摘 要：為了滿足無人機(jī)助推架的研制需求，設(shè)計(jì)了一種以高壓二氧化碳?xì)怏w驅(qū)動(dòng)的適用于固定翼無人機(jī)的可拆卸式發(fā)射助推架。結(jié)合氣體炮內(nèi)彈道方程，建立了氣體發(fā)射的數(shù)學(xué)模型，通過理論計(jì)算和利用動(dòng)力學(xué)仿真軟件ADAMS對(duì)設(shè)計(jì)的三維模型進(jìn)行仿真，得到了不同質(zhì)量無人機(jī)發(fā)射時(shí)的初速、過載、位移等變化規(guī)律。結(jié)果顯示，通過仿真得到的無人機(jī)離開發(fā)射架時(shí)的初速、位移、過載變化曲線與理論計(jì)算結(jié)果高度一致，驗(yàn)證了計(jì)算與仿真的正確性。研究結(jié)果表明，該固定翼無人機(jī)助推發(fā)射架在不超過最大過載的情況下，能夠成功發(fā)射14 kg及以下無人機(jī)并達(dá)到起飛初速，仿真結(jié)果與理論計(jì)算誤差不超過3%。研究結(jié)果可進(jìn)一步為氣體發(fā)射提供理論指導(dǎo)。

關(guān)鍵詞：無人機(jī)；發(fā)射架；氣體發(fā)射；結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；動(dòng)力學(xué)仿真

中圖分類號(hào)：V279; V553 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A DOI：10.3969/j.issn.1673-3819.2025.01.004

Analysis and design of a fixed wing unmanned aerial vehicle gas launching system

LI Xiang， LI Qiang， WANG Teng， WANG Shaoquan， ZHANG Shiyu

（College of Mechanical and Electrical Engineering， North University of China， Taiyuan 030051， China）

Abstract：In order to meet the development requirements of unmanned aerial vehicle （UAV） boosters， a detachable launch booster for fixed wing UAVs was designed， which is driven by high-pressure carbon dioxide gas. A mathematical model for gas launch was established based on the internal ballistic equation of the gas cannon. Through theoretical calculations and the use of dynamic simulation software ADAMS to simulate the designed 3D model， the variation laws of initial velocity， overload， displacement， etc. during the launch of unmanned aerial vehicles of different masses were obtained. The results show that the initial velocity， displacement， and overload variation curves obtained through simulation when the drone leaves the launch pad are highly consistent with the theoretical calculation results， verifying the correctness of the calculation and simulation. The research results indicate that the fixed wing unmanned aerial vehicle （UAV） booster launcher can successfully launch UAVs weighing 14 kg or less and achieve initial takeoff speed without exceeding maximum overload. The simulation results have an error of no more than 3% compared to theoretical calculations. The research results can further provide theoretical guidance for gas emission.

Key words：UAV; launch frame; gas emission; structural design; dynamics simulation

隨著近些年電子技術(shù)、人工智能、通信技術(shù)、自動(dòng)控制等的快速發(fā)展，無人機(jī)（unmanned aerial vehicle，UAV）的發(fā)展前景也被人們愈發(fā)關(guān)注，其在軍用和民用領(lǐng)域的作用也愈發(fā)突出。在民用領(lǐng)域，無人機(jī)廣泛應(yīng)用于航拍、新聞報(bào)道、交通監(jiān)測、森林防火、地質(zhì)測繪、電力巡檢、農(nóng)業(yè)植保等方面。在軍用領(lǐng)域，無人機(jī)既可執(zhí)行枯燥乏味的中繼通信、邊境巡邏、高空監(jiān)測等任務(wù)，也可以在危險(xiǎn)環(huán)境中執(zhí)行超低空飛行、電子對(duì)抗、對(duì)敵火力壓制、自殺式攻擊等任務(wù)。

無人機(jī)的發(fā)射方式多種多樣，可以采用手拋發(fā)射、彈射發(fā)射、零長發(fā)射、垂直起降、容器發(fā)射、火箭助推等。質(zhì)量較大的無人機(jī)通常需要其他輔助動(dòng)力來使其達(dá)到起飛所需要的速度，與以傳統(tǒng)的火藥作為高壓動(dòng)力的推動(dòng)裝置相比，氣體發(fā)射的初速便于調(diào)節(jié)，發(fā)射慣性小，避免了火藥操作的危險(xiǎn)性和對(duì)發(fā)射筒的燒蝕等傳統(tǒng)火藥發(fā)射的缺點(diǎn)[1]。

