火箭探空仪的结构设计

摘  要：火箭探空仪作为空间科学研究的重要手段，其结构设计对于提高探测精度和效率至关重要。且在火箭弹发射瞬时过程中，探空仪与箭体分离以及降落伞展开的过程中，探空仪会受到显著的冲击载荷，所以要求探空仪的壳体结构耐冲击。通过对现有探空技术的深入分析和对比，综合考虑了材料的轻量化，结构的强度与刚度。本文中，我们采用ABS塑料来构建探空仪的主体结构，以降低其质量并提高承载能力。通过详细的结构优化设计，确保探空仪在高速飞行和恶劣环境下的稳定性。为了验证设计的有效性和可靠性，我们进行了仿真分析和试验测试。结果表明，所设计的火箭探空仪的结构具有良好的力学性能，能够满足高空探测的需求。

关键词：火箭探空仪；结构设计；冲击载荷 ；仿真分析

中图分类号：TH122文献标志码：A

1 引言

高空气象探测在气象领域的应用研究对气象学科的发展和实际应用具有重要意义[1]。它可以为天气预报、自然灾害的预警和监测、气候变化研究以及航空航天领域提供可靠的数据支持，为人们的生命财产安全和社会发展做出贡献。随着科技的进步和创新，高空探测服务在气象领域的应用前景仍然广阔，将继续为我们揭示大气的奥秘并提高气象预测的准确度。

近年来，随着对气候变化以及超高空大气环境的不断深入研究，传统探空仪到达的高度已无法满足高空大气环境的探测研究。临近空间（距离地面20km～100km的空域）高空大气环境探测变得尤为重要，不仅能满足高空大气探测的高要求，还对未来航天器的小型化和智能化提供了新思路[2]。本文所探讨的火箭探空仪探测的是临近空间高度范围内原始温度、原始气压和经度、纬度和高度信息；然后地面接收设备将测量得到的信息传输给计算机，并在计算机上对探测的数据进行处理，形成所需的气象产品。本文主要研究火箭探空仪的结构设计，综合分析关键因素和工作条件，采用轻质高强度的材料，有效平衡各组成部件的布局，并通过仿真分析优化结构形式，提升探空仪性能和结构可靠性，降低成本和风险。为进一步验证其结构形式和仿真分析的有效性，开展专业的试验并得到可靠性的验证结果，为相关领域发展提供参考。

2结构设计

2.1火箭探空仪的工作原理及组成

2.1.1工作原理

探空仪由火箭携带升空，达到预定高度时探空仪与火箭弹分离，降落伞携带探空仪下落，在下落过程中，火箭探空仪对所在位置的温度、气压及位置等信息的进行实时探测，采集到的气象数据由发射单元实时发送给数据接收设备。

2.1.2组成及功能

火箭探空仪主要由温度传感器、气压传感器、卫星导航定位模块、数据采集电路、发射单元、无线遥控模块、电池、开关和壳体等组成。火箭探空仪能实现的功能如下：

（1）探空仪通过卫星导航定位模块实时获取探空仪的空间位置；

（2）通过温度传感器和气压传感器分别测量得到气温和气压；

（3）能实时探测临近空间高度的原始温度、原始气压和经度、纬度、高度信息；

（4）能实时获取导航定位信息。

2.2机械结构设计

火箭探空仪的结构设计需要综合考虑材料的选择、结构外形及强度等方面的内容。通过合理的选材和详细的结构设计，要满足探空仪的整体结构紧凑、坚固，同时兼顾重量轻、体积小等要求。

2.2.1材料的选择

火箭探空仪外壳通常采用轻质材料以减轻整体重量，便于携带升空，且材料耐冲击性好。通过综合分析，此处火箭探空仪外壳采用ABS材料，ABS塑料具有优良的综合性能（坚固、坚韧、坚硬），尺寸稳定性好，且抗冲击强度极好；即时在较低的温度下使用，也可保持较好的韧性，可在-40℃～+100℃的温度范围内使用。而且具有低密度、高强度的特点，能够有效减轻探空仪的整体重量。

2.2.2结构设计

在火箭弹发射瞬时过程中，探空仪在与箭体分离以及降落伞展开的过程中，会承受较大的冲击载荷，同时需要在低温环境下保持性能，因此对其外壳结构的要求是：探空仪壳体结构耐冲击、耐振动且具有一定保温作用[3]。外壳通常采用硬壳结构设计，这种设计可以提供优良的气动性能和结构强度。而且外壳的外形采用圆柱形结构，流线型较好，以减少空气阻力，提高下落稳定性。探空仪外部结构示意图如图1所示。

