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      無人機(jī)火箭助推發(fā)射風(fēng)險(xiǎn)控制方法研究

      2023-07-11 18:37:56張世慧袁培新董功銳崔丹
      科技風(fēng) 2023年17期
      關(guān)鍵詞:姿態(tài)控制方法研究無人機(jī)

      張世慧 袁培新 董功銳 崔丹

      摘?要:本文針對某型無人機(jī)在起飛發(fā)射過程中存在的風(fēng)險(xiǎn),對無人機(jī)起飛發(fā)射過程進(jìn)行了分段處理,分析了各階段姿態(tài)控制邏輯,對火箭助推發(fā)射的風(fēng)險(xiǎn)邊界進(jìn)行了研究論證,提出了無人機(jī)發(fā)射過程中調(diào)整火箭助推器的兩種方法,能夠有效提升無人機(jī)火箭助推發(fā)射的安全性,為該類無人機(jī)安全發(fā)射起飛提供理論依據(jù)。

      關(guān)鍵詞:無人機(jī);火箭助推發(fā)射;姿態(tài)控制;方法研究

      1?概述

      無人機(jī)的起飛方式有很多種,歸納為零長發(fā)射起飛、彈射起飛、起落架滑跑起飛、載機(jī)空中發(fā)射起飛、容器式發(fā)射起飛、垂直起飛、投擲發(fā)射起飛等類型。比較通用也是比較成功的起飛方法之一是火箭助推發(fā)射起飛,火箭助推發(fā)射一般采用零長或短軌的發(fā)射方式,無人機(jī)安裝在零長度發(fā)射裝置上,在火箭助推器作用下飛離發(fā)射裝置,無人機(jī)起飛后,拋掉助飛火箭,由飛機(jī)上的發(fā)動(dòng)機(jī)完成飛行任務(wù)。

      以某型無人機(jī)為例,該型無人機(jī)在實(shí)際使用中,由于發(fā)射場地周邊環(huán)境復(fù)雜,有村莊和高壓線等建筑物,無人機(jī)火箭助推發(fā)射起飛后,火箭助推器掉落地點(diǎn)不固定,人員和設(shè)備存在一定安全風(fēng)險(xiǎn)。為解決該型無人機(jī)在復(fù)雜環(huán)境下的起飛問題,本文從發(fā)射風(fēng)險(xiǎn)入手,分析研究了該型無人機(jī)火箭助推發(fā)射過程,提出了改進(jìn)意見和注意事項(xiàng),為火箭助推類無人機(jī)發(fā)射提供理論依據(jù)[1]。

      2?無人機(jī)火箭助推發(fā)射的特點(diǎn)

      無人機(jī)的起飛方式是反映作戰(zhàn)靈活性的關(guān)鍵因素,在實(shí)際應(yīng)用過程中發(fā)射階段往往最容易發(fā)生問題?;鸺瓢l(fā)射作為零長發(fā)射的一種方式,不受地域環(huán)境的限制、機(jī)動(dòng)性好、便捷快速、火箭助推發(fā)射存在時(shí)間短、無人機(jī)受力相對復(fù)雜、重心在瞬間移動(dòng)大等特點(diǎn)[2]。

      火箭助推無人機(jī)往往受多種因素的影響,火箭安裝角度不合適,會(huì)出現(xiàn)推力線不通過無人機(jī)重心的問題,導(dǎo)致無人機(jī)在俯仰和橫傾方向產(chǎn)生較大的作用力矩,造成無人機(jī)起飛時(shí)俯仰姿態(tài)或者橫傾發(fā)生變化,影響無人機(jī)安全起飛性能,會(huì)造成發(fā)射階段無人機(jī)失敗問題,調(diào)整助推火箭的推力線對于保證起飛具有十分重要的意義。

      在實(shí)際操作中,火箭助推發(fā)射時(shí)需要考慮的因素較多,主要為氣動(dòng)參數(shù)、控制系統(tǒng)參數(shù)、火箭安裝參數(shù)等方面,如果這些參數(shù)選擇不當(dāng),很容易導(dǎo)致發(fā)射過程的失?。?]。

