【正文】 測資料，除常規(guī)地面探測數(shù)據(jù)、衛(wèi)星探測數(shù)據(jù)及數(shù)值預(yù)報分析數(shù)據(jù)外，探空火箭探測數(shù)據(jù)是大氣環(huán)境參數(shù)測量的 關(guān)鍵數(shù)據(jù)。因此，利用探空火箭，配合地基遙感探測和衛(wèi)星探測數(shù)據(jù)，對空間中的電離層、磁場、高能粒子輻照、高層大氣等進(jìn)行探測，掌握地球大氣與太陽輻射、空間大氣相互作用的基本規(guī)律，可逐漸清晰、積累相關(guān)因素對飛行器的影響 [16]。 （ 2） 地球磁場探測 近地磁場對空間飛行器的影響包括：①影響空間飛行器軌道和姿態(tài)。 第 32 頁 因此，需要對空間中的高能粒子、射線、質(zhì)子、重離子的能譜和通量進(jìn)行探測，以得到粒子的空間分布和運動規(guī)律。 針對上述空間中電離層、磁場、高能粒子輻照、高層大氣等因素探測研究需求，需利用探空火箭開展相關(guān)探測工作。表 所示地球重力場中產(chǎn)生微重力的各種方法中，微重力試驗火箭是僅次于軌道方法的一種試驗手段。從圖 可知，要使微重力試驗時間從 5~7 分鐘增加到 12~14 分鐘，彈道頂點高度需從200~300km 增加到 700~900km。探空火箭被賦予了新的重要角色 —— 空間新技術(shù)驗證。另一類結(jié)合空間飛行器試驗、大氣模型建立、空間科學(xué)探測、微重力研究、空間技術(shù)驗證等需求，發(fā)展 100~1500km探測高度的探空火箭。 實現(xiàn)系列化的根本技術(shù)途徑是采用系統(tǒng)模塊化方法和模塊化設(shè)計。②有利于有效控制成本和提高工作效率?；诳臻g科學(xué)探測、微重力研究、空間新技術(shù)驗證的需求，發(fā)展一類 1500km以內(nèi)探測高度的深空探測 火箭。本文構(gòu)建以發(fā)動機模塊為核心的系列化探空火箭型譜。 2）功能域 功能域是用戶域的進(jìn)一步表達(dá)，它把用戶域的內(nèi)容用功能需求（ FRs）表示，或者進(jìn)一步增添各類約束（ Cs）。不同的是，公理化設(shè)計的層級規(guī)劃需要相鄰兩域之間不斷進(jìn)行 Zigzagging 映射（之字形映射或鋸齒映射），即相鄰的“ WHAT”與“ HOW”域互相影響 和制約，“ WHAT”域依賴于“ HOW”域?qū)ζ涞慕鉀Q方案或滿足手段，而某一層次的“ HOW”域?qū)⒅笇?dǎo)下一層次的“ WHAT”域的規(guī)劃。 圖 功能域向物理域的 Zigzagging映射原理圖 舉例說明，例如頂層功能 FR1 是“便攜式交通工具”，這個功能較為抽象，若要將 FR1 從頂至底逐層分解，就必須先確定滿足 FR1 的 結(jié)構(gòu)參數(shù) DP1。這樣做的好處是可以使設(shè)計的工作量最小，產(chǎn)品結(jié)構(gòu)最簡單?？梢钥闯?， DP1 對所有功能要求都有影響， DP2 對 FR1 和 FR3 有影響， DP3只對 FR3 有影響。 舉例說明，如 FRs 有三個，但 DPs 只有兩個，設(shè)計方程如下 1 `223 3 1 3 200F R X DPF R X DPF R A A? ? ? ? ??? ? ????? ? ? ??? ??? ??? ? ?? () 式 中，若 A31和 A32均為 0，那么功能 FR3 無法滿足。 通過獨立性公理的闡釋和以上分析，可以得出一個基本的結(jié)論： 不能簡單通過功能要求的數(shù)量去判定設(shè)計的好壞。 第 51 頁 1） 元素集成：在總體設(shè)計 階段，應(yīng)將盡可能多的設(shè)計特征集成在同一個模塊上，使其內(nèi)部耦合性強，外部耦合性弱。 基于獨立性公理的系統(tǒng)模塊化組成方法 由前面幾節(jié)的討論可知，設(shè)計活動是四個域之間由頂至底的 Zigzagging 映射過程。 1）設(shè)計矩陣為對角陣時，設(shè)計方程如下 1 11 12 22 23 33 30 0 ... 00 0 ... 0[ 0 0 ... 0 ]... ... ... ... ... 0 ...0 0 0 ...n nn nF R A D PF R A D PF R A D PF R A D P? ? ? ?? ? ? ?? ? ? ?? ? ? ??? ? ? ?? ? ? ?? ? ? ?? ? ? ? () 1 11 12 22 23 33 3... ...n nn nFR A DPFR A DPFR A DPFR A DP? ? ? ?? ? ? ?? ? ? ?? ? ? ???? ? ? ?? ? ? ?? ? ? ?? ? ? ? () 第 53 頁 111122223333111......1nnnnFRADPFRADPDPFRADPFRA???????? ???? ???? ???? ?????? ???? ???? ???????????? () 由上式可知，各個設(shè)計參數(shù) DPs 和各個功能要求一一對應(yīng)， 每個設(shè)計參數(shù)只影響一個功能要求，每個功能要求只依賴一個設(shè)計參數(shù)，即功能要求是相互獨立的，符合獨立性公理。