基于Simulink的小型無人機彈射架性能仿真

高 永，孟 浩，李 冰，王玉偉

（海軍航空大學，山東煙臺264001）

基于Simulink的小型無人機彈射架性能仿真

高 永，孟 浩，李 冰，王玉偉

（海軍航空大學，山東煙臺264001）

建立彈射系統(tǒng)的動態(tài)模型，為彈射起飛提供可信度高的分析設計、仿真驗證平臺。文章以彈力彈射系統(tǒng)為研究對象，建立無人機彈射起飛過程動力學、運動學模型，基于Matlab/Simulink模塊，對彈性元件彈力系數、導軌長度、離架速度等參數進行了系統(tǒng)分析。在仿真過程中，通過改變系統(tǒng)的不同參數，得到了這些參數對系統(tǒng)彈射性能的影響規(guī)律。合理的匹配這些參數，可使用此系統(tǒng)彈射多種型號的無人機，提高了效率，節(jié)省了試驗資源和經費。同時為無人機彈射系統(tǒng)優(yōu)化和設計研發(fā)提供了理論依據。

無人機；Simulink；彈射起飛；仿真模型

近年來，小型無人機（重量）由于質量輕，體積小，便于攜運等優(yōu)勢，在軍用、民用領域均得到了廣泛應用。目前，小型無人機發(fā)射方式主要由手拋式、彈射式等幾種。彈射式是利用液壓/氣壓能源或彈性元件（如彈簧、橡皮筋等）的彈力作為動力，提供無人機起飛階段所需的加速度。與其他起飛方式相比，有許多優(yōu)點，結構簡單，操作方便，不會產生光、聲、電、熱、煙霧信號，對場地要求不高，便于攜運，具有安全、經濟、適應性好的特點[1-2]。建立彈射系統(tǒng)的動態(tài)模型，為彈射起飛提供可信度高的分析設計、仿真驗證平臺，是研究彈射系統(tǒng)性能和起飛安全性分析的必要條件[3-4]。

本文以彈力彈射系統(tǒng)為研究對象，建立無人機彈射起飛過程動力學、運動學模型，利用Simulink建立面向對象的層次化、模塊化系統(tǒng)模型，按照實際物理系統(tǒng)的組成及其邏輯關系劃分各功能子系統(tǒng)，對彈性元件彈力系數、導軌長度、離架速度等等參數進行了系統(tǒng)分析[5-7]。

1 模型建立

無人機彈射過程中受力比較復雜，其運動受各種因素的影響，為簡化起見，假定無人機是剛體，不考慮機體彈性引起的參數變化；由于彈射時間在很短，不考慮燃油消耗引起的無人機重量及重心的變化，即重量假定為常數[7-9]。

1.1 地面坐標系

研究宏觀物體的機械運動需選取一個坐標系來確定物體的空間位置。合適的坐標系可簡化系統(tǒng)模型的數學表達形式，提高運算速度和可行性[10-12]。為研究方便，本文使用地面坐標系，如圖1所示，原點位于無人機起飛固定點，OXg軸與彈射架中軸線在地面上的投影平行，指向彈射起飛方向；OZg軸鉛垂向下；OYg軸垂直于OXgZg平面，方向按右手定則確定。由于忽略了地球自轉和地球質心的曲線運動，該坐標系可看成慣性坐標系[13-15]。

圖1中：X為無人機重心在彈射軌道上運動的位移；R為橡皮筋總沖程；θ為彈射軌道與水平面之間的夾角。

1.2 彈射過程中無人機受力分析及動力學方程

彈射過程中無人機受到的力包括：空氣動力、無人機及其載重的總重力，彈射架對超落架的支撐力、阻力，以及發(fā)動機的推力，受力分析如圖2所示。

G為無人機及其載荷的總重力，

式中，ma、mp分別為無人機及任務載荷的總重量。

Tt為橡筋彈性拉力，該參數與橡皮筋的彈性系數k(x)和拉伸長度L(x)有關，

TE為發(fā)動機推力，假定為發(fā)動機最大推力，且在彈射過程中保持不變。D為飛機的氣動阻力，Y為無人機的升力，ΦW為機翼安裝角，則：

綜合以上各力，建立無人機彈射過程中沿OXg、OZg軸的動力學方程如下，其中，φP為發(fā)動機安裝角。

1.3 彈射過程中無人機質心運動學方程

建立無人機質心移動速度相對于地面坐標系的變化方程：

1.4 脫離軌道后無人機受力分析及方程

脫離軌道后無人機主要受推力，空氣阻力，機翼升力和重力作用，此時由力學分析可得：

2 基于Matlab/Simulink的數字仿真環(huán)境

Simulink的數字仿真模型如圖3、4所示。

Simulink被廣泛應用于線性系統(tǒng)、非線性系統(tǒng)、數字控制及數字信號處理的建模和仿真[16-18]。根據對彈射過程的數學模型分析，將過程分為2個階段，階段1為無人機由速度0到離架階段，階段2為脫離發(fā)射架到飛機上升到安全高度。

3 仿真分析

在給定的無人機系統(tǒng)中，無人機的起飛質量為64kg，滑軌與小車的摩擦系數為0.08，發(fā)動機最大推力為320 N，且在彈射及離架上升到安全高度前無變化，彈射軌道與水平面之間的夾角為11°（所對應的升力系數為1.29，阻力系數為0.17），空氣密度為1.125kg/m2，機翼面積為0.96 m2。

3.1 總沖程一定時，彈性系數對無人機離架速度的影響

其他條件不變，僅將橡皮筋總沖程設置為10 m，仿真時間均設10 s，彈性系數由0～1 000 N/m變化。仿真結果表明，彈性系數必須大于800 N/m，無人機離架速度才能達到安全飛行所需的30 m/s，如圖5所示。

3.2 彈性系數一定時，迎角變化對離架速度、總沖程的影響

其他條件不變，彈性系數k為900 N/m，迎角在0°～13°范圍內變化，仿真時間10 s。由圖6、7可知，迎角在允許范圍值增大，離架速度的變化率也同時增加，由此所需總程縮短。當迎角增大到11°時，飛機已達到30 m/s的速度，其沖程已達到最大沖程10 m。

4 結論

本文研究了無人機彈射動力學、運動學模型，并基于Simulink實現(xiàn)了無人機彈射起飛全過程建模與仿真。試驗研究和工程實踐表明，該模型適合設計階段彈射架的設計與仿真驗證，以及試驗階段的模型校核與參數調整，能夠滿足無人機彈射架技術研究的需要。

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Performance Simulation of Small UAV Ejection Frame Based on Simulink

GAO Yong,MENG Hao,LI Bing,WANG Yuwei
（Naval Aviation University,Yantai Shandong 264001,China）

The ejection system dynamic model was established for the catapult launch analysis and design simulation platform to improve high credibility.The UAV catapult dynamics and kinematics model was established,by which the catapult launching system was researched in this paper.Based on the Matlab/Simulink module,the analyses were conducted on the elastic coefficient,elastic element guide rail length,the plane launch speed parameters.In the process of simulation,by changing different parameters of system,the influence law of these parameters on the ejection system performance was obtained.Reasonable matching these parameters,eject a variety of models of UAV could use this system,improve the efficiency,save the test resources and funds.At the same time it provided theory for UAV ejection system research and development.

UAV;Simulink;catapult launching;simulation model

V279；V323.3+1

A

1673-1522（2017）05-0452-05

10.7682/j.issn.1673-1522.2017.05.007

2017-02-16；

2017-07-22

“泰山學者”建設工程專項基金資助項目

高 永（1973-），男，副教授，博士。