李德庚， 周明， 黃遲， 陳建龍， 汪強(qiáng)

（1.西安愛生無人機(jī)技術(shù)有限公司，西安710065；2.西北工業(yè)大學(xué)，西安710072）

0 引 言

如今，軍事科技發(fā)展迅速，無人機(jī)已成為各國信息化軍事裝備中不可或缺的一員，并承擔(dān)越來越重要的作用。作為無人機(jī)系統(tǒng)的一個(gè)重要組成單元，彈射系統(tǒng)逐步發(fā)展成為一個(gè)不受場地條件限制，有著良好適應(yīng)性的武器裝備。而在眾多種類彈射方式中，氣壓彈射又有著諸多優(yōu)點(diǎn)：不會(huì)產(chǎn)生光、聲和電信號(hào)，有很好的隱蔽性，適應(yīng)性強(qiáng)，機(jī)動(dòng)性能良好[1]。 但現(xiàn)有的氣壓彈射裝置同樣存在缺陷，如某些彈射架質(zhì)量、體積較大，運(yùn)輸困難，安裝操作繁瑣，彈射瞬間過載較大，且加速度存在波動(dòng)，很容易對機(jī)身結(jié)構(gòu)和內(nèi)部電子設(shè)備造成損傷。

針對現(xiàn)有氣壓彈射裝置的缺陷，本文對一種直線型導(dǎo)軌氣壓彈射裝置進(jìn)行研究，建立發(fā)射過程的動(dòng)力學(xué)模型，找出影響無人機(jī)加速度和發(fā)射速度的關(guān)鍵因素，分析其發(fā)射過程的動(dòng)力學(xué)特性，為后續(xù)彈射系統(tǒng)的研制及結(jié)構(gòu)優(yōu)化提供參考[2]。

1 動(dòng)力學(xué)模型建立

1.1 彈射系統(tǒng)的簡化模型及原理

無人機(jī)氣壓彈射裝置簡化模型如圖1所示。先把滑車后拉至初始位置，并插入安全銷；空氣壓縮機(jī)開始給儲(chǔ)氣瓶充氣，氣缸安裝在導(dǎo)軌內(nèi)部，氣缸內(nèi)活塞受力向后并對鋼絲繩產(chǎn)生預(yù)緊力。達(dá)到預(yù)定氣壓值后，停止充氣，去除安全銷，打開釋放機(jī)構(gòu)，釋放滑車。此時(shí)，高壓氣體迅速充滿活塞左側(cè)腔體，由于壓縮空氣的作用面積增大，使活塞受力突然增大，活塞在很大的壓力作用下迅速加速，活塞右腔與大氣相通，幾乎沒有排氣阻力，活塞運(yùn)行到終點(diǎn)時(shí)撞擊緩沖墊，停止工作。由于鋼絲繩上的拉力及導(dǎo)軌與水平面存在一定的夾角，鋼絲繩沿導(dǎo)軌向前的分力和螺旋槳的推力共同作用帶動(dòng)滑車和無人機(jī)向前加速運(yùn)動(dòng)。當(dāng)上滑車達(dá)到最大速度并撞擊緩沖裝置開始減速時(shí)，無人機(jī)由于自身慣性和螺旋槳的推力，脫離滑車?yán)^續(xù)前進(jìn)，完成發(fā)射。

圖1 彈射系統(tǒng)簡圖

1.2 動(dòng)力學(xué)分析

無人機(jī)和滑行小車在加速運(yùn)動(dòng)過程中，受到繩的牽引力、滑軌表面摩擦力及支撐力、空氣阻力、自身重力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力等作用，如圖2所示。

圖2中：G為滑車和無人機(jī)的總重力；FS為滑車和無人機(jī)所受的摩擦阻力；D為無人機(jī)所受的空氣阻力；E為發(fā)動(dòng)機(jī)的推力；φ為發(fā)動(dòng)機(jī)推力和飛機(jī)縱軸線之間的夾角；F為滑車和無人機(jī)所受的牽引力；θ為發(fā)射角；l為滑車和無人機(jī)在導(dǎo)軌上的位移。

圖2 彈射過程中無人機(jī)受力分析

式中：m1和m2分別為滑車和無人機(jī)質(zhì)量；F為滑車和無人機(jī)所受的牽引力；μ為動(dòng)摩擦因數(shù)；θ為發(fā)射角；C為空氣阻力系數(shù)；ρ為空氣密度；S為無人機(jī)迎風(fēng)面積；l為滑車和無人機(jī)在導(dǎo)軌上的位移。

