毛端華，朱利媛，蔡 景，林海彬

（1.航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024；2.南京航空航天大學民航學院，江蘇南京211106）

0 引言

在軍事用途中，無人機無論在偵查打擊、評估導彈損傷，還是在爭奪制空權上都將成為戰(zhàn)爭主角之一。在民用領域，無人機已廣泛應用于救援、勘探、搜集數(shù)據(jù)等活動中。在該背景下，要求便捷、可靠的發(fā)射技術與之匹配來提高無人機應用效能。對于翼展較小的無人機多采用軌道式發(fā)射和零長發(fā)射，翼展較大的無人機多采用起落架跑道起飛方式和母機空中投射方式。無論哪種發(fā)射方式，都需結合應用背景，提高無人機發(fā)射的機動能力和生存能力[1]。

助推零長發(fā)射是一種難度高，影響因素多的發(fā)射方式。通過發(fā)射架提供支撐，無人機在助推器和發(fā)動機推力共同作用下，使無人機離開發(fā)射架，達到一定高度和速度后，導航控制系統(tǒng)介入控制無人機姿態(tài)。該發(fā)射方式可以實現(xiàn)車載，艦載，不需要陣地、機場和跑道等特定配套設施裝置，發(fā)射方式靈活便捷，機動性強。

無人機與發(fā)射架分離過程是無人機生命歷程最復雜的階段之一，是無人機發(fā)射關鍵技術。在發(fā)射過程中要求發(fā)射架機構能正常工作，無人機與發(fā)射架不產(chǎn)生非設計碰撞等負面影響，無人機與發(fā)射架能安全分離。針對無人機發(fā)射分離瞬間，研究了某型無人機助推零長發(fā)射分離閉鎖力，釋放剪切力，發(fā)射分離過程無人機與發(fā)射架的安全距離，對發(fā)射分離過程進行動力學仿真，并與靶試結果對比，驗證無人機零長發(fā)射的可行性與安全性。

1 零長發(fā)射關鍵因素

1.1 閉鎖力分析

某型無人機在傾斜翻轉發(fā)射架零長發(fā)射時，無人機接到發(fā)射指令后，助推器和發(fā)動機同時工作，在助推力和發(fā)動機推力作用下，為防止無人機離開發(fā)射架瞬間，由于無人機重力作用或發(fā)射支撐點受力不平衡導致無人機下沉造成初始偏差或低頭、抬頭過大導致無人機不能正常發(fā)射，所以設計有閉鎖釋放機構。

閉鎖釋放機構在推力值未達到某一確定釋放力數(shù)值前，無人機與發(fā)射架之間無相對運動。初始階段助推器推力-時間曲線為類正弦函數(shù)曲線，助推力隨時間增加而增大。當助推器推力達到一定值，閉鎖釋放機構工作。無人機連同助推器一同離開發(fā)射架，無人機達到一定高度和速度后，導航控制系統(tǒng)介入控制無人機姿態(tài)。助推器工作完成后，由于自身重力離開無人機。

無人機發(fā)射分離瞬間受力如圖1所示，一般設計助推推力、發(fā)動機推力在垂直方向上的分力大于無人機重力與助推器的重力之和時，閉鎖釋放機構將無人機解鎖，實現(xiàn)無人機零長發(fā)射。

該時刻作用在機體軸線合力為FH，剪切銷剪斷。其中：α為發(fā)射角；β為助推器推力線與無人機機身軸線夾角；G1為無人機的重力；G2為助推器的重力；Fz為發(fā)動機推力；FF為助推器推力。

圖1 無人機分離時刻受力模型

1.2 釋放機構分析

發(fā)射系統(tǒng)采用閉鎖裝置的形式有摩擦式閉鎖裝置、彈簧式閉鎖裝置、拉桿式閉鎖裝置和剪切銷式閉鎖裝置[2]。采用剪切銷剪斷是閉鎖釋放是一種結構簡單可靠的形式，在發(fā)射時無需人工干涉。

根據(jù)發(fā)射架實際結構形式，閉鎖釋放裝置一般布置在發(fā)射架上或者布置在無人機與發(fā)射架連接部位。當剪切削位于無人機與發(fā)射架連接部位上，且通過作用力合力線時，剪切銷解鎖力Fj=FH，當剪切削位于發(fā)射架上，剪切銷解鎖力Fj=（FH×L1）/L2，式中L1為機體與翻轉支架作用點到翻轉支架轉軸的距離，L2為閉鎖釋放機構剪切銷軸線到翻轉支架轉軸的距離。剪切銷設計尺寸與安裝孔尺寸間隙要合理，避免前切削在剪斷過程中承受附加的正應力，忽略加載速率對抗剪強度影響，剪切銷剪切力公式（2） 計算