      3?火箭助推過程

      火箭助推過程可分為3個(gè)階段:在軌滑行階段、脫離發(fā)射架到助推結(jié)束階段、助推火箭脫落階段[3]。

      3.1?在軌滑行階段

      在軌道滑行階段,無人機(jī)受力主要有發(fā)動(dòng)機(jī)推力、助推火箭推力、無人機(jī)重力、氣動(dòng)力、導(dǎo)軌的支撐力和摩擦力。該階段無人機(jī)發(fā)射角與爬升姿態(tài)角一致,即機(jī)體橫傾為0°,俯仰為±13°,且該階段飛行速度較低,同時(shí)受導(dǎo)軌的約束,因此可以不考慮氣動(dòng)力。

      3.2?火箭助推階段

      從火箭點(diǎn)燃到燃燒結(jié)束,火箭的燃燒時(shí)間大約為2s左右,當(dāng)火箭脫落時(shí)無人機(jī)飛行的高度約80米,距離也相對較近,通過發(fā)射無人機(jī)的姿態(tài)分析,無人機(jī)起飛時(shí)發(fā)射角度與爬升時(shí)的姿態(tài)角基本一致,機(jī)體坐標(biāo)軸與速度方向一致(迎角為零)。無人機(jī)離開發(fā)射架后,俯仰角開始變大,在飛行控制器的作用下,最終保持在一定的范圍內(nèi),無人機(jī)的實(shí)際飛行數(shù)據(jù)與火箭助推發(fā)射階段縱向姿態(tài)曲線基本一致。但是,無人機(jī)在發(fā)射階段速度不是很高,所以想要確保無人機(jī)在發(fā)射階段安全,必須在飛行前做好火箭助推器的安裝和檢查工作,確保推力線和安裝角在中心位置。

      3.3?火箭脫落階段

      火箭助推結(jié)束后,無人機(jī)速度完全由自身發(fā)動(dòng)機(jī)推力保持,未完全達(dá)到最大速度,火箭此時(shí)跟隨無人機(jī)一起做勻速運(yùn)動(dòng)。不同的是,火箭在重力的作用下向前下方擺動(dòng)脫落,可簡化為一物體在重力作用下繞定點(diǎn)下擺,分離時(shí)間非常短暫,火箭脫落時(shí)運(yùn)動(dòng)可以分解為沿接觸點(diǎn)(助推火箭與無人機(jī))的下移和轉(zhuǎn)動(dòng)。

      4?火箭助推風(fēng)險(xiǎn)邊界分析

      一般來說,無人機(jī)重心會(huì)偏離設(shè)計(jì)推力線(比如無人機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)在火箭點(diǎn)火之前就已經(jīng)啟動(dòng),由于各個(gè)型號(hào)無人機(jī)的油箱位置、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等不同,發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)后至無人機(jī)發(fā)射前一段時(shí)間的燃油消耗會(huì)導(dǎo)致無人機(jī)重心偏離設(shè)計(jì)推力線),助推火箭的推力會(huì)對無人機(jī)產(chǎn)生一個(gè)抬頭力矩;發(fā)射過程中,火箭推力的重心在無人機(jī)重心的后下方,無人機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力會(huì)對無人機(jī)產(chǎn)生低頭力矩;在火箭推力的作用下,無人機(jī)速度隨之增加,升力也慢慢增大,無人機(jī)的重心點(diǎn)在組合體重心之前,氣動(dòng)力會(huì)對組合體產(chǎn)生一個(gè)抬頭的力矩[4]。

      火箭在離軌后俯仰角變化較大,這是由于在無人機(jī)離軌瞬間,導(dǎo)軌的作用力突然消失,由于慣性作用,無人機(jī)產(chǎn)生一定的抬頭力矩。在2s時(shí)間內(nèi),助推火箭力矩大于發(fā)動(dòng)機(jī)推力力矩,無人機(jī)俯仰角減少。3s后,在氣動(dòng)力矩與發(fā)動(dòng)機(jī)推力力矩共同作用下,最終使無人機(jī)的俯仰角穩(wěn)定在給定值。從速度、高度的變化來看,雖然發(fā)射階段俯仰角變化較大,但由于無人機(jī)離軌時(shí)飛行速度很低,氣動(dòng)力矩作用可以忽略,舵面效率基本不存在,要確保無人機(jī)安全發(fā)射,必須在發(fā)射前調(diào)整好助推火箭的安裝角[5]。

