拉瓦尔高后掠型-可变形多旋翼火箭
设计理念概述
任务要求
- 赛题任务要求， 研制一种小型火箭，运载有效载荷至一定高度后，精确返回至指定目标区域，实现无损回收。发射任务要求火箭从发射架点火起飞，最大飞行高度应大于 50 米，且在指定位置定点降落且火箭不发生损毁，落地精度要求尽可能高。火箭发射初始俯仰角范围为 60-80° ，不得垂直起飞；火箭飞行高度应大于 50m； 全程处于自动控制状态，不得使用任何人工遥控设备；火箭助推段结束前，其外形（包络体） 应为长细比大于8的常规火箭外形（旋成体），如箭体或翼面使用折叠技术，则按照折叠后形状计算；火箭有效载荷不少于 200g。
设计思路
- 针对任务的具体要求，提出了拉瓦尔高后掠型-可变形多旋翼火箭方案。 火箭整体共由五个部分组成，由上至下分别为：降落伞仓段，火箭主控仓段，多旋翼变形仓段，火箭发动机仓段及后掠折叠尾翼段。
- 火箭的具体飞行流程如下：
- 首先， 火箭发动机将箭体从发射架送至预定飞行高度；
- 在火箭到达预定高度后，抛弃火箭前端整流罩；
- 既而，火箭弹出主降落伞并进入初段减速阶段；
- 待火箭姿态稳定后，火箭变换模态，箭体多旋翼展开；
- 随后，待火箭减速到预定速度完成初段减速后，火箭切断主降落伞，箭伞分离，多旋翼介入第二阶段减速与引导着陆阶段；
- 最后，火箭主控利用自适应引导着陆算法，在空间定位站与地面定位站的共同引导下，实现在目标点位的受控自主精准着陆。
作品设计介绍
- 本作品拉采用了瓦尔高后掠型-可变形多旋翼火箭方案。 火箭整体共由五个部分组成，由上至下分别为：降落伞仓段，火箭主控仓段，多旋翼变形仓段，火箭发动机仓段及后掠折叠尾翼段。 各仓段介绍如下：
降落伞仓段
- 火箭降落伞仓段是火箭初段减速的核心仓段，主要用于火箭姿态的稳定与火箭的初段减速。该仓段采用了可分离弹出式伞仓技术，通过该技术，可在火箭上升段结束后，弹出降落伞进行箭体的姿态纠正与初段减速；在火箭减速到预定速度并下落至预设高度后，箭体会通过伞仓分离机构切断箭体与伞仓的连接，分离伞仓。
主控仓段
- 火箭主控仓段是火箭控制的核心仓段，主要用于火箭飞行流程的控制、多旋翼的展开、飞行姿态的稳定与调整、火箭末段的自适应引导着陆。 该仓段采用 DTMC 自主决策算法进行自主决策控制，实现火箭在飞行各阶段的功能控制与状态的切换；采用多源异构技术和多模导航定位技术以实现在飞行过程中的位置获取与飞行姿态的调整与修正，保证飞行过程的平稳； 还采用超宽基带脉冲测距技术、 TDOA 到达时间戳算法、 TOA 多点定位技术实现箭体在引导进近着陆阶段的厘米级飞行控制。
多旋翼变形仓段
- 多旋翼变形仓段是火箭变形的核心仓段，在箭体姿态稳定并进行初段减速后自行展开，主要用于在抛弃降落伞仓后执行相关任务。该仓段采用多旋翼折叠结构， 能够在火箭助推段保持收束状态以获得更好的气动性能，又可以在火箭姿态稳定并开伞减速到一定速度时受控展开，变形为多旋翼状态；还采用齿条互锁展开机构，能够保证四个旋翼臂协同展开，避免发生因桨叶打桨致使旋翼损毁或因部分旋翼臂展开不完全致使推力不均。
发动机仓段
- 火箭发动机仓段是火箭助推段核心仓段， 主要用于将箭体从发射架送至预定飞行高度。该仓段采用一体式拉瓦尔喷管技术，在保证火箭结构强度的前提下，优化集成箭体安装固定结构孔、拉瓦尔喷管及折叠尾翼固定结构孔，减轻箭体自重；并通过拉瓦尔喷管实现火箭发动机的流速增大，提高发动机推力。
后掠折叠尾翼段
- 后掠折叠尾翼段是火箭飞行姿态稳定的核心仓段，在发射前展开并主要用于在火箭上升段稳定箭体姿态。 该仓段采用了大后掠折叠尾翼技术，既为箭体提供了更高的飞行稳定性；又通过尾翼的折叠收束，提高了存储与运输的过程中的空间利用率。
作品设计的创新点
机械结构创新点
多旋翼折叠结构