對于氣壓作動(dòng)系統(tǒng)，它是發(fā)射裝置的動(dòng)力源，為無人機(jī)的發(fā)射提供動(dòng)力。氣壓作動(dòng)筒壓縮空氣，推動(dòng)活塞做功，將內(nèi)能轉(zhuǎn)化為動(dòng)能，在極短的時(shí)間內(nèi)將無人機(jī)加速到指定速度。此時(shí)，可視為氣缸內(nèi)的氣體在短時(shí)間內(nèi)來不及與外界進(jìn)行熱交換，這一絕熱過程可通過P、V描述為[3]

2 仿真分析

2.1 關(guān)鍵參數(shù)對發(fā)射速度的影響

根據(jù)式（1）～式（9），假定發(fā)動(dòng)機(jī)推力沿著機(jī)身縱軸線方向，計(jì)算不同參數(shù)下無人機(jī)運(yùn)動(dòng)速度-時(shí)間線圖。在滑車質(zhì)量一定的情況下，選定P0、θ、V0和d為控制參數(shù)[4]，以P0=2.0 MPa、θ=11°、V0=80 L、d=80 mm為初始參考工況，針對這4個(gè)參數(shù)，在一定范圍內(nèi)分別再選取其余兩組數(shù)據(jù)，通過控制變量法，分別研究某一指定參數(shù)的改變對無人機(jī)發(fā)射過程的影響。

如圖3～圖6所示，分別代表了不同的P0、θ、V0和d下的無人機(jī)速度-時(shí)間線圖（其中實(shí)線所對應(yīng)的參數(shù)是最初選定的初始參考數(shù)據(jù)）。假設(shè)導(dǎo)軌足夠長，對無人機(jī)加速過程進(jìn)行研究。從計(jì)算結(jié)果可以得出以下幾點(diǎn)結(jié)論：

圖3 不同P0對應(yīng)的v-t仿真曲線

圖4 不同θ對應(yīng)的v-t仿真曲線

圖5 不同V0對應(yīng)的v-t仿真曲線

由圖3我們可以看出，隨著充氣壓力P0的增大，無人機(jī)速度也隨之增大，且加速度也相應(yīng)增大，在充氣壓力為2.0 MPa時(shí)，無人機(jī)在2 s內(nèi)可加速到峰值，然后由于氣壓逐漸變小，速度也開始緩慢下降。與充氣壓力1.8 MPa相比，速度峰值增大了約15%。

圖6 不同d對應(yīng)的v-t仿真曲線

由圖4和圖5我們可以看出，在0.5 s這個(gè)時(shí)段內(nèi)，兩個(gè)圖中3條曲線幾乎重合。然后，圖5的3條曲線開始分離，分別加速到各自的速度峰值。而圖4的3條曲線幾乎全程重合。兩個(gè)圖中，隨著參數(shù)的改變，速度峰值的最大值比最小值分別提高了約1.6%和30%。由此看出，發(fā)射角和儲(chǔ)氣瓶容積這兩個(gè)參數(shù)對無人機(jī)前半段加速過程影響很小，而后者對發(fā)射后段的影響較大。但總的趨勢是，發(fā)射角越小，儲(chǔ)氣瓶容積越大，無人機(jī)和滑車加速持續(xù)時(shí)間更長，所能達(dá)到的速度峰值越大。

活塞直徑對無人機(jī)和滑車在前半段的加速過程影響顯著，活塞直徑變大，則活塞有效面積增大，加速度隨之增大。在0.5 s時(shí)，活塞直徑90 mm比80 mm時(shí)的速度大了約20%?；钊睆皆龃?，速度能提前進(jìn)入到速度峰值，但此后速度下降較快。活塞直徑較小時(shí)，加速度小，速度峰值到來得較晚，但三者相比，速度峰值相差極小，活塞直徑增加至100 mm，峰值只提高了5%。且活塞直徑較小時(shí)，速度峰值過后下降速率相對較慢。

綜上，數(shù)值仿真計(jì)算結(jié)果表明，在無人機(jī)和滑車質(zhì)量給定時(shí)，對無人機(jī)發(fā)射過程影響顯著的參數(shù)有充氣壓力P0和氣缸活塞直徑d，后者對前半段加速過程影響尤為明顯。通過增大充氣壓力和氣缸活塞的直徑，能使無人機(jī)和滑車在短時(shí)間內(nèi)加速到速度峰值，但同時(shí)還要考慮，加速過快是否會(huì)導(dǎo)致發(fā)射前段加速度超出無人機(jī)所能承受的最大縱向過載。在選擇氣缸時(shí)，也要綜合考慮和活塞直徑及儲(chǔ)氣瓶容積是否匹配。

