靶機(jī)零長發(fā)射過程中的剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)分析

段文琪 方雄 黨萬騰 蒲克強 龍舒暢 姚小虎

摘要：針對無人靶機(jī)零長發(fā)射起飛的動力響應(yīng)問題，基于剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)建立靶機(jī)零長發(fā)射的靶機(jī)-火箭-發(fā)射架動力學(xué)模型，考慮靶機(jī)與滑塊、火箭的連接接觸關(guān)系及氣動載荷、發(fā)動機(jī)推力的作用，分析靶機(jī)零長發(fā)射過程中機(jī)身、機(jī)翼在火箭推力沖擊作用下的動力學(xué)響應(yīng)，得到了靶機(jī)起飛過程中的姿態(tài)與強度特性，并探討發(fā)射參數(shù)（油箱載荷、發(fā)射角度及重心偏差）對發(fā)射過程機(jī)身的影響。結(jié)果表明，標(biāo)準(zhǔn)發(fā)射工況下，與試飛試驗數(shù)據(jù)對比，飛行速度、過載一致性良好，過載分布合理，結(jié)構(gòu)動強度在材料強度許可值內(nèi)。通過分析不同發(fā)射參數(shù)，發(fā)現(xiàn)油箱保持半油狀態(tài)靶機(jī)可以進(jìn)行零長發(fā)射；不同發(fā)射角度會影響靶機(jī)發(fā)射后的飛行高度，且發(fā)射角度越大，飛行高度越大，但對機(jī)身的動響應(yīng)影響較?。粰C(jī)身重心與推力線之間的偏差對靶機(jī)零長發(fā)射的姿態(tài)影響較大，靶機(jī)在標(biāo)準(zhǔn)工況滿油發(fā)射時質(zhì)心不宜過低。此方法可用于無人機(jī)零長發(fā)射過程中的動力學(xué)計算，為機(jī)身結(jié)構(gòu)強度設(shè)計及姿態(tài)分析提供指導(dǎo)。

關(guān)鍵詞：靶機(jī)；零長發(fā)射；剛?cè)狁詈隙囿w動力學(xué)；動響應(yīng)；發(fā)射參數(shù)

中圖分類號：V222文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.01.006

基金項目：中國博士后科學(xué)基金（2020M672614）

火箭助推動力形式的靶機(jī)零長發(fā)射是將無人靶機(jī)固定安放在發(fā)射架導(dǎo)軌上，調(diào)整發(fā)射角度后打開發(fā)動機(jī)，火箭點火后在火箭大推力的作用下實現(xiàn)短時間加速升空起飛。當(dāng)火箭燃料耗盡推力消失后助推火箭脫離機(jī)身，之后靶機(jī)利用自身發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的推力繼續(xù)飛行。期間，靶機(jī)機(jī)身受到瞬時的火箭推力載荷作用。要保證靶機(jī)的安全起飛，對靶機(jī)的機(jī)身結(jié)構(gòu)和發(fā)射架的結(jié)構(gòu)強度要求都比較高。因此，對無人機(jī)零長發(fā)射的結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)響應(yīng)問題進(jìn)行研究，可以有效降低零長發(fā)射的失敗次數(shù)和事故率，并保證無人機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)的安全[1]。

