吳 昊,李彥瑩,孫 博,胡雪岑,王振宇

( 沈陽遼沈工業(yè)集團(tuán)有限公司,沈陽 110045)

0 引言

太陽能無人機(jī)是利用太陽光輻射能作為動(dòng)力的無人駕駛飛行器,它攜帶的太陽能電池可以將太陽能轉(zhuǎn)化為提供搭載電動(dòng)機(jī)的電能,從而產(chǎn)生飛行動(dòng)力[1-2]。與常規(guī)固定翼無人機(jī)相比,其覆蓋區(qū)域廣、留空時(shí)間長[3],成為近些年來被各個(gè)國家正向研究的對象。起落架是無人機(jī)的重要組成部分,主要功能是支撐機(jī)體在地面停放、滑行、起飛、著陸、滑跑時(shí)受到的重力;承受、消耗和吸收機(jī)體在著陸與地面運(yùn)動(dòng)時(shí)的撞擊和顛簸能量,以及在滑跑和滑行時(shí)為無人機(jī)帶來一定的操縱能力[4-6]。

齊浩等[7]針對傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)設(shè)計(jì)了一套可收放起落架,避免氣動(dòng)損耗,通過綜合焦點(diǎn)、飛行器擦地角、防道理叫和剎車慣性力矩確定了安裝位置;Ding等[8]設(shè)計(jì)了2種弓形梁式起落架,其中后者為前者的簡化模型,通過顯示動(dòng)力學(xué)對受到?jīng)_擊載荷下的起落架進(jìn)行評估,對比了2種起落架的應(yīng)力分布情況,發(fā)現(xiàn)簡化后的起落架最大應(yīng)力得到改善;Zhang等[9]利用Ansys CFX對水下滑翔機(jī)的著陸裝置進(jìn)行數(shù)值模擬,通過響應(yīng)面法和粒子群算法減小起落架著陸阻力、高度等;趙知辛等[10]基于滑橇式起落架的弓形梁結(jié)構(gòu),在連接處加入類竹節(jié)結(jié)構(gòu),顯著提高結(jié)構(gòu)承載力與吸能性,通過比吸能分析、靜力學(xué)有限元分析及動(dòng)態(tài)載荷分析,驗(yàn)證了該起落架對復(fù)雜地形的適應(yīng)性。但以上無人航行器的起落架未考慮輕量化設(shè)計(jì),且未針對多種工況下開展動(dòng)力學(xué)仿真分析。文獻(xiàn)[11]根據(jù)某型太陽能無人機(jī)滑行階段和起飛階段的相應(yīng)需求,設(shè)計(jì)了一種輕型遙控輔助起飛裝置,在無人機(jī)滑行和下降過程中提供更強(qiáng)的緩沖性及抗墜毀性。該型太陽能無人機(jī)機(jī)體為碳纖維材料,具有大展弦比外形,該結(jié)構(gòu)特征及氣動(dòng)外形使其易受氣流、側(cè)風(fēng)等環(huán)境因素的影響。

本文中,根據(jù)文獻(xiàn)[11]所述輔助起飛裝置、某型太陽能無人機(jī)的機(jī)體和用來傳遞輔助動(dòng)力的車載桁架作為動(dòng)力學(xué)建模及仿真分析的對象,根據(jù)Catia方案模型對其進(jìn)行拆解歸類。提取質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量等信息,在Adams軟件中進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真,使用Matlab/Simulink模塊實(shí)現(xiàn)飛行力學(xué)載荷的計(jì)算。通過分析多種實(shí)際工況的計(jì)算結(jié)果,進(jìn)一步改進(jìn)輔助起飛裝置結(jié)構(gòu),提高系統(tǒng)穩(wěn)定性及可靠性。

1 輔助起飛裝置動(dòng)力學(xué)建模

1.1 坐標(biāo)系及單位

地面坐標(biāo)系:以無人機(jī)質(zhì)心初始位置為原點(diǎn),助推車體運(yùn)動(dòng)方向?yàn)閄軸正方向,鉛垂向下為Y軸負(fù)方向,根據(jù)右手定則確定Z軸正方向[12]。