- 根据赛题要求， 本设计创新性的提出了一种基于多旋翼折叠结构的可变形多模态火箭。在助推段， 火箭的多旋翼折叠结构处于收束状态， 降低火箭在助推段的飞行阻力以获得更好的气动性能，并也保证火箭的直径-长比符合起飞状态要求；待火箭助推段结束火箭姿态稳定并开伞减速到一定速度时， 多旋翼折叠结构受控展开，变形为多旋翼状态， 并进行自主进近着陆。
- 多旋翼折叠机构收束状态示意图(左)及实物图(右)
- 多旋翼折叠机构展开状态示意图(左)及实物图(右)
齿条互锁展开锁定机构
- 根据设计要求，火箭在助推段应保证四个旋翼臂均处于收束锁定状态；而在变形至多旋翼状态时，四个旋翼臂应能协同展开并在完成展开后锁定，否则在多旋翼状态下会出现因桨叶打桨致使旋翼损毁或因部分旋翼臂展开不完全致使推力不均。
- 针对这一问题，本设计创新性的提出了一种基于齿条联动的机械臂互锁展开机构。 该机构通过齿轮齿条结构， 通过中心传动齿条将四个旋翼臂进行联动。 一方面， 该结构实现了四个机械臂的同步展开与收缩，从而保证火箭在变形过程中不会出现因展开不同步而导致的桨叶打桨或出现推力不均；另一方面，采用齿轮齿条结构联动， 还可以实现机械臂的相互锁定，即当某一旋翼臂出现异常动作时，其余旋翼臂可通过中心传动齿条的联动，对异常旋翼臂进行牵制。并且，该结构在火箭的收束与完全展开状态点，还安装了磁铁限位机构，通过磁力辅助旋翼臂的锁定。
- 齿条互锁机构锁定状态示意图
- 齿条互锁机构展开状态示意图
一体式拉瓦尔喷管
- 拉瓦尔喷管是火箭发动机的重要组成部分。喷管的前半部是由大变小向中间收缩至一个窄喉。窄喉之后又由小变大向外扩张至箭底。箭体中的气体受高压流入喷嘴的前半部，穿过窄喉后由后半部逸出。这一结构可使气流的速度因喷截面积的变化而变化，使气流从亚音速到音速，直至加速至超音速，从而获得更好的火箭推力。
- 在火箭发动机推力与多旋翼拉力固定的情况下，为了获得更好的飞行性能，就需要尽可能的优化箭体结构，减轻火箭自重。针对这一技术要求，本方案创新性的将 SLM 激光熔化金属 3D 成型技术应用于火箭结构的加工与制作，提出了基于 SLM 激光熔化金属 3D 成型技术的一体式拉瓦尔喷管设计。该设计将箭体安装固定结构孔、拉瓦尔喷管及折叠尾翼固定结构孔进行了一体化集成， 并利用 SLM 激光熔化金属 3D 成型技术的成型优势，结合建模仿真的仿真结果，对关键结构部分进行了设计加强，而对非受力部分进行了减重设计，实现了整体结构的轻量化，经测重量仅 186.75g。
- 一体式拉瓦尔喷管渲染图如下图所示：
- 整体结构静力学仿真结果如下图所示：
- 一体式拉瓦尔喷管实物图及重量：
- 火箭发动机中的燃气流在燃烧室压力作用下，经过喷管向后运动，进入喷管的收敛段。在这一阶段，燃气运动遵循"流体在管中运动时，截面小处流速大，截面大处流速小"的原理，因此气流不断加速。当到达窄喉时，流速已经超过了音速。而跨音速的流体在运动时却不再遵循"截面小处流速大，截面大处流速小"的原理，而是恰恰相反，截面越大，流速越快。在喷口的扩张段燃气流的速度被进一步加速，为 2-3 公里/秒，相当于音速的 7-8 倍，这样就产生了巨大的推力。拉瓦尔喷管实际上起到了一个"流速增大器"的作用。
- 经过精密计算此次喷口收敛段采用了最佳 45 度角收缩，扩张角也是最佳 15 度角扩张，经过计算与流体仿真得出喷口流体数据确定了喷口最佳扩张比为 3.8。
- 通过火箭发动机试车台的实际测试， 在安装了自主设计的一体式拉瓦尔喷管后， 该火箭
发动机的推力曲线如图所示，符合设计预期。
大后掠折叠尾翼