2.2 關(guān)鍵參數(shù)對縱向過載和起飛速度的影響

由前文所述，充氣壓力P0和氣缸活塞直徑d對無人機(jī)發(fā)射過程影響顯著，通過數(shù)值計(jì)算，觀察不同的P0和d對縱向過載和無人機(jī)起飛速度的影響。由于實(shí)際發(fā)射過程極為短暫，發(fā)射速度不會(huì)達(dá)到峰值，截取觀察0～0.3 s時(shí)間段內(nèi)的數(shù)據(jù)進(jìn)行研究，如圖7～圖10所示。

由仿真結(jié)果可知，在充氣壓力為2.0 MPa，活塞直徑為80 mm時(shí)，無人機(jī)初始階段所受的最大縱向過載約為9.7g，且隨著充氣壓力和活塞直徑的減小，最大縱向過載顯著降低，加速度最大值與最小值分別相差了約23.5%和58%。隨著時(shí)間推移，加速度也在平穩(wěn)下降。但提高充氣壓力和活塞直徑可以增大發(fā)射起飛速度。

圖7 不同P0對應(yīng)的a-t仿真曲線

圖8 不同d對應(yīng)的a-t仿真曲線

圖9 不同P0對應(yīng)的v-l仿真曲線

圖10 不同d對應(yīng)的v-l仿真曲線

因此，根據(jù)上文相關(guān)參數(shù)對發(fā)射過程、縱向過載和發(fā)射速度的影響，在選定各項(xiàng)設(shè)計(jì)參數(shù)時(shí)，在保證無人機(jī)能承受的最大縱向過載的前提下，應(yīng)該盡可能縮短發(fā)射距離，提高發(fā)射速度。

2.3 算例

選取無人機(jī)和滑車質(zhì)量m=100 kg，充氣壓力P0=2.0 MPa，儲(chǔ)氣瓶容積V0=80 L，氣缸活塞直徑d=80 mm作為仿真參數(shù)。

從仿真結(jié)果來看（如圖11、圖12），無人機(jī)和滑車速度從零開始平穩(wěn)加速，在加速滑行6.2 m后能達(dá)到30 m/s的起飛速度，用時(shí)0.38 s，最大縱向過載約9.6g。和某楔形氣動(dòng)彈射裝置相比[5]，直線型導(dǎo)軌最大縱向過載降低，加速度不存在波動(dòng)，加速平穩(wěn)，且能有效利用空間尺寸，在短時(shí)間內(nèi)將無人機(jī)加速到指定的發(fā)射速度。由圖13可以看出，可根據(jù)需要改變彈射裝置發(fā)射段長度，以滿足不同質(zhì)量的無人機(jī)的發(fā)射起飛。

圖11 無人機(jī)v/l-t仿真曲線

圖12 無人機(jī)a-t仿真曲線

圖13 不同無人機(jī)質(zhì)量下的v-l仿真曲線

為了驗(yàn)證動(dòng)力學(xué)模型的正確性，需要結(jié)合試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比。如圖14顯示了不同充氣壓力下發(fā)射速度仿真結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對比，可以看出，仿真與試驗(yàn)數(shù)據(jù)相近，證明了動(dòng)力學(xué)模型的正確性?？紤]到實(shí)際情況下定滑輪的摩擦力和氣缸作動(dòng)筒的工作效率等因素，導(dǎo)致試驗(yàn)數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果略有偏差（仿真與試驗(yàn)參數(shù)一致，m=100 kg，V0=80 L，d=80 mm，l=6.2 m）。

圖14 仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對比

3 結(jié) 論

基于氣壓彈射裝置的彈射原理，建立了無人機(jī)發(fā)射過程的動(dòng)力學(xué)模型，通過數(shù)值仿真計(jì)算，對比了不同參數(shù)下無人機(jī)發(fā)射過程的運(yùn)動(dòng)特性。從仿真結(jié)果來看，在給定無人機(jī)和滑車質(zhì)量時(shí)，充氣壓力和氣缸活塞直徑對發(fā)射加速過程影響顯著，發(fā)射角和儲(chǔ)氣瓶容積的改變對發(fā)射初始過程影響極小。

直線型氣壓彈射裝置發(fā)射過程中，不存在加速度波動(dòng)，加速平穩(wěn)，縱向過載較小，減輕了對無人機(jī)及內(nèi)部結(jié)構(gòu)的損傷。并能靈活調(diào)節(jié)發(fā)射段的長度，滿足不同質(zhì)量無人機(jī)的彈射需求。

將仿真結(jié)果和試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行比對，驗(yàn)證了動(dòng)力學(xué)模型的準(zhǔn)確性。本文的研究結(jié)果對氣壓彈射裝置的研制設(shè)計(jì)具有重要的參考價(jià)值和工程意義。