機(jī)體坐標(biāo)系:以無人機(jī)質(zhì)心位置為原點(diǎn),以無人機(jī)航向?yàn)閄軸正方向,以無人機(jī)法向向上為Y軸正方向,根據(jù)右手定則確定Z軸正方向。

航跡坐標(biāo)系:以無人機(jī)質(zhì)心位置為原點(diǎn),以無人機(jī)地速方向?yàn)閄軸正方向,在包含X軸的鉛垂面內(nèi),垂直于X軸向上為Y軸正方向,根據(jù)右手定則確定Z軸正方向。

氣流坐標(biāo)系:以無人機(jī)質(zhì)心位置為原點(diǎn),以無人機(jī)空速方向?yàn)閄軸正方向,在包含X軸的鉛垂面內(nèi),垂直于X軸向上為Y軸正方向,根據(jù)右手定則確定Z軸正方向。

模型單位:本項(xiàng)目建模與仿真統(tǒng)一使用法定計(jì)量單位,如表1所示。

表1 計(jì)量單位表

1.2 無人機(jī)系統(tǒng)起飛過程模型構(gòu)建

從Catia導(dǎo)入的模型零部件,分為以下幾部分。

1.2.1機(jī)體部分

機(jī)體部分,包括機(jī)身、機(jī)翼、尾翼、機(jī)輪、輪架、輪軸等。太陽能無人機(jī)機(jī)體Catia模型如圖1所示,除起落裝置外,無人機(jī)的質(zhì)量設(shè)為72 kg,以機(jī)翼前緣與飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面交點(diǎn)為原點(diǎn),前緣指向后緣方向?yàn)檎?距離260 mm處為重心位置。三軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量分別為:Ixx=880 kg·m2,Iyy=940 kg·m2,Izz=60 kg·m2。

圖1 輔助起飛裝置初步方案Catia模型

1.2.2輔助起飛裝置

輔助起飛裝置:包括擋板、護(hù)欄、鎖止銷、電磁鐵等。輕型遙控起落架結(jié)構(gòu)部分初始方案單側(cè)總重2.10 kg。由起落架架體及連接裝置組成,如圖2所示。初始方案起落架架體零部件明細(xì)如表2所示。

圖2 輔助起飛裝置單側(cè)結(jié)構(gòu)圖

表2 初始方案起落架架體零部件明細(xì)

1.2.3車載桁架部分

以飛機(jī)起落架為基礎(chǔ),設(shè)計(jì)一套鋁合金型材桁架。為滿足飛機(jī)起飛速度要求,桁架與皮卡車后斗固定。同時(shí)飛機(jī)安裝起落架后,放置在桁架的水平滑道上。在汽車加速時(shí),為保護(hù)飛機(jī)在桁架上前后方向或左右方向晃動(dòng),該方案設(shè)計(jì)了鎖止裝置和護(hù)欄,以保護(hù)飛機(jī)起飛前的狀態(tài)穩(wěn)定性。當(dāng)皮卡車行駛到飛機(jī)起飛速度要求時(shí),鎖止裝置放行,飛機(jī)起飛。飛機(jī)飛行保持穩(wěn)定后,起落架自動(dòng)脫落。

桁架各部分組件功能介紹如下:

桁架主體:桁架選用80×80,壁厚5 mm鋁合金型材架,通過連接件組裝成一個(gè)V型架,底部與皮卡車固定,上部用于承載飛機(jī)主體。如圖3所示。

圖3 有限元網(wǎng)格模型

R型導(dǎo)軌:將R型導(dǎo)軌對稱裝配在鋁型材兩端,用于配合起落架輪胎。如圖4所示。

圖4 桁架R型導(dǎo)軌及起落架輪胎固定方式

鎖止裝置:包括電磁鐵、鎖止銷等結(jié)構(gòu)件,用于飛機(jī)的鎖止與放行。飛機(jī)起飛前,電磁鐵通電,鎖止銷被吸合,保護(hù)飛機(jī)前后串動(dòng),飛機(jī)達(dá)到速度后,鎖止銷脫落,飛機(jī)放行。

