李執(zhí)山，雷 明，葉 雷，羅 珊

(湖北航天飛行器研究所，武漢 430040)

0 引言

受限于現(xiàn)有空間探測手段，對平流層及以下高度范圍內(nèi)大氣進(jìn)行有效探測手段較少，氣象探測火箭是對從對流層到中間層大氣環(huán)境參數(shù)進(jìn)行直接探測的有效手段之一。目前，國內(nèi)外氣象探測火箭一般搭載單枚探空儀，探空儀位于探測火箭箭頭位置與火箭共軸布置，通常是在火箭飛行至彈道頂點(diǎn)后，通過活塞軸向做功方式將探空儀從火箭中分離出來，探空儀引導(dǎo)傘及減速傘張開并開始實(shí)施探測「1」。為解決現(xiàn)有探測火箭裝載有效載荷數(shù)量較少的問題，文中提出了一種搭載6枚探空儀的探測火箭，通過開展火箭飛行彈道規(guī)劃，實(shí)現(xiàn)對平流層大氣內(nèi)風(fēng)溫壓濕多點(diǎn)氣象參數(shù)實(shí)時探測。

1 探測火箭組成及工作流程

探測火箭按艙段分為頭錐艙、載荷艙、儀器艙、發(fā)動機(jī)艙、尾翼、尾段等。載荷艙用于搭載6枚下投式探空儀(含減速系統(tǒng))組成的探測載荷系統(tǒng)，通過在平流層頂(>海拔55 km)以上不同位置分組2次沿徑向釋放探空儀，探空儀釋放后與減速系統(tǒng)軸向分離并減速，實(shí)現(xiàn)對平流層頂以下不同位置多點(diǎn)同時探測，提高了單次飛行試驗(yàn)獲取樣本的數(shù)量，可實(shí)現(xiàn)獲取數(shù)據(jù)種類多元化，便于開展探測數(shù)據(jù)的交叉驗(yàn)證工作，使火箭探測效能顯著提升。

圖1 探測火箭總體布局示意圖

探測火箭采用傾斜導(dǎo)軌發(fā)射方式，發(fā)動機(jī)點(diǎn)火后火箭沿導(dǎo)軌滑行，離軌后沿拋物線彈道飛行，火箭飛過頂點(diǎn)后，在下降段分2次釋放共6枚下投式探空儀[2-3]。典型飛行流程如下：

1)0 s時刻發(fā)動機(jī)點(diǎn)火，探測火箭沿發(fā)射導(dǎo)軌滑行；

2)t1時刻探測火箭離軌，沿拋物線彈道無控飛行；

3)t2時刻，探測火箭發(fā)動機(jī)耗盡關(guān)機(jī)；

4)t3時刻，探測火箭達(dá)到彈道頂點(diǎn)，載荷艙開艙，為后續(xù)下投式探空儀釋放提供通道；

5)探測火箭繼續(xù)飛行至t4時刻釋放第一組3枚探空儀；

6)火箭繼續(xù)飛行至t5時刻釋放第二組3枚探空儀。

圖2 探測火箭典型飛行程序

2 探測火箭飛行彈道模型

根據(jù)探測火箭飛行過程，彈道計算采用六自由度標(biāo)準(zhǔn)模型[4-5]；地球模型為橢球模型，考慮地球旋轉(zhuǎn)帶來的影響，大氣模型為國家標(biāo)準(zhǔn)大氣。

在發(fā)射點(diǎn)地面坐標(biāo)系上建立的探測火箭質(zhì)心運(yùn)動方程為：

(1)

探測火箭繞自身質(zhì)心運(yùn)動方程為：

(2)

式中:ωx1、ωy1、ωz1為繞3個箭軸轉(zhuǎn)動角速度；φ為俯仰角；ψ為偏航角；γ為滾動角；Mx1、My1、Mz1為3個箭體軸氣動阻尼力矩，Mx2、My2、Mz2為3個箭體軸方向氣動力矩，Jx1、Jy1、Jz1為繞3個箭體軸的轉(zhuǎn)動慣量。

