一种级间段气动保形的固体火箭及分离方法
阅读说明：本技术 一种级间段气动保形的固体火箭及分离方法 (Stage section pneumatic shape-preserving solid rocket and separation method ) 是由 杨毅强 史晓宁 李新宇 李秦峰 于 2021-09-18 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种级间段气动保形的固体火箭及分离方法,包括多个固体动力装置,相邻固体动力装置之间通过级间段连接,并在固体动力装置和级间段外形呈火箭外形体,在火箭外形体表面设置有保形装置,保形装置包括气动合力差发生装置、连接解锁装置以及至少两个柱状面；连接解锁装置用于实现柱状面与火箭外形体之间的连接和分离；气动合力差发生装置的第一舵面和第二舵面使柱状面两端之间产生气动合力差,连接解锁装置在柱状面的端部存在气动合力差的状态下分离柱状面和火箭外形体之间的连接。本发明在火箭飞至最大动压点后,通过气动合力差发生装置和连接解锁装置控制柱状面和火箭外形体的分离动作,将火箭外形体自身结构对运力的影响降至最低。(The invention discloses a stage section pneumatic shape-preserving solid rocket and a separation method, wherein the separation method comprises a plurality of solid power devices, adjacent solid power devices are connected through a stage section, the shapes of the solid power devices and the stage section are rocket outer bodies, a shape-preserving device is arranged on the surface of each rocket outer body, and the shape-preserving device comprises a pneumatic resultant force difference generating device, a connecting unlocking device and at least two columnar surfaces; the connecting and unlocking device is used for realizing the connection and the separation between the columnar surface and the rocket outer body; the first control surface and the second control surface of the aerodynamic resultant force difference generating device enable aerodynamic resultant force difference to be generated between two ends of the columnar surface, and the connecting and unlocking device separates the columnar surface from the rocket outer body under the condition that the aerodynamic resultant force difference exists at the end part of the columnar surface. After the rocket flies to the maximum dynamic