某型無(wú)人機(jī)助推火箭推力線偏差影響分析

陳慧杰

（92419部隊(duì)，遼寧興城，125106）

某型無(wú)人機(jī)助推火箭推力線偏差影響分析

陳慧杰

（92419部隊(duì)，遼寧興城，125106）

通過(guò)對(duì)無(wú)人機(jī)發(fā)射段進(jìn)行受力分析，結(jié)合無(wú)人機(jī)氣動(dòng)數(shù)據(jù)及所采用的控制方式，對(duì)某型無(wú)人機(jī)助推火箭推力線偏差影響進(jìn)行了分析，結(jié)果表明火箭推力線偏差對(duì)無(wú)人機(jī)發(fā)射后姿態(tài)有重要影響，但是嚴(yán)格控制火箭偏差范圍，控制系統(tǒng)能保證發(fā)射段橫航向穩(wěn)定。

無(wú)人機(jī)；助推火箭推力線；橫航向

0 引言

火箭助推發(fā)射方式是無(wú)人機(jī)最常見(jiàn)的起飛方式之一，其基本不受發(fā)射重量和發(fā)射速度限制，根據(jù)GJB 2018A—2006《無(wú)人機(jī)發(fā)射系統(tǒng)通用要求》的規(guī)定，助推火箭的布置，應(yīng)使無(wú)人機(jī)和助推火箭的組合體在助推火箭推力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力、氣動(dòng)力和重力等組成的空間力系作用下保持俯仰、航向和橫滾三個(gè)方向的力矩基本平衡。無(wú)人機(jī)進(jìn)行總體設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)該考慮助推火箭推力線偏差對(duì)無(wú)人機(jī)的影響問(wèn)題，這樣才能保證無(wú)人機(jī)進(jìn)行火箭彈射時(shí)順利起飛。發(fā)射起飛過(guò)程中，初始條件確定的情況下，無(wú)人機(jī)的最終速度由助推火箭的總沖、安裝參數(shù)和無(wú)人機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力決定。某型無(wú)人機(jī)采用單發(fā)夾角式發(fā)射方式，如果助推火箭推力線沒(méi)有通過(guò)組合體重心，由于助推火箭推力較大，在橫向產(chǎn)生較大的力矩，會(huì)造成無(wú)人機(jī)橫航向姿態(tài)呈發(fā)散趨勢(shì)。因此必須考慮助推火箭推力線偏差對(duì)發(fā)射性能的影響。

1 問(wèn)題描述

當(dāng)無(wú)人機(jī)重心固定時(shí)，根據(jù)無(wú)人機(jī)起飛總體要求，明確助推火箭與無(wú)人機(jī)的夾角A，即可確定火箭連接件在無(wú)人機(jī)上的安裝位置。由于助推火箭的重心在火箭軸線上，只要保證火箭軸線與推力線重合，組合體重心始終都在推力線上變化，即能保證助推火箭推力線通過(guò)組合體重心。在實(shí)際應(yīng)用中某型無(wú)人機(jī)采用吊掛管方式進(jìn)行吊掛，，原理是重力作用下，任何物體的重心都是垂直向下的。在無(wú)人機(jī)火箭助推頂錐中心設(shè)計(jì)有內(nèi)螺紋，利用鋼絲繩、螺栓將無(wú)人機(jī)吊起，如無(wú)人機(jī)的重心調(diào)配到了設(shè)計(jì)重心，則助推火箭推力線通過(guò)重心且垂直向下。（圖1）用直尺測(cè)量吊掛鋼絲與吊掛管上口外沿的前后與左右二組方向的距離，當(dāng)四個(gè)距離相等時(shí)認(rèn)為推力線通過(guò)重心，然而實(shí)際操作中左右方向很難嚴(yán)格對(duì)稱(chēng)，推力線容易出現(xiàn)橫向偏角，必須給定一個(gè)可允許范圍，在此誤差范圍內(nèi)無(wú)人機(jī)在發(fā)射段可以保持姿態(tài)穩(wěn)定。本文通過(guò)建立動(dòng)力學(xué)方程，結(jié)合無(wú)人機(jī)控制率，給出了可允許誤差范圍。

圖1 推力線吊掛裝置

2 模型建立

某型無(wú)人機(jī)系統(tǒng)的飛行控制回路采用的是數(shù)字電路和模擬電路混合方式，當(dāng)無(wú)人機(jī)在飛行中受到干擾時(shí)，無(wú)人機(jī)的姿態(tài)會(huì)發(fā)生改變，陀螺就會(huì)首先感受到無(wú)人機(jī)的俯仰角或傾斜角波動(dòng)。這樣，垂直陀螺的俯仰電位計(jì)和傾斜電位計(jì)就會(huì)有θ、γ電壓信號(hào)輸出。θ、γ電信號(hào)經(jīng)A/D轉(zhuǎn)換后送入飛控器再經(jīng)D/A變換后送運(yùn)算放大器放大最后輸送給舵機(jī)，使升降舵和副翼舵產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)，從而產(chǎn)生氣動(dòng)控制力使無(wú)人機(jī)系統(tǒng)恢復(fù)到水平狀態(tài)。某型無(wú)人機(jī)閉環(huán)負(fù)反饋系統(tǒng)如圖2所示。

