

1 穩(wěn)定性研究

1.1 重心和壓心

探空模型火箭的穩(wěn)定性即是當(dāng)模型火箭在升空過(guò)程中受到干擾后自動(dòng)恢復(fù)到原有穩(wěn)定狀態(tài)的能力。對(duì)火箭飛行的安全性和飛行性能有著至關(guān)重要的作用。

模型火箭的穩(wěn)定性和自身的重心、壓心位置息息相關(guān)。當(dāng)模型火箭在升空過(guò)程中受到不可控的干擾時(shí)，模型火箭將會(huì)圍繞著自身的重心位置而發(fā)生偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)的模型火箭將會(huì)與空氣形成一定的夾角。此時(shí)，如果模型火箭壓心在重心后一定位置，那么流經(jīng)模型火箭的空氣動(dòng)力將會(huì)作用于模型火箭尾翼，并抵消圍繞重心的偏轉(zhuǎn)力，使模型火箭恢復(fù)到動(dòng)力平衡狀態(tài)；與此相反，當(dāng)壓心在重心前一定位置時(shí)，流經(jīng)模型火箭尾翼的空氣動(dòng)力則會(huì)加劇圍繞重心的偏轉(zhuǎn)力，此時(shí)模型火箭的軌跡偏差將會(huì)不斷地被放大，直至完全失控。

1.2 穩(wěn)定系數(shù)

為了便于定量的研究重心-壓心（CG-CP）位置對(duì)同一模型火箭穩(wěn)定性的影響，我們定義了重心減去壓心位置除以模型箭體直徑為模型火箭的穩(wěn)定系數(shù)。

經(jīng)過(guò)大量的試驗(yàn)和嚴(yán)格的計(jì)算，對(duì)于常規(guī)探空模型火箭而言，穩(wěn)定系數(shù)大于等與1，即模型火箭的重心位于壓心前位置大于等于一個(gè)箭體直徑才具備基本的氣動(dòng)穩(wěn)定性。

1.3 穩(wěn)定性優(yōu)化

對(duì)于同一探空模型火箭而言，往往更換有效載荷后，重心的位置隨之改變，從而導(dǎo)致穩(wěn)定系數(shù)或增大或減小，從而改變?cè)械姆€(wěn)定狀態(tài)。

而模型火箭的壓心只與本身的氣動(dòng)外形有關(guān)。由于不考慮多級(jí)模型火箭，也不使用動(dòng)力進(jìn)行舵面操作以改變火箭在空中的姿態(tài)。因而在保證模型火箭外表光滑度的情況下對(duì)模型火箭的壓心影響最大的因素即是尾翼的大小，形狀及位置。

所以筆者對(duì)于模型火箭提出的優(yōu)化方案則是設(shè)計(jì)出一款可以適用于不同載荷尺寸的火箭箭體，此火箭的特點(diǎn)在于尾翼可更換，以可更換尾翼的大小，形狀來(lái)改變火箭本身的氣動(dòng)外形，從而改變壓心的位置來(lái)適應(yīng)因載荷更換后重心位置的變化。

1.4 設(shè)計(jì)示意圖

整體簡(jiǎn)易圖設(shè)計(jì)使用Openrpcket開源軟件，此軟件的優(yōu)勢(shì)在于可以根據(jù)個(gè)人輸入的模型火箭各部分重量，形狀信息大致計(jì)算出該火箭的重心和壓心位置。

擬定設(shè)計(jì)一款直徑為9cm，長(zhǎng)度為90.7cm的模型箭體，空載重量在300g以內(nèi)，分別載重150g，250g，400g的有效載荷。有效載荷置放于模型火箭返回艙內(nèi)，隨著模型火箭上升到最高點(diǎn)后，箭體與返回艙分離，分別由減速裝置進(jìn)行軟著陸。

從圖1、圖2、圖3的對(duì)比中，不難發(fā)現(xiàn)有效載荷在重量的不斷增加下，模型火箭整體的重心也在隨之上移，因此，這就要求模型火箭的壓心同樣隨之變化，而壓心只與整體的氣動(dòng)外形有關(guān)，最為簡(jiǎn)潔的辦法就是更改上彈翼的大小形狀。當(dāng)上彈翼的高度增加時(shí)，模型火箭的整體壓心可以有較為明顯的上移，以此來(lái)適應(yīng)有效載荷的增重后重心的前移，保證了模型火箭的穩(wěn)定系數(shù)不發(fā)生較大的變化。從而做到只需更換彈翼就可以適應(yīng)不同載荷重量而不需要如常規(guī)那樣一旦更換載荷就需要重新研制模型火箭。這無(wú)疑大大縮短了研制周期以及減少了制作成本。

同時(shí)模型火箭整體設(shè)計(jì)方案擬采用模塊化設(shè)壓心，各模塊間相互配合，在保證結(jié)構(gòu)足夠穩(wěn)固的同時(shí)提高運(yùn)輸?shù)谋銛y性。并且模塊化的設(shè)計(jì)更有利于模型火箭損壞維修，不再局限于整體某一部分的損壞導(dǎo)致整個(gè)模型火箭的更換，而只需要更換損壞部件即可。

