无人机双发固体火箭助推器同步性研究

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。