其中K為拉剪系數(shù)，一般對于退火鋼及強度不高碳鋼(≤700MPa)，K 為 0.7，中強度鋼（800～1200MPa），K為 0.63～0.65，高等強度鋼（≥1200MPa），K 為 0.6，即三個強度階段剪應力分別按 τb=0.7σb，σb=（0.63～0.65）σb，σb=0.6σb進行評估[3]，D 為剪切銷直徑。

選定同一批次加工的剪切銷，隨機抽取20樣件進行剪切試驗，測試剪切銷剪斷時作用力數(shù)據(jù)如下，剪切銷解鎖力Fj最大上偏差為設計值×（1+3.38%），解鎖力Fj最大下偏差為設計值×（1-4.94%），分布數(shù)據(jù)如下圖2所示。

圖2 剪切銷測試數(shù)據(jù)分布

1.3 安全距離分析

閉鎖機構中的剪切銷剪斷后，在助推器和發(fā)動機推力作用下，機體向上方運動。在無人機發(fā)射與發(fā)射架分離過程中，無人機側向不進行控制。由于分離高度較低及分離時間在很小時間段，忽略風載荷和氣動載荷對無人機影響。

假設無人機的對稱面始終與局部地表相互垂直的平面重合，且認為無人機質心運動不偏離該平面，在該假設條件下，其偏航角，滾動角，方向舵偏角，副翼偏角繞機身坐標系彎矩Mx，My，Mz，角速度wx，wy，wz等于零，假設推力與無人機軸線一致，則可得到無人機在垂直平面運動方程組。助推器工作時間t一定，那么通過迭代法可以求得無人機在發(fā)射分離過程中的飛行高度和水平距離[4]。取無人機質心為原點，建立大地坐標系，無人機力學方程為：

2 仿真模型

利用虛擬樣機技術（VPT）建立發(fā)射系統(tǒng)動力學模型，常用的虛擬軟件有ADAMS，DADS，SIMPACK，由于ADAMS使用交互式圖形環(huán)境，求解器采用多剛體系統(tǒng)動力學模型中的拉格朗日方程法，可方便輸出速度、加速度、位移、碰撞接觸力等結果[5-6]。本文采用ADAMS軟件對無人機零長發(fā)射動力學仿真分析。

2.1 仿真建模

對發(fā)射架和無人機仿真模型通過xmt_txt文件導入ADAMS軟件，并按照真實結構建立接觸關系，在無人機模型和大地（ground）建立Marker測量點，進行發(fā)射分離安全距離測量。閉鎖釋放機構建模時，對關鍵部件剪切銷建立固連副，對剪切銷受剪力進行傳感器監(jiān)控，建立傳感器失效模型，當剪切銷受剪力達到解鎖力設計值時，對應的剪切銷固定副失效。并添加繼續(xù)仿真語句（SIMULATE/DYNAMIC，END=仿真時間，STEPS=仿真計算步驟）。

2.2 載荷施加

外力載荷主要分為發(fā)動機推力載荷，隨時間變化的助推器推力載荷，發(fā)射架重力載荷，無人機與助推器重力載荷。加載發(fā)動機推力時，由于發(fā)動機推力值相對于助推器最大推力值較小，加載發(fā)動機推力達到穩(wěn)定時的載荷值，加載載荷值為常數(shù)。助推器加載載荷值為非常數(shù)，推力載荷值隨時間增加而增大，達到峰值后保持一段時間后，推力值逐漸減小。助推器測量載荷值采樣頻率較高，對作用力與時間關系的實測數(shù)據(jù)保存成.txt文件，通過創(chuàng)建名為SPLINE_1函數(shù)導入模型中。通過擬合法Cubic Fitting Method施加載荷，具體表達式為CUBSPL(time,0，SPLINE_1,0)。

3 仿真與靶試結果分析

3.1 仿真結果

利用上述建立無人機零長發(fā)射動力學模型，分別對設計質心偏心，推力線偏心，推力局部變形偏心三種偏心上下包絡值分別計算，仿真結果顯示無人機能正常與發(fā)射架分離，通過多組偏心工況、發(fā)射角度、摩擦系數(shù)設置、釋放機構剪切力材料分散性偏差值進行組合，得到了無人機發(fā)射分離相關參數(shù)。