擋板:用于防止飛機(jī)橫向偏移。如圖5所示。

圖5 桁架鎖止裝置及擋板作用方式

2 無人機(jī)安全起飛條件及氣動(dòng)參數(shù)

全程在機(jī)體質(zhì)心處施加氣動(dòng)載荷,不同攻角下的氣動(dòng)載荷數(shù)據(jù)如表3所示。

表3 不同攻角下的氣動(dòng)載荷數(shù)據(jù)

經(jīng)過Ansys CFD氣動(dòng)外形仿真計(jì)算,太陽能無人機(jī)可以安全起飛的邊界條件為:

起飛過程滾轉(zhuǎn)角不超過-10°～10°;

車推輔助起飛方案助推過程中滾轉(zhuǎn)角不超過-4°～4°;

起飛過程偏航角不超過:-10°～10°;

起飛過程俯仰角不超過:-10°～10°;

起飛過程側(cè)滑角不超過:-12°～12°;

起飛過程迎角不超過:-3°～7°。

3 起飛過程仿真計(jì)算及分析

使用Adams軟件建立的動(dòng)力學(xué)仿真模型,如圖6所示。

圖6 Adams動(dòng)力學(xué)仿真模型

主要涉及鋼材、鋁材、橡膠和地面之間的接觸碰撞,采用使用較為廣泛的沖擊函數(shù)法進(jìn)行碰撞力的計(jì)算,法向力通過IMPACT函數(shù)法計(jì)算,計(jì)算公式為[13]

(1)

摩擦力通過Coulomb方法進(jìn)行計(jì)算,即

fi=μimig

fn=μnmng

(2)

式(2)中:fi、fn為前后輪輪胎、輪軸、輪架體桿、輪連接所受的切向摩擦力與法向摩擦力。

主要材料之間的碰撞參數(shù)和摩擦系數(shù)來源于Adams材料屬性庫與相關(guān)文獻(xiàn)[14]。除理想條件下,進(jìn)行考慮碰撞、約束釋放、恒定側(cè)風(fēng)、側(cè)向切邊風(fēng)工況下的情況分析。

3.1 Simulink/Adams仿真分析設(shè)置

本文中搭建的Simulink/Adams聯(lián)合仿真模型如圖7所示。

圖7 基于Simulink/Adams的聯(lián)合仿真模型

采用松耦合方式,引入雙時(shí)間步法進(jìn)行時(shí)間推進(jìn)[15-16],可以在保證一定精度的同時(shí)減少計(jì)算時(shí)間,計(jì)算流程如圖8所示。

圖8 雙時(shí)間步松耦合計(jì)算流程

圖8中,Δt=0.001 s,ΔT=0.001 s。ΔT為每次調(diào)用Adams或飛控程序的仿真總時(shí)間,Δt為仿真時(shí)間步長。以Tk+1到Tk+2為例。

在Adams中提取時(shí)刻Tk+1飛機(jī)的速度、姿態(tài)角、角速度,提取Tk到Tk+1時(shí)刻飛機(jī)的擾動(dòng)力(矩),傳遞給飛控程序;

在飛控程序中計(jì)算Tk+1到Tk+2時(shí)刻的氣動(dòng)力、控制力矩、阻尼力矩;

將上述參數(shù)通過數(shù)據(jù)傳遞接口傳給Adams;

在Adams中以插值的形式施加上述力(矩),進(jìn)行第Tk+1到Tk+2的仿真,得到ΔT內(nèi)各個(gè)Δt子步的結(jié)果將用于下一時(shí)間段的仿真。

仿真總時(shí)長設(shè)為20 s,具體流程如下:

1) 第0～1 s,無人機(jī)隨車架一起運(yùn)動(dòng),車速以11 m/s速度起飛,此階段目的是為了達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài),不與飛控程序交互。

