自动化增雨防雹火箭发射装置的关键技术研究

郑 勐，赵 浔，高超峰，沈厚平

（1.西安理工大学，陕西 西安 710048；2.陕西中天火箭技术有限公司，陕西 西安 710025）

0 引言

向天空云层发装有催化剂的增雨防爆火箭弹是一种人工干预天气、减少自然灾害的方法，大多始于20 世纪80年代。文献[1]对传统的发射装置的回转轴小、发射稳定性差、发射轨道种类单一、不能通用等问题做了改进。但目前所使用的增雨防雹火箭发射装置都是采用人工调整的方法调整火箭的发射姿态。为了使火箭弹发射能更加准确快捷的调整好姿态，应某单位要求，我们研计了一种自动化增雨防雹火箭发射发射装置，对其中关键性技术做了研究。

1 机械系统的关键技术研究

1.1 原理设计

增雨防雹火箭发射装置不同与火攻器发射装置，它是一种大角度的发射，一般在55°～85°的范围，车载发射装置是在车停稳后调整发射姿态，发射过程有时为单发，有时又需要连发。因此对其发射过程中发射装置的稳定性及发射的随机性控制要求严格。

在该装置中，俯仰姿态调整和前后位置调整，采用电动推杆作为驱动力，使结构简单；回转（方向）姿态调整采用同步电机带动蜗轮减速器，减速比大，减少装置调整过程的转动惯量。发射导轨采用后耳座支承的形式，使驱动力减小。

根据文献[3][4]的研究发现，发射装置的支撑刚度对火箭发射的初始扰动有很大的影响。发射的初始扰动会影响火箭弹的轨迹，特别是连发时影响复杂。因此对发射过程中影响发射架刚性的因素应引起足够重视。文献[2]对多种发射装置整机强度与稳定性进行了验算。传动或驱动环节的间隙导致的发射偏差，也是一不可忽视的原因。在传统的发射中，所有操作均为人工，发射姿态调整好以后，用螺栓锁紧即可，在自动发射装置中，锁紧则是一个较为棘手的问题。为此本文专门设计了自动锁紧装置。

1.2 俯仰锁紧机构的设计

火箭发射过程中，导轨和弹体对耳座a 点和推动点b 的作用力，如图1 所示。火箭推进器给弹体的推力为F，火箭弹和导轨的重量G（随着火箭弹在导轨中的滑移，作用点在变化）。在静止状态下，耳座和推杆收的力为火箭和导轨的重量即G=Fa+Fb，在火箭发射的瞬间，G＜＜F+Fa+Fb，推力F 的分力Fy＞＞Gy－Fay－Fby，火箭从导轨中飞出。由于在导轨和弹体间存在摩擦力，带动导轨克服重力，有脱离耳座和推杆约束的趋势。在O 点到a 点之间，使得推杆丝杠螺母的间隙在下，在a 点到火箭离开导轨前，使推杆丝杠的间隙在上，当火箭离开轨道后，在重力的作用下，导轨下落，推杆丝杠螺母的间隙在下，如此在一个发射过程中，导轨上下移动，造成发射的扰动。为了克服因丝杠螺母间隙引起的扰动，在导轨姿态调整好后，自动锁紧。其结构如图2 所示。在发射姿态调整好后，电磁铁16 通电，在拉杆4 的拉动下，锁紧块7 的尖齿和锁紧杆10 啮合，而锁紧杆铰接在发射导轨上，使火箭弹发射时，导轨不会产生扰动。为防止上下齿对齿不啮合，上下齿的顶部均为半径为0.5 的圆顶。

图1 火箭弹发射的受力模型Fig.1 The force model of rocket launching

1.3 回转锁紧机构

图2 俯仰锁紧装置机构Fig.2 The system of moving lock structure

由于回转机构的驱动为蜗轮蜗杆减速机构，同样存在着间隙，也需要锁紧。在火箭的发射过程中，侧向推力约为正推力的1/10，但在火箭脱轨的瞬间，推力的作用在导轨的最前端，导轨长度较大，使得推动导轨的转矩很大，锁紧盘的直径不可能很大，因此所需锁紧力非常大。为了获得足够的锁紧力，设计采用了增力机构，原理如图3 所示。摩擦带和摩擦轮采用V 带结构，摩擦系数大，效果理想。