- 通过有限元分析软件对火箭压心进行仿真模拟，发现高后掠的尾翼对火箭的正稳定性有非常大的帮助，在尾翼投影面积一定的前提下，可为火箭提供更大的稳定力矩，使火箭在飞行过程中的稳定性更强，气流阻力更小。 由于赛题对火箭的直径-长比提出了一定要求，并减少火箭在存储与运输过程中的空间占用，本设计创新性的提出了大后掠折叠尾翼设计。该设计采用了大后掠式火箭尾翼，可在飞行过程中为箭体提高更高的飞行稳定性；并且，在存储与运输的过程中，可进行折叠收束，极大的提高了空间利用率。
- 大后掠折叠尾翼折叠状态示意图：
- 大后掠折叠尾翼展开状态示意图：
- 火箭箭体质心仿真图
可分离弹出式伞仓
- 为实现火箭在助推段结束后，能够尽快弹出并展开降落伞，待降落伞将火箭姿态纠正并减速到预定速度后，切断降落伞转换至多旋翼模式的实际使用需求，创新性的提出了可分离弹出式伞仓机构设计。该机构有两个设计关键，一个是快速弹伞机构，另一个是伞仓分离机构。
- 快速弹伞机构由 PVC 塑料外管、管壁配合紧密的底部活塞推盘、电子点火头和点火药组成。待需要弹出降落伞时，主控控制电子点火头动作点火，点火头引燃内部点火药，瞬间产生大量气体； 推动内部活塞推盘向上运动，既而将降落伞迅速推出伞仓外；待活塞推盘与PVC 塑料外管分离后，管内的高压气体迅速释放，既而该气体辅助降落伞迅速展开。
- 伞仓分离机构主要由箭体机构与锁定舵机组成。伞仓和箭体在舵机与舵脚的配合下相互锁定连接；待箭体与伞仓需要分离时，舵机旋转解锁，箭体在重力的作用下，自动与伞仓脱离，从而实现火箭状态的转变。
硬件电路创新点
多源异构融合技术
- 飞行主控采用 STM32F405 处理器作为火箭主控，能够提供充足的算力资源用于火箭状态自检、 火箭起飞控制、 主减速伞弹出展开、降落伞仓自主分离、着陆段飞行姿态自稳、降落引导定点进近、飞行状态数据记录等过程。
- 飞行主控除搭载了高性能处理器外，还搭载了大量传感器用于火箭姿态的检测，并应用了多源异构融合技术，其具有如下的几个特点：
- 多来源。飞行主控可实时获取火箭搭载的各类传感器的采集信息，包括但不限于如下数据：陀螺仪可提供火箭的滚转、俯仰和航向信息；磁罗盘可提供火箭的航向信息；加速度计可提供火箭的滚转、俯仰、速度和位置信息； GNSS 可提供火箭的速度和位置信息；气压高度计可提供火箭的高度信息；空速计可提供火箭的速度信息；激光测距可提供火箭的离地高度信息。
- 多模态。所谓多模态，即指的是对于同一个描述对象，通过不同领域或视角获取到的数据，并且把描述这些数据的每一个领域或视角叫做一个模态。对于同一种数据信息，飞行主控可从不同的传感器获得不同形态的数据形式，或同种形态的不同格式。如飞行主控既可以从陀螺仪获得火箭的滚转信息，也可以从磁罗盘获得火箭的滚转信息。一般来说，多模态数据相较于单模态具有更高的使用效力。
- 数据融合。所谓数据融合，即将来自于多个传感器的数据和来自相关数据库的相关数据相结合，以得出比单个传感器更准确更具体的推论。飞行主控通过使用数据融合技术， 将多传感器的数据通过 STM32F405 处理器进行数据融合，以获得更高可信度的火箭状态信息，以更好的进行火箭状态控制。STM32F405处理器基于高性能ARM®Cortex®-M4 32位 RISC 核心,工作频率高达 168兆赫。它拥有的资源包括：集成 FPU 和 DSP 指令，并具有 192KBSRAM、 1024KB-FLASH、 12 个 16 位定时器、 2 个 32 位定时器、 2 个 DMA 控制器（共 16 个通道）、 3 个 SPI、 2 个全双工 I2S、 3个 IIC、 6 个串口、2 个 USB（支持 HOST /SLAVE）、 2 个 CAN、 3 个 12 位 ADC、 2 个 12 位 DAC、1 个 RTC（带日历功能）、 1 个 SDIO 接口、 1 个 FSMC 接口、 1 个 10/100M 以太网 MAC 控制器、1 个摄像头接口、 1 个硬件随机数生成器、以及 112 个通用 IO 口等。
