某無人機火箭助推發(fā)射段動態(tài)分析與仿真

馬威，馬大為，崔龍飛

(南京理工大學(xué) 機械工程學(xué)院，江蘇 南京 210094)

某無人機火箭助推發(fā)射段動態(tài)分析與仿真

馬威，馬大為，崔龍飛

(南京理工大學(xué) 機械工程學(xué)院，江蘇 南京 210094)

為檢驗?zāi)碂o人機火箭助推發(fā)射裝置的性能，建立無人機發(fā)射系統(tǒng)的三維實體模型及有限元模型，并基于顯式動力學(xué)方法對無人機有限元模型進行動力學(xué)仿真。由仿真結(jié)果可知，能量平衡關(guān)系得到了滿足，無人機運動特性均滿足設(shè)計要求，為無人機的發(fā)射提供了一定的參考。

無人機；火箭助推發(fā)射；動力學(xué)仿真

0 引言

無人機是“無人駕駛空中飛行器”的簡稱，它的出現(xiàn)己有近一百年的歷史。隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，無人駕駛飛機在軍事領(lǐng)域的應(yīng)用日益廣泛，已經(jīng)從早期的無人駕駛偵察機，發(fā)展至今天的無人駕駛電子干擾機、無人駕駛攻擊機和無人駕駛作戰(zhàn)機，無人機己經(jīng)從戰(zhàn)術(shù)用途發(fā)展為戰(zhàn)略用途。無人機具有隱蔽性好，生命力強；造價低廉，不懼傷亡；起降簡單，操作靈活等諸多優(yōu)點而備受各國青睞[1,2]。因此，探討無人機飛行關(guān)鍵階段的起飛發(fā)射技術(shù)，保障無人機穩(wěn)定安全起飛，對無人機發(fā)射方案選擇具有參考價值，對無人機的未來發(fā)展具有十分重要的意義。

火箭助推發(fā)射是無人機飛行過程中較為復(fù)雜的階段之一。飛機從靜態(tài)借助推火箭和發(fā)動機推力達到一定的高度和速度，并保持一定的姿態(tài)。此階段的特殊性在于飛行速度、高度較低，氣動舵面控制效果差，姿態(tài)對發(fā)射參數(shù)極為敏感。在氣動力還不能充分起作用的發(fā)射初期，良好的發(fā)射方式是決定發(fā)射成功與否的關(guān)鍵。而無人機發(fā)射階段中的沿滑軌起飛到脫離滑軌這一階段是起飛階段的第一步，這個階段的發(fā)射方式和發(fā)射參數(shù)的設(shè)置在整個無人機發(fā)射過程中起著至關(guān)重要的作用。本文以某類無人機為研究對象，按照箱式火箭助推發(fā)射方式，建立了有限元模型，分析了無人機滑軌起飛段動態(tài)特性，得到了無人機的能量平衡關(guān)系和運動學(xué)特征，為無人機的發(fā)射提供一定的理論參考。

1 無人機模型的建立

無人機的固定參數(shù)：圓柱機身，半球形頭部，平直機翼，正常式布局，噴氣式動力設(shè)計；飛機外形尺寸為：機長3.6m，翼展2.3m，機高1m，機身直徑0.4m，最大飛機質(zhì)量不超過400kg。

該無人機采用火箭助推方式發(fā)射，并由發(fā)射箱儲存和運輸，發(fā)射時無人機沿左右兩條滑軌飛出。為充分利用發(fā)射箱空間，解決發(fā)射箱尺寸與尾翼展長之間的矛盾，該箱式發(fā)射無人機采用折疊尾翼。無人機發(fā)射系統(tǒng)的三維實體模型主要由發(fā)射箱和無人機兩大部分組成，如圖1所示。