图3 回转锁紧机构Fig.3 Rotary lock system

从图中可以看出，T 是拉杆电机的拉力，则有： T1×L1+T2×L2=T×L。当L1=L2时，T1=T2可以得出：即当拉杆电机有一个拉力T 时，就会在制动盘的上下制动块上各产生的力。根据锁紧要求，拉杆电机的拉力通过放大施加在摩擦轮上，其摩擦力相对于主轴中心产生的力矩，要大于侧向推力在火箭导轨最远端相对于主轴中心产生的力矩：

其中： ε—皮带和摩擦轮之间的摩擦系数，因为是采用三角皮带结构，摩擦系数为0.8；R—摩擦轮半径；β—发射角；F—加在摩擦轮上的正压力；H—耳座到导轨最前端的距离。由图2 可知，发射角越小，侧向推力对轴产生的扭矩就越大，由发射条件可知，在最小发射角55°时，产生的侧向推力最大。式（1）可简化为：

即当拉杆电机的拉力T 满足式（2）时，就可以锁紧主轴。

2 控制系统的关键技术研究

2.1 控制系统框图

发射架自动控制系统采用模块化布局和总线设计，以PLC 为主控制器，各模块硬件独立但工作过程协调，便于更换和维修。在控制系统中，如何通过电子罗盘和GPS 的数据链调整火箭发射架的姿态和位置，是火箭弹击中目标的重要保证。点火安全是整个发射过程的关键，在设计上应有相应的可靠性保证措施。

2.2 发射姿态和地理位置的信息处理和控制

发射装置的姿态（航向角、俯仰角）参数，通过安装在发射装置上的电子罗盘进行精密采样（以真北和水平状态为基准）来获得，信息采集、姿态调整和动作控制命令通过PLC 控制器完成。

PLC 控制器在接收到电子罗盘的实时姿态数据后，首先对该数据进行转化、地区磁偏角补偿和运算，在和操作人员输入的姿态要求相比较，生成调姿逻辑，发出控制命令，使发射装置的发射姿态在三维空间得到精密的自动调节，逻辑过程如图4（a）所示。

发射装置的地理位置自定位功能，由安装在装置上的GPS 卫星定位系统数据接收模块完成。其数据链来自于GPS 卫星定位系统，从该数据链中截取必要的字节，通过PLC 控制器解码可得到发射装置精确的地理位置，通过屏幕数据指示引导车辆将发射装置尽快送达指定点的合理位置，如图4（b）所示。

图4 数据采集框图Fig.4 Data acquisition

2.3 点火系统的多重保险设计

点火是发射防雹弹整个过程的最后环节，也是安全性要求最高的环节，为了防止误点火等安全隐患，主要从以下几个方面考虑：

（1）为了确保火箭弹内部引信电路的完好，须对已装填好的火箭的引信进行测量。这种测量，既要准确无误，又要保证测量过程中不会发生误点火。因此采用了恒定电流检测电路，该电路在异常情况下具有电流限制作用，确保测量过程中即便电路异常也不会发生误点火。检测电路如图5 所示。

图5 火箭弹检测线路Fig.5 Rocket testing circuit

在该电路中，设计了保护装置，使得装填火箭弹时，点火引信始终处于断电且短路的状态，不会发生误供电并且消除静电、感应电压引起的误点火隐患。

（2）火箭的点火，首先从硬件上设计了需要接通两级串联的硬件确认开关，方能接通发射点火电源；其次，还有软件火箭发射保护功能，当有不符合火箭发射程序的硬件操作发生时，安全监控软件会发出报警，且屏蔽硬件发射指令，切断电源，终止非正常的发射动作，保证系统发射火箭的安全性。其逻辑如图6 所示。

图6 点火安全逻辑图Fig.6 Logic diagram of lighting security

3 结论

通过自动化增雨防雹火箭发射装置的研究、制造和试验成功，可以做到：

（1）火箭发射装置在姿态自动调整到位后，要设计相应的机构保证在发射过程中使其不被破坏。

（2）电磁罗盘和GPS 数据链可以用于做发射装置的姿态的闭环调整。（3）为保证点火安全，硬件和软件串联启动。

[1]张清.多种弹型防雹增水火箭发射装置改进设计[J].科技资讯，2006，16.

[2] 晏军，杨炳华.多种弹型防雹增水火箭发射装置整机强度与稳定性验算[J].中国科技信息，2008，7.

[3] 徐伟国，毕世华，陈阵.发射装置支撑刚度对火箭弹初始扰动的影响研究[J].兵器学报，2008，6.

[4] Pang Y Q Active control of disturbances for rockets and misslles[J].Journal of Beijing Institute of Technology，2001，10.

[5] 吴宗泽.机械设计手册[M].机械工业出版社，2002.