助推和火箭/滑翔机*

助推和火箭/滑翔机* 第七章 助 推 和 火 箭 / 滑 翔 机 * 第七章 助推和火箭/滑翔机 第一节 概述 一、助推/滑翔机和火箭/滑翔机 助推和火箭/滑翔机是将航天模型与航空模型结合在一起的一种模型， 也叫做航空航天模型(Aerospace model)。它是将模型火箭与滑翔机有机地结合在一起， 利用模型火箭发动机作动力助推爬升， 靠滑翔机利用空气动力进行滑翔着陆的体育器具。根据《FAI 运动规则， 4d部分，航天模型》的规定， 分为助推/滑翔机(B/G)和火箭/滑翔机(R/G)两种。 助推/滑翔机的模型火箭部分完全作为助推单元， 当模型火箭发动机工作结束2时， 火箭便与滑翔机自动分离， 采用降落伞(伞面积不小于400厘米)或飘带(尺寸不小于25×300毫米)下降回收; 滑翔机则靠机翼利用空气动力产生的升力去克服重力，从而平稳地滑翔着陆。助推/滑翔机必须与发射架垂线呈30:的倒锥体内(倒锥半角为30:)，以垂直或近乎垂直的自由弹道形式升空。 火箭/滑翔机利用单级模型火箭升空， 靠克服重力的气动升力面进行滑翔飞行， 然后稳定地返回地面。与助推/滑翔机一样，火箭/滑翔机也必须采取垂直的或接近垂直的弹道起飞，并稳定地进行气动滑翔回收， 其间不允许有任何零部件分离或抛弃发动机壳体。显然，火箭/滑翔机的设计、制作比助推/滑翔机的难度要大一些。 助推/滑翔机的滑翔部分可以利用无线电控制其在发射区附近飞行，不过，通常采用D型以下发动机的助推/滑翔机，不可能采用无线电控制。采用E型及其以上发动机的火箭/滑翔机，根据《FAI 运动规则，4d部分，航天模型》规定，必须进行无线电遥控操纵。本章将重点介绍助推/滑翔机。 二、助推和火箭/滑翔机发展概况 经过多年的研究和发展， 现已制作成功多种形状和大小的助推/滑翔机， 机翼从翼展为15厘米的软木片发展到超过1米的大型机翼，助推的模型火箭发动机总冲从0.625牛?秒(1/2A型)发展到80牛?秒(F型)。因此，助推/滑翔机的性能也有了很大的变化，小模型的动力助推高度只有10米左右，而大型模型的动力助推高度则超过200米，同时，留空时间也由几秒延长到数分钟。曾有人创造了由无线电遥控的助推/滑翔机留空时间长达1小时以上的记录。四凯模型火箭公司设计了一种抛弃火箭舱的小型助推/滑翔机，滑翔距离达数百米。 第二节 助推和火箭/滑翔机设计要点 我们首先简介一下设计助推/滑翔机需要考虑的几个主要问题。有关火箭/滑翔机与助推/滑翔机的不同处，将在每一问题之后予以说明。 一、确定飞行面的面积 滑翔机通常有三个飞行面:机翼、水平安定面(水平尾翼)和垂直安定面(垂直尾翼)。有些滑翔机只有两个飞行面，即将机翼兼作水平安定面。每一飞行面必须具有适当的面积，以保证正常飞行。对于任一架滑翔机来说，机翼是最重要的飞 ―59― 航 天 模 型 行面。机翼的大小、形状和剖面决定着滑翔机的性能。机翼面积A取决于所使用w的模型火箭发动机总冲(或型号)，例如，对于1/2A型发动机，取机翼面积为100~160 22厘米， A型为130~260 厘米， B型为2160~390厘米，不同形状的机翼面积计算公 式参见图7.1。 垂直尾翼有助于克服模型起飞时出现 旋转倾向，一般取垂直尾翼面积为机翼面积 的1/10。 对于火箭/滑翔机，由于要携带火箭发动 机一起滑翔， 所以它的飞行面面积应比助推 /滑翔机的大一些， 约大25%。 二、确定稳定性 因为滑翔机上没有驾驶员控制飞行，所 以必须由制作者事先确定稳定性。稳定性是 关于滑翔机在受干扰的情况下回复到平稳降 落的能力，例如阵风能使机翼翻转，引起机 身急却倾斜，而设计者则要求滑翔机能很快 恢复到水平高度。