國內(nèi)外許多學(xué)者對無人機(jī)的發(fā)射動力學(xué)過程進(jìn)行了研究。在剛體動力學(xué)理論計算方面，周同禮[2]和裴錦華等[3]初步探討了發(fā)射過程中如發(fā)射參數(shù)的選擇、力矩平衡等問題，提供了一些設(shè)計原則和選擇依據(jù)。李浩等[4]從理論上分析和計算了無人機(jī)的發(fā)射過程，重點分析了火箭脫落時刻機(jī)身的受力，仿真結(jié)果與試飛試驗對比驗證了無人機(jī)的高度、速度和俯仰角等數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。Liu等[5]分析了帶有單個火箭助推器的小型無人機(jī)的起飛過程，考慮了助推火箭對總質(zhì)量、重心和慣性的影響，通過MATLAB計算得到助推角的許可范圍。劉付平等[6]對無人機(jī)火箭助推起飛進(jìn)行了仿真和試飛驗證，建立了發(fā)射階段動力學(xué)模型，評估了火箭安裝偏差對無人機(jī)發(fā)射的影響。張琳等[7]研究了無人機(jī)零長發(fā)射過程中無人機(jī)受到的氣動力、重力等載荷的作用，并通過計算仿真表明其建立的非線性力學(xué)模型能真實反映無人機(jī)的發(fā)射狀態(tài)。Eymann等[8]分析了單個火箭助推下無人機(jī)的發(fā)射過程，并結(jié)合計算流體力學(xué)方法研究了風(fēng)向及重心位置偏差及發(fā)射架對起飛過程的影響，分析了火箭與發(fā)動機(jī)推力之間的相互作用。在多體動力學(xué)方面，趙志鴻[9]對無人機(jī)雙火箭助推發(fā)射進(jìn)行研究，用ADAMS軟件對無人機(jī)發(fā)射階段進(jìn)行仿真，分析、優(yōu)化了重心位置等發(fā)射參數(shù)。馬威等[10]建立了無人機(jī)發(fā)射階段的動力學(xué)模型，得到無人機(jī)的運動規(guī)律和離軌飛行的運動參數(shù)，探討了火箭安裝角和發(fā)射角對飛機(jī)動響應(yīng)的影響。何敏等[11]對艦載機(jī)彈射起飛進(jìn)行了多體動力學(xué)計算。通過彈射試驗和剛?cè)狁詈嫌嬎銓Ρ?，試驗結(jié)果與模擬結(jié)果基本吻合，從而驗證了剛?cè)狁詈夏M方法的可行性。

目前，對無人靶機(jī)發(fā)射參數(shù)、起飛后姿態(tài)等動響應(yīng)的研究方法大都基于剛體，未考慮機(jī)身的柔性及附近環(huán)境等因素的耦合效應(yīng)計算，火箭點火后助推瞬間對靶機(jī)的機(jī)身柔性結(jié)構(gòu)動響應(yīng)研究還很少。本文采用剛?cè)狁詈隙囿w動力學(xué)方法[12]對靶機(jī)零長發(fā)射過程進(jìn)行動力學(xué)分析，得到機(jī)身發(fā)射過程中的結(jié)構(gòu)動響應(yīng)，討論了不同發(fā)射參數(shù)（包括油箱載荷、發(fā)射角度及重心偏差）對發(fā)射的影響，為靶機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計優(yōu)化和實際發(fā)射服役時參數(shù)設(shè)置提供指導(dǎo)。

1數(shù)值模擬

1.1靶機(jī)剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)模型

1.1.1靶機(jī)柔性體模型

機(jī)身模型采用PATRAN、ABAQUS創(chuàng)建靶機(jī)模態(tài)中性文件，導(dǎo)入到ADAMS中建立靶機(jī)柔性體部件。

機(jī)身材料主要包括鋁合金、合金結(jié)構(gòu)鋼、玻璃纖維復(fù)合材料、碳纖維復(fù)合材料等，見表1。機(jī)身材料采用彈性本構(gòu)，分別賦予各向同性殼、夾層復(fù)合殼、梁桿截面屬性[13]。靶機(jī)機(jī)身長為4749mm，翼展為3400mm，機(jī)身梁框、蒙皮等結(jié)構(gòu)網(wǎng)格尺寸約15mm，單元數(shù)量共計118836個。

1.1.2火箭與發(fā)射架

火箭質(zhì)量24kg，火箭與靶機(jī)機(jī)身尾部推力錐結(jié)構(gòu)形成完全包絡(luò)。靶機(jī)水平放置時，柱狀火箭軸線與機(jī)身縱軸方向夾角為13°。發(fā)射架是靶機(jī)起飛前的重要承力部件，由支撐結(jié)構(gòu)、導(dǎo)軌、擋板等部件組成，火箭與發(fā)射架機(jī)構(gòu)均設(shè)置為剛體，如圖1所示。

1.2載荷與邊界條件

發(fā)射時，靶機(jī)先在導(dǎo)軌上運動，此時靶機(jī)受到的載荷包括在滑軌上受到的支持力、發(fā)動機(jī)推力、火箭點燃后的火箭推力、摩擦力、閉鎖機(jī)構(gòu)的閉鎖力和氣動載荷等。

