龐俊鋒，劉斌，孟毛毛

(1.西安愛生技術(shù)集團(tuán)公司 飛機(jī)研究室，西安 710065)(2.西北工業(yè)大學(xué) 365研究所，西安 710072)

無人機(jī)滑橇緩沖裝置動力學(xué)仿真分析

龐俊鋒1，劉斌2，孟毛毛1

(1.西安愛生技術(shù)集團(tuán)公司 飛機(jī)研究室，西安 710065)(2.西北工業(yè)大學(xué) 365研究所，西安 710072)

著陸緩沖裝置的性能主要依靠緩沖器來實現(xiàn)，而緩沖器的仿真建模是虛擬樣機(jī)設(shè)計的關(guān)鍵，傳統(tǒng)的緩沖器建模方法主要采用理論公式法，其精度較難確定。根據(jù)無人機(jī)的使用要求，設(shè)計一種適用于傘降回收的滑橇緩沖方案；運用緩沖器靜壓試驗及緩沖器落震試驗數(shù)據(jù)曲線建立緩沖器動力學(xué)模型；基于緩沖器動力學(xué)模型研究全機(jī)多剛體落震模型，對無人機(jī)著陸緩沖過程的動態(tài)特性進(jìn)行仿真分析；應(yīng)用有限元技術(shù)對滑橇結(jié)構(gòu)動態(tài)響應(yīng)進(jìn)行非線性動力學(xué)仿真分析，并根據(jù)仿真結(jié)果優(yōu)化滑橇緩沖裝置設(shè)計參數(shù)。結(jié)果表明：仿真結(jié)果與全機(jī)落震試驗結(jié)果相吻合；所建立的無人機(jī)落震模型精度較高，滿足工程需要，能極大地減少試驗成本，縮短研制周期。

無人機(jī)滑橇；動力學(xué)；落震仿真；非線性有限元

0 引 言

通常認(rèn)為，人在執(zhí)行某些空中任務(wù)時存在局限，無人機(jī)比有人機(jī)更加適合執(zhí)行枯燥無味、有放射性侵害和危險的任務(wù)。無人機(jī)在執(zhí)行任務(wù)時，回收過程是一個非常重要且容易出現(xiàn)故障的階段，無人機(jī)回收過程的故障數(shù)占無人機(jī)整個執(zhí)行任務(wù)過程中故障數(shù)的80%以上[1-2]。無人機(jī)的回收方式主要有傘降回收、著陸滑跑回收、撞網(wǎng)回收、垂直降落回收、空中回收等。其中，傘降回收是目前中、小型無人機(jī)最為常見的回收方式，具有操作簡單，對回收場地要求低，適用于野外條件等優(yōu)點[3]。

無人機(jī)傘降回收系統(tǒng)的著陸緩沖方式主要包括三種：滑撬減震器式、結(jié)構(gòu)破損吸能式、氣囊減震式[4]?；疗鹇溲b置的主要優(yōu)點是重量輕、成本低和維護(hù)簡單方便[5]。著陸緩沖裝置的性能主要依靠緩沖器來實現(xiàn)，緩沖器的仿真建模是虛擬樣機(jī)設(shè)計的關(guān)鍵[6]。以往緩沖器建模時，采用直接輸入數(shù)學(xué)公式的方法[7-8]，但實際上沒有對緩沖裝置的核心緩沖器進(jìn)行仿真[9]。

本文基于無人機(jī)的使用要求，設(shè)計一種適用于傘降回收的滑橇緩沖裝置方案，運用緩沖器靜壓試驗和落震試驗數(shù)據(jù)曲線建立緩沖器模型，并運用緩沖器模型建立全機(jī)落震動力學(xué)模型，對全機(jī)多剛體落震模型和全機(jī)剛?cè)狁詈下湔鹉Ｐ瓦M(jìn)行仿真分析。

1 滑橇緩沖裝置方案設(shè)計

某型無人機(jī)最大回收質(zhì)量為400 kg，采用十字傘進(jìn)行傘降精確回收，主傘著陸擺角小于±11°，回收時穩(wěn)降速度為6.0 m/s，著陸過載不超過22.0，著陸緩沖裝置重量不超過無人機(jī)最大起飛重量的3%。

