探空模型火箭稳定性研究和伞降系统的设计

杨杰 闻凯 景鑫林

摘 要：论文以探空模型火箭为研究对象，针对模型火箭在不同载荷重量下稳定性较差，且无法有效的降低模型火箭内有效载荷的降落速度，从而导致内部有效载荷有不同程度下损坏的现状，分析了影响模型火箭稳定性的因素，并对其提出优化方案，同时设计出高效安全的伞降系统。旨在提供一种新型的可以适应不同载荷重量，并且具有稳定可靠的伞降系统的探空模型火箭。

关键词：模型火箭；稳定性；伞降系统；载重比；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为原型的缩比火箭。探空模型火箭系统主要由有效载荷、箭体、发射装置和地面台站组成。有效载荷在不同的任务条件下重量差异较大，但对于同一模型火箭而言，重量越重，模型火箭的飞行品质越差，所以往往更换载荷后就需要重新设计火箭，这无疑大大提高了实验成本，加长了研制周期。且有效载荷多为科学仪器，这就要求模型火箭有一个安全稳定的伞降系统，保证有效载荷能够平稳无损的软着陆。但目前市面上的弹射降落伞多用于多旋翼无人机与固定翼，限于尺寸与结构并不适用于探空模型火箭。基于以上问题，笔者拟对探空模型火箭稳定性提出优化方案，以及研发一种稳定可靠的伞降系统。其目的在于提供一种新型的可以适应不同载荷重量，并且具有稳定可靠的伞降系统的探空模型火箭。

1 稳定性研究

1.1 重心和压心

探空模型火箭的稳定性即是当模型火箭在升空过程中受到干扰后自动恢复到原有稳定状态的能力。对火箭飞行的安全性和飞行性能有着至关重要的作用。

模型火箭的稳定性和自身的重心、压心位置息息相关。当模型火箭在升空过程中受到不可控的干扰时，模型火箭将会围绕着自身的重心位置而发生偏转，偏转的模型火箭将会与空气形成一定的夹角。此时，如果模型火箭压心在重心后一定位置，那么流经模型火箭的空气动力将会作用于模型火箭尾翼，并抵消围绕重心的偏转力，使模型火箭恢复到动力平衡状态；与此相反，当压心在重心前一定位置时，流经模型火箭尾翼的空气动力则会加剧围绕重心的偏转力，此时模型火箭的轨迹偏差将会不断地被放大，直至完全失控。

1.2 稳定系数

为了便于定量的研究重心-压心（CG-CP）位置对同一模型火箭稳定性的影响，我们定义了重心减去压心位置除以模型箭体直径为模型火箭的稳定系数。

经过大量的试验和严格的计算，对于常规探空模型火箭而言，稳定系数大于等与1，即模型火箭的重心位于压心前位置大于等于一个箭体直径才具备基本的气动稳定性。

1.3 稳定性优化

对于同一探空模型火箭而言，往往更换有效载荷后，重心的位置随之改变，从而导致稳定系数或增大或减小，从而改变原有的稳定状态。

而模型火箭的压心只与本身的气动外形有关。由于不考虑多级模型火箭，也不使用动力进行舵面操作以改变火箭在空中的姿态。因而在保证模型火箭外表光滑度的情况下对模型火箭的压心影响最大的因素即是尾翼的大小，形状及位置。

所以笔者对于模型火箭提出的优化方案则是设计出一款可以适用于不同载荷尺寸的火箭箭体，此火箭的特点在于尾翼可更換，以可更换尾翼的大小，形状来改变火箭本身的气动外形，从而改变压心的位置来适应因载荷更换后重心位置的变化。

1.4 设计示意图

整体简易图设计使用Openrpcket开源软件，此软件的优势在于可以根据个人输入的模型火箭各部分重量，形状信息大致计算出该火箭的重心和压心位置。

拟定设计一款直径为9cm，长度为90.7cm的模型箭体，空载重量在300g以内，分别载重150g，250g，400g的有效载荷。有效载荷置放于模型火箭返回舱内，随着模型火箭上升到最高点后，箭体与返回舱分离，分别由减速装置进行软着陆。