- 火箭飞行主控电路原理图如下图所示：
- 火箭飞行主控电路 PCB 如下图所示：
多模导航定位技术
- 火箭在飞行与进近着陆的过程中，需要实时获取尽可能高精度的位置信息以保证更为稳定的飞行状态。 在观测条件较好的地区与时段下，传统的单系统导航已足够满足正常的定位测距与授时。但若在特殊地区及时段下， 可能会出现因搜星数量少，接收信号差而导致定位系统出现不可消除的系统性偏差。
- 针对火箭发射回收这一时效性要求高、定位精度要求高的应用场景。 提出了基于多模导航定位技术的火箭定位系统。该系统采用多 GNSS 系统组合定位， 采用 PPP 技术（精密单点定位技术），即利用单台双频地球导航卫星系统 GNSS 接收机，基于载波相位观测值和国际GNSS 服务组织 IGS 提供的卫星轨道和钟差产品进行单点定位的技术。利用 IGS 发布的卫星轨道和钟差产品或用 IGS 跟踪站数据解算得到卫星轨道和钟差参数，采用无电离层伪距和相位观测值消去相关性误差的影响；而地球自转、卫星和接收机相位中心偏差、海洋负荷等采用精确的模型改正，对天顶流层延迟误差、多路径效应等未模型化的误差作为未知参数与测站坐标参数一同解算，从而获得 ITRF 框架（国际地球参考框架）下点位的高精度的三维坐标。
- 使用多模导航定位技术可以很大程度提高定位的精度、可靠性以及可用性。
超宽基带脉冲测距定位
- 在火箭末段的进近着陆阶段，需要使用地面基站对火箭进行精确的定位与引导，以实现厘米级定位着陆精度。 故使用超宽基带脉冲(UWB)测距定位技术搭建引导着陆地面站，为火箭提供实时定位引导。
- 超宽基带脉冲(UWB)实质上是以占空比很低的冲击脉冲作为信息载体的无载波扩谱技术，它是通过对具有很陡上升和下降时间的冲击脉冲进行直接调制。典型的超宽基带脉冲(UWB)直接发射冲击脉冲串，不再具有传统的中频和射频的概念，此时发射的信号既可看成基带信号（依常规无线电而言），也可看成射频信号（从发射信号的频谱分量考虑）。
- 冲击脉冲通常采用单周期高斯脉冲，一个信息比特可映射为数百个这样的脉冲。单周期脉冲的宽度在纳秒级，具有很宽的频谱。 超宽基带脉冲(UWB)开发了一个具有吉赫兹容量和最高空间容量的新无线信道。基于 CDMA 的超宽基带脉冲(UWB)脉冲无线收发信机在发送端时钟发生器产生一定重复周期的脉冲序列，用户要传输的信息和表示该用户地址的伪随机码分别或合成后对上述周期脉冲序列进行一定方式的调制，调制后的脉冲序列驱动脉冲产生电路，形成一定脉冲形状和规律的脉冲序列，然后放大到所需功率，再耦合到超宽基带脉冲(UWB)天线发射出去。在接收端， UWB 天线接收的信号经低噪声放大器放大后，送到相关器的一个输入端，相关器的另一个输入端加入一个本地产生的与发端同步的经用户伪随机码调制的脉冲序列，接收端信号与本地同步的伪随机码调制的脉冲序列一起经过相关器中的相乘、积分和取样保持运算，产生一个对用户地址信息经过分离的信号，其中仅含用户传输信息以及其他干扰，然后对该信号进行解调运算。
- 由于超宽基带脉冲(UWB)技术所使用的冲激脉冲具有很高的定位精度。采用超宽基带脉冲(UWB)技术，很容易将定位与通信合一，可进行精确定位，配合地面定位基站，能够获取到厘米级的相对位置关系，非常适合火箭在自主回收末端进行精确着陆。
算法创新点
DTMC 自主决策算法
- 火箭设计有如下几个工作模式： 飞行姿态调试模式、开机自检模式、火箭发射模式、开伞减速模式、分离伞仓模式、自主着陆模式、手动飞行模式、紧急开伞模式、 紧急迫降模式等。飞行控制器会通过搭载的各类传感器实时监测获取火箭的状态信息，用以判断火箭的实时状态，并利用 DTMC 决策算法自主决策不同模式之间的切换与飞行状态控制策略之间的调整。