2) 第1～2 s,車速保持11 m/s不變,第2 s末,釋放電磁鐵處的約束。

3) 第2～3 s,車架仍以11 m/s的速度勻速運(yùn)動(dòng),繼續(xù)執(zhí)行無人機(jī)Adams動(dòng)力學(xué)仿真模型與飛控程序的交互求解,直至無人機(jī)脫離車架,隨后調(diào)用飛控程序開環(huán)求解。

4) 第3～20 s,車架勻減速至0,繼續(xù)調(diào)用飛控程序開環(huán)計(jì)算。

基于仿真分析結(jié)果,目前的無人機(jī)輔助起飛裝置存在以下問題,可能會(huì)導(dǎo)致起飛失敗:

1) R型導(dǎo)軌與機(jī)輪為線接觸,運(yùn)行過程不穩(wěn)定。

2) 當(dāng)遭遇側(cè)風(fēng)時(shí),鎖止銷下落過程中容易發(fā)生卡滯。

故將輪式起落架改為碳纖維板制成的滑橇,由線接觸變?yōu)槊娼佑|,減輕起落架重量的同時(shí)增加穩(wěn)定性;在原先的桁架上放置固定滑橇的鋁合金型材,防止車加速時(shí)飛機(jī)在桁架上前后方向或左右方向晃動(dòng)。主要部件為:機(jī)體、碳纖維滑橇、鋁合金車架、型材、電磁鐵。建立的碰撞關(guān)系主要有以下3類:滑橇-鋁合金車架、滑橇-鋁合金型材、滑橇-電磁鐵。改進(jìn)方案關(guān)鍵部件如圖9所示。

圖9 改進(jìn)方案關(guān)鍵部件

起落架前側(cè)做成上翹的形式,利于無人機(jī)滑出,起落架后側(cè)有一凸臺,防止無人機(jī)向后掉落。防脫落功能由電磁鐵解鎖裝置實(shí)現(xiàn)(如圖9橙色方框),經(jīng)實(shí)際測試,左右兩側(cè)電磁鐵釋放最大間隔為20 ms。

3.2 考慮碰撞因素仿真結(jié)果

在Adams中進(jìn)行考慮車架-起落裝置碰撞影響下車載方案仿真分析,不考慮側(cè)風(fēng)的影響。分析部件之間的碰撞及電磁鎖釋放同步性對無人機(jī)起飛的影響,提取無人機(jī)隨車架運(yùn)動(dòng)時(shí)的最大干擾力、干擾力矩,作為判斷無人機(jī)是否能夠正常起飛的輔助參考依據(jù)。當(dāng)無人機(jī)在車架上隨車架一同運(yùn)動(dòng)時(shí),地面對車架、車架對起落裝置都存在干擾力和干擾力矩,提取各時(shí)間步下無人機(jī)相關(guān)姿態(tài)數(shù)據(jù)(地速、姿態(tài)角、姿態(tài)角速度、速度角)以及干擾力、干擾力矩交互給飛控程序,實(shí)現(xiàn)考慮碰撞干擾下的無人機(jī)動(dòng)力學(xué)仿真。計(jì)算如下幾個(gè)工況(起飛速度為11 m/s):

