飞鹰一号探空火箭——箭体设计、制造回顾与仿真对比

1 总体设计方案

1.1  设计目的

    ①  整合现有资源，设计探空火箭

    ②  采集飞行数据以供研究

1.2  设计指标

    ①  长度小于1000mm

    ②  重量约1kg

    ③  飞行高度小于100m

    ④  箭体结构承受过载大于10g

    ⑤  气动稳定性大于1.5cal

    ⑥  采集九轴、气压数据

    ⑦  能兼容多种发动机

1.3  总体设计安排：

箭体设计分成推进舱、航电舱与回收舱。

设计要求推进舱能兼容多个型号的发动机，包括长度60-80mm的以KNSB为燃料的SRB-36C‘支点’系列发动机(教程随后放出）、长度150mm以RNX为燃料的发动机等。

航电舱搭载控制系统。控制系统功能为根据预定程序完成系统自检、倒计时点火、起飞判断、最高点判断以及发出开伞信号。处理器为飞控板（早期版基于atmega328p，后期版基于Seeeduino Xiao，会在之后的帖子中详细说明），传感器为JY901（遥一、遥二）或MPU6050（遥三、遥四）（采用卡尔曼滤波）。

载荷为JY901（采集加速度、角加速度、磁角度等数据）与气压计（采集气压、温度数据），与控制系统一同放置于航电舱，处理器为树莓派zero（遥一）arduino micro pro（遥二、遥三、遥四）。

回收系统采用新设计的开伞机构，伞采用载重为1kg、直径800mm的降落伞。

 2 具体结构设计

结构上采用硬壳结构，除了各段外壳采用纸筒外，其余部件均为pla材料3D打印制造。外壳贴有铝箔以减少空气阻力。级间段与各舱外壳采用无头螺栓连接。火箭需要在平面上组装以确保各舱段的同轴度。

表1 探空火箭I各舱长度

火箭总长度830mm，质量约1.2kg，气动稳定性1.89cal。

图2-1 探空火箭I模型侧视图与剖视图

图2-2 探空火箭I在openrocket设计图

2.1  推进舱

推进舱功能为适配不同发动机，同时带有尾翼提供气动稳定。

图2-3 推进舱线图

推进舱包括尾翼、推进舱外壳、以及对应发动机的上下适配件。由于需要适配的RNX发动机与KNSB发动机长度差异较大，故推进舱长度较长。不同发动机通过相应适配件安装在推进舱内。

2.2  航电舱

航电舱功能为容纳控制系统与载荷，航电舱包括推进舱与航电舱之间的级间段、航电舱外壳、航电舱内壳、航电舱舱盖以及航电设备固定舱盖。

图2-4 航电舱线图

航电舱为承力最复杂的舱段，直接承受发动机推力与火箭气动力，航电舱内壳用于加强结构。电池安装于级间段内，控制系统放于最上层（遥一）或中间（遥二、遥三、遥四），载荷放于中间（遥一）或最上层（遥二、遥三、遥四）。

航电舱内有效容积约为φ40mm*200mm圆柱体，考虑到电子器件、杜邦线的安装，实际空间较为紧凑。

2.3  回收舱

回收舱功能为存放伞包与开伞机械系统。回收舱包括航电舱与回收舱之间的级间段、回收舱外壳、整流罩、开伞活塞系统以及伞包。

图2-5 回收舱线图

开伞活塞系统包括缸体、缸盖、火花塞与活塞，活塞含有点火线，缸体内有被活塞压缩的开伞药。开伞过程如下：控制系统发来开火信号点燃点火线，将开伞药点燃。开伞药在密闭空间燃烧推动活塞，活塞将整流罩与伞包同时推出壳体完成开伞。回收舱外壳开设排焰窗将开伞药燃烧产物排至箭体外，防止烧蚀伞包。

