无人机双发固体火箭助推器同步性研究
无人机用火箭助推器选型与设计
无人机用火箭助推器选型与设计作者：***来源：《无人机》2018年第10期研究一种无人机用火箭助推器选型与设计问题。
在分析两类助推器特点的基础上，为某型无人机选定了助推器，并对喷管构型、推进剂、壳体材料、绝热层材料及药柱结构等进行了详细设计，地面静止试验证明设计满足需要。
无人机的助推器属于固体火箭发动机。
固体火箭发动机是直接产生推力的喷气推进动力装置，在它内部将固体推进剂燃烧后，以很高的速度向后喷射出工质，由此获得反作用推力，使飞行器向前飞行。
无人机助推器可以在较短时间内给无人机提供较大的推力，使无人机可以利用推力及气动外形能够直接从发射架上起飞。
无人机用火箭助推器作为消耗品，占据了无人机正常使用消耗成本的三分之一以上。
火箭助推器的研制一般要经过推进剂配方设计、装药结构设计、装药壳体设计等，完成设计后需经过温度试验、运输试验、振动冲击等一系列试验，研制成本高。
同时，在生产过程中，每批生产都会产生等额的试验消耗，而无人机作为试验消耗产品存在消耗数量不确定的特点，不可能一次生产很多。
因此，生产成本高。
无人机助推器包含壳体、固体推进剂、前封头、点火器、喷管等部件。
火箭助推器选型与设计是无人机设计的一项重要工作，作为为危险品，研制过程需严格按GJB1026A-1999《固体火箭发动机通用规范》、GJB2018A-2006《无人机发射分系统通用要求》等有关要求进行设计。
基本类型目前，火箭助推器常用药型有两种双基推进剂（DB）和复合推进剂（HTPB）。
双基推进剂助推器（以下简称双基助推器）的主要结构包括前顶蓋、点火器、绝热壳体、双基推进剂、挡药板、喷管等。
双基推进剂主要能量组分为硝化纤维素和爆炸性增塑剂，以及调整燃速的燃速调节剂、降低压力敏感性的压力指数调节剂、保障低压稳定燃烧的燃烧稳定剂等。
由于双基助推器的推进剂燃烧温度相对来说较低（2500K左右）、工作时间较短（l-3s左右），因此除助推器壳体需要热防护外，其他部件一般都不需要进行绝热处理。
航空航天行业中的火箭发动机技术研究现状
航空航天行业中的火箭发动机技术研究现状随着科技的不断进步，航空航天行业中的火箭发动机技术也在不断发展。
火箭发动机作为推动飞行器向太空进行推进的核心部件，对于航天事业的发展至关重要。
本文将对当前航空航天行业中火箭发动机技术的研究现状进行探讨。
火箭发动机技术的发展可以追溯到二十世纪初，当时人们开始意识到航天这一领域的重要性。
经过多年的努力，火箭技术已经取得了长足的发展。
目前，航空航天行业中的火箭发动机技术可以分为液体火箭发动机和固体火箭发动机两大类。
液体火箭发动机是指利用液体燃料和氧化剂进行燃烧的发动机。
液体火箭发动机具有推力大、推力调节范围广、运行可靠性高等优点。
从技术上讲，液体火箭发动机要求燃料和氧化剂能够在极端环境下保持稳定，并且能够快速点火和燃烧。
目前，航天机构和航空航天公司正在研究和开发新型的液体火箭发动机，以提高其性能和可靠性。
固体火箭发动机是指利用固体燃料进行燃烧的发动机。
相比于液体火箭发动机，固体火箭发动机具有结构简单、质量轻、制造成本低等优点。
然而，由于固体燃料的性质，固体火箭发动机在推力调节和点火可靠性方面存在挑战。
因此，航空航天领域正在积极研究固体火箭发动机技术，力求提高其可调节性和安全性。
除了传统的液体火箭发动机和固体火箭发动机，人们还在研究和探索新型的火箭发动机技术。
其中一个热门研究领域是电离火箭发动机。
电离火箭发动机利用离子推进剂进行推进，具有高效、低推力和长寿命等特点。
这种发动机适用于长时间太空探索任务，如深空探测、卫星轨道修正等。