殲擊機(jī)及各種類型陸基飛機(jī)的下沉速度為3.0 m/s，直升機(jī)為2.44 m/s，教練機(jī)為3.6～4.0 m/s。典型的起落架過載值：戰(zhàn)斗機(jī)(陸基)為3.0～5.0；小型公務(wù)機(jī)為2.0～3.0；運輸機(jī)為0.7～1.5[10]。與有人機(jī)相比，本文研究的某型無人機(jī)回收時穩(wěn)降速度及著陸過載大，著陸緩沖裝置重量要求苛刻，不宜直接采用直升機(jī)弓形梁滑橇方案。

無人機(jī)滑橇結(jié)構(gòu)形式設(shè)計為固定構(gòu)架式，采用雙緩沖器?；两Y(jié)構(gòu)的位置尺寸由總體協(xié)調(diào)確定，滑橇本身的初步尺寸，根據(jù)總體布置、結(jié)構(gòu)特點和戰(zhàn)術(shù)技術(shù)的有關(guān)要求確定。考慮到著陸回收時無人機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定性，緩沖器支柱與機(jī)身對稱面的夾角需大于主傘著陸擺角，取值15°。

緩沖器的功用是吸收無人機(jī)著陸時的動能，使作用于無人機(jī)結(jié)構(gòu)的加速度減小到可以接受的水平。緩沖器有兩種基本類型：由鋼或橡皮制成的固體彈簧緩沖器及由氣體(一般為干燥空氣或氮氣)或油液組成的流體彈簧緩沖器，或是這兩種介質(zhì)的混合——油-氣緩沖器。固體彈簧緩沖器具有簡易、可靠、維護(hù)方便等優(yōu)點，但是重量代價較大。液體彈簧緩沖器為了適應(yīng)高油液壓力要求需設(shè)計成堅固的結(jié)構(gòu)，因而具有較大重量。油-氣緩沖器在所有形式緩沖器中具有最高的效率和最好的功量吸收能力[10]，因此選用油-氣緩沖器。

2 緩沖器性能

空氣彈簧力Fa、油液阻尼力Fh、活塞桿摩擦力Ff和結(jié)構(gòu)限制力Fl構(gòu)成了緩沖器的軸向力。緩沖器軸向的大部分載荷被空氣彈簧力和油液阻尼力吸收，這兩個力是決定緩沖性能的重要部分。

Fs=Fa+Fh+Ff+Fl

(1)

(2)

(3)

(4)

仿真建模中，可以運用理論公式法定義空氣彈簧力和油液阻尼力建立緩沖器模型，但空氣彈簧力受氣體熱交換等因素影響，油液阻尼力中阻尼系數(shù)受油孔加工制造因素影響較大，例如倒角、毛刺等，運用此方法建立的緩沖器模型精度較難確定。

本文運用緩沖器靜壓試驗載荷-位移曲線確定空氣彈簧力，應(yīng)用緩沖器落震試驗載荷-時間曲線不斷修正緩沖器仿真模型阻尼系數(shù)，進(jìn)而建立緩沖器模型。進(jìn)行4次試驗，應(yīng)用均值曲線進(jìn)行建模，緩沖器靜壓試驗載荷-位移曲線如圖1所示。

從圖1可以看出：試驗結(jié)果一致性較高。

緩沖器落震仿真模型如圖2所示，主要由質(zhì)量塊、緩沖器外筒、活塞桿、地塊、彈簧阻尼單元、圓柱副等組成。

運用MSCADAMSView進(jìn)行緩沖器動力學(xué)落震仿真，緩沖器落震仿真結(jié)果與試驗曲線對比如圖3所示。

從圖3可以看出：緩沖器落震仿真載荷-時間曲線與實際試驗曲線趨勢一致；落震時間均小于0.1s；仿真模型最大垂直載荷為30.58kN，試驗時最大垂直載荷為31.50kN，誤差在3%以內(nèi)。