      4.1?無人機(jī)發(fā)射過程必須引入俯仰控制

      火箭助推發(fā)射過程中,無人機(jī)的初始速度主要由助推火箭產(chǎn)生,加入俯仰控制,可使無人機(jī)發(fā)射時(shí)以固定角度和方向爬升,當(dāng)助推火箭脫落后,無人機(jī)在自身發(fā)動(dòng)機(jī)的推力下沿縱向俯仰方向飛行,如果沒有引入俯仰控制,會(huì)導(dǎo)致組合體重心發(fā)生移動(dòng),無人機(jī)受力發(fā)生變化,并且始終受到較大的火箭推力,致使整個(gè)過程無人機(jī)沒有平衡點(diǎn)。無人機(jī)俯仰姿態(tài)變化較大,不利于發(fā)射安全,尤其俯仰力矩系統(tǒng)對俯仰角速度的導(dǎo)數(shù)較小時(shí),則無人機(jī)的姿態(tài)變化將更加劇烈。如果火箭推力線在組合體重心上方通過,則常值力矩是低頭力矩,無人機(jī)在助推發(fā)射過程中可能存在墜地風(fēng)險(xiǎn)。因此,必須在無人機(jī)的火箭助推發(fā)射過程中引入俯仰控制,以消除無人機(jī)由于存在重心測量誤差、安裝誤差等造成的影響,確保發(fā)射安全[6]。

      4.2?火箭助推發(fā)射無人機(jī)重心匹配問題

      根據(jù)上述分析,無人機(jī)重心的位置是決定無人機(jī)縱向穩(wěn)定性的重要參數(shù),即使引入俯仰控制,無人機(jī)和助推火箭、助推火箭和發(fā)射架之間的縫隙也應(yīng)當(dāng)盡可能小。

      當(dāng)無人機(jī)重心位置固定時(shí),必須滿足推力線的延長線與無人機(jī)的實(shí)際重心之間距離在一定范圍內(nèi)才能保證發(fā)射安全。因此,在發(fā)射前需測量無人機(jī)的實(shí)際重心,保證助推火箭推力線通過組合體重心。

      4.3?火箭助推發(fā)射無人機(jī)重心位置的調(diào)整

      在空中飛行的無人機(jī)全機(jī)重心的前后位置允許變動(dòng)的范圍較小,重心位置的前限由滑跑起飛時(shí)把機(jī)頭拉起的條件決定,重心的后限由無人機(jī)飛行時(shí)的安定條件決定,常說的重心位置是相對于機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長的百分比來表示[7]。

      某型無人機(jī)采用火箭助推的方式起飛,起飛前已經(jīng)引入了俯仰控制,主要考慮的是安定性方面的要求。根據(jù)空氣動(dòng)力方面的計(jì)算,并且將平均空氣動(dòng)力弦簡化折算到機(jī)翼根部弦長上去,某型無人機(jī)的重心位置在33%~35%機(jī)翼根弦。由于火箭發(fā)射起飛,要求推力線與重心之間有較嚴(yán)格的關(guān)系,因此上述范圍應(yīng)予以保證。

      無人機(jī)出廠前重心位置已調(diào)整在上述重心位置,無須再進(jìn)行調(diào)整,但飛機(jī)內(nèi)的裝載設(shè)備如有大的變動(dòng),則重心必須重新調(diào)整。其方法是根據(jù)力矩平衡原則按以下步驟調(diào)制要求位置:某型無人機(jī)以待飛狀態(tài)安裝,即各種設(shè)備全部安裝到位,加滿油,裝好傘,發(fā)動(dòng)機(jī)安裝到位,機(jī)翼尾翼安裝到位,在中翼上畫好配重線,貼好刀口支撐板;配重時(shí)先將刀口對準(zhǔn)中間一條線,看全機(jī)能否配平,否則移動(dòng)刀口直到全機(jī)平衡;若刀口還在重心前后0.5mm范圍內(nèi)則無須另外配重,若超出此范圍,可在頭部或者尾部配重。

      4.4?火箭推力線的測量

      在無人機(jī)剛離開發(fā)射架時(shí)無人機(jī)的速度很低,機(jī)翼的升力很小,此時(shí)無人機(jī)的重量完全要由火箭推力的向上分力來負(fù)擔(dān)。隨后無人機(jī)的速度不斷增加,機(jī)翼的升力逐漸增大,再加上火箭推力的向上分力,飛行軌跡勢必向上彎曲,而且機(jī)頭上仰角度也隨之增大,這樣的姿態(tài)容易造成無人機(jī)“失速”。因此,要使推力線有意的在重心上面通過,剛起飛時(shí),造成一個(gè)低頭力矩,使無人機(jī)略有低頭,而在火箭助推的后期,不至于抬頭過高。