1.2.1靶機(jī)氣動載荷

1.2.2飛機(jī)發(fā)動機(jī)推力

靶機(jī)零長發(fā)射過程中發(fā)動機(jī)推力根據(jù)轉(zhuǎn)速與推力的對應(yīng)關(guān)系，可確定發(fā)動機(jī)推力為1911N。

1.2.3火箭推力

根據(jù)火箭推力試驗得到火箭的推力曲線如圖2所示。在ADAMS中用AKISPL插值函數(shù)沿推力線方向加載在火箭質(zhì)心處。

1.2.4閉鎖機(jī)構(gòu)

為保持靶機(jī)在點火前機(jī)身穩(wěn)定，且在點火后能順利突破閉鎖機(jī)構(gòu)安全飛出，在模型中添加固定副并設(shè)置傳感器模擬閉鎖機(jī)構(gòu)，閉鎖力大小為4000N。

1.3工況設(shè)置

依據(jù)飛控方面的要求，靶機(jī)零長發(fā)射過程的仿真時間設(shè)置為3s，采用ADAMS動力學(xué)算法、Gstiff積分求解器，設(shè)定求解步長為0.006s。工況設(shè)置見表2。

工況1為標(biāo)準(zhǔn)發(fā)射工況下的模擬計算。為研究具有不同載荷（油量及其他任務(wù)載荷）作用下靶機(jī)的動響應(yīng)規(guī)律，設(shè)置了靶機(jī)油箱載荷為半油起飛的工況2。為研究不同發(fā)射角對靶機(jī)發(fā)射的影響設(shè)置了三組不同發(fā)射角度的工況，工況4～工況6設(shè)置了不同的發(fā)射架發(fā)射角度；工況 7～工況10為研究靶機(jī)質(zhì)心位置偏離火箭推力線距離對靶機(jī)發(fā)射過程機(jī)身動響應(yīng)的影響規(guī)律設(shè)置了6組不同偏離距離的工況。

2結(jié)果分析

2.1姿態(tài)

靶機(jī)零長發(fā)射仿真模擬過程中，火箭在點火后產(chǎn)生巨大推力，靶機(jī)在導(dǎo)軌上滑動，滑出導(dǎo)軌后靶機(jī)繼續(xù)在空中飛行直至火箭脫離完成發(fā)射任務(wù)。ADAMS中發(fā)射過程中火箭脫離過程如圖3所示，火箭軸線與靶機(jī)縱軸夾角小幅增大，然后安全分離。

模擬與試飛靶機(jī)的z向、x向速度對比如圖4所示。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，在零長發(fā)射模擬過程中，在1.918s時靶機(jī)的z向速度由0m/s加速至33.5m/s，x向速度增至76.0m/s，此時火箭燃料耗盡，推力消失，速度曲線出現(xiàn)拐點，靶機(jī)速度大小基本保持不變。與試飛結(jié)果相比，仿真下靶機(jī)的速度曲線與試飛一致性較好，均由加速階段轉(zhuǎn)變?yōu)榛鸺屏οШ蟮姆€(wěn)定階段，驗證了仿真結(jié)果的可靠性。因火箭助推過程中火箭推力的不穩(wěn)定性，且靶機(jī)受到的x向載荷分量較大，飛行速度、位移大于z向，故產(chǎn)生較大的偏差。

2.2強度

零長發(fā)射過程中最大應(yīng)力為248.376MPa，在發(fā)射后的0.158s出現(xiàn)，位于3號框與4號框之間的機(jī)身腹部節(jié)點，此處應(yīng)力過大是因為有一較大任務(wù)載荷等效質(zhì)量點作用于此。其他的大應(yīng)力峰值也出現(xiàn)在發(fā)射的瞬時時刻，且位于具有任務(wù)載荷作用的位置。應(yīng)變峰值出現(xiàn)的節(jié)點與應(yīng)力峰值所在節(jié)點一致，最大為節(jié)點224993處的1825με，其應(yīng)變時程曲線如圖5所示。應(yīng)變的曲線變化與應(yīng)力趨勢較一致，在發(fā)射的時刻出現(xiàn)較大波動且應(yīng)變峰值較大，火箭推力消失后，應(yīng)變值出現(xiàn)間斷式下降。