目前，國內(nèi)現(xiàn)有的氣體發(fā)射通常應(yīng)用于通過容器直接發(fā)射質(zhì)量體積均較小的折疊翼無人機(jī)，但不能滿足質(zhì)量體積較大且無法折疊置于發(fā)射容器內(nèi)的固定翼無人機(jī)的發(fā)射需求。

為了滿足無人機(jī)的發(fā)射需求，現(xiàn)設(shè)計(jì)一種固定翼無人機(jī)發(fā)射助推架。在無人機(jī)外形結(jié)構(gòu)確定的情況下，無人機(jī)助推發(fā)射系統(tǒng)的設(shè)計(jì)主要集中在兩個(gè)方面：一是計(jì)算氣體發(fā)射的相關(guān)參數(shù)，使無人機(jī)能夠達(dá)到起飛所需的速度，同時(shí)不超過無人機(jī)能承受的安全過載；二是設(shè)計(jì)發(fā)射架的結(jié)構(gòu)，使無人機(jī)在起飛時(shí)與發(fā)射架可以分離[2-4]。本文設(shè)計(jì)了一種大型固定翼無人機(jī)發(fā)射架方案，并對(duì)其做了相關(guān)的仿真分析。

1 無人機(jī)發(fā)射架的方案及建模

發(fā)射架采用活塞式氣壓彈射方案，先把發(fā)射底座后拉至初始位置，并插入安全銷；儲(chǔ)氣瓶充入高壓氣，氣缸安裝在發(fā)射架下方。發(fā)射時(shí)，除去安全銷，打開釋放機(jī)構(gòu)，當(dāng)打開氣閥后，高壓氣體迅速充滿活塞內(nèi)腔體，使活塞受力突然增大，活塞在高壓二氧化碳?xì)怏w的作用下迅速加速向前并拉動(dòng)鋼絲繩，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)底座和無人機(jī)向前加速運(yùn)動(dòng)。當(dāng)?shù)鬃_(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，可以脫離滑車?yán)^續(xù)前進(jìn)，同時(shí)在發(fā)射底座運(yùn)動(dòng)到導(dǎo)軌末端時(shí)，速度達(dá)到無人機(jī)起飛的需求，無人機(jī)產(chǎn)生升力，與發(fā)射架前倒伏機(jī)構(gòu)解鎖，發(fā)射時(shí)前端支撐隨著無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)向前倒下，以避開機(jī)體后面的螺旋槳尾翼，完成發(fā)射[5-6]，如圖1、圖2所示。

2 氣體發(fā)射無人機(jī)理論分析

2．1 基本假設(shè)

氣體發(fā)射能量來源于高壓氣體的內(nèi)能，即高壓氣體推動(dòng)活塞筒內(nèi)的活塞桿[7]，內(nèi)能轉(zhuǎn)化為氣體和活塞桿的平動(dòng)動(dòng)能、摩擦產(chǎn)生的熱能等，如果細(xì)致考慮發(fā)射過程中各個(gè)方面的影響，會(huì)使得計(jì)算工作異常復(fù)雜。為了能夠更好地描述這一物理過程，做出如下基本假設(shè)：

（1）假設(shè)閥門是在瞬間完全開啟;

（2）假設(shè)工作介質(zhì)為理想氣體，氣體流動(dòng)和活塞桿運(yùn)動(dòng)都是軸向運(yùn)動(dòng);

（3）不考慮氣體沿氣室壁面流動(dòng)的摩擦阻力和氣體內(nèi)摩擦，即忽略氣體的粘滯性;

（4）從控制閥打開到活塞桿運(yùn)動(dòng)到出口的過程在極短的時(shí)間內(nèi)完成，忽略氣體與壁面的熱交換，假設(shè)氣體的運(yùn)動(dòng)為理想氣體的絕熱膨脹過程;

（5）假設(shè)發(fā)射裝置密封良好，不存在漏氣現(xiàn)象;

（6）引入虛擬質(zhì)量系數(shù)來考慮活塞桿膛內(nèi)運(yùn)動(dòng)時(shí)的摩擦及其他能量損耗[8]。

2．2 工作原理

氣體發(fā)射無人機(jī)結(jié)構(gòu)簡圖如圖3所示，活塞桿的一端位于活塞筒與閥門連接的起始位置，另一端與動(dòng)滑輪連接，閥門在初始狀態(tài)下處于關(guān)閉狀態(tài)，向氣室內(nèi)充氣直到其初始?jí)毫_(dá)到P0，此時(shí)通過電控開關(guān)打開閥門，高壓二氧化碳?xì)怏w通過閥門進(jìn)入活塞筒作用在活塞桿上，推動(dòng)活塞桿向前加速運(yùn)動(dòng)，由于無人機(jī)不能承受過高的過載，同時(shí)又要達(dá)到很高的起飛初速，通過動(dòng)滑輪與定滑輪的滑輪組來實(shí)現(xiàn)發(fā)射過程，無人機(jī)起飛初速為V0。