對靶試發(fā)射工況進行參數(shù)設置，完成發(fā)射分離動力學仿真，得到無人機和助推器與發(fā)射架分離的高度和水平距離。圖3、圖4給出無人機在發(fā)射架發(fā)射到離開發(fā)射架安全距離仿真曲線。

圖3為無人機和助推器一起向前運動，助推器末端與發(fā)射架末端在X方向重合該時刻點，無人機與發(fā)射架分離姿態(tài)和分離距離，其中圖中左側描述為助推器運動到發(fā)射架底座最右側位置，圖中右側曲線數(shù)據(jù)描述助推器測量點與發(fā)射架上測量點在大地坐標系下分別為X方向（水平向前），Y方向（垂直向上），Z方向（側向）安全距離，測量值X方向為5.3mm時，在Y向助推器末下端與發(fā)射架高度值為190.0mm，側向距離為7.2mm。

圖3 分離時刻點1分離距離

圖4 分離時刻點2分離距離

圖4為無人機和助推器一起向前運動，助推器末端與發(fā)射架前端在X方向重合該時刻點，無人機與發(fā)射架分離姿態(tài)和分離距離，其中圖中左側描述為助推器運動到發(fā)射架底座最右側位置，圖中右側曲線數(shù)據(jù)描述助推器測量點與發(fā)射架上測量點在大地坐標系下三個方向分別為X方向（水平向前），Y方向（垂直向上），Z方向（側向）安全距離，當助推器運動到發(fā)射架右端時，X方向測量值為-7.7mm時，在Y向助推器末下端與發(fā)射架高度值為237.4mm，Z方向距離為9.7mm。

3.2 靶試結果

對無人機進行靶試試驗，通過高速攝像、遙測數(shù)據(jù)采集無人機運動高度和姿態(tài)等數(shù)據(jù)。圖5給出了無人機靶試高速攝影和動力學仿真過程，時刻點1為X方向上助推器末端運動到發(fā)射架末端該時刻點。從圖中可以看出無人機運動軌跡和相對于發(fā)射架的分離距離，發(fā)射架翻轉支撐翻轉角度與仿真軌跡近似一致，通過圖像處理，靶試與仿真的角度偏差約為0.86°，發(fā)射分離高度與仿真結果一致。

圖5 分離時刻點1分離距離

圖6給出了時刻點2，在X方向上助推器末端運動到發(fā)射架前端時分離姿態(tài)和高度。從圖中可以看出無人機運動軌跡且相對于發(fā)射架的分離距離，發(fā)射架前翻轉支撐翻轉角度與動力學仿真軌跡近似一致，通過圖像處理，靶試與仿真的角度偏差約為2.77°，仿真結果翻轉角度大于靶試翻轉角度結果，發(fā)射分離高度與仿真結果一致。

圖6 分離時刻點2分離距離

4 結論

本文對某型無人機零長發(fā)射分離的安全性進行了仿真，對影響無人機安全發(fā)射分離的各種因素進行了分析，并得到了主要結論。

1） 閉鎖釋放力是無人機發(fā)射分離的關鍵因素，通過無人機和助推器重力、助推器推力、發(fā)射角度等可確定閉鎖力。對閉鎖裝置剪切銷進行了理論計算和試驗，通過試驗確定在釋放力偏差在±5%以內(nèi)，在該偏差內(nèi)進行動力學仿真，無人機可與發(fā)射架安全分離。

2） 仿真結果顯示，在設計偏心工況組合下，無人機均可實現(xiàn)安全分離，相對無偏心仿真結果，推力線偏心略大于重力偏心結果。該現(xiàn)象由于推力點與質心點相對距離較大，無人機實際轉動慣量偏小引起，在實際發(fā)射過程需考慮助推器與機體連接部位局部變形引起偏心。

3） 仿真結果與靶試結果顯示，助推器推力作用下機體向前運動，助推器運動到翻轉機構位置時，安全距離較短。發(fā)射環(huán)境溫度高于30℃時，助推器推力相對與靶試試驗助推器推力增加，導致無人機分離速度與加速度增大而導致翻轉機構反應相對過慢，可能與前翻轉機構干涉碰撞。翻轉機構應增加翻轉力裝置和到位緩沖裝置。

4） 靶試結果顯示，無人機與發(fā)射架安全分離。對無人機與發(fā)射架分離姿態(tài)、安全距離，靶試高速攝像結果與動力學仿真結果基本一致，仿真結果與靶試結果均驗證了某型無人機零長發(fā)射的可行性和安全性。