2 傘降系統(tǒng)的設(shè)計(jì)

2.1 總體設(shè)計(jì)

傘艙由兩部分組成，一小部分用來(lái)放置模型火箭整體的控制電路，另一部分用來(lái)放置返回艙以及箭體分別回收的降落傘。

開傘原理在于當(dāng)模型火箭到達(dá)最高點(diǎn)后，電路控制的伺服系統(tǒng)變回旋轉(zhuǎn)一定角度使兩側(cè)的圓弧狀的艙門在彈簧拉力的作用下向兩側(cè)打開，并且瞬間繃緊固定在艙門位置高強(qiáng)度薄布，以此彈開在薄布中的輕質(zhì)降落傘。

2.2 傘艙材質(zhì)的選擇

傘艙材質(zhì)選用巴爾沙木和椴木。由于產(chǎn)地以及生產(chǎn)批次的不同，巴爾沙木質(zhì)量密度大致在100-200kg/m^3。質(zhì)量較輕，具有一定強(qiáng)度的同時(shí)易于彎曲，適用模型火箭外表面的圓柱形的蒙板以及內(nèi)部受力較小的部分結(jié)構(gòu)。而椴木氣干質(zhì)量密度在500kg-550kg/m^3，相比較巴爾沙木而言，椴木質(zhì)量較重，但擁有更好的韌性，且耐磨易加工?？捎米髂Ｐ突鸺芰^大的支撐結(jié)構(gòu)。

2.3 伺服控制系統(tǒng)

伺服系統(tǒng)采用銀燕9g舵機(jī)，重量輕的同時(shí)又能夠提供足夠的拉力。舵機(jī)臂自主設(shè)計(jì)，優(yōu)點(diǎn)在于更為貼合艙門曲面，大大增加了接觸面，以此可以提供更大的摩擦力。

舵機(jī)的旋轉(zhuǎn)角度通過(guò)STM32單片機(jī)的定時(shí)器功能輸出一路連續(xù)可調(diào)的PWM信號(hào)控制。

3 控制電路的設(shè)計(jì)

3.1 總體設(shè)計(jì)

由于模型火箭需要在升空后檢測(cè)到飛行高度的變化并且在到達(dá)最高點(diǎn)后返回艙與箭體自動(dòng)分離，同時(shí)打開降落傘，擬定采用一片STM32單片機(jī)作為主控制器，通過(guò)采集集成在pcb板上的氣壓計(jì)數(shù)據(jù)來(lái)獲取火箭當(dāng)前的相對(duì)高度，從而判斷模型火箭當(dāng)前的狀態(tài)。在到達(dá)最高點(diǎn)后時(shí)，通過(guò)伺服機(jī)構(gòu)打開傘艙艙門，從而彈出內(nèi)部降落傘，完成有效載荷和箭體部分的傘降。

3.2 BMP180氣壓計(jì)

BMP180是一種體積小、功耗低的壓力傳感器，同時(shí)因?yàn)榫哂袦囟炔杉约捌屏垦a(bǔ)償?shù)裙δ?，適合用用于采集氣壓的大小。由于氣壓短時(shí)間內(nèi)變化不大，因此可以通過(guò)短時(shí)間內(nèi)氣壓的變化獲取模型火箭相對(duì)高度的變化。在火箭的電控部分，首先在上電后采集出地面的氣壓大小，并據(jù)此判斷出模型火箭是否發(fā)射，當(dāng)氣壓數(shù)據(jù)快速降低時(shí)即表示火箭處于發(fā)射上升階段。當(dāng)氣壓接近不變后，據(jù)此判斷出模型火箭上升到最大高度，此時(shí)執(zhí)行開傘動(dòng)作。當(dāng)氣壓再次回到初始采集的地面值時(shí)，且不再變化，據(jù)此判斷模型火箭成功著陸。

3.3 供電系統(tǒng)的設(shè)計(jì)

限于對(duì)電路板重量以及火箭模型內(nèi)部空間大小小，且電控部分所需功耗不大，故采用兩個(gè)線性穩(wěn)壓芯片將作為電源的2S聚合物鋰電池分別降壓至5V和3.3V給舵機(jī)和控制電路供電。同時(shí)使用鉭電容進(jìn)行濾波，保證了電源的穩(wěn)定，且不占太大的體積。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文在OpenRocket下設(shè)計(jì)模型火箭氣動(dòng)外形，以及討論了影響模型火箭穩(wěn)定性的因素，并提出優(yōu)化方案，同時(shí)提出傘降系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方案，因此本文對(duì)模型火箭穩(wěn)定性研究和傘降系統(tǒng)具有理論和實(shí)踐意義。

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基金項(xiàng)目：江蘇省高校自然科學(xué)基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助（201713655018X）

作者簡(jiǎn)介：楊杰（1996-），江蘇人，本科在讀，研究方向：主學(xué)自動(dòng)控制原理，C語(yǔ)言，ARM控制器等。