緩沖器功量圖如圖4所示，可以看出功量圖曲線飽滿，表明緩沖器效率高。

綜上所述，緩沖器模型精度較高，可用于全機(jī)落震仿真研究。

3 全機(jī)落震仿真

無人機(jī)傘降回收過程中，由于沖擊地面，會產(chǎn)生較大的撞擊載荷?；辆彌_裝置能通過吸能、耗能避免過大的載荷產(chǎn)生。本文通過全機(jī)落震仿真分析來預(yù)測無人機(jī)回收過程中滑橇系統(tǒng)性能。影響全機(jī)落震仿真模型精度的最大因素是緩沖器性能，運用經(jīng)試驗驗證的緩沖器模型建立全機(jī)落震動力學(xué)模型，能極大地提高模型的預(yù)測精度。

3.1 全機(jī)多剛體落震仿真

基于緩沖器模型建立全機(jī)多剛體落震模型，如圖5所示。全機(jī)多剛體落震模型主要由機(jī)體結(jié)構(gòu)、滑撬結(jié)構(gòu)、緩沖器模型及運動副等構(gòu)成，運動副的設(shè)置包括12個轉(zhuǎn)動副、4個球鉸副、2個圓柱副。

無人機(jī)回收過程可簡化為兩種工況：正?；厥展r和側(cè)風(fēng)回收工況。正?；厥諘r，無人機(jī)僅有垂直速度，無人機(jī)為水平姿態(tài)，回收時穩(wěn)降速度為6.0m/s。根據(jù)無人機(jī)回收使用要求，側(cè)風(fēng)回收時，無人機(jī)為水平姿態(tài)，回收時穩(wěn)降速度為6.0m/s，最大水平速度為6.0m/s。軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范規(guī)定滑橇與著陸表面間的摩擦系數(shù)應(yīng)為0～0.4之間，本文摩擦系數(shù)取值0.4。兩種回收工況仿真結(jié)果如圖6～圖8所示。

從圖6～圖8可以看出：①無人機(jī)正?；厥諘r，無人機(jī)質(zhì)心處最大垂直加速度為156m/s2，單邊滑橇最大垂直載荷F=34.87kN，滑橇著陸最大過載n為17.8，其中n=F/(0.5mg)，m為無人機(jī)最大回收質(zhì)量，緩沖器最大壓縮行程為117mm，著陸過載及緩沖器壓縮行程滿足設(shè)計要求。②無人機(jī)側(cè)風(fēng)回收時，滑橇為非對稱受載，無人機(jī)質(zhì)心處最大垂直加速度為205m/s2，單邊滑橇最大垂直載荷為40.90kN，滑橇著陸最大過載為20.9，緩沖器最大壓縮行程為156mm，著陸過載及緩沖器壓縮行程滿足設(shè)計要求。

應(yīng)注意，著陸緩沖過程中無人機(jī)著陸最大載荷與緩沖器最大行程不在同一時刻，著陸沖擊過程中的幾何非線性、邊界條件非線性以及緩沖器載荷-行程曲線和載荷-速度曲線的非線性等因素造成了這一現(xiàn)象的發(fā)生。

側(cè)風(fēng)回收工況比正?；厥展r嚴(yán)酷，本文根據(jù)側(cè)風(fēng)回收工況仿真結(jié)果對滑橇結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行調(diào)整。

起落架有專業(yè)的落震試驗設(shè)施，針對傘降回收滑橇減震的中、小型無人機(jī)，國內(nèi)暫時沒有類似有人機(jī)裝備的落震試驗臺架。本文借助加速度傳感器、高速攝影等設(shè)備進(jìn)行正?；厥展r落震試驗，對質(zhì)心加速度、緩沖器壓縮行程等結(jié)果進(jìn)行測量，質(zhì)心最大加速度為165m/s2，緩沖器最大壓縮行程為110mm。仿真結(jié)果與試驗結(jié)果的最大相對誤差為6%，全機(jī)落震仿真模型具有較高的可信度，滿足工程需要。

3.2 全機(jī)剛?cè)狁詈下湔鸱抡?/p>

為了對滑橇結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度校核，利用非線性動力學(xué)有限元建立全機(jī)剛?cè)狁詈下湔鹉Ｐ停鐖D9所示。