2.3過載

為得到靶機(jī)在零長發(fā)射過程中機(jī)身過載的傳遞規(guī)律，沿著機(jī)身縱軸，在機(jī)身的各個隔框與傳力大梁的連接處建立Marker點并編號。靶機(jī)機(jī)身上的11個采樣點分布如圖6所示。

因采樣點與質(zhì)心處的過載曲線形狀趨勢類似，因此只給出質(zhì)心處的過載時程曲線，并與試飛數(shù)據(jù)對比如圖7所示。從圖中可以看出，過載峰值出現(xiàn)時刻集中在發(fā)射時刻的0.01s附近，此時火箭推力的瞬時載荷作用于火箭，并通過接觸作用于靶機(jī)，造成其瞬態(tài)的沖擊。隨著推力載荷的穩(wěn)定，靶機(jī)質(zhì)心處的過載瞬時下降，x向過載降至4左右，z向過載為2左右。當(dāng)火箭推力消失火箭脫離后，靶機(jī)x向、z向過載進(jìn)一步減小至0.5附近。與試飛結(jié)果對比，過載變化幅值與趨勢基本一致，由于試飛數(shù)據(jù)加速度傳感器采集間隔時間為0.2s，故在點火發(fā)射時刻未能采集到發(fā)射階段的過載峰值時刻。

各位置的合過載瞬態(tài)峰值如圖8所示，靶機(jī)的大過載峰值集中在6號框和8號框。6號框過載最大為188.1，此處接近機(jī)身質(zhì)心，有氣動載荷的直接作用。8號框機(jī)身腹部為火箭推力錐結(jié)構(gòu)，合過載峰值為114.1，火箭推力的沖擊荷載直接作用于此。在遠(yuǎn)離荷載作用位置的機(jī)頭機(jī)尾兩端，過載峰值小于中機(jī)身。

同理，沿著機(jī)翼前后主梁方向，從內(nèi)至外，在機(jī)翼上加強肋與主梁連接處取點并編號。靶機(jī)左右機(jī)翼上采樣點的分布如圖9所示。提取機(jī)翼上各位置處的合過載瞬態(tài)峰值如圖10所示，在1～2號采樣點位置均表現(xiàn)出由內(nèi)至外大幅衰減，左翼前梁（L-F）在4號點增大后又迅速減小，右翼前后梁（R-F、R-R）在4、5號點也小幅度增大。由于火箭推力作用于后機(jī)身的腹部，機(jī)翼前梁在接近機(jī)身的1～3號位置上合過載峰值小于后梁。

3參數(shù)討論

3.1油箱載荷

若靶機(jī)油箱保持半油（50kg）起飛，靶機(jī)的質(zhì)量會大幅減?。p小50kg），質(zhì)心會因此降低，與推力線會產(chǎn)生偏差，且未通過調(diào)節(jié)配重分布完全消除偏差。工況2針對這一發(fā)射工況進(jìn)行了仿真計算。圖11是工況1與工況2下x、z兩方向的位移對比。計算結(jié)果表明，靶機(jī)質(zhì)量及質(zhì)心位置的降低會影響靶機(jī)發(fā)射3s內(nèi)的z向位移（即高度）和x向位移（即飛行距離）。由于質(zhì)心位置的降低（質(zhì)心與火箭的推力線z向距離近14mm），火箭推力對靶機(jī)產(chǎn)生一個俯仰偏心力矩，以致靶機(jī)的俯仰角在靶機(jī)滑出導(dǎo)軌后迅速減小，最小為7°，如圖12所示。靶機(jī)的飛行高度較工況1的69.1m下降至50.8m；由于靶機(jī)質(zhì)量減輕，x向速度也略有增大，x向飛行距離由155.6m增大至197.7m。