2．3 數(shù)學(xué)模型的建立

在火炮內(nèi)彈道與氣體炮內(nèi)彈道理論中，應(yīng)用了虛擬質(zhì)量系數(shù)與次要功系數(shù)來代替氣體功效的損耗與其他能量損失，由此引入修正系數(shù)φ來修正氣體做功的能量損失，滑輪、鋼繩與發(fā)射架之間摩擦及其他能量散失項(xiàng)。

通過以上公式建立起了氣體發(fā)射的數(shù)學(xué)模型，描繪了無人機(jī)發(fā)射架的整個(gè)動(dòng)力學(xué)過程。

3 數(shù)值計(jì)算分析

利用Matlab軟件，采用四階龍格-庫塔法，分別對(duì)無人機(jī)質(zhì)量為10 kg、14 kg、18 kg三種情況的氣體發(fā)射性能進(jìn)行計(jì)算，得到了無人機(jī)離開發(fā)射架時(shí)的位移與時(shí)間的變化曲線；無人機(jī)離開發(fā)射架時(shí)初速與時(shí)間的變化曲線；膛內(nèi)壓力隨時(shí)間的變化曲線；過載隨時(shí)間的變化曲線。計(jì)算結(jié)果如圖5—8所示。

由上圖可以得到：在其他條件都相同的情況下，發(fā)射10 kg、14 kg、18 kg三種不同質(zhì)量的無人機(jī)，無人機(jī)與發(fā)射架分離時(shí)三種無人機(jī)的初速分別為22．62 m/s、20．13 m/s、18．27 m/s；無人機(jī)達(dá)到4 m行程所需的時(shí)間分別為0．338 s、0．379 s、0．418 s；活塞桿離開活塞筒出口端面的膛壓均相同；無人機(jī)承受的最大過載分別為7．50g、5．94g、4．90g。

分析上圖可知，無人機(jī)質(zhì)量與發(fā)射初速和承受過載成反比，在限制初始?jí)毫? MPa的情況下，能夠發(fā)射的無人機(jī)的最大質(zhì)量為14 kg，初速可以達(dá)到20 m/s而過載不超過8g。對(duì)于小于14 kg的情況，承受過載會(huì)變大，但降低氣室初始?jí)毫梢允惯^載也滿足要求，這一點(diǎn)可以輕松實(shí)現(xiàn)，因此該助推架可發(fā)射不超過14 kg的無人機(jī)。

如要使更高質(zhì)量無人機(jī)滿足發(fā)射指標(biāo)，則需增大活塞筒的口徑或給予更高的氣室初始?jí)毫Α?/p>

4 無人機(jī)發(fā)射架的動(dòng)力學(xué)仿真

4．1 模型假設(shè)

為了便于研究，對(duì)動(dòng)力學(xué)仿真模型進(jìn)行了如下假設(shè)：

（1）仿真模型中無人機(jī)及架體均視為剛體，質(zhì)心和形狀均不會(huì)發(fā)生改變；

（2）不考慮風(fēng)的影響。

在基于假設(shè)的情況下，對(duì)無人機(jī)的起飛初速、行進(jìn)方向位移、無人機(jī)的過載以及無人機(jī)是否能夠順利離開發(fā)射架進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真分析。

4．2 模型導(dǎo)入及約束添加

在本次仿真方案中，分別對(duì)10 kg、14 kg、18 kg三種不同質(zhì)量的無人機(jī)進(jìn)行了仿真分析。

將UG軟件設(shè)計(jì)好的三維模型進(jìn)行簡化，對(duì)大量部件組成的裝配體進(jìn)行處理，通過合并體與刪除非必要部件來簡化仿真模型，將處理后的模型導(dǎo)入ADAMS中。

仿真模型采用笛卡爾坐標(biāo)系，以底座的質(zhì)心為坐標(biāo)原點(diǎn)，無人機(jī)前進(jìn)方向?yàn)閄軸正向，垂直向上方向?yàn)閆軸正向，無人機(jī)水平向左方向?yàn)閅軸正向[10-11]。