结构设计除了要满足结构强度和轻量化外，还需考虑电气性能的需求，要求不能影响探空仪信号的发射和接收，所以整体装配后结构形式采用了封闭式外壳（开关孔和充电孔除外）。

探空仪的壳体结构由外壳和盖子两部分组成，探空仪盖子顶部留有降落伞牵引绳绑定接口，壳体外侧壁留有充电孔和开关孔，尾部留有开口端。开口端的四周侧壁开设有四个通风的空气对流窗口，温度传感器通过支架引出，且支架高度不超出壳体端部，这样可对传感器起到保护作用，而且对流窗口的作用是在火箭探空仪下降时，加速温度传感器位置的空气流通，以便更准确的测量温度数据。

探空仪的电路组成部分集成安装在壳体内，为提高探空仪的内部电路的抗冲击和耐低温性能，内部器件尽量避免与壳体的直接接触，在探空仪壳体内与电路板间隙之间填充了减震保温棉，起到了支撑、缓冲和保温作用。

2.2.3结构布局

如图1所示，探空仪的顶端留有降落伞牵引绳绑定孔，尾部留有通风开窗口。温度传感器在通风窗口的内部，便于温度传感器与外界充分对流，在壳体侧壁预留两个接口，用于开关操作和充电操作。

火箭探空仪的结构布局要满足以下要求：

（1）探空仪的顶端留有降落伞牵引绳绑定孔；

（2）卫星导航定位模块位于探空仪内部顶端位置，保证接收天线无遮挡最大化，达到最佳卫星信号接收效果；

（3）温度传感器在尾部，传感器处的探空仪四周侧壁开设有四个通风的空气对流窗口，以便气流最先通过温度传感器，排除壳体或其他对气流的影响，造成温度测量误差；

（4）气压传感器在壳体内部，避免温度变化剧烈对测量带来不利影响。

3探空仪结构的抗冲击分析

探空仪在工作过程中所受到的冲击过载为≤150g，时间≤6ms；持续过载为轴向+25g～-5g；横向±5g，时间≤2min。为了确认所采用的材料及结构形式能否满足实际使用条件，对探空仪的外壳进行三维建模，然后利用有限元分析软件进行仿真分析。当数值仿真问题涉及瞬态、大应变、大变形、材料的破坏、材料的完全失效或者伴随复杂接触的结构问题时，通过显示动力学求解可以满足需求[4]。此处利用显示动力学分析模拟了火箭探空仪在分离冲击载荷下的强度校核。

3.1仿真分析

探空仪外壳和盖子材料均为ABS。按照ABS材料参数：弹性模量E=2.0GPa，泊松比 γ=0.394，密度 ρ=1050kg/m3，材料的屈服极限 。采用有限元软件，模拟实际工况，确定边界条件，施加飞行中承受的载荷，分析该探空仪壳体在不同工况冲击载荷下的壳体结构强度问题。

仿真分析具体步骤如下：

（1）通过三维软件依据实物建模，建立了探空仪外壳模型，为计算方便，在基本不影响仿真结果的前提下，对模型进行简化，简化次要特征，保留关键特征，简化后模型如图2所示。

（2）将所建模型导入分析软件中，按探空仪选用材料，赋予模型材料属性，如ABS的弹性模量、泊松比、密度等。

（3）待材料属性定义好后，进行网格划分，在关键部位如连接点、应力集中区，加密网格，提高计算精度。

（4）边界条件的确定和载荷施加，如探空仪在工作过程中所受到的冲击过载为≤150g，时间≤6ms；持续过载为轴向+25g～-5g；横向±5g，时间≤2min 。

（5）查看分析结果云图，查看应力、应变图，评估结构强度，找出薄弱环节，为结构优化提供方向，如在薄弱结构处增加厚度或者添加加强筋等。

利用仿真软件分析探空仪壳体在冲击载荷为150g，时间是6ms的条件下的应力分布，仿真结果如图3所示。

在此边界条件下，从图3可以得知探空仪壳体的最大应力值约为 。探空仪壳体材料为ABS塑料，材料的屈服极限 ， 。由此得知，在冲击载荷为150g，时间是6ms的条件下，探空仪壳体的最大屈服强度小于材料的屈服极限，因此探空仪壳体结构在该条件下可以正常工作。

利用仿真软件分析探空仪壳体在轴向持续过载25g条件下的应力分布，仿真结果如图4所示。

在此边界条件下，从图4可以得知探空仪壳体的最大应力值约为 。探空仪壳体材料为ABS塑料，材料的屈服极限 ， 。由此得知，在轴向载荷25g的条件下，探空仪壳体的最大屈服强度小于材料的屈服极限，因此探空仪壳体结构在该条件下可以正常工作。