pressure point, the separation action of the columnar surface and the rocket outer body is controlled through the pneumatic resultant force difference generating device and the connecting unlocking device, so that the influence of the structure of the rocket outer body on the transport capacity is reduced to the minimum.)
技术领域
本发明涉及物料码垛分离技术领域，具体涉及一种级间段气动保形的固体火箭及分离方法。
背景技术
固体火箭外形是由级间段将各级固体动力连接而成。目前，大中型固体运载火箭子级动力系统的选择朝着货架化、组合化的方向发展，这就往往使得下面级发动机和整流罩直径比上面级发动机直径到大，火箭呈现“凹腔”外形。
火箭外形呈现“凹腔”，跨音速段，脉动压力自整流罩倒锥段开始非常强烈，通过风洞试验测量，外噪声强度达160～170dB。这增加了箭体表面所受载荷；低频的脉动压力往往会激起火箭壳体的强烈振动，引起结构抖振响应；另外，壁面脉动压力以噪声形式传入箭体内部，直接影响卫星及箭载设备的可靠性。应对跨音速大“凹腔”带来的箭体表面非定常气动力，只能通过加强结构来硬扛，对箭内设备，则要采取振动抑制措施。“凹腔”外形火箭与无“凹腔”火箭相比，气动阻力较大；当“凹腔”段处于箭体质心之前，气动压心较为靠前，在最大动压点附近，需要更大的姿态控制力。
跨音速时，箭体所受外载荷较大，“凹腔”段位于火箭上面级附近，结构加强的重量使得火箭损失较大运力。当脉动压力出现发生低频峰值，与箭体结构频率接近时，极可能出现箭体抖振，从而火箭解体，通过结构加强较难解决。另外，“凹腔”外形火箭全速域均有较大的气动阻力，对火箭运力不利。压心较为靠前，使得动力系统提供更大的喷管摆角，一方面对伺服系统要求更高；另一方面，更大的喷管摆角使得有效推力降低。
发明内容
本发明的目的在于提供一种级间段气动保形的固体火箭及分离方法，以解决现有技术中“凹腔”外形火箭存在跨音速脉动压力强烈以及增加火箭外形体的气动阻力的技术问题。
为解决上述技术问题，本发明具体提供下述技术方案：
一种级间段气动保形的固体火箭，包括多个固体动力装置，相邻所述固体动力装置之间通过级间段连接，并在所述固体动力装置和所述级间段外形呈火箭外形体，在所述火箭外形体表面设置有保形装置，所述保形装置包括气动合力差发生装置、连接解锁装置以及至少两个柱状面，所述柱状面通过所述连接解锁装置连接在火箭外形体上，所述气动合力差发生装置设置在所述柱状面上；
至少两个所述柱状面连接形成中空柱状结构，所述中空柱状结构安装在火箭外形体上，所述中空柱状结构用于使火箭外形体相邻两个级间段的外形保持一致；
所述气动合力差发生装置包括第一舵面和第二舵面，所述第一舵面设置在所述柱状面靠近火箭外形体头部的端部，所述第二舵面设置在所述柱状面靠近火箭外形体尾部的端部；
所述第一舵面、第二舵面与所述柱状面之间形成夹角，所述第一舵面和所述第二舵面在所述夹角不同时产生气动合力差，以使所述柱状面在所述连接解锁装置的解锁作用下从火箭外形体上分离。
作为本发明的一种优选方案，所述第一舵面和所述第二舵面均包括舵面和伺服动作组件，所述舵面的一端通过铰接轴与所述柱状面连接，所述舵面的背侧面中间位置通过所述伺服动作组件连接在所述柱状面上，所述伺服动作组件用于驱动所述舵面以所述铰接轴为转动轴进行转动，使所述舵面与所述柱状面的表面形成所述夹角，且所述夹角朝向火箭外形体飞行时的来流方向。
作为本发明的一种优选方案，所述第一舵面的所述舵面在伺服动作组件的驱动下与所述柱状面的表面形成的夹角A；
所述第二舵面的所述舵面在伺服动作组件的驱动下与所述柱状面的表面形成的夹角B；