最常见的干扰之一是火箭 舱在滑翔机降落过程中与机身分离，而且火 箭舱必须在滑翔机撞击地面之前与滑翔机脱 图7.1 机翼面积计算公式 开。倾斜时的稳定性由上反角(V形角)提供， 见图7.2。为了拉起滑翔机，以防降落， 可以采用“翼差角”。翼差角也叫做安装角，即机翼与水平尾翼之间的夹角，如图7.3所示。对大多数的滑翔机来说，正确的翼差角可由使水平尾翼后缘相对于其前缘抬高0.8~1.6毫米得到。但是，伴随翼差角加大将会增加阻力，而且要增加机头质量以产生平稳滑翔，所以应避免采用大翼差角。 图7.2 上反角的种类 图7.3 “翼差角”的定义 当然，火箭/滑翔机的发动机可用来增加机头质量，但是，必须对放置发动机的地方进行适当处理，以保证火箭/滑翔机在动力飞行阶段和滑翔阶段对质心位置―60― 第七章 助 推 和 火 箭 / 滑 翔 机 的要求。 三、确定机身尺寸 控制机身长度的两个尺寸是机翼与水平尾翼之间的距离(尾臂长)和机头到l机翼前缘的距离(机头长)n，一般取 (翼展)，所选尺寸应由水平安lS,0406.~.w 定面面积A来判定，短，则水平尾翼面积就应大;增加，则较小水平尾翼也能llS 保持稳定性。正确的机头长n 应为机翼弦长C的1~2倍，其长度足以安装火箭w 舱，但不可长得超重。 通常，机身长度略大于翼展。 四、结构边缘和尖端 用作机翼的轻质木版厚度为1.5~5 毫米，为了减轻机翼质量和减小空气阻力，应对机翼前缘进行倒圆，并使后缘带锥度，机翼横截面最好呈流线形。图7.4给出这种机翼剖面的制作过程，首先做成上面的形状，而后用砂纸打磨成下面的形状。滑翔机机身多采用松木、 云杉或泡桐制作，其横截 面积为3×10 毫米或3 ×13 毫米，就可以提供 足够的强度。为了减轻质 量，可以从机翼处的10 或13 毫米逐步减小到 尾部的1.6或3 毫米。为 了固有的平衡，通常需要 增加滑翔机机头图7.4 机翼加工过程 的质量。为了避免 机头过重，所以机身应带锥度，而尾翼应采用轻质木材。 五、试飞 首先应该使滑翔机在靠近质心位置处保持平衡，必要时可以加一点粘土。发射应在草地上进行，从机头增加或减去质(重)量，直至获得平稳降落为止。多数滑翔机在滑翔过程中都有轻微的拐弯倾向，可于拐弯一侧的机翼末端加一点粘土。垂直尾翼可能由于稍微翘曲产生拐弯现象。拐弯太急，将会产生螺旋形急速下降，所以必须仔细试验，以便弄清滑翔机如何飞行。每一滑翔机都有它自己的特有性能，设法了解它，并弄清其转向,左拐弯还是右拐弯。 设计助推/滑翔机的火箭舱要注意两点:1)带火箭舱的整个承载的滑翔机质心必须在机翼前缘至少13毫米处; 2)发动机推力中心线必须位于机翼之上19~ 25 毫米。 对于火箭/滑翔机，其质心与助推/滑翔机相同，即动力飞行时位于机翼前头，而滑翔时在机翼中弦。这使得设计、制作火箭滑翔机要比助推/滑翔机难得多，并且需要改变几何形状，诸如改变发动机或者机翼。 第三节 助推/滑翔机的设计 一、设计中的技术问题 ―61― 航 天 模 型 设计助推/滑翔机会遇到许多技术难题， 设计中的这些技术问题包括:制作有效轻型结构的常见模型问题;平稳滑翔的协调和平衡问题;在火箭助推速度大于滑翔速度一个数量级以上时，同样结构和垂直飞行外形所引起的爬升和过渡问题。助推过程中，滑翔机的轻木机翼和尾翼的颤振速度过大， 易引起松动，甚至脱落，所以颤振问题也是设计中需要解决的问题之一。当然，最重要的还是解决整个模型的气动稳定性问题， 这直接影响到助推/滑翔机的飞行安全。 采取不同的方法(指技术水平高低)，取决于设计和制作者的条件(包括专业知识和物质条件)和对模型的品质要求。 完全从模型制作者的观点考虑，尤其是从中学生角度考虑，首先应该收集有关资料(包括数据、设计方法、实物);在充分分析资料的基础上进行图纸设计;按图制作模型;进行模型试飞。根据试飞结果进行修改;再试飞、再修改，直至满意为止。