1) 第2 s時(shí),左右兩側(cè)電磁鐵約束同步釋放。

2) 第1.95 s,左側(cè)電磁鐵先釋放,第2 s,右側(cè)電磁鐵釋放。

3) 第1.9 s,左側(cè)電磁鐵先釋放,第2 s,右側(cè)電磁鐵釋放。

工況②、工況③下無人機(jī)受到的干擾力及干擾力矩分別如圖10、圖11所示。

圖10 工況②下無人機(jī)受到的干擾力及干擾力矩

仿真時(shí)長為16 s,仿真時(shí)間步長為0.005 s,從Adams中提取工況②、工況③第1～3 s的干擾力、干擾力矩,可以看出第1.2 s后,干擾力和干擾力矩都趨于穩(wěn)定,在釋放電磁鐵處的約束時(shí)有較小的突變,隨后都減小至0,這也說明了后續(xù)直接調(diào)用飛控程序進(jìn)行開環(huán)計(jì)算的合理性。由于無人機(jī)在隨車架運(yùn)動(dòng)的階段各姿態(tài)受到車架及電磁鐵的約束,無人機(jī)除縱向加速度之外的加速度值保持在0左右,縱向由于受到碰撞的影響,因此會(huì)承受較大的干擾力。第2 s時(shí),沿y軸干擾力的最大值為218.195 5 N,此刻,繞x軸方向的干擾力矩值為599.999 5 N·m。當(dāng)約束釋放間隔為100 ms時(shí),最大干擾力、干擾力矩的數(shù)值與間隔50 ms釋放時(shí)的區(qū)別不大,但不穩(wěn)定的時(shí)長更長。

機(jī)體坐標(biāo)系下,無人機(jī)在整個(gè)仿真階段的氣動(dòng)力(矩)、控制力(矩)、阻尼力(矩)之和的時(shí)間歷程曲線如圖12所示,由圖12可以看出,釋放電磁鐵處約束(第2 s)后無人機(jī)所受的氣動(dòng)載荷較為穩(wěn)定,沒有發(fā)生較大的突變。此外,交互仿真段和開環(huán)計(jì)算段的參數(shù)銜接過渡較好,這也說明了交互仿真的合理性。

圖12 無人機(jī)受到的氣動(dòng)載荷變化曲線

無人機(jī)在整個(gè)仿真階段的迎角、側(cè)滑角如圖13所示,由圖13可以看出,迎角最小為-1.277 4°,由于未考慮側(cè)風(fēng),側(cè)滑角也很小,最大為0.105 7°,均未超出給定的危險(xiǎn)邊界。

圖13 無人機(jī)迎角及側(cè)滑角變化曲線

3.3 考慮恒定側(cè)風(fēng)影響下的仿真結(jié)果

在Adams中進(jìn)行考慮碰撞與恒定側(cè)風(fēng)影響下車8i無人機(jī)在車架上隨車架一同運(yùn)動(dòng)時(shí)即開始施加側(cè)風(fēng),地面對車架、車架對起落裝置都存在干擾力和干擾力矩,提取各時(shí)間步下無人機(jī)相關(guān)姿態(tài)數(shù)據(jù)(地速、姿態(tài)角、姿態(tài)角速度、速度角)以及干擾力、干擾力矩交互給飛控程序,采用3.1節(jié)所述的聯(lián)合仿真流程,實(shí)現(xiàn)考慮碰撞干擾下的無人機(jī)動(dòng)力學(xué)仿真。計(jì)算的具體工況如下:起飛速度為11 m/s,施加2 m/s側(cè)風(fēng)(Winddirection=90°),第1.95 s,左側(cè)電磁鐵約束先釋放,第2 s,右側(cè)電磁鐵約束釋放。

從Adams中提取第1～3 s的干擾力、干擾力矩變化曲線如圖14所示。

圖14 第1～3 s無人機(jī)干擾力和干擾力矩變化曲線

由圖14可以看出,第1.2 s后,干擾力和干擾力矩都趨于穩(wěn)定,在釋放電磁鐵處的約束時(shí)有較小的突變,隨后都減小至0,這也說明了后續(xù)直接調(diào)用飛控程序進(jìn)行開環(huán)計(jì)算的合理性。由于無人機(jī)在隨車架運(yùn)動(dòng)的階段各姿態(tài)受到車架及電磁鐵的約束,無人機(jī)除縱向加速度之外的加速度值保持在0左右,縱向由于受到碰撞的影響,因此會(huì)承受較大的干擾力。側(cè)向由于一直承受較強(qiáng)側(cè)風(fēng)作用,也會(huì)承受較大的干擾力,第2 s時(shí),沿y軸干擾力值為283 N,此刻,繞x軸方向的干擾力矩值為837.868 7 N·m。釋放電磁鐵約束后,干擾力不為0。無人機(jī)受到的氣動(dòng)載荷變化曲線圖圖15所示。

