探空模型火箭穩定性研究和傘降系統的設計

楊杰 聞凱 景鑫林

摘 要：論文以探空模型火箭為研究對象，針對模型火箭在不同載荷重量下穩定性較差，且無法有效的降低模型火箭內有效載荷的降落速度，從而導致內部有效載荷有不同程度下損壞的現狀，分析了影響模型火箭穩定性的因素，并對其提出優化方案，同時設計出高效安全的傘降系統。旨在提供一種新型的可以適應不同載荷重量，并且具有穩定可靠的傘降系統的探空模型火箭。

關鍵詞：模型火箭；穩定性；傘降系統；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。探空模型火箭系統主要由有效載荷、箭體、發射裝置和地面臺站組成。有效載荷在不同的任務條件下重量差異較大，但對于同一模型火箭而言，重量越重，模型火箭的飛行品質越差，所以往往更換載荷后就需要重新設計火箭，這無疑大大提高了實驗成本，加長了研制周期。且有效載荷多為科學儀器，這就要求模型火箭有一個安全穩定的傘降系統，保證有效載荷能夠平穩無損的軟著陸。但目前市面上的彈射降落傘多用于多旋翼無人機與固定翼，限于尺寸與結構并不適用于探空模型火箭?；谝陨蠁栴}，筆者擬對探空模型火箭穩定性提出優化方案，以及研發一種穩定可靠的傘降系統。其目的在于提供一種新型的可以適應不同載荷重量，并且具有穩定可靠的傘降系統的探空模型火箭。

1 穩定性研究

1.1 重心和壓心

探空模型火箭的穩定性即是當模型火箭在升空過程中受到干擾后自動恢復到原有穩定狀態的能力。對火箭飛行的安全性和飛行性能有著至關重要的作用。

模型火箭的穩定性和自身的重心、壓心位置息息相關。當模型火箭在升空過程中受到不可控的干擾時，模型火箭將會圍繞著自身的重心位置而發生偏轉，偏轉的模型火箭將會與空氣形成一定的夾角。此時，如果模型火箭壓心在重心后一定位置，那么流經模型火箭的空氣動力將會作用于模型火箭尾翼，并抵消圍繞重心的偏轉力，使模型火箭恢復到動力平衡狀態；與此相反，當壓心在重心前一定位置時，流經模型火箭尾翼的空氣動力則會加劇圍繞重心的偏轉力，此時模型火箭的軌跡偏差將會不斷地被放大，直至完全失控。

1.2 穩定系數

為了便于定量的研究重心-壓心（CG-CP）位置對同一模型火箭穩定性的影響，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定系數。

經過大量的試驗和嚴格的計算，對于常規探空模型火箭而言，穩定系數大于等與1，即模型火箭的重心位于壓心前位置大于等于一個箭體直徑才具備基本的氣動穩定性。

1.3 穩定性優化

對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，從而導致穩定系數或增大或減小，從而改變原有的穩定狀態。

而模型火箭的壓心只與本身的氣動外形有關。由于不考慮多級模型火箭，也不使用動力進行舵面操作以改變火箭在空中的姿態。因而在保證模型火箭外表光滑度的情況下對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。

所以筆者對于模型火箭提出的優化方案則是設計出一款可以適用于不同載荷尺寸的火箭箭體，此火箭的特點在于尾翼可更換，以可更換尾翼的大小，形狀來改變火箭本身的氣動外形，從而改變壓心的位置來適應因載荷更換后重心位置的變化。

1.4 設計示意圖

整體簡易圖設計使用Openrpcket開源軟件，此軟件的優勢在于可以根據個人輸入的模型火箭各部分重量，形狀信息大致計算出該火箭的重心和壓心位置。

擬定設計一款直徑為9cm，長度為90.7cm的模型箭體，空載重量在300g以內，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，隨著模型火箭上升到最高點后，箭體與返回艙分離，分別由減速裝置進行軟著陸。

從圖1、圖2、圖3的對比中，不難發現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外形有關，最為簡潔的辦法就是更改上彈翼的大小形狀。當上彈翼的高度增加時，模型火箭的整體壓心可以有較為明顯的上移，以此來適應有效載荷的增重后重心的前移，保證了模型火箭的穩定系數不發生較大的變化。從而做到只需更換彈翼就可以適應不同載荷重量而不需要如常規那樣一旦更換載荷就需要重新研制模型火箭。這無疑大大縮短了研制周期以及減少了制作成本。

同時模型火箭整體設計方案擬采用模塊化設壓心，各模塊間相互配合，在保證結構足夠穩固的同時提高運輸的便攜性。并且模塊化的設計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致整個模型火箭的更換，而只需要更換損壞部件即可。

2 傘降系統的設計

2.1 總體設計

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

開傘原理在于當模型火箭到達最高點后，電路控制的伺服系統變回旋轉一定角度使兩側的圓弧狀的艙門在彈簧拉力的作用下向兩側打開，并且瞬間繃緊固定在艙門位置高強度薄布，以此彈開在薄布中的輕質降落傘。

2.2 傘艙材質的選擇

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

2.3 伺服控制系統

伺服系統采用銀燕9g舵機，重量輕的同時又能夠提供足夠的拉力。舵機臂自主設計，優點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。

舵機的旋轉角度通過STM32單片機的定時器功能輸出一路連續可調的PWM信號控制。

3 控制電路的設計

3.1 總體設計

由于模型火箭需要在升空后檢測到飛行高度的變化并且在到達最高點后返回艙與箭體自動分離，同時打開降落傘，擬定采用一片STM32單片機作為主控制器，通過采集集成在pcb板上的氣壓計數據來獲取火箭當前的相對高度，從而判斷模型火箭當前的狀態。在到達最高點后時，通過伺服機構打開傘艙艙門，從而彈出內部降落傘，完成有效載荷和箭體部分的傘降。

3.2 BMP180氣壓計

BMP180是一種體積小、功耗低的壓力傳感器，同時因為具有溫度采集以及偏移量補償等功能，適合用用于采集氣壓的大小。由于氣壓短時間內變化不大，因此可以通過短時間內氣壓的變化獲取模型火箭相對高度的變化。在火箭的電控部分，首先在上電后采集出地面的氣壓大小，并據此判斷出模型火箭是否發射，當氣壓數據快速降低時即表示火箭處于發射上升階段。當氣壓接近不變后，據此判斷出模型火箭上升到最大高度，此時執行開傘動作。當氣壓再次回到初始采集的地面值時，且不再變化，據此判斷模型火箭成功著陸。

3.3 供電系統的設計

限于對電路板重量以及火箭模型內部空間大小小，且電控部分所需功耗不大，故采用兩個線性穩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給舵機和控制電路供電。同時使用鉭電容進行濾波，保證了電源的穩定，且不占太大的體積。

4 結束語

本文在OpenRocket下設計模型火箭氣動外形，以及討論了影響模型火箭穩定性的因素，并提出優化方案，同時提出傘降系統的設計方案，因此本文對模型火箭穩定性研究和傘降系統具有理論和實踐意義。

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基金項目：江蘇省高校自然科學基礎研究項目資助（201713655018X）

作者簡介：楊杰（1996-），江蘇人，本科在讀，研究方向：主學自動控制原理，C語言，ARM控制器等。