对于航空航天专业的大学生来说，他们应先对设计进行性能预估(计算)，然后进行图纸设计;待模型制成后，再进行风洞试验，根据风洞试验结果进行修改。对于技术人员，他们有条件采用全尺寸飞机设计的方法，制作模型并进行风洞试验。不过，应尽量做到花钱少、费时少、性能好。 二、基本型助推/滑翔机 根据上述设计规则，介绍基本型助推/滑翔机的设计。 开始设计时，首先需要估算一下飞行器的质(重)量和尺寸。通常，这些参数取决于飞行器的任务，即有效载荷、射程、速度， 特别是机翼形状、纵横(尺寸)比、翼厚、机身长度和横截面积，以及模型火箭发动机类型等。 通常设计助推/滑翔机的任务是在给定发动机总冲条件下，达到最大的上升高度和最长的留空飞行时间。表7.1给出了助推/滑翔机比赛分类及其相应的起飞质 量。 表 7.1 助推/滑翔机的分类及其起飞质量 类 别 发动机型号 总冲(牛?秒) 起飞质量(克) S4A A 1.26~2.5 20~60 S4B B 2.51~5.0 30~90 S4C C 5.01~10.0 40~120 S4D D 10.01~20.0 80~240 S4E E 20.01~40.0 100~300 S4F F 40.01~80.0 150~500 由总冲给出火箭舱的尺寸和助推/滑翔机的基本外形，一个成功的例子是类似手持发射的轻木制成的滑翔机，机头装有火箭舱，在火箭助推后，火箭舱与滑翔机分离，滑翔机进行滑翔。已经对这类助推/滑翔机进行过统计， 图7.5曲线给出了发动机总冲为1.25~20牛?秒范围内滑翔机机翼面积、滑翔和发射质(重)量。图中阴影线表示每一冲量所对应的可能机翼面积范围和每一机翼面积所对应的滑翔和发射质(重)量变化。 图7.5可以作为进行助推/滑翔机设计时的参考。例如设计一架5牛?秒的S4B2类助推/滑翔机，其机翼面积约为175~325厘米。如果选取小机翼面积，会使助推/滑翔机达到较大的助推高度， 但是滑翔的能力欠佳， 留空时间较短。相反， 选取大机翼面积，虽然助推高度较低， 但是滑翔性能要好一些， 留空时间会长一2些。这里存在一个优化组合问题。我们选取中间值，机翼面积为240 厘米， 即图7.5中的实线，助推/滑翔机的发射质量为43克， 滑翔质量为16克， 该机飞―62― 第七章 助 推 和 火 箭 / 滑 翔 机 行留空时间较长。 a.总冲/机翼面积 b.质(重)量/机翼面积 图7.5 助推/滑翔机设计曲线 图7.6示出一架普及型助推/滑翔机的三面视图， 这也是一架基本型助推/滑翔机，所以图中几何尺寸均以符号标注。表7.2给出采用不同型号发动机的基本型助推/滑翔机的尺寸关系。为了给初学者以直观印象，我们在表7.2的A列中给出S4A类的基本型助推/滑翔机的有关尺寸(见圆刮弧中的数字)，可供参考。需要特别说明一点的是，注意火箭舱与垂直尾翼的相互位置。如果火箭舱位于机身上面，则垂直尾翼必须在机身下面，以防发动机喷射的燃气烧坏垂直尾翼。 图7.6 基本型助推/滑翔机三视图 ―63― 航 天 模 型 表7.2 基本型助推/滑翔机无量纲尺寸 1/2A A B 发动机型号 C2 2.5(65mm) 3 机 翼w S 10 12.5(325mm) 15 w C1.2 1.5(40mm) 1.8 水平尾翼s S 5.0 5.75(150mm) 7 s C1.2 1.5(40mm) 1.8 垂直尾翼 f S 1.0 1.2(32mm) 1.5 f l 5 6(156mm) 7 机 身 n 2.5 2.5(65mm) 3 由于基本型的飞行面均呈矩形，所以很容易计算。因为尾翼的面积提供滑翔机足够的基本稳定性，其面积相对于机翼有一定的数值范围，将机翼面积A作为w参照面，水平尾翼面积A应为0.25 ~0.35 A ， 才能满足飞行器的纵向稳定性。