圖15 無人機(jī)受到的氣動(dòng)載荷變化曲線

無人機(jī)在整個(gè)仿真階段的迎角、側(cè)滑角如圖16所示,由圖16可以看出,迎角最小為-0.946 2°,最大為0.538 8°。由于在車上時(shí)受車架約束,側(cè)風(fēng)作用下側(cè)滑角基本保持不變,約為10.43°,均未超出給定的危險(xiǎn)邊界,從車架上起飛后側(cè)滑角在控制系統(tǒng)的作用下恢復(fù)至0°附近。與同步釋放的趨勢、極值都較為接近,因此可以認(rèn)為50 ms的釋放間隔對2 m/s側(cè)風(fēng)釋放下的無人機(jī)來說是安全的。

圖16 無人機(jī)迎角及側(cè)滑角變化曲線

3.4 側(cè)向切變風(fēng)下的仿真結(jié)果

在第3.3節(jié)恒定側(cè)風(fēng)計(jì)算基礎(chǔ)上,假定側(cè)風(fēng)在第10 s時(shí)風(fēng)向突變。起飛速度為11 m/s,在Adams中進(jìn)行切變側(cè)風(fēng)影響下的無人機(jī)輔助起飛裝置動(dòng)力學(xué)仿真分析。計(jì)算的具體工況如圖17所示。圖17中,工況①第10 s時(shí)風(fēng)向由90°變成270°,風(fēng)速不變;工況②第10 s時(shí)風(fēng)向由90°變成180°,風(fēng)速不變;工況③第10 s時(shí)風(fēng)向由90°變成0°,風(fēng)速不變。

圖17 側(cè)風(fēng)切變示意圖

3.4.10～10 s,側(cè)風(fēng)恒為2 m/s,方向90°,第10 s,方向改為270°

無人機(jī)在工況①情況下整個(gè)仿真階段的迎角、側(cè)滑角、對地速度如圖18所示。

圖18 工況①情況下無人機(jī)迎角、側(cè)滑角及地速變化曲線

由圖18可以看出,迎角最小為-3.474 8°,超過了給定的閾值。由于在車上時(shí)受車架約束,側(cè)風(fēng)作用下側(cè)滑角基本保持不變,約為10.434 1°,未超出給定的危險(xiǎn)邊界,從車架上起飛后側(cè)滑角在控制系統(tǒng)的作用下恢復(fù)至0°附近。這種側(cè)風(fēng)的突變會(huì)使得迎角發(fā)生突變且超過閾值,但不會(huì)導(dǎo)致側(cè)滑角有較大的變化,迎角的突變導(dǎo)致無人機(jī)所受的相應(yīng)的氣動(dòng)力發(fā)生突變,無人機(jī)在控制系統(tǒng)的作用下平衡載荷的突變,側(cè)風(fēng)的作用較大時(shí),無人機(jī)會(huì)側(cè)風(fēng)的突變處于危險(xiǎn)狀態(tài),基于以上分析結(jié)果,可以認(rèn)為無人機(jī)受到反向突變的2 m/s側(cè)風(fēng)作用是不安全的。

3.4.20～10 s,側(cè)風(fēng)恒為2 m/s,方向90°,第10 s,風(fēng)向改為180°

無人機(jī)在工況②情況下整個(gè)仿真階段的迎角、側(cè)滑角、對地速度如圖19所示。

圖19 工況②情況下無人機(jī)迎角、側(cè)滑角及地速變化曲線

由圖19可以看出,迎角最小為-2.973 8°,接近給定的閾值。由于在車上時(shí)受車架約束,側(cè)風(fēng)作用下側(cè)滑角基本保持不變,約為10.434 1°,未超出給定的危險(xiǎn)邊界,從車架上起飛后側(cè)滑角在控制系統(tǒng)的作用下恢復(fù)至0°附近。