火箭飛行的合速度為：

(3)

飛行攻角及側(cè)滑角為：

(4)

(5)

飛行彈道傾角及彈道偏角為：

(6)

(7)

3 探測火箭標(biāo)準(zhǔn)彈道設(shè)計

探測火箭標(biāo)準(zhǔn)彈道設(shè)計中，充分考慮探空儀釋放點(diǎn)高度、速度及攻角等參數(shù)，需兼顧偏差情況下彈道參數(shù)仍能夠滿足設(shè)計要求。探測火箭飛行彈道及發(fā)射仰角選擇原則如下：

1)火箭各種飛行條件下第一釋放點(diǎn)高度大于60 km；

2)確保探空儀開傘點(diǎn)具有足夠的初始動壓，按經(jīng)驗(yàn)值取不小于6.0 Pa；

3)確保探空儀釋放點(diǎn)高度至60 km高度具有較大的剩余開傘高度(或時間)，便于減速系統(tǒng)安全可靠開傘，滿足下降至60 km高度時探空儀速度不大于150 m/s要求；

4)第一開傘點(diǎn)及第二開傘點(diǎn)之間具有較長的時間間隔(或距離)，增加探空儀的探測分布范圍；

5)在高空風(fēng)及高空稀薄空氣條件下，探空儀釋放點(diǎn)具有較小的攻角，增加減速系統(tǒng)開傘時迎風(fēng)面積；

6)在滿足要求條件下，盡量降低火箭發(fā)射仰角，增加火箭發(fā)射安全性,提高火箭風(fēng)修正裕度。

80°～86°仰角條件下探空儀釋放區(qū)間內(nèi)彈道特征參數(shù)見表1，火箭彈道傾角、合速度及攻角隨時間變化關(guān)系見圖3～圖5，飛行高度隨射程變化關(guān)系見圖6。

表1 標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)探空儀下降段釋放區(qū)間內(nèi)彈道特征參數(shù)

圖3 不同仰角條件下彈道傾角隨時間變化關(guān)系

圖4 不同仰角條件下飛行合速度隨時間變化關(guān)系

圖5 不同仰角條件下飛行攻角隨時間變化關(guān)系

圖6 不同仰角條件下高度隨射程變化關(guān)系

表2 典型彈道特征點(diǎn)參數(shù)

通過對標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)不同仰角條件下釋放點(diǎn)特征參數(shù)進(jìn)行計算表明，選定發(fā)射仰角為83°時，下降段第一個動壓6 Pa位置點(diǎn)至60 km海拔高度區(qū)間內(nèi)具有25.0 s左右飛行時間，為兩組探空儀開傘減速預(yù)留充分時間，同時可確保探空儀釋放時牽連的攻角較小；火箭最大飛行高度接近64.8 km，在偏差條件下確保釋放點(diǎn)具有一定的高度裕量；如果在繼續(xù)增加發(fā)射角度，可提高火箭最大飛行高度，但是火箭風(fēng)修正角度裕度會降低，降低了發(fā)射安全性。綜上，選擇以火箭83.0°飛行仰角彈道作為標(biāo)準(zhǔn)彈道，典型彈道特征點(diǎn)參數(shù)見表2。

4 結(jié)論

文中對可釋放多枚探空儀的平流層氣象探測火箭飛行彈道進(jìn)行了規(guī)劃，探測火箭分兩組釋放6枚探空儀，通過對不同發(fā)射仰角下探空儀釋放點(diǎn)參數(shù)進(jìn)行對比，在現(xiàn)有火箭總體設(shè)計條件下，選擇83°發(fā)射仰角規(guī)劃標(biāo)準(zhǔn)飛行彈道，可滿足探空儀釋放高度、姿態(tài)及動壓等綜合約束要求，具備工程應(yīng)用的條件。