圖1 無人機發(fā)射系統(tǒng)的三維實體模型

發(fā)射箱平時處于水平狀態(tài)，發(fā)射時可將發(fā)射箱機頭一側(cè)頂起，使飛機以不同的發(fā)射角進行發(fā)射。

2 無人機模型的有限元分析

2.1 顯式動力學(xué)方法

由于無人機發(fā)射過程中存在接觸、大位移和碰撞等問題，涉及高速非線性動力學(xué)和復(fù)雜結(jié)構(gòu)動力學(xué)精確建模等研究領(lǐng)域。顯式方法特別適用于求解高速動力學(xué)事件，它需要許多小的時間增量來獲得高精度的解答，如果事件持續(xù)的時間非常短，則可能得到高效率的解答，所以文中求解無人機動態(tài)響應(yīng)過程采用顯式動力學(xué)方法[3,4]。

動力學(xué)求解的基本方程形式如下：

(1)

(2)

(3)

在當(dāng)前增量步開始時(t時刻)，計算加速度為：

(4)

由于顯式算法總是采用一個對角的、或者集中的質(zhì)量矩陣，所以求解加速度并不復(fù)雜，不必同時求解聯(lián)立方程。任何節(jié)點的加速度完全取決于節(jié)點質(zhì)量和作用在節(jié)點上的合力，這使得節(jié)點計算的成本非常低。

對加速度在時間上進行積分采用中心差分方法，在計算速度的變化時假定加速度為常數(shù)。應(yīng)用這個速度的變化值加上前一個增量步中點的速度來確定當(dāng)前增量步中點的速度：

(5)

速度對時間的積分并加上在增量步開始時的位移以確定增量步結(jié)束時的位移:

(6)

在增量步開始時提供了滿足動力學(xué)平衡條件的加速度。得到了加速度后，在時間上“顯式地”前推速度和位移。所謂“顯式”是指在增量步結(jié)束時的狀態(tài)僅依賴于該增量步開始時的位移、速度和加速度。為了使該方法產(chǎn)生精確的結(jié)果，時間增量必須相當(dāng)小，這樣在增量步中加速度幾乎為常數(shù)。由于時間增量步必須很小，一個典型的分析需要成千上萬個增量步。由于不必同時求解聯(lián)立方程組，所以每一個增量步的計算成本很低。大部分的計算成本消耗在單元的計算上，以此確定作用在節(jié)點上的單元內(nèi)力。單元的計算包括確定單元應(yīng)變和應(yīng)用材料本構(gòu)關(guān)系(單元剛度)確定單元應(yīng)力，從而進一步計算出內(nèi)力。

2.2 有限元模型

根據(jù)無人機各構(gòu)件的幾何尺寸，利用有限元分析軟件ABAQUS建立無人機發(fā)射系統(tǒng)有限元模型，包括無人機的發(fā)射箱、機身、機翼、助推火箭、發(fā)射導(dǎo)軌、滑塊、導(dǎo)軌架等，網(wǎng)格模型如圖2所示。

圖2 無人機發(fā)射系統(tǒng)的網(wǎng)格模型

根據(jù)相互位置關(guān)系和約束關(guān)系建立邊界條件，利用顯式動力學(xué)方法求解無人機發(fā)射的運動規(guī)律和沖擊載荷。

3 結(jié)果分析

無人機在導(dǎo)軌滑行助推段，飛行速度較低，且受到導(dǎo)軌的約束，因此不考慮空氣動力；燃氣流對無人機的發(fā)射也有一定影響，但不作為本文研究重點，故不作考慮。無人機此時受到的力主要是：助推火箭的推力、無人機發(fā)動機的推力、導(dǎo)軌對機體(滑塊)的支撐碰撞約束力、限位開關(guān)未開鎖時的閉鎖力以及重力[5,6]。在無人機有限元模型中加載這些力，通過計算分析，得到了無人機的能量平衡和運動特性。

3.1 能量分析(圖3)

由圖3可見，助推發(fā)射時動能一直在不斷增加，能量總和始終近似保持為0，這表明能量平衡關(guān)系得到了滿足，該分析得到了合理的響應(yīng)。

圖3 動能ALLKE與能量總和ETOTAL

3.2 運動學(xué)分析

1) 無人機質(zhì)心的位移(圖4，圖5)