tw 通常的做法是引入一个无量纲系数——水平尾翼系数C来定义滑翔机的几何外TH 形 lAtt ------------------------------ (7.1) C,THCAww 式中是从机翼1/4弦长至水平尾翼1/4弦长的距离; C为机翼平均弦长。当0.9< lw t C<1.25时，可以保证滑翔机的纵向稳定性。 TH 同样道理，引入垂直尾翼系数 lAtf ---------------------------------(7.2) C,TVCAww 来表征侧向和横向的稳定性，式中A为垂直尾翼面积，其值应为0.05~0.1 A。当fw 0.15< C<0.25时，可以保证滑翔机具有侧向和横向稳定性。 TV 根据上一节提出的翼差角(安装角)概念，机翼的安装角为0:， 水平尾翼的安装角为-2:，或者将水平尾翼后缘抬高约1.6毫米。倾斜的稳定性由上反角保证，即将机翼端部上折，形成两面角，参见图7.2。 在实际制作过程中，一般应对机翼和尾翼的边角进行打圆。这在滑翔机飞行和降落时，对保护机翼和尾翼有好处。另外，将火箭舱做成可以与机身分离的，二者之间通过燕尾槽的形式(活动)连接，发射前靠火箭舱支持滑翔机，发射时和飞行过程中，靠发动机推力将火箭舱与滑翔机紧紧连在一起升空。当推力消失后，火箭舱(连同发动机)在重力作用下与滑翔机分离、降落;而滑翔机则靠机翼在空气作用下滑翔。 三、飞行过程分析* 一旦选定外形，即可对助推/滑翔机的助推和滑翔性能进行分析，下面解释一下分析步骤。 如图7.7所示，一架助推/滑翔机的飞行过程可以分为四个阶段:助推、(惯性)滑行、过渡和滑翔。其中的过渡阶段，由于有些情况难以预见，并且处理起来也很困难，但是其持续时间很短，所以在简化分析中可以忽略。因此，只对其余三个阶段进行分析，每一阶段都应用牛顿第二运动定律。在助推阶段，推力大于阻力和重力，助推滑翔机向上加速;推力终止时，由于惯性作用，助推/滑翔机继续―64― 第七章 助 推 和 火 箭 / 滑 翔 机 上升，但是阻力和重力使得助推/滑翔机向上的速度减小，这是滑行阶段;过渡阶段抛射火箭舱和(或)发动机;由过渡阶段进入稳定滑翔后，在水平和垂直两个方向内的加速度均为零。 根据第三章计算阻力公式，有 21 --------------------------------- (7.3) DCAv,,Dw2 式中，C、,、A和v分别为阻力系数、空气密度、机翼面积和飞行速度。 Dw 将上式代入垂直飞行方程: dv T,D,Mg,M dt 得到助推和滑行阶段的微分方程为 dv , --------------------(7.4) dt2CAT,vDw()(),,g2MM dv,和 ---------------------------(7.5) dt2CA,vDw(),,g2M 式中，t 为时间;T为发动机推力;M为模型质量;g是重力加速度。 图 7.7 助推/滑翔机的飞行过程图 7.8 不同型号发动机的助推/滑翔机弹道 图7.8给出三种发动机(1/2A、B和E型)的助推/滑翔机的助推和滑行弹道，其阻力系数C=0.07~0.05，推力与重力之比T/Mg=19~12。由曲线可查出助推/滑翔机D 的飞行速度和高度，例如E型发动机助推的滑翔机在发动机熄火时的速度达到85米/秒，滑行结束时的高度为175米。 对稳定滑翔进行分析，需要有关滑翔机的空气动力学资料，这些资料往往很难得到，有关低飞行雷诺数(基于典型机翼弦长的滑翔机，以5米/秒滑翔飞行得到的雷诺数为20000)时的翼型和机翼的技术文献资料也很少，推荐用风洞测试助推/ ―65― 航 天 模 型 滑翔机的升力和阻力特性，这对于一般爱好者来说是办不到的。 可以用其他方法，例如，利用自由飞行测量和高速摄影技术，对5牛?