機(jī)體結(jié)構(gòu)運用Shell單元建立為剛體部件，質(zhì)心處建立剛體參考點，定義全機(jī)質(zhì)量特性及速度特性?；两Y(jié)構(gòu)運用一維Beam單元進(jìn)行建模，運用Connector連接器模擬轉(zhuǎn)動副、球鉸副、圓柱副等運動副，以及運用Springs/Dashpots單元模擬緩沖器的剛度及阻尼特性，并通過修改.inp文件設(shè)置非線性彈簧。ABAQUS/Explicit提供通用接觸算法(GeneralContactAlgorithm)和接觸對算法(ContactPairAlgorithm)，本文選用接觸對算法定義滑橇與地面間的接觸[11]。

對無人機(jī)兩種回收工況進(jìn)行仿真，計算滑橇結(jié)構(gòu)響應(yīng)，滑撬桿應(yīng)力云圖如圖10所示，斜撐桿應(yīng)力云圖如圖11所示。將結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力與許用應(yīng)力進(jìn)行對比，細(xì)長桿的許用應(yīng)力運用壓桿穩(wěn)定性臨界應(yīng)力進(jìn)行計算。運用應(yīng)力仿真結(jié)果調(diào)整滑橇結(jié)構(gòu)參數(shù)，使其滿足強(qiáng)度要求。經(jīng)優(yōu)化后滑橇緩沖裝置結(jié)構(gòu)重量系數(shù)為2.5%，滿足設(shè)計要求。

4 結(jié) 論

(1) 無人機(jī)滑橇方案經(jīng)過動力學(xué)仿真分析及優(yōu)化，滿足設(shè)計要求，結(jié)構(gòu)重量系數(shù)僅為2.5%。

(2) 運用緩沖器靜壓試驗及落震試驗建立緩沖器動力學(xué)模型，精度較高；緩沖器靜壓試驗及落震試驗所需設(shè)備少，試驗實現(xiàn)十分簡單便捷。

(3) 全機(jī)落震模型仿真結(jié)果與試驗結(jié)果一致，模型可信度高，滿足工程需要。

(4) 運用非線性動力學(xué)有限元技術(shù)建立全機(jī)剛?cè)狁詈下湔鹉Ｐ?，校核了滑橇結(jié)構(gòu)響應(yīng)，滿足強(qiáng)度要求。

(5) 滑橇緩沖裝置設(shè)計思路和建模方法簡單實用，滿足工程需要，大幅降低了試驗經(jīng)費，節(jié)約了設(shè)計成本，縮短了設(shè)計周期。

[1] 郭耀江. 無人機(jī)著陸技術(shù)研究[J]. 現(xiàn)代導(dǎo)航， 2013， 6(3)： 195-197.GuoYaojiang.Researchonunmannedaerialvehicle(UAV)landingtechnique[J].ModernNavigation, 2013， 6(3)： 195-197.(inChinese)

[2] 黃定超， 樊興， 郭銘． 艦載無人機(jī)系統(tǒng)技術(shù)研究[J]． 艦船電子工程， 2008， 28(5): 32-36. Huang Dingchao， Fan Xing， Guo Ming．Research on shipborne UAV system technology[J]. Ship Electronic Engineering, 2008， 28(5): 32-36.(in Chinese)

[3] 李光超， 馬曉平． 無人機(jī)傘降回收運動分析[J]． 飛行力學(xué)， 2007， 25(4)： 25-28. Li Guangchao， Ma Xiaoping. Parachute landing recovery motion analysis for unmanned aerial vehicle[J]． Flight Dynamics， 2007， 25(4)： 25-28.(in Chinese)

[4] 張元明. 無人機(jī)回收減震氣囊的理論研究[J]. 液壓與氣動， 2005(1): 7-9. Zhang Yuanming. Study of air bag impact attenuation system for UAV[J]. Chinaese Hydraulics & Pneumatics， 2005(1): 7-9.(in Chinese)