3.2發(fā)射角度

為適應(yīng)不同的任務(wù)目標(biāo)，如達(dá)到飛行高度，靶機(jī)可以不同的發(fā)射角度進(jìn)行零長發(fā)射。在以不同的發(fā)射角起飛時，靶機(jī)的飛行姿態(tài)、過載及強度不一，為得到其中的規(guī)律，工況3～工況6設(shè)置了4組不同的發(fā)射角度工況。

圖13是靶機(jī)在不同發(fā)射角度下的3s后x向、z向位移和最小俯仰角?？梢园l(fā)現(xiàn)，x向位移與z向位移隨角度增大的趨勢正好相反，x向位移隨角度增大而減小，z向位移隨角度的增大而增大。這與靶機(jī)所受火箭推力及發(fā)動機(jī)推力等荷載在相應(yīng)方向分量的變化相關(guān)，發(fā)射角度越大，靶機(jī)所受推力在z向的分量就越大。這表明，若需要適應(yīng)不同的飛行訓(xùn)練任務(wù)高度，可通過改變不同的發(fā)射角度實現(xiàn)。另外，發(fā)射過程中靶機(jī)的最小俯仰角近似隨發(fā)射角度線性增大。

圖14是不同發(fā)射角度工況下靶機(jī)機(jī)身最大應(yīng)力與質(zhì)心處的過載峰值對比。由圖14發(fā)現(xiàn)，不同發(fā)射角度工況下，靶機(jī)機(jī)身上的最大應(yīng)力在230～250MPa之間，質(zhì)心處的過載峰值在15～19之間，均在25°發(fā)射角時最大，最大應(yīng)力與過載峰值隨角度大小變化的趨勢類似。

3.3質(zhì)心偏差

在水平放置時，發(fā)射前火箭推力線方向一般經(jīng)過靶機(jī)的質(zhì)心，以避免在之后的飛行過程中產(chǎn)生偏向力矩，造成靶機(jī)的大角度俯仰、偏航或滾轉(zhuǎn)。靶機(jī)發(fā)射時，一般需要保持一定的發(fā)射安裝角度，在抬升靶機(jī)的過程中，可能由于油箱油液面的改變、裝置間的間隙造成靶機(jī)質(zhì)心的小幅改變，從而與火箭的推力線有一定的偏差。如圖15所示的靶機(jī)-火箭的簡單受力模型，說明了三種推力線與質(zhì)心的偏差情況。工況7～工況10為探討與推力線具有不同偏離距離對靶機(jī)發(fā)射后動響應(yīng)的影響。值得注意的是，在起飛時若推力線與靶機(jī)有小幅偏差距離，可通過調(diào)節(jié)配重質(zhì)量減小偏差距離。

圖16是靶機(jī)在質(zhì)心與火箭推力線具有不同偏差距離工況下計算得到z向方向速度時程曲線。隨偏心距離由-8mm增大到8mm，z向速度在火箭推力消失時刻的速度逐漸增大，x向速度則相反。

圖17是靶機(jī)俯仰角的變化時程曲線，工況7與工況8由于質(zhì)心位于推力線下方，火箭推力與發(fā)動機(jī)推力引起的偏心力矩會使靶機(jī)的俯仰角相較于標(biāo)準(zhǔn)工況1在1～2s內(nèi)減小得更快，在推力消失后再逐漸增大。與此相反，工況9與工況10質(zhì)心位于推力線上方，推力產(chǎn)生的偏心力矩使靶機(jī)在離開滑軌后俯仰角在1～2s內(nèi)增大，工況10中在2.5s左右達(dá)到40.1°后，在氣動力矩的作用下才開始減小。

需要說明的是，在工況7中，因靶機(jī)質(zhì)心在推力線下方具有8mm的偏離，偏心力矩過大導(dǎo)致機(jī)身俯仰角大幅減小。在火箭在推力消失后的脫離過程中，靶機(jī)俯仰角開始增大，導(dǎo)致火箭與后機(jī)身腹鰭發(fā)生剛性碰撞，如圖18所示，造成機(jī)身姿態(tài)角發(fā)生急劇變化以致計算中止。因此，靶機(jī)滿載發(fā)射時，應(yīng)盡量避免推力線在靶機(jī)質(zhì)心位置上方偏離太大。