虽然电离火箭发动机技术仍处于发展初期，但其前景十分广阔。
此外，推动火箭发动机技术进一步发展的因素之一是材料科学的进步。
新型材料的研发和应用，能够极大地改善火箭发动机的性能。
例如，新材料能够提高发动机的耐高温性能，增强结构的强度和减轻重量。
材料科学的进步使得火箭发动机能够在更为恶劣的环境下运行，为未来航天探索提供了更多可能性。
总结而言，航空航天行业中的火箭发动机技术研究正在不断发展。
空空导弹双脉冲固体火箭发动机能量分配研究
工作过程中实时有效地控制发动机能量输出，实现推力间 隔、推力形式实时可调，可以有效提高发动机能量的利用效 率，为增加导弹的射程提供基本条件。在进行空空导弹总体 设计时，对双脉冲固体火箭发动机的能量分配进行研究十分 必要。 2.2 双脉冲固体火箭发动机技术发展现状
双脉冲固体火箭发动机是在同一发动机内将药柱分成 两段，从而实现发动机推力的分段。从本质上讲，此种方法 对发动机推力大小的改变没有任何贡献，主要通过改变发动 机推力作用时间，可以合理分配导弹飞行过程中的加减速过 程，从而避免阻力等因素导致的能量损耗[4]。另外还可以通 过调整发动机推力作用时间，来改变导弹弹道特性，从而实 现一些特殊的弹道要求，如更高的打击高度、更大的打击速 度、打击目标前进行变速飞行等。20 世纪 60 年代以来，美 国和俄罗斯等国就开始了多脉冲固体火箭发动机的研究工 作。20 世纪 70 年代末到 90 年代初，是多脉冲固体火箭发 动机研究的第一次高潮，2000 年以后，多脉冲固体火箭发 动机技术成为国内外研究的新热点[5-6]。双脉冲固体火箭发 动机已在诸多导弹型号中得到应用。典型代表有美国的 SM-3 导弹和 PAC-3 导弹，德国的 LFK-NG 导弹和 HFK2000 导弹等[7]。 2.3 双脉冲固体火箭发动机的工作原理
Science and Technology & Innovation┃科技与创新
不同的推力形式，进而产生不同的导弹速度曲线。常规固体 火箭发动机和双脉冲固体火箭发动机推力如图 3 所示。
图 1 常规固体火箭发动机和双脉冲固体火箭发动机组成示意图
工程使用中，往往期望Ⅰ脉冲具有较大的推力，以保证 导弹能够在短时间获得较大的增速，因此Ⅰ脉冲装药多采用 星孔燃烧、贴壁浇注的方式；对于Ⅱ脉冲，大多要求能够实 现导弹一定的续航能力，长时间小推力是一种常见的选择， 这也使得Ⅱ脉冲装药多采用端面燃烧、自由装填的方式。当 然，Ⅰ脉冲、Ⅱ脉冲均采用大推力的方式在工程上也有应用。 3 双脉冲固体火箭发动机的弹道特点
单室双推力固体火箭发动机
单室双推力固体火箭发动机说到“单室双推力固体火箭发动机”，这名字一听就感觉有点高大上，是不是？其实呢，它虽然名字复杂，但咱们一探究竟，你会发现它其实也不过就是一个“牛气冲天”的火箭引擎罢了。
想象一下，你在地面上看到一枚火箭，那轰轰烈烈的火焰喷射出来，速度飞快，像一颗陨星冲上天。
那背后，正是这种“单室双推力”的发动机在默默地发力。
要是想象得具体一点，就好像一辆车的发动机，它不仅能让你平稳行驶，还能在需要的时候给你加速。
别小看这种发动机，它可是有着两种不同推力模式的，简单来说，它既能在低推力的情况下慢慢提升，也能在高推力时让火箭飞得更远更快，真是“抛砖引玉”，干得漂亮。
说到这里，可能你会问：“这‘单室双推力’到底是什么意思？”嘿嘿，好问题！其实它就是把发动机的“推力”分成两档，一个低推力和一个高推力。
咋说呢？就好比是开车，你可以选择经济模式（低推力）慢慢开，也可以选择运动模式（高推力）加速。
火箭发射的时候，刚开始它的推力就不需要特别强，毕竟刚起步，慢慢来比较安全；而一旦过了大气层，飞得够高了，推力就可以全开，速度那是快得飞起，想想看，简直就是速度与激情的结合体。