第10 s時(shí)風(fēng)向由90°變成180°時(shí),風(fēng)速與無人機(jī)速度疊加,使無人機(jī)對地速度超過11.6 m/s,無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)提供的軸向、法向、側(cè)向抗干擾力矩增大,從而使迎角、側(cè)滑角未超出給定的危險(xiǎn)邊界。因此可以認(rèn)為無人機(jī)受到180°方向突變的2 m/s側(cè)風(fēng)作用是安全的。

3.4.30～10 s,側(cè)風(fēng)恒為2 m/s,方向90°,第10 s,風(fēng)向改為0°

無人機(jī)在工況③情況下整個(gè)仿真階段的迎角、側(cè)滑角如圖20所示,由圖20可以看出,迎角最小為-3.516 6°,超過了給定的閾值。由于在車上時(shí)受車架約束,側(cè)風(fēng)作用下側(cè)滑角基本保持不變,約為10.434 1°,未超出給定的危險(xiǎn)邊界,從車架上起飛后側(cè)滑角在控制系統(tǒng)的作用下恢復(fù)至0°附近。這種側(cè)風(fēng)的突變會(huì)使得迎角發(fā)生突變且超過閾值,但不會(huì)導(dǎo)致側(cè)滑角有較大的變化,迎角的突變導(dǎo)致無人機(jī)所受的相應(yīng)的氣動(dòng)力發(fā)生突變,無人機(jī)在控制系統(tǒng)的作用下平衡載荷的突變,側(cè)風(fēng)的作用較大時(shí),無人機(jī)會(huì)側(cè)風(fēng)的突變處于危險(xiǎn)狀態(tài),基于以上分析結(jié)果,因此可以認(rèn)為無人機(jī)受到0°方向突變的2 m/s側(cè)風(fēng)作用是不安全的。

圖20 工況③情況下無人機(jī)迎角、側(cè)滑角及地速變化

通過對各個(gè)工況的仿真計(jì)算,可以得到以下結(jié)論:

1) 兩側(cè)電磁鐵釋放間隔50 ms的情況下,電磁鎖機(jī)構(gòu)同步釋放對無人機(jī)有/無側(cè)風(fēng)作用下的起飛影響均可忽略不計(jì)。

2) 根據(jù)三角函數(shù)關(guān)系換算,側(cè)風(fēng)2.3 m/s時(shí)側(cè)滑角恰為12°,無人機(jī)可以正常起飛的恒定側(cè)風(fēng)閾值為2 m/s;當(dāng)其受2 m/s,90°側(cè)風(fēng)作用時(shí),出現(xiàn)風(fēng)速相同的0°,270°切變風(fēng)均會(huì)導(dǎo)致無人機(jī)的迎角超過閾值,出現(xiàn)180°切變風(fēng)則能安全起飛。

4 結(jié)論

本文中針對無人機(jī)輔助起飛裝置方案進(jìn)行多體動(dòng)力學(xué)仿真及優(yōu)化設(shè)計(jì)工作,驗(yàn)證了車載輔助起飛裝置在給定起飛條件下的可行性和安全性,主要計(jì)算結(jié)論如下。

1) Admas動(dòng)力學(xué)計(jì)算與飛控程序的匹配性較好,無人機(jī)姿態(tài)與飛控程序得到的姿態(tài)差異較小。

2) 給定最大50 ms間隔下,電磁鎖機(jī)構(gòu)不同步釋放對無人機(jī)起飛影響可忽略不計(jì)。

3) 路面不平順在車推階段對無人機(jī)姿態(tài)的影響較小。

4) 恒定側(cè)風(fēng)影響下當(dāng)無人機(jī)達(dá)到11 m/s速度釋放起落裝置處的約束,可以正常起飛的恒定側(cè)風(fēng)閾值為2 m/s;當(dāng)其受2 m/s,90°側(cè)風(fēng)作用時(shí),出現(xiàn)風(fēng)速相同的0°,270°切變風(fēng)均會(huì)導(dǎo)致無人機(jī)的迎角超過閾值,出現(xiàn)180°切變風(fēng)則能安全起飛。