4結(jié)論

本文建立了靶機(jī)-發(fā)射架-火箭剛?cè)狁詈隙囿w動力學(xué)模型，計算結(jié)果表明，標(biāo)準(zhǔn)滿載工況進(jìn)行零長發(fā)射，靶機(jī)的z向速度、z向位移和過載時程曲線與試飛一致性較好，過載峰值出現(xiàn)在發(fā)射的初始時刻。機(jī)身上過載的傳遞路徑為沿著主梁從后機(jī)身火箭推力錐所在的8號框向前后機(jī)身衰減。機(jī)身應(yīng)力應(yīng)變分布合理，滿足靶機(jī)結(jié)構(gòu)材料強度設(shè)計要求。此方法可廣泛用于類似機(jī)型試飛前的仿真預(yù)試驗。通過對不同發(fā)射參數(shù)下的工況進(jìn)行零長發(fā)射仿真計算，得出以下幾點結(jié)論：

（1）靶機(jī)半油工況可以進(jìn)行零長發(fā)射，由于靶機(jī)質(zhì)心偏差和機(jī)身質(zhì)量減輕，飛行高度較滿油工況會下降，飛行距離則會增加。

（2）靶機(jī)可以以不同的角度進(jìn)行零長發(fā)射，仿真完成后的飛行高度與發(fā)射角度相關(guān)，發(fā)射角度越大，發(fā)射3s后的飛行高度越大，機(jī)身的動響應(yīng)變化較小。

（3）靶機(jī)機(jī)身質(zhì)心與推力線之間的偏差對靶機(jī)零長發(fā)射的姿態(tài)影響較大，推力線偏離質(zhì)心引起的偏心力矩直接影響發(fā)射過程中靶機(jī)的俯仰角變化，推力線位于質(zhì)心上方導(dǎo)致靶機(jī)俯仰角減小，以致飛行高度降低；位于質(zhì)心下方，則造成俯仰角增大，增加飛行高度。因此，質(zhì)心偏離推力線方向不宜過大。

參考文獻(xiàn)

[1]劉小川，王彬文，白春玉，等.航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)技術(shù)的發(fā)展與展望[J].航空科學(xué)技術(shù)，2020，31（3）：1-14. Liu Xiaochuan， Wang Binwen， Bai Chunyu，et al. Progress and prospect of aviation structure impact dynamics[J]. Aeronautical Science & Technology， 2020，31（3）：1-14. （in Chinese）

[2]周同禮.某型無人機(jī)發(fā)射段飛行軌跡研究[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報，1988（3）：49-57. Zhou Tongli. A study of the flight trajectory pilotless aircraft in the launch posture[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics &Astronautics， 1988（3）： 49-57. （in Chinese）

[3]裴錦華，吳泊寧.大型無人機(jī)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（3）：103-106. Pei Jinhua， Wu Boning. Research on launching technology for heavy pilotless aircraft with double booster rockets[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics， 1999（3）： 103-106. （in Chinese）

[4]李浩，肖前貴，胡壽松.火箭助推無人機(jī)起飛發(fā)射段建模與仿真[J].東南大學(xué)學(xué)報（自然科學(xué)版）， 2010，40（S1）：136-139. Li Hao， Xiao Qiangui， Hu Shousong. Modeling and simulation of UAV launching by rocket booster process[J]. Journal of Southeast University （Natural Science Edition）， 2010， 40（S1）： 136-139. （in Chinese）

[5]Liu B，F(xiàn)ang Z，Li P，et al. Takeoff analysis and simulation of a small scaled UAV with a rocket booster[J]. Advanced Materials Research，2011，12：86.

[6]劉付平，鄭耀，謝芳芳，等.助推火箭安裝偏差對小型無人機(jī)發(fā)射安全的影響[J].哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報， 2018，39（8）：1343-1348. Liu Fuping， Zheng Yao， Xie Fangfang， et al. Effects of a booster rocket installation deviation on the launch safety of a smallunmannedaerialvehicle[J].JournalofHarbin Engineering University， 2018， 39（8）： 1343-1348. （in Chinese）

[7]張琳，龔喜盈，張曉輝.火箭助推零長發(fā)射建模仿真研究[J].火力與指揮控制， 2019，44（8）：150-154. Zhang Lin， Gong Xiying， Zhang Xiaohui. Modeling and simulation research on rocket boosted zero- length launching[J]. Fire Control & Command Control， 2019， 44（8）： 150-154.（in Chinese）

[8]Eymann T，Martel J. Numerical investigation of launch dynamics for subscale aerial drone with rocket assisted take-off（RATO）[C]//U.S.Air Force T&E Days，USA，2008.