只有設(shè)計參數(shù)數(shù)目等 于功能要求數(shù)目，設(shè)計參數(shù)之間相互獨立的滿足各個功能要求，滿足獨立性公理，表現(xiàn)出理想的設(shè)計狀態(tài)。將獨立性公理運用到實際的生產(chǎn)生活中時，還需對其進(jìn)行具體細(xì)化，用以具體指導(dǎo)設(shè)計工作。 若人為確定 DP DP DP5，將 DP DP2作為設(shè)計的變化量，則新的設(shè)計方程為 1 1 12 1 2 2 21 0[]2 bbFR A D PFR A A D P?? ???? ? ? ????? () 式 ()中， FR1b 和 FR2b 分別表示 DP DP DP5確定后新的功能要求，可以看出，設(shè)計矩陣為一對角陣，是一個準(zhǔn)耦合設(shè)計。 圖 設(shè)計矩陣為一般陣 （ 2） hy hy,即功能要求 FRs 的數(shù)量大于設(shè)計參數(shù) DPs 的數(shù)量。式（ ）稱之為設(shè)計方程。簡而言之，要求保持功能要求的獨立性， 即當(dāng)有一個以上的 FRs 時，設(shè)計方案必須滿足每一個FRs，同時每一個 FRs 之間互不影響 [22]。 在尋找到與之相映射的物理域中第 i 層設(shè)計參數(shù) DPs 后，才可以進(jìn)行分解操作而得到第（ i+1）層功能需求的。 （ 2）層級與 Zigzagging 映射 層級意即公理化設(shè)計體系中某域的層次結(jié)構(gòu)，直觀表現(xiàn)為結(jié)構(gòu)樹形式。 圖 域的結(jié)構(gòu) 1）用戶域 用戶域，又稱顧客域。另一方面，發(fā)動機具有典型性和通用性，可以構(gòu)成系列。基于臨近空間飛行試驗、導(dǎo)彈試驗、空間飛行器試驗及大氣模型建立、空間科學(xué)探測等需求，重點發(fā)展一類 100km 以內(nèi)探測高度的高空氣象探測火箭。 模塊化設(shè) 計有以下優(yōu)點：①對產(chǎn)品研發(fā)的貢獻(xiàn)。 面對日益增長的各類探測需求，也為了擴大應(yīng)用范圍和提高經(jīng)濟(jì)效益，探空火箭將進(jìn)一步向固體化、系列化、低成本的方向發(fā)展。 總之，探空火箭是一種較為理想的空間新技術(shù)驗證平臺，可以搭載幾千克到幾百千克的載荷，送至幾十到千余千米高度，進(jìn)行新技術(shù)、新器件、新材料的驗證。 如前文所述，微重力試驗火箭應(yīng)在保證一定箭頭質(zhì)量情況下，達(dá)到盡可能高的彈道高度，從而得到盡可能長的微重力試驗時間，充分發(fā)揮微重力試驗火箭獨特的技術(shù)優(yōu)勢。 圖 給出的是箭頭飛行的彈道頂 點高度與可能提供的微重力試驗時間的大致關(guān)系（ g/g0的量級為 104）。利用探空火箭進(jìn)行微重力試驗時，微重力試驗載荷一般安裝在頭部質(zhì)心附近，且箭頭在火箭主動段結(jié)束后進(jìn)入被動段，作慣行飛行到一定高度時即與箭體分離。 高層大氣是空間飛行器的主要飛行區(qū)域，高層大氣的密度、溫度、輻射狀況等對空間飛行器的軌道和壽命有一定影響。另外再加上沉降粒子的影響，導(dǎo)致電離層電子密度迅速增大，將嚴(yán)重干擾導(dǎo)航、通信和相關(guān)測控活動。⑤空間飛行器充電效應(yīng)：表面充電和內(nèi)部充電。采用探空火箭方式，高度范圍覆蓋性廣，子樣數(shù)多，有原位測量的優(yōu)點。 基礎(chǔ)研究需求 大氣模型建立 參考大氣是表征真實地球大氣溫度、壓強、密度和風(fēng)等大氣環(huán)境參數(shù)隨高度、位置和季節(jié)分布及變化的大氣模型，是飛行器設(shè)計、彈道模型建立、航天器軌道控制和預(yù)報等重要輸入條件。本章主要針對不同類型任務(wù)需求開展分析，并對探空火箭完成不同任務(wù)提出主要的性能指標(biāo)需求。基于獨立性公理，進(jìn)行系統(tǒng)模塊化組成方法研究，推導(dǎo)得到系統(tǒng)模塊化組成設(shè)計一般流程，并以此為基礎(chǔ)，指導(dǎo)發(fā)動機方案選擇。此外，探空火箭的氣動外形設(shè)計也至關(guān)重要。在航空航天領(lǐng)域更是少見相關(guān)研究。 進(jìn)入 21 世紀(jì)，國外應(yīng)用公理化理論體系的領(lǐng)域更廣泛。 1977 年， MIT 機械工程系教授 Nam P .Suh，在當(dāng)時系主任的支持下，成立了“制造和生產(chǎn)實驗室”，該實驗室的基本任務(wù)是建立設(shè)計和制造的基本原則，使得在產(chǎn)品設(shè)計階段產(chǎn)品的結(jié)構(gòu)和參數(shù)最大可能的滿足用戶需求[23]。日本學(xué)者們認(rèn)為這是日本汽車工業(yè)相比歐洲的核心競爭力。他以硅谷為研究對象，提出了“硅谷現(xiàn)象”，公認(rèn)其人為研究現(xiàn)代化模塊化理論的權(quán)威之一。 圖 NASA探空火箭型譜 又如英國主導(dǎo)研制的“云雀”系列探空火箭，早期的云雀火箭是單級的，使用 Raven 固體發(fā)動機，性能可靠。