      5?調(diào)整火箭助推器的兩種方法

      火箭助推器起飛最大的優(yōu)勢就是起飛場地不受限制,可以在山地、河灘、丘陵等地形復(fù)雜的地方做到零長起飛,最大限度地提高了火箭助推無人機(jī)的機(jī)動(dòng)性和展開時(shí)間[8]。

      5.1?配重法

      根據(jù)無人機(jī)的重心位置,使用鋼板尺對機(jī)翼后緣進(jìn)行測量,將重心位置調(diào)整到規(guī)定的范圍值內(nèi),稱重時(shí)必須保證油箱加滿油,將回收傘裝好,空速管安裝到位。如果所測量重心不在規(guī)定范圍內(nèi),則需使用鉛塊對其進(jìn)行相應(yīng)配重。如果無人機(jī)有輕微的抬頭,基本可以忽略不計(jì),但是必須保證無人機(jī)重心不變的情況下,不可以低頭,確保重心不變。

      5.2?推力線調(diào)整法

      在已知無人機(jī)重心位置的情況下,根據(jù)某型無人機(jī)吊掛要求進(jìn)行無人機(jī)滿載吊掛,裝好回收傘;加油時(shí)在前油箱頂部放置一塊試驗(yàn)過的與飛行前油量相當(dāng)容積的海綿,模擬無人機(jī)在外場飛行前發(fā)動(dòng)機(jī)著車所消耗的油量;吊掛結(jié)束后再將吊掛時(shí)使用的海綿取出;最后再將油箱加滿,使用吊掛器將無人機(jī)倒置吊起,推力線在吊掛筒正中間1mm左右范圍,如不正確,需在相應(yīng)的位置通過添加銅皮或者墊片進(jìn)行調(diào)整,確保推力線重心位置。

      綜合上述研究分析,無人機(jī)火箭助推發(fā)射為確保發(fā)射安全,需注意以下四點(diǎn):

      (1)無人機(jī)在發(fā)射前調(diào)整好助推火箭的安裝角(12°~15°可調(diào))。

      (2)為消除無人機(jī)可能存在的重心測量誤差、安裝誤差,在無人機(jī)火箭助推發(fā)射過程中引入俯仰角控制。

      (3)無人機(jī)出廠驗(yàn)收時(shí),應(yīng)充分關(guān)注和考慮重心問題,在裝配時(shí)重視無人機(jī)的重心匹配。

      (4)安裝助推火箭時(shí),用干毛巾清除飛機(jī)推力座與火箭上連接點(diǎn)的灰塵和油污,安裝完畢后要反復(fù)測試助推火箭脫落情況。

      結(jié)語

      本文通過對某型無人機(jī)的發(fā)射過程進(jìn)行分析研究,給出了分析結(jié)果,提出了安裝火箭助推器的方法,為同類型的無人機(jī)操作使用提供了非常重要的參考資料,同樣對于其他型號(hào)無人機(jī)發(fā)射階段的安全分析,也具有一定的借鑒意義。

      參考文獻(xiàn):

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      [2]李為吉.飛機(jī)總體設(shè)計(jì)[M].西安:西北工業(yè)大學(xué)出版社,2004.

      [3]楊旭,王鵬基.無人機(jī)起飛段航跡控制方案設(shè)計(jì)與數(shù)學(xué)仿真[J].戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù),2004:4246.

      [4]何慶,劉東升.無人機(jī)發(fā)射技術(shù)[J].飛航導(dǎo)彈,2010:2427.

      [5]李東,榮輝.基于無人機(jī)數(shù)學(xué)模型仿真分析與研究[J].科學(xué)技術(shù)與工程,2008,8:15101535.

      [6]田新峰,薛鵬,等.某無人機(jī)火箭助推發(fā)射研究[J].宇航計(jì)測技術(shù),2012:3032.

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      作者簡介:張世慧(1984—?),男,漢族,山西晉城人,本科,無人機(jī)技師,研究方向:無人機(jī)指揮控制。

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