开伞系统经过多次实验均获得成功，实际测试得开伞药量为0.3g，最长存放5天后仍能正常开伞

3 飞行实验结果

图3-1 探空火箭遥一飞行数据（处理后），加速度坐标系为箭体坐标系

未携带气压计

图3-2 探空火箭遥三飞行数据（处理后），加速度坐标系为箭体坐标系

在开伞与着陆时因振动导致断电重启，缺失部分数据

图3-3 探空火箭遥四飞行数据（处理后），加速度坐标系为箭体坐标系

根据高度数据拟合得遥三降落速度为4.1057m/s，遥四降落速度为5.1627m/s。

  4 仿真结果与飞行试验对比

  对于飞行试验，利用通过调整仿真参数对飞行试验中数据进行拟合以分析飞行试验中的不利因素是飞行试验分析的重要一环，我们对探空火箭Ⅰ型遥三(1127)与遥四(1204)飞行试验数据做出仿真，并对飞行试验中采集的数据进行了处理。对于飞行数据利用将三轴方向的加速度信息积分得到了速度进行矢量求和，得到合速度矢量，对该矢量进行积分可得到火箭飞行的路程。通过将仿真结果和飞行记录分析，可以判定火箭设计、制造工艺是否达到设计目的。

   遥三和遥四飞行试验高度与仿真所得高度数据对比如图4-1所示。

图4-1 高度比较

  需要说明的是本文对仿真与飞行试验的时间轴进行了调整，使得三者拥有相同的发射时间。由图4-1可以得出，仿真的高度数据和遥四飞行试验基本符合，而与遥三飞行试验的差距较大。

  遥三与遥四飞行试验路程与仿真所得高度数据对比如图4-2所示。

图4-2 路程比较

由图4-2可以得出，仿真的路程数据和遥三飞行试验符合的很好，而与遥四飞行试验的差距较大。

推测上述比较结果产生的原因有二，一是由于遥三飞行试验的箭体粘贴电工胶带，导致火箭自重加大并且影响气动外形使阻力增大；二是飞行试验当天横风较大（相对比的是遥三飞行试验当天几乎无风）导致的总攻角较大引起诱导阻力骤增。

对此，利用仿真程序，探究质量与阻力系数各自对飞行高度的影响。初始质量的变化对于飞行高度的影响如表4-1所示

表4-1 初始质量对飞行高度的影响

由表4-1可知，在初始质量可能的波动范围内(0≤∆m≤100g)，质量变化对飞行高度的影响有限，在遥四飞行试验中并不是唯一的影响因素。

阻力系数的变化（对阻力系数乘以倍数）对于飞行高度的影响如表4-2所示

表4-2 阻力系数对飞行高度的影响

由表4-2可知，在较小的阻力系数变化下，阻力系数变化对飞行高度的影响有限，因此推测横风对阻力系数的影响很大。并通过调整初始质量与阻力系数来拟合在遥四飞行试验的数据。

    拟合的结果：初始质量1.25kg，阻力系数倍数2.8，仿真结果如图3-1所示

图4-3 恶劣条件仿真与试验数据比较

采用上述仿真条件，仿真结果与试验数据符合的很好。

5 展望

①  应当采用承力内衬+蒙皮结构以减轻结构重量，但需解决3D打印精度的问题。

②  尾翼尖端与箭体缺少固定装置，存在气动弹性问题。

③  动力舱与目前的动力水平相符合，尽量选取能在近期实现稳定的发动机型号。

④  增加航电舱舱容积，合理安排走线，增加对航电设备的固定件，合理开设舱门以便于航电维护。

⑤  姿态传感器应该安装于额外的平台，确保姿态传感器坐标系于弹体坐标系对齐。

⑥  确保箭体磁清洁。

⑦  更新开伞系统设计，减少体积占用。

⑧  额外加入载荷舱。

⑨  加入着陆缓冲装置，减少着陆过载。

⑩ 采用分段设计、制造时，需要注重各段之间的干涉，工艺上要考虑不同段同轴度的问题

设计相关资料：

飞鹰一号总体设计.sldasm 5.11MB SLDASM 229次下载