没错，这样的设计让火箭能够更高效地利用燃料，既能节省成本，又能提高性能。
简直是“既能吃得了大餐，又不浪费每一口菜”。
这两种不同的推力，其实是通过发动机内部一个很巧妙的结构来实现的。
大家知道，固体火箭发动机的燃料是固体的，这种燃料不像液体那样可以调节流量，所以推力的变化就得靠一些聪明的设计来实现。
单室双推力发动机通常是通过调节喷管的开口大小，或者通过改变燃烧室的压力来控制推力。
虽然说起来有点复杂，但其实就是一个“猫腻”十足的小技巧，能让火箭在不同阶段发挥不同的能量。
也就是通过这种巧妙的调整，火箭才能在发射初期保持稳定的速度，在后期又能释放出强大的动力，真的是“无敌了”。
这样的发动机有什么优势呢？省事。
你想啊，火箭发射需要经过多个阶段，传统的发动机往往要换来换去，好像换了几个“心脏”，既麻烦又费钱。
无人机助推火箭推力线调整装置及方法
文献标识码：A
文章编号：1009-0134(2017)02-0150-03
0 引言
目前，无人机在军事领域和民用领域正发挥着越来越 重要的作用，无人机产业已经成为当前国民经济中重要的 高科技产业之一。在无人机市场当中，中小型无人机市场 需求已经占到无人机市场总体需求的90%以上[1]。
无人机起飞方式是决定其作战灵活性的关键因素 之一。目前，无人机起飞方式有零长发射和滑跑（轨道 滑跑和地面滑跑）起飞两大类[2]。火箭助推发射是国内 外众多中小型固定翼无人机经常采用的一种起飞方式。 无人机采用火箭助推发射起飞，主要是借助固体火箭助 推动力，将无人机由静止状态加速到安全飞行速度和高 度。这种起飞方式一般采用零长发射或短轨发射，不需 要专用机场跑道，对周围自然环境要求较低，可以很好 的满足快速、便捷、机动的野战环境使用要求，从而大 大提高无人机的应用范围[3]。
1 推力线
火箭助推发射是无人机飞行过程中较为复杂的阶 段，是指无人机从静止状态通过助推火箭和发动机推力 （拉力）达到一定的安全飞行高度和飞行速度，并保持 一定飞行姿态的过程。在初始条件确定的情况下，无人 机起飞过程中的速度由助推火箭和发动机推力决定，无 人机起飞过程中的稳定性由无人机机体俯仰角决定。在 起飞阶段，无人机飞行速度较低、舵面控制效果较差, 飞行姿态对发射参数极为敏感。在气动力还不能充分起 作用的发射初期，良好的助推火箭推力线安装角是无人 机发射成功与否的关键因素之一[1]。
物体的重心方向都是竖直向下。竖直吊挂法是指将无人 机机体翻转过来，机腹朝上，通过助推火箭和机体连接 处的挂点竖直吊挂在吊挂装置上，则吊挂所用钢索的方 向必然通过无人机实际重心。因此，竖直钢索的方向即
收稿日期：2017-01-02 作者简介：杨铁江（1978 -），男，硕士，研究方向为无人机工装设计。
无人机飞行操控技术 固定翼起飞方式
3.1.8 起飞方式(1)空中投放。
由大型飞机(母机)携带到空中，在指定空域启动无人机的发动机，然后投放。
(2)滑轨起飞。
无人机上装有滑橇，发动机启动并达到最大功率后，放开无人机，使之沿着有一定长度和一定倾斜角度的滑轨离陆。
(3)弹射起飞。
将无人机装在发射架上，借助于助推火箭、高压气体、牵引索或橡筋绳等弹射装置，可实现较短长度(甚至零长度)弹射起飞。
英国设计的“沙锥鸟”等无人机采用的就是此种升空方式。
(4)滑跑起飞。
在无人机上装有起落架，发动机启动后，由地面操纵员通过遥控设备或由机上的程序控制设备自动操纵无人机在跑道上滑跑，达到一定速度后，无人机便能离地升空。
以色列研制的“先锋”、“猛犬”、“侦察兵”等无人机采用的就是这种起飞方式。
(5)借助起飞车滑跑起飞。
