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(xué)民航學(xué)院，江蘇南京211106）

0 引言

在軍事用途中，無(wú)人機(jī)無(wú)論在偵查打擊、評(píng)估導(dǎo)彈損傷，還是在爭(zhēng)奪制空權(quán)上都將成為戰(zhàn)爭(zhēng)主角之一。在民用領(lǐng)域，無(wú)人機(jī)已廣泛應(yīng)用于救援、勘探、搜集數(shù)據(jù)等活動(dòng)中。在該背景下，要求便捷、可靠的發(fā)射技術(shù)與之匹配來(lái)提高無(wú)人機(jī)應(yīng)用效能。對(duì)于翼展較小的無(wú)人機(jī)多采用軌道式發(fā)射和零長(zhǎng)發(fā)射，翼展較大的無(wú)人機(jī)多采用起落架跑道起飛方式和母機(jī)空中投射方式。無(wú)論哪種發(fā)射方式，都需結(jié)合應(yīng)用背景，提高無(wú)人機(jī)發(fā)射的機(jī)動(dòng)能力和生存能力[1]。

助推零長(zhǎng)發(fā)射是一種難度高，影響因素多的發(fā)射方式。通過(guò)發(fā)射架提供支撐，無(wú)人機(jī)在助推器和發(fā)動(dòng)機(jī)推力共同作用下，使無(wú)人機(jī)離開(kāi)發(fā)射架，達(dá)到一定高度和速度后，導(dǎo)航控制系統(tǒng)介入控制無(wú)人機(jī)姿態(tài)。該發(fā)射方式可以實(shí)現(xiàn)車(chē)載，艦載，不需要陣地、機(jī)場(chǎng)和跑道等特定配套設(shè)施裝置，發(fā)射方式靈活便捷，機(jī)動(dòng)性強(qiáng)。

無(wú)人機(jī)與發(fā)射架分離過(guò)程是無(wú)人機(jī)生命歷程最復(fù)雜的階段之一，是無(wú)人機(jī)發(fā)射關(guān)鍵技術(shù)。在發(fā)射過(guò)程中要求發(fā)射架機(jī)構(gòu)能正常工作，無(wú)人機(jī)與發(fā)射架不產(chǎn)生非設(shè)計(jì)碰撞等負(fù)面影響，無(wú)人機(jī)與發(fā)射架能安全分離。針對(duì)無(wú)人機(jī)發(fā)射分離瞬間，研究了某型無(wú)人機(jī)助推零長(zhǎng)發(fā)射分離閉鎖力，釋放剪切力，發(fā)射分離過(guò)程無(wú)人機(jī)與發(fā)射架的安全距離，對(duì)發(fā)射分離過(guò)程進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真，并與靶試結(jié)果對(duì)比，驗(yàn)證無(wú)人機(jī)零長(zhǎng)發(fā)射的可行性與安全性。

1 零長(zhǎng)發(fā)射關(guān)鍵因素

1.1 閉鎖力分析

某型無(wú)人機(jī)在傾斜翻轉(zhuǎn)發(fā)射架零長(zhǎng)發(fā)射時(shí)，無(wú)人機(jī)接到發(fā)射指令后，助推器和發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)工作，在助推力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用下，為防止無(wú)人機(jī)離開(kāi)發(fā)射架瞬間，由于無(wú)人機(jī)重力作用或發(fā)射支撐點(diǎn)受力不平衡導(dǎo)致無(wú)人機(jī)下沉造成初始偏差或低頭、抬頭過(guò)大導(dǎo)致無(wú)人機(jī)不能正常發(fā)射，所以設(shè)計(jì)有閉鎖釋放機(jī)構(gòu)。

閉鎖釋放機(jī)構(gòu)在推力值未達(dá)到某一確定釋放力數(shù)值前，無(wú)人機(jī)與發(fā)射架之間無(wú)相對(duì)運(yùn)動(dòng)。初始階段助推器推力-時(shí)間曲線為類正弦函數(shù)曲線，助推力隨時(shí)間增加而增大。當(dāng)助推器推力達(dá)到一定值，閉鎖釋放機(jī)構(gòu)工作。無(wú)人機(jī)連同助推器一同離開(kāi)發(fā)射架，無(wú)人機(jī)達(dá)到一定高度和速度后，導(dǎo)航控制系統(tǒng)介入控制無(wú)人機(jī)姿態(tài)。助推器工作完成后，由于自身重力離開(kāi)無(wú)人機(jī)。

無(wú)人機(jī)發(fā)射分離瞬間受力如圖1所示，一般設(shè)計(jì)助推推力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力在垂直方向上的分力大于無(wú)人機(jī)重力與助推器的重力之和時(shí)，閉鎖釋放機(jī)構(gòu)將無(wú)人機(jī)解鎖，實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)零長(zhǎng)發(fā)射。