架體整體結(jié)構(gòu)與大地用固定副連接；活塞桿與動(dòng)滑輪用固定副連接并與活塞筒創(chuàng)建接觸；三個(gè)滑輪之間用Adams Machinery中的繩索機(jī)構(gòu)連接，設(shè)置好滑輪的錨點(diǎn)數(shù)量、滑輪屬性、布置位置、繩索的屬性和纏繞方向；底座上的滑輪與底座之間添加轉(zhuǎn)動(dòng)副并與架體上的軌道創(chuàng)建接觸；倒伏機(jī)構(gòu)與底座之間為旋轉(zhuǎn)關(guān)系，添加轉(zhuǎn)動(dòng)副；無人機(jī)與底座、倒伏機(jī)構(gòu)主體、卡扣之間均創(chuàng)建接觸；卡扣與倒伏機(jī)構(gòu)主體通過卡口轉(zhuǎn)軸連接，為旋轉(zhuǎn)關(guān)系，添加轉(zhuǎn)動(dòng)副；底座運(yùn)動(dòng)到預(yù)定行程后會(huì)與緩沖裝置發(fā)生碰撞，底座與緩沖裝置之間創(chuàng)建接觸；緩沖裝置兩個(gè)面之間創(chuàng)建拉壓彈簧阻尼器。

4．3 仿真初始條件的輸入

將Matlab計(jì)算所得的氣動(dòng)壓力與時(shí)間的數(shù)據(jù)導(dǎo)入ADAMS中創(chuàng)建樣條曲線，將力施加到活塞桿上，調(diào)用樣條曲線AKISPL（TIME，0，SPLINE_1，0）。

采用腳本來控制無人機(jī)升力的產(chǎn)生，對(duì)無人機(jī)質(zhì)心位置創(chuàng)建測量MEA_1，創(chuàng)建傳感器SENSOR對(duì)MEA_1進(jìn)行評(píng)估，當(dāng)無人機(jī)質(zhì)心行程達(dá)到4 m時(shí)，觸發(fā)事件，終止當(dāng)前仿真步并繼續(xù)仿真腳本。

建立新的仿真腳本，設(shè)置功能，先進(jìn)行0．5 s仿真，步數(shù)設(shè)置200步，激活升力，接著進(jìn)行0．5 s動(dòng)力學(xué)仿真，步數(shù)設(shè)置1 000步，輸入控制語句，如圖9、圖10所示。

4．4 仿真結(jié)果及分析

數(shù)據(jù)測量點(diǎn)選擇無人機(jī)的質(zhì)心位置，仿真結(jié)果如圖11—圖13所示。

從仿真結(jié)果來看，在其他條件都相同的情況下，發(fā)射10 kg、14 kg、18 kg三種不同質(zhì)量的無人機(jī)，無人機(jī)與發(fā)射架分離時(shí)，三種無人機(jī)的初速分別為22．21 m/s、20．04 m/s、17．93 m/s；無人機(jī)達(dá)到4 m行程所需的時(shí)間分別為0．348 s、0．397 s、0．448 s；無人機(jī)承受的最大過載分別為7．31g、5．25g、4．13g。仿真所得的無人機(jī)速度時(shí)間曲線、位移時(shí)間曲線均與理論計(jì)算有很好的一致性，由于ADAMS中接觸的定義方式為碰撞，過載曲線并不光滑。

取質(zhì)量為10 kg的無人機(jī)仿真分析與理論計(jì)算所得的結(jié)果相對(duì)比，得到表2。

仿真所得到的初速與理論計(jì)算相比，低了1．81％，無人機(jī)與發(fā)射架分離所需時(shí)間增加了2．95％，無人機(jī)承受的過載減小了2．53％，說明了仿真時(shí)氣體發(fā)射提供給無人機(jī)的力要稍小一些，但仍處于誤差允許范圍之內(nèi)。

5 結(jié)束語

本文設(shè)計(jì)并建立了一種固定翼式無人機(jī)助推發(fā)射架模型，建立了無人機(jī)氣體發(fā)射的數(shù)學(xué)模型并對(duì)無人機(jī)的起飛初速、位移及無人機(jī)所承受的過載進(jìn)行了理論計(jì)算，對(duì)無人機(jī)助推發(fā)射架的虛擬樣機(jī)模型進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)分析。得到如下結(jié)論：

1）通過理論計(jì)算和動(dòng)力學(xué)分析的結(jié)果，確定了該無人機(jī)助推發(fā)射架發(fā)射14 kg及以下無人機(jī)可以在不超過最大過載的同時(shí)達(dá)到起飛初速。

2）通過動(dòng)力學(xué)仿真得到的仿真結(jié)果與理論計(jì)算得到的結(jié)果誤差不超過3％，驗(yàn)證了無人機(jī)氣體發(fā)射理論計(jì)算的正確性，為開展無人機(jī)氣體發(fā)射的相關(guān)問題提供了進(jìn)一步參考。

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（責(zé)任編輯：許韋韋）