无人机装在起飞车上，发动机启动后，无人机通过推力锁驱动起飞车向前滑行，当达到起飞速度时，锁定机构自动开锁，无人机离开起飞车，加速爬高。
我国研制的“长空－1”号靶机采用的就是这种起飞方式。
在起飞车的设计方面，中国的科研人员不但搞得比较早，而且有许多创新性的发明。
(6)由汽车、火车背负起飞。
将无人机安装并锁定在汽车、轨道车背部的支架上，启动无人机的发动机后，汽车(或轨道车)在公路(或铁路)上疾驰前行，当车辆的速度达到无人机的离地速度后，打开(或切断)固定锁，无人机便可自行离开起飞平台。
(7)手掷起飞。
一些小型和微型的无人机多采用此种最为简单的方法放飞。
此外，某些特殊的无人机《如机翼可折叠的无人机，超高速无人机等》，还可选择火箭发射或火炮发射的方式升到空中。
⑧垂直起飞:无人机还可以利用直升机的起飞原理——垂直起飞。
这种无人机装一副能旋转的翼面——旋翼(一般2—4片桨叶)，依靠旋翼支持其重量的升力和使其前飞的推力。
它们可在空中飞行、悬停和垂直着陆。
⑨母机投放:母机投放是由有人驾驶轰炸机、攻击机或运输机，把无人机带上天，在适当的地方投放起飞的方法，也称空中投放。
双室双推力固体火箭发动机
双室双推力固体火箭发动机
双室双推力固体火箭发动机（Dual Chamber Dual Thrust Solid Rocket Motor）是一种先进的固体火箭推进技术，它在一个发动机壳体内设计有两个燃烧室。
每个燃烧室各自配备有独立的推进剂和喷管系统，可以根据任务需求灵活调整推力。
在工作过程中，首先启动第一燃烧室提供初始推力将火箭送入预定轨道或达到一定速度，当第一阶段任务完成后，通过控制机构点燃第二燃烧室，提供额外的推力以满足后续飞行阶段的需求，如变轨、加速或者姿态调整等。
这种设计的优点包括：
1)灵活性：可以按照不同的时间序列和推力需求进行推力分配，实现多级火箭
的功能，优化整个飞行过程中的能量管理和效率。
2)结构紧凑：相比于传统的多级火箭，双室双推力固体火箭发动机减少了结构
复杂性和重量，提高了整体集成度。
3)控制方便：由于推力可调，因此对于飞行器的姿态控制和轨道修正具有更高
的精度和响应速度。
这种发动机在航天发射、导弹技术和空间探索等领域都有潜在的应用价值。
固体火箭发动机人工脱粘技术研究进展
固体火箭发动机人工脱粘技术研究进展固体火箭发动机是一种重要的航天推进系统，其可靠性和性能直接影响着航天器的发射成功率和任务完成能力。
然而，在长时间贮存后，固体火箭发动机中的推进剂和粘结剂之间会产生脱粘现象，给发动机的可靠性和性能带来潜在隐患。
因此，关于固体火箭发动机人工脱粘技术的研究成为了航天领域中一项重要的课题。
本文将介绍固体火箭发动机人工脱粘技术的研究进展，并分析其在提高发动机可靠性和性能方面的应用前景。
一、背景介绍固体火箭发动机是一种使用固体推进剂作为燃料的火箭发动机，由于其工作原理简单、结构稳定且可靠性高等优点，被广泛应用于航天领域。
然而，固体火箭发动机中使用的推进剂和粘结剂在长时间贮存过程中，容易产生脱粘现象，降低了发动机的可靠性和性能。
因此，研究固体火箭发动机人工脱粘技术已经成为了航天领域一个备受关注的领域。
二、脱粘机理分析固体火箭发动机中的脱粘现象主要是由于推进剂和粘结剂之间的界面结合力不足造成的。
推进剂在长时间贮存后，可能会发生物理和化学变化，使得其与粘结剂之间的结合力下降。
此外，环境因素（如温度和湿度的变化）、加速老化试验和运输振动等也可能导致发动机出现脱粘现象。
因此，人工脱粘技术的研究旨在提高推进剂和粘结剂之间的结合力，防止脱粘现象的发生。
三、人工脱粘技术研究进展1. 表面处理技术表面处理技术是固体火箭发动机人工脱粘技术中的一种常用方法。
通过对发动机内部表面进行特殊处理，如冲击研磨、喷砂、喷涂等，可以增强推进剂和粘结剂之间的结合力，减少脱粘现象的发生。