該時(shí)刻作用在機(jī)體軸線合力為FH，剪切銷(xiāo)剪斷。其中：α為發(fā)射角；β為助推器推力線與無(wú)人機(jī)機(jī)身軸線夾角；G1為無(wú)人機(jī)的重力；G2為助推器的重力；Fz為發(fā)動(dòng)機(jī)推力；FF為助推器推力。

圖1 無(wú)人機(jī)分離時(shí)刻受力模型

1.2 釋放機(jī)構(gòu)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(xiāo)式閉鎖裝置[2]。采用剪切銷(xiāo)剪斷是閉鎖釋放是一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單可靠的形式，在發(fā)射時(shí)無(wú)需人工干涉。

根據(jù)發(fā)射架實(shí)際結(jié)構(gòu)形式，閉鎖釋放裝置一般布置在發(fā)射架上或者布置在無(wú)人機(jī)與發(fā)射架連接部位。當(dāng)剪切削位于無(wú)人機(jī)與發(fā)射架連接部位上，且通過(guò)作用力合力線時(shí)，剪切銷(xiāo)解鎖力Fj=FH，當(dāng)剪切削位于發(fā)射架上，剪切銷(xiāo)解鎖力Fj=（FH×L1）/L2，式中L1為機(jī)體與翻轉(zhuǎn)支架作用點(diǎn)到翻轉(zhuǎn)支架轉(zhuǎn)軸的距離，L2為閉鎖釋放機(jī)構(gòu)剪切銷(xiāo)軸線到翻轉(zhuǎn)支架轉(zhuǎn)軸的距離。剪切銷(xiāo)設(shè)計(jì)尺寸與安裝孔尺寸間隙要合理，避免前切削在剪斷過(guò)程中承受附加的正應(yīng)力，忽略加載速率對(duì)抗剪強(qiáng)度影響，剪切銷(xiāo)剪切力公式（2） 計(jì)算

其中K為拉剪系數(shù)，一般對(duì)于退火鋼及強(qiáng)度不高碳鋼(≤700MPa)，K 為 0.7，中強(qiáng)度鋼（800～1200MPa），K為 0.63～0.65，高等強(qiáng)度鋼（≥1200MPa），K 為 0.6，即三個(gè)強(qiáng)度階段剪應(yīng)力分別按 τb=0.7σb，σb=（0.63～0.65）σb，σb=0.6σb進(jìn)行評(píng)估[3]，D 為剪切銷(xiāo)直徑。

選定同一批次加工的剪切銷(xiāo)，隨機(jī)抽取20樣件進(jìn)行剪切試驗(yàn)，測(cè)試剪切銷(xiāo)剪斷時(shí)作用力數(shù)據(jù)如下，剪切銷(xiāo)解鎖力Fj最大上偏差為設(shè)計(jì)值×（1+3.38%），解鎖力Fj最大下偏差為設(shè)計(jì)值×（1-4.94%），分布數(shù)據(jù)如下圖2所示。

圖2 剪切銷(xiāo)測(cè)試數(shù)據(jù)分布

1.3 安全距離分析

閉鎖機(jī)構(gòu)中的剪切銷(xiāo)剪斷后，在助推器和發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用下，機(jī)體向上方運(yùn)動(dòng)。在無(wú)人機(jī)發(fā)射與發(fā)射架分離過(guò)程中，無(wú)人機(jī)側(cè)向不進(jìn)行控制。由于分離高度較低及分離時(shí)間在很小時(shí)間段，忽略風(fēng)載荷和氣動(dòng)載荷對(duì)無(wú)人機(jī)影響。

假設(shè)無(wú)人機(jī)的對(duì)稱面始終與局部地表相互垂直的平面重合，且認(rèn)為無(wú)人機(jī)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)不偏離該平面，在該假設(shè)條件下，其偏航角，滾動(dòng)角，方向舵偏角，副翼偏角繞機(jī)身坐標(biāo)系彎矩Mx，My，Mz，角速度wx，wy，wz等于零，假設(shè)推力與無(wú)人機(jī)軸線一致，則可得到無(wú)人機(jī)在垂直平面運(yùn)動(dòng)方程組。助推器工作時(shí)間t一定，那么通過(guò)迭代法可以求得無(wú)人機(jī)在發(fā)射分離過(guò)程中的飛行高度和水平距離[4]。取無(wú)人機(jī)質(zhì)心為原點(diǎn)，建立大地坐標(biāo)系，無(wú)人機(jī)力學(xué)方程為：