利用仿真软件分析探空仪在横向持续过载5g条件下的应力分布，仿真结果如图5所示。

在此边界条件下，从图5可以得知探空仪壳体的最大应力值约为 。探空仪壳体材料为ABS塑料，材料的屈服极限 ， 。由此得知，在横向载荷5g的条件下，探空仪壳体的最大屈服强度小于材料的屈服极限，因此探空仪壳体结构在该条件下可以正常工作。

3.2结果分析

通过仿真分析探空仪在工作过程中在不同载荷下的外壳结构强度问题。从仿真分析结果得知，探空仪壳体的最大屈服强度都是小于材料的屈服极限，结构强度满足设计要求，在此载荷条件下不会发生塑性变形。探空仪在此工作条件是可以保证结构强度并正常工作的。

4试验及其结果分析

为了进一步验证探空仪材料及其壳体结构强度问题，我们选择专业的实验室进行冲击试验和加速度试验。该试验是基于实际工作环境和条件下进行，能够直接反映产品在实际应用中的性能和表现，结果可提供直接、真实的试验数据，为 我们更直观的确认该产品能否满足正常工作要求。

4.1冲击试验

通过对样品施加冲击的环境试验应力，考核该样品能否通过试验条件的应力。试验前在室温下对样品外观、结构进行检查；将样品固定在冲击试验台台面上，一个监测传感器粘贴在台面上；按试验条件中的要求对样品的轴向施加规定的冲击试验应力；待冲击试验结束后对样品的外观、结构进行检查。

4.1.1试验条件

冲击试验条件见表1

4.1.2试验结果

样品轴向冲击试验曲线如图6所示

待冲击试验结束后对样品的外观、结构进行检查。经检查确定后，外观完好，探空仪可正常工作，性能稳定。

4.2加速度试验

通过对样品施加加速度的环境试验应力，考核样品能否通过试验条件的要求。试验前在室温下对样品外观、结构进行检查；将样品固定在加速度试验机安装样品的转臂处，使样品的几何中心（或重心）处于离心机转动时的标称加速度刻度处，按试验条件中的要求对样品的横向正向施加规定的试验应力；横向正向试验结束后，将样品相对于离心机中心，转过180度安装，完成横向反向的加速度试验；轴向正反向加速度试验步骤同横向正反向；每方向加速度试验结束后，在室温下对样品外观、结构进行检查。

4.2.1试验条件

加速度试验条件见表2

4.2.2试验结果

样品横向正向5g加速度曲线如图7所示

样品横向反向5g加速度曲线如图8所示

样品轴向正向25g加速度曲线如图9所示

样品轴向反向5g加速度曲线如图10所示

待冲击试验结束后对样品的外观、结构、性能进行检查。经检查确定后，外观完好，探空仪可正常工作，性能稳定。

经过一系列严谨的实验准备与数据收集，得到可靠的冲击试验和加速度试验结果。实验结果不仅验证了仿真分析的有效性和可靠性，也为实际生产和使用提供了充分的依据。

5 结语

火箭探空仪的结构设计，本着从需求分析出发，通过详细而严谨的结构设计，并经过多次优化与严格测试，达到预期成果。采用轻质高强度的材料作为探空仪的主体结构材料，有效平衡各组成部件的布局，优化结构形式。并通过仿真分析和开展试验相结合的方式，验证该设计方案的有效性和可靠性，确保探空仪在高速飞行和恶劣环境下的稳定性和可靠性。

在此结构设计中，采用轻质高强度的ABS材料，解决了较大冲击载荷下的结构强度问题，为同类型仪器的结构设计提供了新思路。但仍存在改进和完善的空间，如进一步优化结构以减轻质量和加强强度，进一步提升复杂环境下的可靠性。

未来，随着航天技术的快速发展，探空仪的探测技术将面临更高的要求。本次的设计成果将为后续的研究奠定了坚实的基础。

参考文献：

[1]姚雯，郑国光.气象探空测风软件系统的标准化研究[J].应用气象学报，2004，15（1）：88-94.

[2]刘舒莳，陈光明，陈书驰等. 定位精度对火箭探空仪探测精度的影响[A].国家安全地球物理丛书（十一）—地球物理应用前沿[C].中国地球物理学会国家安全地球物理专业委员会、陕西省地球物理学会军事地球物理专业委员会：中国地球物理学会，2015：408-413.

[3]史东波，韦峰等.子午工程气象火箭探空仪及其探测结果[J].空间科学学报，2011，31（4）：493

[4]许进峰.ANSYS Workbench 15.0完全自学一本通[M].北京：电子工业出版社，2014.9.