从图1、图2、图3的对比中，不难发现有效载荷在重量的不断增加下，模型火箭整体的重心也在随之上移，因此，这就要求模型火箭的压心同样随之变化，而压心只与整体的气动外形有关，最为简洁的办法就是更改上弹翼的大小形状。当上弹翼的高度增加时，模型火箭的整体压心可以有较为明显的上移，以此来适应有效载荷的增重后重心的前移，保证了模型火箭的稳定系数不发生较大的变化。从而做到只需更换弹翼就可以适应不同载荷重量而不需要如常规那样一旦更换载荷就需要重新研制模型火箭。这无疑大大缩短了研制周期以及减少了制作成本。

同时模型火箭整体设计方案拟采用模块化设压心，各模块间相互配合，在保证结构足够稳固的同时提高运输的便携性。并且模块化的设计更有利于模型火箭损坏维修，不再局限于整体某一部分的损坏导致整个模型火箭的更换，而只需要更换损坏部件即可。

2 伞降系统的设计

2.1 总体设计

伞舱由两部分组成，一小部分用来放置模型火箭整体的控制电路，另一部分用来放置返回舱以及箭体分别回收的降落伞。

开伞原理在于当模型火箭到达最高点后，电路控制的伺服系统变回旋转一定角度使两侧的圆弧状的舱门在弹簧拉力的作用下向两侧打开，并且瞬间绷紧固定在舱门位置高强度薄布，以此弹开在薄布中的轻质降落伞。

2.2 伞舱材质的选择

伞舱材质选用巴尔沙木和椴木。由于产地以及生产批次的不同，巴尔沙木质量密度大致在100-200kg/m^3。质量较轻，具有一定强度的同时易于弯曲，适用模型火箭外表面的圆柱形的蒙板以及内部受力较小的部分结构。而椴木气干质量密度在500kg-550kg/m^3，相比较巴尔沙木而言，椴木质量较重，但拥有更好的韧性，且耐磨易加工。可用作模型火箭受力较大的支撑结构。

2.3 伺服控制系统

伺服系统采用银燕9g舵机，重量轻的同时又能够提供足够的拉力。舵机臂自主设计，优点在于更为贴合舱门曲面，大大增加了接触面，以此可以提供更大的摩擦力。

舵机的旋转角度通过STM32单片机的定时器功能输出一路连续可调的PWM信号控制。

3 控制电路的设计

3.1 总体设计

由于模型火箭需要在升空后检测到飞行高度的变化并且在到达最高点后返回舱与箭体自动分离，同时打开降落伞，拟定采用一片STM32单片机作为主控制器，通过采集集成在pcb板上的气压计数据来获取火箭当前的相对高度，从而判断模型火箭当前的状态。在到达最高点后时，通过伺服机构打开伞舱舱门，从而弹出内部降落伞，完成有效载荷和箭体部分的伞降。

3.2 BMP180气压计

BMP180是一种体积小、功耗低的压力传感器，同时因为具有温度采集以及偏移量补偿等功能，适合用用于采集气压的大小。由于气压短时间内变化不大，因此可以通过短时间内气压的变化获取模型火箭相对高度的变化。在火箭的电控部分，首先在上电后采集出地面的气压大小，并据此判断出模型火箭是否发射，当气压数据快速降低时即表示火箭处于发射上升阶段。当气压接近不变后，据此判断出模型火箭上升到最大高度，此时执行开伞动作。当气压再次回到初始采集的地面值时，且不再变化，据此判断模型火箭成功着陆。

3.3 供电系统的设计

限于对电路板重量以及火箭模型内部空间大小小，且电控部分所需功耗不大，故采用两个线性稳压芯片将作为电源的2S聚合物锂电池分别降压至5V和3.3V给舵机和控制电路供电。同时使用钽电容进行滤波，保证了电源的稳定，且不占太大的体积。

4 结束语

本文在OpenRocket下设计模型火箭气动外形，以及讨论了影响模型火箭稳定性的因素，并提出优化方案，同时提出伞降系统的设计方案，因此本文对模型火箭稳定性研究和伞降系统具有理论和实践意义。

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基金项目：江苏省高校自然科学基础研究项目资助（201713655018X）

作者简介：杨杰（1996-），江苏人，本科在读，研究方向：主学自动控制原理，C语言，ARM控制器等。