所述夹角A使所述第一舵面的所述舵面在火箭外形体达到设定飞行条件时所受的垂直火箭外形体方向的法向力最大；
所述夹角B小于所述夹角A。
作为本发明的一种优选方案，所述伺服动作组件包括伺服电机、控制器、电源，以及固定连接在所述伺服电机的输出端上的支撑杆，所述支撑杆远离所述伺服电机的端部与所述舵面中背侧面连接；
所述舵面在所述控制器未产生伺服电机的控制信号的初始状态时与所述柱状面的表面贴合；所述电源用于向所述伺服电机和控制器进行供电。
作为本发明的一种优选方案，所述连接解锁装置包括固定连接所述柱状面的连接块，所述连接块通过爆炸螺栓与火箭外形体连接。
本发明提供了一种级间段气动保形的固体火箭的工分离方法，包括步骤：
步骤100、进行火箭外观保形：利用多个柱状面连接成的中空柱状结构套装在火箭外形体上，并通过连接解锁装置实现柱状面和火箭外形体的连接，使火箭外形体相邻两个级间段的外形保持一致，完成对火箭外形体的外观的保形；
步骤200、在柱状面的端部构建气动合力差发生机制：在柱状面靠近火箭外形体头部的端部以及在柱状面靠近火箭外形体尾部的端部表面均设置舵面，以及控制舵面与柱状面之间产生夹角的伺服动作组件，并使得舵面与柱状面之间的夹角朝向火箭外形体的来流方向，通过伺服动作组件控制两个舵面与柱状面的夹角不同，在火箭外形体飞行过程的气流作用下中使柱状面的两端部产生气动合力差；
步骤300、设定柱状面与火箭外形体分离条件和状态：在火箭外形体起飞且直至火箭外形体达到跨音速或最大动压点的飞行条件时，两个伺服动作组件接收触发控制信号进行工作，使靠近火箭外形体头部的舵面与柱状面之间的夹角大于靠近火箭外形体尾部的舵面与柱状面之间的夹角，为柱状面与火箭外形体之间的分离提供分离状态；
步骤400、柱状面与火箭外形体分离：连接解锁装置接收起爆控制信号使爆炸螺栓爆破，柱状面在分离状态的作用下与火箭外形体脱离连接。
作为本发明的一种优选方案，在步骤300中，在火箭外形体达到跨音速或最大动压点的飞行条件下的来流作用，气动合力差发生装置受到沿火箭外形体轴向作用力以及垂直火箭外形体方向法向力，且气动合力差发生装置使靠近火箭外形体顶部的柱状面的一端所受到的垂直火箭外形体方向法向力大于柱状面的另一端的垂直火箭外形体法向的法向力。
作为本发明的一种优选方案，在伺服动作组件接收触发控制信号工作后，连接解锁装置接收起爆控制信号使爆炸螺栓爆破，且触发控制信号与起爆控制信号之间的时间间隔不大于0.5秒。
作为本发明的一种优选方案，靠近火箭外形体头部的舵面与柱状面之间的夹角计 算公式为：定义夹角为为，
，
，
，
其中，表示舵面的上表面压强，表示舵面的下表面压强，表示舵面的上 表面压强和下表面压强差，F表示在来流条件的下气动合力，S表示舵面的受力面积，表 示舵面的垂直火箭外形体方向的最大法向力。
作为本发明的一种优选方案，确定靠近火箭外形体头部的舵面与柱状面之间的夹角在受到来流作用条件下，舵面受到最大法向力的确定方法包括：
步骤301、确定火箭外形体和柱状面在需要分离时的来流状态，获得火箭外形体处于的来流马赫数、压强、温度、来流密度以及来流速度；
步骤302、计算舵面在来流状态下的与来流接触的下表面压强：
，
其中，为总压，、、分别为来流的压强，密度及速度，来流流动至控制舵 面下表面滞止，即为舵面下表面压强；
步骤303、根据舵面与柱状面之间的夹角计算公式计算舵面在垂直火箭外形体方向上的最大反向力；
步骤304、给定不同舵面与柱状面之间的夹角，重复步骤301-303，确定舵面与柱状面之间的最佳夹角。
本发明与现有技术相比较具有如下有益效果：
本发明针对“凹腔”外形火箭，跨音速脉动压力强烈的现象，通过在“凹腔”外增加保形外罩，形成等径火箭外形，避免跨音速区域脉动压力对箭体的不利影响，同时减小了气动阻力及发动机喷管的摆角需求。
本发明的保形装置在火箭飞至最大动压点后，通过气动控制舵面，实现与火箭分离，将对运力的影响降至最低。