2 仿真模型

利用虛擬樣機(jī)技術(shù)（VPT）建立發(fā)射系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)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(dòng)力學(xué)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(jié)果[5-6]。本文采用ADAMS軟件對(duì)無(wú)人機(jī)零長(zhǎng)發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真分析。

2.1 仿真建模

對(duì)發(fā)射架和無(wú)人機(jī)仿真模型通過(guò)xmt_txt文件導(dǎo)入ADAMS軟件，并按照真實(shí)結(jié)構(gòu)建立接觸關(guān)系，在無(wú)人機(jī)模型和大地（ground）建立Marker測(cè)量點(diǎn)，進(jìn)行發(fā)射分離安全距離測(cè)量。閉鎖釋放機(jī)構(gòu)建模時(shí)，對(duì)關(guān)鍵部件剪切銷(xiāo)建立固連副，對(duì)剪切銷(xiāo)受剪力進(jìn)行傳感器監(jiān)控，建立傳感器失效模型，當(dāng)剪切銷(xiāo)受剪力達(dá)到解鎖力設(shè)計(jì)值時(shí)，對(duì)應(yīng)的剪切銷(xiāo)固定副失效。并添加繼續(xù)仿真語(yǔ)句（SIMULATE/DYNAMIC，END=仿真時(shí)間，STEPS=仿真計(jì)算步驟）。

2.2 載荷施加

外力載荷主要分為發(fā)動(dòng)機(jī)推力載荷，隨時(shí)間變化的助推器推力載荷，發(fā)射架重力載荷，無(wú)人機(jī)與助推器重力載荷。加載發(fā)動(dòng)機(jī)推力時(shí)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)推力值相對(duì)于助推器最大推力值較小，加載發(fā)動(dòng)機(jī)推力達(dá)到穩(wěn)定時(shí)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(shí)間增加而增大，達(dá)到峰值后保持一段時(shí)間后，推力值逐漸減小。助推器測(cè)量載荷值采樣頻率較高，對(duì)作用力與時(shí)間關(guān)系的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)保存成.txt文件，通過(guò)創(chuàng)建名為SPLINE_1函數(shù)導(dǎo)入模型中。通過(guò)擬合法Cubic Fitting Method施加載荷，具體表達(dá)式為CUBSPL(time,0，SPLINE_1,0)。

3 仿真與靶試結(jié)果分析

3.1 仿真結(jié)果

利用上述建立無(wú)人機(jī)零長(zhǎng)發(fā)射動(dòng)力學(xué)模型，分別對(duì)設(shè)計(jì)質(zhì)心偏心，推力線偏心，推力局部變形偏心三種偏心上下包絡(luò)值分別計(jì)算，仿真結(jié)果顯示無(wú)人機(jī)能正常與發(fā)射架分離，通過(guò)多組偏心工況、發(fā)射角度、摩擦系數(shù)設(shè)置、釋放機(jī)構(gòu)剪切力材料分散性偏差值進(jìn)行組合，得到了無(wú)人機(jī)發(fā)射分離相關(guān)參數(shù)。

對(duì)靶試發(fā)射工況進(jìn)行參數(shù)設(shè)置，完成發(fā)射分離動(dòng)力學(xué)仿真，得到無(wú)人機(jī)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(wú)人機(jī)在發(fā)射架發(fā)射到離開(kāi)發(fā)射架安全距離仿真曲線。

圖3為無(wú)人機(jī)和助推器一起向前運(yùn)動(dòng)，助推器末端與發(fā)射架末端在X方向重合該時(shí)刻點(diǎn)，無(wú)人機(jī)與發(fā)射架分離姿態(tài)和分離距離，其中圖中左側(cè)描述為助推器運(yùn)動(dòng)到發(fā)射架底座最右側(cè)位置，圖中右側(cè)曲線數(shù)據(jù)描述助推器測(cè)量點(diǎn)與發(fā)射架上測(cè)量點(diǎn)在大地坐標(biāo)系下分別為X方向（水平向前），Y方向（垂直向上），Z方向（側(cè)向）安全距離，測(cè)量值X方向?yàn)?.3mm時(shí)，在Y向助推器末下端與發(fā)射架高度值為190.0mm，側(cè)向距離為7.2mm。