研究表明，合适的表面处理技术可以提高结合强度，并延缓粘结剂老化速度，从而提高火箭发动机的可靠性和性能。
2. 粘结剂改进技术为了克服固体火箭发动机脱粘现象带来的影响，研究人员还广泛探索了粘结剂改进技术。
这些技术包括添加新的助剂、调整粘结剂成分、优化配方等。
通过改进粘结剂的性质和结构，可以提高其与推进剂之间的结合力，增强粘结界面的稳定性，从而减少脱粘现象的发生。
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第17卷 第1期 1999年3月飞 行 力 学FL IGH T D YNAM I CS V o l .17 N o .1M ar .1999 1998209228收到初稿,1998211202收到修改稿。
无人机双发固体火箭助推器同步性研究裴 锦 华(南京航空航天大学,南京,210016)) 摘 要 探讨和分析了无人机采用双发固体火箭助推发射方案时存在的助推器同步性问题。
并以某型无人机和火箭助推器为例,进行了火箭助推器的同步性仿真计算以及同步性对无人机发射段飞行稳定性的影响计算,分析确定了影响双发固体火箭同步性的显著因素,并就改善双发火箭同步性提出了相应的技术措施。
计算结果表明,火箭助推器同步性对无人机发射段飞行轨迹及稳定性的影响在工程应用上是可行的。
关键词 火箭助推器 同步性 无人机 仿真计算 引言无人机采用火箭助推发射起飞,是一种常用的起飞方式,具有使用机动灵活、无需机场跑道、应用范围广等优点。
火箭助推发射起飞的形式,则根据无人机的总体布局和结构形式而采用相应的形式,如单发火箭助推发射或双发火箭助推发射方式。
相对单发火箭助推发射方式而言,无人机双发火箭助推发射方式存在着两发固体火箭助推器工作的同步性问题。
如果双发火箭助推器的同步性不好,则会在助推过程中产生较大的不平衡力矩(由于此时无人机飞行速度小且高度低,其操纵舵面产生的力矩尚不足以平衡),使无人机的飞行姿态不稳定,易造成无人机失控,以至坠毁。
无人机双发火箭助推发射起飞在国外已有成功的先例,如俄罗斯L a 217、意大利M irach 2300600等。
国内这方面的研究也已经起步,例如我国某大型无人机原一直采用起飞车起飞方式,机动性较差,对起飞场地的条件要求较高,故其应用范围受到了很大的限制。
为消除以上弊端,该型无人机采用了双发火箭助推发射起飞形式。
本文即以该型无人机为例,分析、计算了其火箭助推器的同步性,研究了其同步性对无人机发射段飞行稳定性的影响。
1 同步性问题分析从双发火箭助推器产生并作用于无人机上的不平衡力矩的角度出发,火箭助推器的22飞 行 力 学第17卷同步性问题应广义地包括两个方面的内容,即火箭安装形式、位置对称性造成的同步性问题和火箭本身内弹道性能波动造成的同步性问题。
111 安装形式、位置对称性的影响双发火箭助推器在无人机上的安装形式一般有两种:a.火箭分别安装在左右机翼下,火箭推力轴线与无人机机身对称面平行;b.火箭分别安装在机身两侧,火箭推力轴线通过无人机组合重心。
两者相比较,由于前者火箭推力轴线平行于机身对称面,而后者火箭推力轴线与机身对称面有一安装角,故前者火箭助推器的能量利用率比后者高,且安装空间自由度大;但前者火箭推力轴线到无人机重心的力臂较长,而后者理论上力臂为零,故同样的推力偏差所产生的不平衡力矩,前者比后者要大得多。
因此从提高同步性角度看,某型无人机采用机身两侧双发火箭助推形式比较合适。
双发火箭在机身两侧安装位置不对称,直接造成火箭推力轴线方向和力臂大小的改变,最终引起不平衡力矩。
所以在火箭与机身对接安装时,必须采取合理装配步骤和严格的检验制度,保证其良好的安装对称性。