本发明的保形装置具有分离简单，背负重量代价小的特点，可实现火箭载荷和外噪声环境的最优。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是示例性的，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图引伸获得其它的实施附图。
图1为本发明实施例提供中空柱状结构和火箭外形体的安装结构示意图；
图2为本发明实施例提供多个柱状面连接成中空柱状结构的结构示意图；
图3为本发明实施例提供舵面的纵截面的结构示意图。
图中的标号分别表示如下：
1-气动合力差发生装置；2-连接解锁装置；3-柱状面；4-舵面；5-伺服动作组件；6-铰接轴；11-第一舵面；12-第二舵面；21-连接块；22-爆炸螺栓；51-伺服电机；52-支撑杆。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1、图2和图3所示，本发明提供了一种级间段气动保形的固体火箭，包括多个固体动力装置，相邻所述固体动力装置之间通过级间段连接，并在所述固体动力装置和所述级间段外形呈火箭外形体，在所述火箭外形体表面设置有保形装置，所述保形装置包括柱状面，气动合力差发生装置以及连接解锁装置。其中，多个柱状面连接形成的中空柱状结构针对的是具有“凹腔”结构的火箭外形体，所谓的“凹腔”具体是指火箭的某个级间结构直径小于与之连接的其他级间结构直径从而形成的火箭外形体的结构。
中空柱状结构安装在火箭外形体上，中空柱状结构用于使火箭外形体相邻两个级间外形保持一致，也就是说，将中空柱状结构安装在“凹腔”处的级间结构上，使得形成“凹腔”的级间段结构与其他级间段结构在外形上保持一致。
如图1所示，具体地，中空柱状结构为至少两个柱状面连接形成，柱状面的端部均通过连接解锁装置与火箭外形体连接，气动合力差发生装置设置在柱状面上。
连接解锁装置2用于实现柱状面3与火箭外形体之间的连接和分离；
其中，气动合力差发生装置1包括第一舵面11和第二舵面12，第一舵面11设置在柱状面3靠近火箭外形体头部的端部，第二舵面12设置在柱状面3靠近火箭外形体尾部的端部；
在火箭外形体达到设定飞行条件时，第一舵面11和第二舵面用于使柱状面3靠近火箭外形体头部的端部和靠近火箭外形体尾部的端部产生气动合力差，连接解锁装置2在柱状面3的靠近火箭外形体头部的端部和靠近火箭外形体尾部的端部存在气动合力差的状态下分离柱状面3和火箭外形体之间的连接。
其中，气动合力差发生装置用于在火箭外形体达到设定飞行条件后使柱状面的两侧端部产生气动作用力差，并配合连接解锁装置接收触发控制指令以断开柱状面与火箭外形体之间的连接，使柱状面远离火箭外形体。
本发明的具体实现过程为，火箭起飞前，在具有“凹腔”外形火箭外形体外安装中空柱状结构，使火箭在跨音速段具有良好的外噪声环境，至火箭外形体飞过跨音速（马赫数1.2以上）或最大动压点后，前后两个（距离火箭顶点近者为前）气动合力差发生装置在指定时间（预装在控制系统中）同时控制动作，此时火箭外形体飞行中产生的来流使得气动合力差发生装置受沿轴向及向外的两个方向作用力。
连接解锁装置栓爆破，中空柱状结构在两个控制舵面向外的气动作用力下，远离箭体飞出。
具体地，第一舵面和第二舵面用于在火箭外形体达到设定飞行条件后，将第一舵面和第二舵面在火箭外形体飞行时产生的来流作用下产生垂直火箭外形体方向的法向力，使第一舵面的法向力大于第二舵面的法向力形成柱状面的两侧端部产生的气动作用力差。
所述第一舵面11和第二舵面12均包括舵面4和伺服动作组件5；
舵面4的一端通过铰接轴6与柱状面3，伺服动作组件5用于驱动舵面4以铰接轴6为转动轴进行转动，使舵面4与柱状面3的表面形成夹角，且夹角朝向火箭外形体飞行时的来流方向；
其中，第一舵面11的舵面4与柱状面3的表面形成的夹角A使第一舵面11的舵面4在火箭外形体达到设定飞行条件时所受的垂直火箭外形体方向的法向力最大；
第二舵面12的舵面4与柱状面3的表面形成的夹角B小于夹角A，其目的是，从火箭角度看，第一舵面和第二舵面形在来流条件下形成的气动作用力差，使得柱状面与火箭外形体的分离过程形成掰开分离效果。
本发明中夹角A的计算公式为：定义夹角A为，确定的方法具体包括：