圖3 分離時(shí)刻點(diǎn)1分離距離

圖4 分離時(shí)刻點(diǎn)2分離距離

圖4為無(wú)人機(jī)和助推器一起向前運(yùn)動(dòng)，助推器末端與發(fā)射架前端在X方向重合該時(shí)刻點(diǎn)，無(wú)人機(jī)與發(fā)射架分離姿態(tài)和分離距離，其中圖中左側(cè)描述為助推器運(yùn)動(dòng)到發(fā)射架底座最右側(cè)位置，圖中右側(cè)曲線數(shù)據(jù)描述助推器測(cè)量點(diǎn)與發(fā)射架上測(cè)量點(diǎn)在大地坐標(biāo)系下三個(gè)方向分別為X方向（水平向前），Y方向（垂直向上），Z方向（側(cè)向）安全距離，當(dāng)助推器運(yùn)動(dòng)到發(fā)射架右端時(shí)，X方向測(cè)量值為-7.7mm時(shí)，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(jié)果

對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行靶試試驗(yàn)，通過(guò)高速攝像、遙測(cè)數(shù)據(jù)采集無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)高度和姿態(tài)等數(shù)據(jù)。圖5給出了無(wú)人機(jī)靶試高速攝影和動(dòng)力學(xué)仿真過(guò)程，時(shí)刻點(diǎn)1為X方向上助推器末端運(yùn)動(dòng)到發(fā)射架末端該時(shí)刻點(diǎn)。從圖中可以看出無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡和相對(duì)于發(fā)射架的分離距離，發(fā)射架翻轉(zhuǎn)支撐翻轉(zhuǎn)角度與仿真軌跡近似一致，通過(guò)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(jié)果一致。

圖5 分離時(shí)刻點(diǎn)1分離距離

圖6給出了時(shí)刻點(diǎn)2，在X方向上助推器末端運(yùn)動(dòng)到發(fā)射架前端時(shí)分離姿態(tài)和高度。從圖中可以看出無(wú)人機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡且相對(duì)于發(fā)射架的分離距離，發(fā)射架前翻轉(zhuǎn)支撐翻轉(zhuǎn)角度與動(dòng)力學(xué)仿真軌跡近似一致，通過(guò)圖像處理，靶試與仿真的角度偏差約為2.77°，仿真結(jié)果翻轉(zhuǎn)角度大于靶試翻轉(zhuǎn)角度結(jié)果，發(fā)射分離高度與仿真結(jié)果一致。

圖6 分離時(shí)刻點(diǎn)2分離距離

4 結(jié)論

本文對(duì)某型無(wú)人機(jī)零長(zhǎng)發(fā)射分離的安全性進(jìn)行了仿真，對(duì)影響無(wú)人機(jī)安全發(fā)射分離的各種因素進(jìn)行了分析，并得到了主要結(jié)論。

1） 閉鎖釋放力是無(wú)人機(jī)發(fā)射分離的關(guān)鍵因素，通過(guò)無(wú)人機(jī)和助推器重力、助推器推力、發(fā)射角度等可確定閉鎖力。對(duì)閉鎖裝置剪切銷(xiāo)進(jìn)行了理論計(jì)算和試驗(yàn)，通過(guò)試驗(yàn)確定在釋放力偏差在±5%以內(nèi)，在該偏差內(nèi)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真，無(wú)人機(jī)可與發(fā)射架安全分離。

2） 仿真結(jié)果顯示，在設(shè)計(jì)偏心工況組合下，無(wú)人機(jī)均可實(shí)現(xiàn)安全分離，相對(duì)無(wú)偏心仿真結(jié)果，推力線偏心略大于重力偏心結(jié)果。該現(xiàn)象由于推力點(diǎn)與質(zhì)心點(diǎn)相對(duì)距離較大，無(wú)人機(jī)實(shí)際轉(zhuǎn)動(dòng)慣量偏小引起，在實(shí)際發(fā)射過(guò)程需考慮助推器與機(jī)體連接部位局部變形引起偏心。

3） 仿真結(jié)果與靶試結(jié)果顯示，助推器推力作用下機(jī)體向前運(yùn)動(dòng)，助推器運(yùn)動(dòng)到翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)位置時(shí)，安全距離較短。發(fā)射環(huán)境溫度高于30℃時(shí)，助推器推力相對(duì)與靶試試驗(yàn)助推器推力增加，導(dǎo)致無(wú)人機(jī)分離速度與加速度增大而導(dǎo)致翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)反應(yīng)相對(duì)過(guò)慢，可能與前翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)干涉碰撞。翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)應(yīng)增加翻轉(zhuǎn)力裝置和到位緩沖裝置。

4） 靶試結(jié)果顯示，無(wú)人機(jī)與發(fā)射架安全分離。對(duì)無(wú)人機(jī)與發(fā)射架分離姿態(tài)、安全距離，靶試高速攝像結(jié)果與動(dòng)力學(xué)仿真結(jié)果基本一致，仿真結(jié)果與靶試結(jié)果均驗(yàn)證了某型無(wú)人機(jī)零長(zhǎng)發(fā)射的可行性和安全性。