[5] 《飛機(jī)設(shè)計手冊》總編委會. 飛機(jī)設(shè)計手冊: 第19冊——直升機(jī)設(shè)計[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社， 2005. General Editorial Board ofAircraftDesignManual. Aircraft design manual: Vol.19-helicopter design[M]. Beijing: Aviation Industry Press， 2005.(in Chinese)

[6] 馬曉利， 郭軍， 牟讓科． 基于MSC Adams/Aircraft的飛機(jī)起落架著陸動態(tài)性能分析[J]. 計算機(jī)輔助工程， 2006, 15(增刊1): 33-35. Ma Xiaoli, Guo Jun, Mou Rangke. Analysis of dynamic performance for undercarriage based on MSC adams/aircraft[J]. Computer Aided Engineering， 2006, 15(S1): 33-35.(in Chinese)

[7] 史友進(jìn)， 張曾錩. 大柔性飛機(jī)起落架緩沖器參數(shù)設(shè)計[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報， 2006， 38(3): 356-360. Shi Youjin, Zhang Zengchang. Parameter design of landing gear shock absorber for flexible airplane[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics， 2006， 38(3): 356-360.(in Chinese)

[8] 趙志明， 莊茁， 王成波． 飛機(jī)起落架落震試驗數(shù)值模擬[J]． 飛機(jī)設(shè)計， 2007， 27(4): 21-25． Zhao Zhiming, Zhuang Zhuo, Wang Chengbo. Numerical simulation of aircraft landing gear drop test[J]． Aircraft Design， 2007， 27(4): 21-25.(in Chinese)

[9] 羅琳胤， 邊寶龍. 飛機(jī)起落架緩沖性能仿真分析[J]. 機(jī)械設(shè)計， 2012, 29(4): 56-62. Luo Linyin， Bian Baolong. Buffer performance simulation analysis of aircraft landing gear[J]. Journal of Machine Design， 2012, 29(4): 56-62.(in Chinese)

[10] 高澤迥. 飛機(jī)設(shè)計手冊: 第14冊——起飛著陸系統(tǒng)設(shè)計[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社， 2002. Gao Zejiong. Aircraft design manual: Vol.14-takeoff and landing system design[M]. Beijing: Aviation Industry Press， 2002.(in Chinese)

[11] Nguyen P, Mak S, Panza J. Simulation of landing events for an unconventional UAV landing gear system using transient dynamics approach[C]. AIAA-2006-1762, 2006.

(編輯：趙毓梅)

Dynamic Simulation of an Unmanned Aerial Vehicle Ski-buffer-system

Pang Junfeng1， Liu Bin2， Meng Maomao1

(1.Department of Aerocraft Design and Research， Xi’an ASN Technical Group Corporation， Ltd., Xi’an 710065, China) (2.The 365th Research Institute， Northwestern Polytechnical University， Xi’an 710072, China)

The performance of the landing buffer device is mainly achieved by the shock absorber. The key of virtual prototype design is shock absorber modeling. The traditional method is mainly theoretical formula method. The accuracy is difficult to determine. A kind of ski-buffer-solution is presented for the parachute recovery according to the requirements of unmanned aerial vehicles(UAVs). A dynamical model of the shock absorber is established by using the experimental results of shock absorber static and dropping tests. Based on the dynamical model of shock absorber, a multi-body dynamical model of the full aircraft is established. Then the dynamical characteristics of the UAV landing process are simulated. The dynamical response of the ski structure is analyzed by the nonlinear dynamic simulation with the finite element method(FEM). According to the simulation, the design parameters are optimized. The results indicate that the simulation results are in good agreement with the experimental results, and the high precision dynamical model established the engineering requirements, greatly reduces the test cost, and shortens the development cycle.

UAV ski; dynamics; dropping simulation; nonlinear FEM

2016-11-21；

2016-12-25

龐俊鋒,pangjunf521@126.com

1674-8190(2017)01-052-06

V226；TH113

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.01.008

龐俊鋒(1986-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：無人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計、發(fā)射與回收系統(tǒng)設(shè)計。

劉 斌(1970-)，男，博士，研究員。主要研究方向：無人機(jī)總體設(shè)計、無人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計。

孟毛毛(1988-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：無人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計。