圖4 y,z二方向的位移時間歷程

圖5 x,y,z三方向的位移時間歷程

由圖4和圖5可見，在0.2s末時，無人機脫離滑軌，開始向上起飛；0.7s末，無人機的上升高度比較小，前進位移遠大于上升位移。

2) 無人機質(zhì)心的速度(圖6、圖7)

圖6 y,z二方向的速度時間歷程

由圖6和圖7可見，V2是升力方向的速度，從0.2s末開始增加。V3是橫向速度，在脫離滑塊時有兩次震動。V1為前進的速度，一直在加速。無人機在離軌時有一定的抖動，在0.6s左右后，無人機飛行趨于平穩(wěn)。

圖7 x,y,z三方向的速度時間歷程

從仿真結(jié)果來看，無人機發(fā)射階段速度增長很快，而高度增加相對較慢；在前0.6s內(nèi)，無人機速度較慢，氣動力較小，控制系統(tǒng)未能完全起作用；特別是如果采取小角度發(fā)射時，助推火箭必須有一定的縱向安裝角，否則無人機將有墜地的危險。

3) 無人機質(zhì)心的加速度(圖8)

圖8 x,y,z三方向的加速度時間歷程

無人機在發(fā)射階段加速度的大小直接關(guān)系到機體材料以及飛機內(nèi)部各部件儀器的承受程度。飛機質(zhì)心在最初0.7s的加速度變化曲線如圖8所示。可以看出無人機滑軌起飛段，滑塊和導(dǎo)軌有一定的碰撞，因此，助推火箭不能有過大的縱向安裝角。

5 結(jié)語

利用ABAQUS軟件對無人機火箭助推發(fā)射段進行仿真，得出火箭助推起飛段無人機的能量變化以及助推結(jié)束后無人機的高度、速度、加速度等參數(shù)，為無人機的發(fā)射提供一定的理論參考。

從速度、高度以及加速度的變化來看，助推火箭工作段結(jié)束后，無人機的動態(tài)特性均能達到設(shè)計指標(biāo)。但由于無人機在離軌后飛行速度還很慢，空氣產(chǎn)生的動力還不足以使控制舵完全起作用，且在小角度發(fā)射時空氣升力也較小，要確保無人機的安全發(fā)射，使其在短時間內(nèi)達到一定的飛行高度，需要采用一定的發(fā)射角和火箭安裝角進行發(fā)射。

[1] 何慶,劉東升,于存貴，等.無人機發(fā)射技術(shù)[J].飛航導(dǎo)彈.2010,2:24-27.

[2] 汪汝偉.無人機車載箱式發(fā)射結(jié)構(gòu)優(yōu)化、動力學(xué)仿真及有限元分析[J].南京理工大學(xué).2007:1-57.

[3] 莊茁,由小川,等.基于ABAQUS的有限元分析和應(yīng)用[D].北京：清華大學(xué)出版社.2009.

[4] 蔡德勇,馬大為.無人機折疊尾翼機構(gòu)性能分析及改進設(shè)計[J].機械設(shè)計.2011,28(7):65-68.

[5] 周同禮.某型無人機發(fā)射段飛行軌跡研究[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報.1988,20(3):49～57.

[6] 裴錦華,吳泊寧.大型無人機雙發(fā)火箭助推發(fā)射技術(shù)的研究[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報.1999,31(3)：342-345.

Dynamic Analysis and Simulation of Rocket Booster Launching Process of Unmanned Aerial Vehicle

MA Wei，MA Da-wei，CUI Long-fei

(Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094,China)

In order to verify the boosting rocket performance of a unmanned aerial vehicle (UAV), this paper establishes the three-dimensional solid and finite element models of UAV launching system and uses the explicit dynamics method to carry out the dynamics simulation of UAV finite element model. From the simulation results, the energy balance relation ship is satisfied and the UAV motion characteristics meet its design requirements. This gives a certain reference to the UAV launching.

unmanned aerial vehicle (UAV); rocket booster launching; dynamics simulation

馬威(1987-)，男，河南周口人，碩士研究生，主要研究方向：兵器發(fā)射結(jié)構(gòu)動力學(xué)。

TP391.9

B

1671-5276(2014)02-0091-03

2013-01-24