圖2 無(wú)人機(jī)閉環(huán)負(fù)反饋系統(tǒng)

基本控制律如下：

俯仰控制律

滾轉(zhuǎn)控制律

在無(wú)人機(jī)的發(fā)射過(guò)程中，推力、重力、摩擦力、氣動(dòng)力和支撐力為其所受的主要外力。故無(wú)人機(jī)質(zhì)心的動(dòng)力學(xué)方程在發(fā)射坐標(biāo)系內(nèi)表示形式如下:

PX，PY，PZ——發(fā)動(dòng)機(jī)推力在發(fā)射坐標(biāo)系的軸分量；

GX，GY，GZ——重力在發(fā)射坐標(biāo)系的軸分量；

RX，RY，RZ——?dú)鈩?dòng)力在發(fā)射坐標(biāo)系的軸分量；

QX，QY，QZ——慣性力在發(fā)射坐標(biāo)系的軸分量；

NX，NY，NZ——支撐力在發(fā)射坐標(biāo)系上的軸分量。

發(fā)射坐標(biāo)系內(nèi)的動(dòng)力學(xué)方程建立如下:

重力在發(fā)射坐標(biāo)系中的分量以矩陣形式表示為:

氣動(dòng)力:無(wú)人機(jī)在飛行中,受到空氣動(dòng)力的作用。氣動(dòng)力上三個(gè)分量分別稱(chēng)為阻力、升力和側(cè)向力。氣動(dòng)力矩可分解為滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩以及俯仰力矩。

氣動(dòng)力在機(jī)體坐標(biāo)系各軸上的分量為:

作用在無(wú)人機(jī)上的外力有重力G、發(fā)動(dòng)機(jī)推力P、助推火箭推力T、氣動(dòng)力R,通常氣動(dòng)力R又由升力Y、側(cè)力Z和阻力Q組成，如圖3所示。

圖3 火箭助推示意圖

如果火箭存在安裝偏差，火箭作用會(huì)產(chǎn)生附加力?；鸺嬖跈M向安裝偏差情況下，推力在機(jī)體軸系上的分解，并得到附加力矩如下

圖4 火箭安裝存在偏差時(shí)無(wú)人機(jī)受力情況

通過(guò)Matlab/SIMULINK軟件建立橫向通道控制律仿真模型和發(fā)射段仿真模型，其基本框圖如下。

圖5 橫向通道控制律仿真模型

圖6 SIMULINK仿真模型

3 結(jié)果分析

火箭安裝角δR=15o,火箭平均推力為4000N，作用時(shí)間2.0s，考慮φR=0.2°、φR=0.4°、φR=0.6°三種情形，滾轉(zhuǎn)角、滾轉(zhuǎn)角速率、側(cè)滑角、副翼偏角、偏航角、偏航角速率等的變化情況。

圖7 滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)及滾轉(zhuǎn)角速率響應(yīng)曲線

圖8 側(cè)滑角響應(yīng)及副翼偏角曲線

圖9 偏航角及偏航角速率曲線

通過(guò)圖7-9可以看出推力線安裝偏角對(duì)發(fā)射后無(wú)人機(jī)的橫航向姿態(tài)影響較大，特別當(dāng)推力線偏角為0.8°時(shí)，滾轉(zhuǎn)角出現(xiàn)大于40°的響應(yīng)。由于該型靶機(jī)副翼最大偏角設(shè)定為30°，當(dāng)推力線偏角為0.8°副翼偏角在發(fā)射過(guò)程中已經(jīng)超過(guò)了最大偏角。無(wú)人機(jī)姿態(tài)將失穩(wěn)，導(dǎo)致發(fā)射失敗。從以上分析可知在發(fā)射過(guò)程中允許推力線出現(xiàn)橫向偏角，但是必須將偏角控制在0.4°以?xún)?nèi)。

4 結(jié)束語(yǔ)

仿真結(jié)果表明嚴(yán)格控制火箭橫向偏差范圍，控制系統(tǒng)能保證發(fā)射段橫傾角穩(wěn)定。通過(guò)采用綜合精度控制技術(shù)，提高火箭與機(jī)身配合、發(fā)射線吊掛等方式可以將推力線偏差控制在規(guī)定范圍內(nèi)。

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Effects analysis for thrust line deviation of rocket –assisted UAV

Chen Huijie
(No. 92419 Unit of PLA, Xingcheng Liaoning,125106)

The forces acting on the UAV in the launching phase was analyzed，combining the aerodynamic date and control mode ，the effects for thrust line deviation of rocket –assisted UAV was analysed. The results had shown that the thrust line deviation made importanteffects on flying attitude. Keeping the deviation within the specified limits,Attitude-control-system can assure lateral-directional stabilityin the launching phase.

UAV;Rocket booster Thrust line;Lateral-directional