- 所谓离散时间马尔可夫链(DTMC)，即即当前时间状态只与前一时间状态有关，与前序其他时间状态无关， 并根据当前时间状态进行概率转移。 火箭的工作模式切换则非常适合使用离散时间马尔可夫链(DTMC)进行状态转移， 例如， 火箭务必在完成开机自检模式才可切换进入火箭发射模式， 务必在进入火箭发射模式后才可切换至开伞减速模式， 务必在进入开伞减速模式后才能切换至分离伞仓模式等； 而火箭在上述过程中， 当出现异常时均可以自动选择切换至紧急开伞模式或紧急迫降模式等，也可在外部遥控器的干预下直接切换至手动飞行模式。
- 上述所有工作模式的切换均由火箭飞行控制器结合当前工作状态与各传感器获取的实时火箭状态信息， 并利用 DTMC 决策算法自主做出不同模式之间的切换与飞行状态控制策略之间的调整。
UWB-TDOA 到达时间戳定位
- 经典的 UWB 原理为双向时间飞行法（two way - time of fly,TW-TOF)，即每个模块从启动开始会生成一条独立的时间戳，接收和发送模块在一次通讯后互相比对通讯内容的时间戳，就可以得到信号从发出到接收在空中运行的时间。就可以根据电磁波的传播速度和时间计算出接收和发射的距离。具体操作如下：
- 设备 A 首先向设备 B 发出一个数据包，并记录下发包时刻 Ta1，设备 B 收到数据包后，
记下收包时刻 Tb1。之后设备 B 等待 Treply 时刻，在 Tb2（Tb2=Tb1+Treply）时刻，向设备A 发送一个数据包， 设备 A 收到数据包后记下时刻值 Ta2。然后可以算出电磁波在空中的飞行时间 Tprop，飞行时间乘以光速即为两个设备间的距离。 - 因为设备 A 和设备 B 使用各自独立的时钟源，时钟都会有一定的偏差，假设设备 A 和设备 B 时钟的实际频率是预期频率的 eA 和 eB 倍，那么因为时钟偏差引入的误差 error 为：
- DS 测距是在 SS 测距的基础上再增加一次通讯，两次通讯的时间可以互相弥补因为时钟偏移引入的误差。 假设设备 A 和设备 B 的时钟精度是 20ppm（很差）， 1ppm 为百万分之一，那么 Ka 和 Kb 分别是 0.99998 或者 1.00002， ka 和 kb 分别是设备 A、 B 时钟的实际频率和预期频率的比值。设备 A、 B 相距 100m，电磁波的飞行时间是 333ns。则因为时钟引入的误差为 2033310^-9 秒，导致测距误差为 2.2mm，可以忽略不计了。
TOA 多点定位
- TOA（Time of arrival）到达时间定位是一种依据距离的定位方法，可以根据信号的到达时间乘以传播速度而得到距离，从而进行定位，在不考虑误差的理想情况下，二维平面上只需要三个定位基站即可解算出目标位置。 使用该技术，可在进近着陆段为火箭提供高精度的相对位置信息从而实现厘米级自主着陆。
- 测量一个 UWB 定位终端和多个 UWB 定位基站之间的光传播时间。至少需要三个定位基站才能使用三边法精确定位终端的位置， 定位基站和定位终端之间也必须保持直线和可视，这些条件在火箭飞行的实际场景中均能满足实现。
总结
- 本文所述的拉瓦尔高后掠型-可变形多旋翼火箭方案，能够运载有效载荷至一定高度后，精确返回至指定目标区域，实现无损回收的任务要求，且满足赛题任务的各项指标。
- 该方案可保证火箭的最大飞行高度大于 50 米； 能够在指定位置定点降落且火箭箭体不发生损毁； 火箭全程处于自动控制状态；火箭在助推段结束前， 为外形（包络体） 长细比大于 8 的常规火箭外形（旋成体） ；火箭有效载荷不少于 200g。
参赛队名称 : 一把雨伞
参赛队单位 : 西安电子科技大学
参赛队其他单位 : 中国民航大学 新南威尔士大学 (The University of New South Wales)
参赛队员 : 张镇晖 胡冀威 王旻阳 李孟然 郑鹏程
指导老师 : 王海 张敏 吴恩铭