陳慧杰

（92419部隊，遼寧興城，125106）

某型無人機助推火箭推力線偏差影響分析

陳慧杰

（92419部隊，遼寧興城，125106）

通過對無人機發(fā)射段進行受力分析，結合無人機氣動數(shù)據(jù)及所采用的控制方式，對某型無人機助推火箭推力線偏差影響進行了分析，結果表明火箭推力線偏差對無人機發(fā)射后姿態(tài)有重要影響，但是嚴格控制火箭偏差范圍，控制系統(tǒng)能保證發(fā)射段橫航向穩(wěn)定。

無人機；助推火箭推力線；橫航向

0 引言

火箭助推發(fā)射方式是無人機最常見的起飛方式之一，其基本不受發(fā)射重量和發(fā)射速度限制，根據(jù)GJB 2018A—2006《無人機發(fā)射系統(tǒng)通用要求》的規(guī)定，助推火箭的布置，應使無人機和助推火箭的組合體在助推火箭推力、發(fā)動機推力、氣動力和重力等組成的空間力系作用下保持俯仰、航向和橫滾三個方向的力矩基本平衡。無人機進行總體設計時，應該考慮助推火箭推力線偏差對無人機的影響問題，這樣才能保證無人機進行火箭彈射時順利起飛。發(fā)射起飛過程中，初始條件確定的情況下，無人機的最終速度由助推火箭的總沖、安裝參數(shù)和無人機發(fā)動機的推力決定。某型無人機采用單發(fā)夾角式發(fā)射方式，如果助推火箭推力線沒有通過組合體重心，由于助推火箭推力較大，在橫向產(chǎn)生較大的力矩，會造成無人機橫航向姿態(tài)呈發(fā)散趨勢。因此必須考慮助推火箭推力線偏差對發(fā)射性能的影響。

1 問題描述

當無人機重心固定時，根據(jù)無人機起飛總體要求，明確助推火箭與無人機的夾角A，即可確定火箭連接件在無人機上的安裝位置。由于助推火箭的重心在火箭軸線上，只要保證火箭軸線與推力線重合，組合體重心始終都在推力線上變化，即能保證助推火箭推力線通過組合體重心。在實際應用中某型無人機采用吊掛管方式進行吊掛，，原理是重力作用下，任何物體的重心都是垂直向下的。在無人機火箭助推頂錐中心設計有內(nèi)螺紋，利用鋼絲繩、螺栓將無人機吊起，如無人機的重心調配到了設計重心，則助推火箭推力線通過重心且垂直向下。（圖1）用直尺測量吊掛鋼絲與吊掛管上口外沿的前后與左右二組方向的距離，當四個距離相等時認為推力線通過重心，然而實際操作中左右方向很難嚴格對稱，推力線容易出現(xiàn)橫向偏角，必須給定一個可允許范圍，在此誤差范圍內(nèi)無人機在發(fā)射段可以保持姿態(tài)穩(wěn)定。本文通過建立動力學方程，結合無人機控制率，給出了可允許誤差范圍。

圖1 推力線吊掛裝置

2 模型建立

某型無人機系統(tǒng)的飛行控制回路采用的是數(shù)字電路和模擬電路混合方式，當無人機在飛行中受到干擾時，無人機的姿態(tài)會發(fā)生改變，陀螺就會首先感受到無人機的俯仰角或傾斜角波動。這樣，垂直陀螺的俯仰電位計和傾斜電位計就會有θ、γ電壓信號輸出。θ、γ電信號經(jīng)A/D轉換后送入飛控器再經(jīng)D/A變換后送運算放大器放大最后輸送給舵機，使升降舵和副翼舵產(chǎn)生偏轉，從而產(chǎn)生氣動控制力使無人機系統(tǒng)恢復到水平狀態(tài)。某型無人機閉環(huán)負反饋系統(tǒng)如圖2所示。

圖2 無人機閉環(huán)負反饋系統(tǒng)

基本控制律如下：

俯仰控制律

滾轉控制律

在無人機的發(fā)射過程中，推力、重力、摩擦力、氣動力和支撐力為其所受的主要外力。故無人機質心的動力學方程在發(fā)射坐標系內(nèi)表示形式如下:

PX，PY，PZ——發(fā)動機推力在發(fā)射坐標系的軸分量；

GX，GY，GZ——重力在發(fā)射坐標系的軸分量；

RX，RY，RZ——氣動力在發(fā)射坐標系的軸分量；

QX，QY，QZ——慣性力在發(fā)射坐標系的軸分量；

NX，NY，NZ——支撐力在發(fā)射坐標系上的軸分量。

發(fā)射坐標系內(nèi)的動力學方程建立如下:

重力在發(fā)射坐標系中的分量以矩陣形式表示為:

氣動力:無人機在飛行中,受到空氣動力的作用。氣動力上三個分量分別稱為阻力、升力和側向力。氣動力矩可分解為滾轉力矩、偏航力矩以及俯仰力矩。

氣動力在機體坐標系各軸上的分量為:

作用在無人機上的外力有重力G、發(fā)動機推力P、助推火箭推力T、氣動力R,通常氣動力R又由升力Y、側力Z和阻力Q組成，如圖3所示。

圖3 火箭助推示意圖

如果火箭存在安裝偏差，火箭作用會產(chǎn)生附加力?；鸺嬖跈M向安裝偏差情況下，推力在機體軸系上的分解，并得到附加力矩如下

圖4 火箭安裝存在偏差時無人機受力情況

通過Matlab/SIMULINK軟件建立橫向通道控制律仿真模型和發(fā)射段仿真模型，其基本框圖如下。

圖5 橫向通道控制律仿真模型

圖6 SIMULINK仿真模型

3 結果分析

火箭安裝角δR=15o,火箭平均推力為4000N，作用時間2.0s，考慮φR=0.2°、φR=0.4°、φR=0.6°三種情形，滾轉角、滾轉角速率、側滑角、副翼偏角、偏航角、偏航角速率等的變化情況。

圖7 滾轉角響應及滾轉角速率響應曲線

圖8 側滑角響應及副翼偏角曲線

圖9 偏航角及偏航角速率曲線

通過圖7-9可以看出推力線安裝偏角對發(fā)射后無人機的橫航向姿態(tài)影響較大，特別當推力線偏角為0.8°時，滾轉角出現(xiàn)大于40°的響應。由于該型靶機副翼最大偏角設定為30°，當推力線偏角為0.8°副翼偏角在發(fā)射過程中已經(jīng)超過了最大偏角。無人機姿態(tài)將失穩(wěn)，導致發(fā)射失敗。從以上分析可知在發(fā)射過程中允許推力線出現(xiàn)橫向偏角，但是必須將偏角控制在0.4°以內(nèi)。

4 結束語

仿真結果表明嚴格控制火箭橫向偏差范圍，控制系統(tǒng)能保證發(fā)射段橫傾角穩(wěn)定。通過采用綜合精度控制技術，提高火箭與機身配合、發(fā)射線吊掛等方式可以將推力線偏差控制在規(guī)定范圍內(nèi)。

[1]馬威，馬大為，等.某無人機火箭助推發(fā)射段動力學仿真[J].四川兵工學報，2013(10):32-36.

[2]祝小平.無人機設計手冊[M].北京:國防工業(yè)出版社, 2007: 279-284.

[3]田新鋒，薛鵬，李紅泉．某無入機火箭助推發(fā)射研究[J]．宇航計測技術，2012，32(2)：30—32．

[4] 蔡云鵬，閆建國，王亮.無人機發(fā)射過程建模與控制方法研究[J]．飛行力學，2010，28(1)：80—83．

[5]何慶，劉東升，于存貴，等．無人機發(fā)射技術[J]．飛航導彈，2010(2)：24—27．

[6]李浩，肖前貴，胡壽松．火箭助推無人機起飛發(fā)射段建模與仿真[J]．東南大學學報，2010：40(Z1)：136—139．

Effects analysis for thrust line deviation of rocket –assisted UAV

Chen Huijie
(No. 92419 Unit of PLA, Xingcheng Liaoning,125106)

The forces acting on the UAV in the launching phase was analyzed，combining the aerodynamic date and control mode ，the effects for thrust line deviation of rocket –assisted UAV was analysed. The results had shown that the thrust line deviation made importanteffects on flying attitude. Keeping the deviation within the specified limits,Attitude-control-system can assure lateral-directional stabilityin the launching phase.

UAV;Rocket booster Thrust line;Lateral-directional