秒动力 的椭圆形机翼的阻力曲线进行预估，由试验得到的阻力系数可以近似地用下式表示 2 ----------------------------(7.6) CC,，0060106..DL 上式是低雷诺数飞行条件的结果， 它给出阻力系数与升力系数之间的相互关 系。图7.9给出了该曲线，同时给出了升力对阻力之比和滑翔比。 有了气动特性曲线，即可建立滑翔速度图。为此，假设一升力系数，由(7.6) 式决定阻力系数，而滑翔角,由下式计算 1 ------ (7.7) ,,arctgCC/LD 为了以此式解释图7.7，应用垂直 于飞行轨迹的力平衡原理，得到滑翔 速度: MgA2(/)cos, (7.8) v,C,L 这样，对于不同的C值，可依次L 计算,和v，其结果示于图7.10。图中 v和v分别为水平和垂直速度。 HV 综上所述，将质心后移并调整水 平尾翼安装角，可以增加升力系数， 减小滑翔速度和滑翔角。最小滑翔角, 发生在C/C值最大时;而最小下沉L D2/3 速度则发生在C/C值最大时。应LD图7.9 助推/滑翔机气动特性 用式(7.6)可以计算得到最小滑翔角为 9.09:和最小下降速度为0.51 米/秒。如果Mg/A由0.66克 2/(厘米?秒)加倍至1.32克/ (厘 2米?秒)，滑翔速度将增加到 0.72米/秒.所以,要飞行时间 长，就需要机翼轻。 现在，回过头来看图7.8， B型发动机(5牛?秒)的助推/ 滑翔机在4秒钟内达到100 米高度，因此，以0.51米/秒 下降速度回收，则模型留空时 间为196秒，整个飞行时间为200秒。 图7.10 典型的助推/滑翔机的滑翔速度图 ―66― 第七章 助 推 和 火 箭 / 滑 翔 机 第四节 火箭/滑翔机的设计问题 火箭/滑翔机与助推/滑翔机的不同点在于模型从起飞到回收降落的整个过程中，火箭舱(包括发动机)和滑翔机都不分离。因此设计火箭/滑翔机与设计助推/滑翔机既有相似处，也有不同的地方。本节主要讨论设计火箭/滑翔机需要注意的几个问题。 一、机翼和尾翼 首先，由于火箭/滑翔机在整个飞行过程中，火箭舱与滑翔机始终结合在一起，模型滑翔时要带着火箭舱一起滑翔，所以机翼和尾翼面积应比同类型的助推/滑翔机大25%左右。其次，火箭/滑翔机一般要进行操纵，尤其是在模型进入滑翔阶段时，所以机翼都应设置升降副翼(升降舵)。 二、过渡阶段问题 助推/滑翔机在助推和滑行阶段结束后，即将模型火箭部分抛掉，过渡阶段很短，问题比较简单，只要火箭舱(或发动机)与滑翔机分离时不出现意外，通常都能得到满意的效果。 但是，对于火箭/滑翔机来说，由于火箭舱与滑翔机一起回收，过渡阶段问题就比较复杂。因为在动力上升阶段，要求模型的质心位于压心之前，而到滑翔阶段则要求质心移至压心之后，以满足模型稳定滑翔。虽然，在动力上升阶段，发动机的推进剂不断消耗，使模型质心逐渐后移，但一般不会移至压心之后。所以需要采取辅助措施，如采用后退机构，以便能使火箭舱沿机身后退。可以利用发动机的弹射剂产生的反推力将发动机后移一定距离，为防止弹射剂气体引起火箭舱破裂，可于火箭舱侧壁开若干个排气孔。这样做的目的，在于使机体质心后移至设计位置，以保证滑翔飞行的稳定性。 三、回收问题 为了使模型由过渡阶段转人最佳滑翔状态，即能达到最大的留空时间，其升降副翼应拉起适当角度，这一动作可以考虑由后退机构一并完成。 火箭/滑翔机与助推/滑翔机一样，都是航天模型与航空模型的结合产物，有着很好的发展前途，尤其是用无线电进行遥控的助推/滑翔机和火箭/滑翔机。它们的飞行时间长，航程大，更具趣味性和观赏性; 既适合竞赛，更适合表演; 而且技术要求高，制作难度大，有利于启迪制作者的思维和提高制作工艺，值得重视，应该大力发展和推广。上一章 下一章 ―67―