沒有一定的發(fā)射數(shù)量，難以完成基礎(chǔ)數(shù)據(jù)的積累，嚴(yán)重制約了國內(nèi)標(biāo)準(zhǔn)大氣模型建立，一定程度上影響了國內(nèi)航天事業(yè)的發(fā)展。由于缺乏需求牽引和受國家財力限制等原因，我國探空火箭技術(shù)水平、種類和探測次數(shù)遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于國外發(fā)達(dá)國家。其中，織女一號火箭運用了包括推力程序優(yōu)化在內(nèi)的多項關(guān)鍵技術(shù)，達(dá)到了良好的探測效果。前期，探空火箭還是以氣象探測為主，后續(xù)，在產(chǎn)品系列化、設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)化基礎(chǔ)上，降低火箭成本，在開展必耍的臨近空間氣象數(shù)據(jù)探測基礎(chǔ)上，不斷發(fā)展能夠進(jìn)行深空探測、微重力實驗和空間新技術(shù)驗證等方面研究工作的系列火箭。國外探空火箭系列化程度高，組合化、模塊化使用，如黑雁系列中，黑雁 5 是基本型，在此型基礎(chǔ)上增加不同助推器或小型上面級，即可構(gòu)成其它型號，有效保證了火箭低成本 、系列化發(fā)展。 其中， Loki 系列作為 Arcas 系列的替代產(chǎn)品，是在無控彈的基礎(chǔ)上改進(jìn)研制的，采用兩級方案，實現(xiàn)了高可靠、低成本（約為 Arcas 火箭的一半）的設(shè)計目標(biāo)。此外，也發(fā)射過各種特殊用途的探空火箭，如為核試驗結(jié)果驗證而發(fā)射的取樣火箭等。歐洲國家非常重視微重力科學(xué)實驗，研發(fā)、制造、發(fā)射、保障等環(huán) 節(jié)都有非常詳盡的規(guī)劃， 1990~1996 年間每年發(fā)射一枚長時間微重力火箭、 4 枚短時間微重力火箭 [6]。其中，美國主要的航天發(fā)射場如 Vandenberg 空軍基地、 Kennedy 空間中心、 WALLOPS第 7 頁 飛行研究所、白沙導(dǎo)彈靶場都建有固定的探空火箭發(fā)射場。某些物理現(xiàn)象如日蝕、太陽耀斑爆發(fā)、流星雨、極光現(xiàn)象、平流層冬季增溫等，一般持續(xù)時間都較短，可供觀測的時間窗口很小。探空火箭為近代火箭技術(shù)發(fā)展過程中研制較早、用途廣泛的一種實用火箭 [1]。 建立探空火箭的彈道、氣動計算模型。采用基于獨立性公理的系統(tǒng)模塊化組成方法，指導(dǎo)發(fā)動機方案選擇。 第 2 頁 主題詞： 系列化、探空火箭、型譜 、模塊化、公理化設(shè)計、序列近似優(yōu)化方法、氣動優(yōu)化設(shè)計 第 3 頁 ABSTRACT The sounding rocket is an important technique of space science exploration. Because of the strong need for space environment exploration, more research should be performed and planned. In this study, based on statistical investigation, 0~1500km was set to be the exploration goal. The series and modularization of the sounding rocket are necessary. Power engine was defined as the function modules and systematic construction and design was proposed. Three types and five rockets were introduced. The basic theory was analyzed and the independence of the theory was studied. Mathematical models were built and inferences were given, based on which systematic and modular design general processes were demonstrated. Then the structure of the spectrum engine was investigated so that the coupling model was obtained. This facilitates the acquisition of the engine specification. Finally, the establishment of a sounding rocket trajectory, aerodynamic calculation model was defined. For rocketI, the aerodynamic shape and engine were optimiz