在某型无人机的1∶5缩比模型双发火箭发射试验中,火箭安装采用的是放样吊线法[1],火箭实际安装尺寸和理论尺寸符合的相当好。
同样,这种方法也可适用于全尺寸火箭与机身的对接安装。
一般来说,在良好的对接安装措施的保证下,火箭由于安装不对称所引起的同步性问题是远小于火箭内弹道性能差异所引起的同步性问题。
112 内弹道性能波动的影响在火箭助推器生产制造过程中,由于不可避免地存在着加工误差及某些不可测随机影响因素,最终装配完成的火箭助推器内弹道性能肯定是有差异的。
例如,点火药量及延迟时间的影响,推进剂物理化学特性及结构尺寸变化的影响,机加件的加工公差影响等,会造成同一型号,甚至同一批号的火箭助推器内弹道性能产生波动,这是引起无人机上产生较大不平衡力矩的主要原因。
其中火箭助推器的F～t曲线的漂移,是引起不平衡力矩的直接原因,因此,对火箭内弹道性能波动造成的同步性问题的研究,可以归结为对火箭助推器F～t曲线的波动范围的研究。
F～t曲线的波动范围的确定可以通过试验数据的统计或者理论仿真计算来获得。
火箭助推器选型后,在该型批量产品中,随机抽取一定数量的样本,在不同试验环境温度(低温、常温和高温)下,进行地面静止试车试验,测定每次试验的F～t曲线进行统计分析,可得到不同试验温度下F～t曲线的波动分布范围。
这种确定方法可靠性高,但试验次数多、代价昂贵,对火箭助推器选用已定型产品的情况比较适用。
而且由于试验统计结果缺乏过程性,无法直观地研究各种因素对同步性影响程度的大小,因此有必要进行理论仿真计算,以便在工程应用中,采取相应的有效措施改善和提高双发火箭助推器的同步性。
2 同步性仿真计算根据某型无人机的战技指标和发射起飞的要求,确定出了合适的火箭助推器的性能指标值(如推力、总冲等),选择某型导弹上的固体火箭发动机作为助推器。
该型导弹火箭发动机的推进剂采用的是丁羟复合推进剂,装药结构形式为贴壁浇注,内孔燃烧的星型装药。
通常影响内弹道性能预示精度的因素可分为两类:a .使内弹道性能产生随机偏差的因素;b .使内弹道性能产生系统偏差的因素。
在进行火箭助推器内弹道同步性仿真计算时,前一类因素是同型火箭助推器产生推力偏差的主要原因;而后一类因素(例如,装药初始温度(T 0)的偏差、由于测试精度造成的各种经验参数及系数的偏差等)只会使同型火箭助推器的推力曲线计算值同时产生上偏或下偏,对推力偏差的随机产生影响不大,故此类因素在仿真计算中作为确定值处理。
因此,这里主要讨论前一类影响因素,根据文献[2]给出的统计资料,并结合该型火箭助推器的部分试验统计数据,确定以下因素为随机模拟的误差因素,各因素的偏差范围(3Ρ值)为: 喷喉面积 ∃A t A t =217%～410% 装药燃烧面 ∃A b A b =210%～215% 推进剂密度 ∃Θp Θp =0185%～1110% 特征速度 ∃C 3 C 3=114%～119% 点火延迟时间 t id =±0105s引起各误差因素偏差的主要原因如下:a .喷喉面积(A t )的偏差,主要包括两个方面:即加工精度误差和喷喉直径因烧蚀引起的偏差;b .推进剂密度(Θp )和特征速度(C 3)的偏差,主要是由推进剂的物化特性的差异造成的;c .装药燃烧面(A b )的偏差,主要是由装药结构尺寸的误差造成;d .点火延迟时间(t id )的产生,主要是由推进剂的物化特性和外界环境条件的偏差造成的。
以上各因素互相独立、服从正态分布[3],在计算中可随机产生其数值大小,代入内弹道计算模型进行M on te 2Carlo 模拟,分别得到各内弹道性能指标值(如平均推力(F cp )值、总冲(I )值和助推器工作时间(t )等)的一组样本,对这些随机数据进行统计分析后,可求出相应的均值(Λ)和标准差(Ρ),从而确定出各内弹道性能指标值的分布区间(Λ±3Ρ)。