第一步，确定来流状态，即分离时刻工况，可知来流马赫数、压强、温度、密度、速度。
第二步，计算舵面下表面压强：
，
式中为总压，、、分别为来流压强，密度及速度。来流流动至控制舵面下 表面滞止，即为舵面下表面压强。
第三步，计算舵面上表面压强：
分离状态为飞过跨音速的超音速工况，因此流动在舵面上表面产生膨胀激波，舵 面打开角度为，根据普朗特-梅耶理论，按以下步骤计算舵面上表面压强。
1）、已知来流，根据，得到；
2）、利用已知的打开角度及1）中计算得到，根据，得到；
3）、根据2）中得到，根据，得到；
膨胀波前后熵值不变，因此波前波后不变，即，根据：
，得到，即为舵面上表面压强。
第四步，进一步地，根据：
，
，
，
其中，表示舵面的上表面压强，表示舵面的下表面压强，表示舵面的上表 面压强和下表面压强差，F表示在来流条件的下气动合力，S表示舵面的受力面积，表示 舵面的垂直火箭外形体方向的最大法向力，计算舵面的垂直火箭外形体方向的最大法向 力；
为舵面前来流总压；为舵面前来流压强，即静压；为舵面前来流马赫数；为膨胀波后，即舵面上表面流动总压；为膨胀波后，即舵面上表面流动马赫数；为气体比热比，，n为气体分子微观运动自由度的数目，对于标准气体，。
第五步，确定出最佳角度。
给定不同舵面打开角度θ，重复第一步到第四步，找到最大垂直箭体方向法向力时舵面打开角度，即为舵面打开最佳角度。
此时，舵面与柱状面之间形成夹角，舵面的来流环境为超音速来流，舵面的下表面（也就是舵面和柱状面相对的表面）的气流流动完全滞止，而舵面受到的压力为来流的总压，舵面上表面的顶部边缘则产生膨胀激波，而膨胀激波沿着火箭外形体的轴向对舵面产生的压力小于来流的总压。
因此，在来流的作用下，舵面受到一个垂直舵面表面的气动合力，所述的气动合力分解为沿火箭外形体的轴向力和垂直火箭外形体方向法向力，而垂直火箭外形体方向的法向力和舵面打开的角度有关。
而柱状面两端要产生气动合力差则主要在于在来流作用下，柱状面的两端的镜像设置的舵面的打开的角度的大小差值。
本发明中，控制舵面与柱状面之间形成夹角，是通过伺服动作组件实现，伺服动作组件包括伺服电机、控制器、电源，以及固定连接在伺服电机的输出端上的支撑杆，支撑杆远离伺服电机的端部与舵面中背侧面连接。
在控制器未产生伺服电机的控制信号的初始状态时，舵面与柱状面的表面贴合。
电源用于向伺服电机和控制器进行供电。
连接解锁装置包括固定连接在柱状面的端部的连接块，连接块通过爆炸螺栓与火箭外形体连接。
本发明中的火箭外形体在进入超音速段，即马赫数大于1.2后，选定时刻（以刚过最大动压点为佳），第一舵面打开后连接解锁装置的爆炸螺栓启爆时间不应过长，因为打开状态会提供较大的气动阻力，时间间隔不应超过0.5秒。
本发明中的圆性面上两端的第一舵面和第二舵面不限制为一对，可以包括多个；
也可以第一舵面的数量大于第二舵面的数量。总的原则是保证柱状面前部所受的垂直箭体方向法向力大于柱状面后端。
总体上，多个柱状面组合形成的中空柱状结构的整体，中空柱状结构两个端部上的第一舵面在中空柱状结构的周向上均匀分布。
本发明中的柱状面不作为火箭外形体承力部件，只承受火箭外形体飞行迎角带来的内外表面压力差，以某中大型固体火箭为例，柱状面位置所受最大压强为15kpa。
火箭外形体飞行过程中箭体会发生弯曲，柱状面与火箭外形体外壁通过爆炸螺栓硬性连接，中空柱状结构整体会被火箭拉伸及挤压变形，因此柱状面采用拉伸挤压效果好的复合材料。
考虑拉伸挤压、承受压强，以节省重量最为目标，柱状面不应超过2毫米。
至少两个柱状面具体可以是周向180°的两瓣式，也可以为周向120°的三瓣式或者周向90°的四瓣式。
以上实施例仅为本申请的示例性实施例，不用于限制本申请，本申请的保护范围由权利要求书限定。本领域技术人员可以在本申请的实质和保护范围内，对本申请做出各种修改或等同替换，这种修改或等同替换也应视为落在本申请的保护范围内。
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