仿真计算结果如表1所示。
表1列出了经过1000次的内弹道模拟计算后的统计结果,分别给出了该型火箭发动机的内弹道性能指标的散布范围,以及各影响因素造成内弹道性能指标的散布程度的对比。
32 第1期裴锦华.无人机双发固体火箭助推器同步性研究表1 内弹道性能参数仿真计算结果影响因素F cp N Λ Ρ I N・s Λ Ρ t s Λ Ρ 喷喉面积(A t) 37606 265100209 5621806 010168燃烧面积(A b) 37646 133100238 22021803 010041推进剂密度(Θp) 37645 127100237 21021803 010035特征速度(C3) 37654 214100251 35621803 010060点火延迟时间(t id) — — — —21805 010162各因素综合影响 37641 392100254 49021804 010185 由表1仿真计算结果可看出,该型火箭助推器内弹道主要性能指标的散布情况与其地面试验统计数据相比,由于计算中对一些参数的假设处理和加上计算方法的误差,本文对该型火箭发动机工作同步性的仿真计算结果中的内弹道性能均值的计算必然具有一定的系统偏差。
系统偏差的消除方法是通过已有发动机试验数据的统计分析,引入部分试验修正系数,使内弹道计算结果与实际试验结果在平衡段相对误差不超过1%[4]。
而作为衡量同步性的内弹道性能的标准差,其仿真计算结果和试验数据符合良好。
对表1中的数据进行对比分析,可得到以下结论:a.对F～t曲线的漂移产生显著影响的因素是喷喉面积和特征速度。
事实上,助推器平均推力的偏差是使无人机上产生不平衡力矩的最主要原因,在进行火箭助推器设计或选型时,这些因素的散布范围的大小必须得到有效的控制,这是提高和改善助推器同步性的关键。
可以采取的技术措施有两种:第一种是保证推进剂物化特性的一致性。
双发火箭助推器装药应采用同炉同批生产的推进剂,以减小两发火箭推进剂的特征速度和密度的偏差;第二种是对于喷喉面积和装药燃烧面积偏差的控制,可以通过控制火箭助推器的重要设计参数——面喉比值(K N=A b A t)的散布实现。
采用同炉同批生产的推进剂时,装药的直径一致性很好,故主要控制装药长度(L p)和喷喉直径(D t)的波动来减小面喉比(K N)的散布。
b.对总冲量波动产生显著影响的因素是特征速度。
同样可以采取a中的第一种措施,减小总冲的散布。
c.对工作时间波动产生显著影响的因素是喷喉面积和点火延迟时间。
喷喉面积的波动,导致了推进剂燃烧时间(t k)的差异,可采取a中的第二种措施,通过控制喷喉直径的散布来减小t k的偏差。
而点火延迟时间则造成双发火箭助推器点火工作的不同步,提高点火同步性的措施为:控制点火药量的偏差,采用并联电路和双点火器,确保同步点火。
3 同步性的影响双发火箭助推器的同步性的影响,主要是指其对无人机发射段飞行稳定性的影响,通常情况下按火箭助推器同步性最差的状态来进行无人机发射段飞行稳定性的分析计算[5]。
同步性最差,也即两发火箭助推器的平均推力偏差最大(计算中采用6Ρ值),此时42飞 行 力 学第17卷无人机所受到的不平衡力矩最大。
无人机火箭助推发射段一般分为两个阶段:一是导轨滑行助推段,二是离轨后到火箭脱落的空中助推段。
显然,在导轨滑行段,由于导轨的约束,同步性对无人机滑行没有什么不利的影响。
例如,由于双发火箭点火的不同步,导致了双发火箭初始压力峰值产生的时间不同步,虽然会产生较大的不平衡力矩,但这时还处在导轨滑行段,一般对无人机的姿态不会有影响。