[9]趙志鴻.某型無人機(jī)雙發(fā)火箭助推發(fā)射動力學(xué)建模與仿真研究[D].南京：南京理工大學(xué)， 2007. Zhao Zhihong. Research on launching dynamic modeling and simulation of a certain UAV with double booster rockets[D]. Nanjing： Nanjing University of Science and Technology， 2007.（in Chinese）

[10]馬威，馬大為，崔龍飛，等.某無人機(jī)火箭助推發(fā)射段動力學(xué)仿真[J].四川兵工學(xué)報，2013，34（10）：32-36. Ma Wei， Ma Dawei， Cui Longfei， et al. The dynamic simulation on launching phase for unmanned aerial vehicle with rocket booster[J]. Journal of Sichuan Ordnance， 2013， 34（10）： 32-36.（in Chinese）

[11]何敏，朱小龍，劉曉明，等.艦載機(jī)前機(jī)身結(jié)構(gòu)地面彈射沖擊響應(yīng)[J].航空學(xué)報， 2018，39（5）：125-135. He Min， Zhu Xiaolong， Liu Xiaoming， et al. Impact response of ground ejection of front fuselage structure of carrier-based aircraft[J]. Acta Aeronautics et Astronautics Sinica， 2018， 39（5）： 125-135. （in Chinese）

[12]周昊，宋亞麗，馮志杰，等.基于ADAMS的彈射座椅彈射出艙姿態(tài)研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，2021，32（2）：66-73. Zhou Hao， Song Yali， Feng Zhijie， et al. Research on ejection attitude seat based on ADAMS[J]. Aeronautical Science & Technology， 2021， 32（2）： 66-73. （in Chinese）

[13]楊全，譚玉生.虛擬試驗在飛機(jī)結(jié)構(gòu)強度試驗中的應(yīng)用及驗證[J].航空科學(xué)技術(shù)，2020，31（9）：53-58. Yang Quan， Tan Yusheng. Application and verification on virtual testing in aircraft structure strength test[J]. Aeronautical Science & Technology， 2020， 31（9）： 53-58. （in Chinese）

Rigid-Flexible Coupling Dynamical Analysis During Zero-Length Launch of Drone Aircraft

Duan Wenqi1，F(xiàn)ang Xiong2，Dang Wanteng2，Pu Keqiang2，Long Shuchang1，Yao Xiaohu1

1. South China University of Technology，Guangzhou 510640，China

2. AVIC Chengdu Aircraft Industrial（Group）Co.，Ltd.，Chengdu 610092，China

Abstract： To solve the dynamic response of unmanned drone during zero-length launch， based on the rigid flexible coupling dynamics， the aircraft-rocket-launcher dynamic model of zero-length launch is established. Considering the connection between the aircraft and the slider， the contact between the drone and the rocket， the aerodynamic load and the engine thrust， this paper analyzes the dynamic response of the fuselage and wings under the impact of the rocket thrust during zero-length launch， obtained the attitude and strength characteristics of the target aircraft during take-off， and discussed the influence of launch parameters （fuel tank load， launch angle and gravity center deviation） on the fuselage. The results show that under the standard launch condition， compared with the flight test data， the flight speed and overload have good consistency， the overload distribution is reasonable， and the structural dynamic strength is within the allowable value of material strength. Through the analysis of different launch parameters， it is found that the aircraft can be launched with zero length when the fuel tank is kept at half oil state. The Larger the launch angle is， the higher the flight altitude is， but the influence on the dynamic response of the fuselage is small； The deviation between fuselage center of gravity and thrust line has a great influence on the zero-length launch attitude of the aircraft， and the center of gravity should not be too low when the target is launched with full oil under standard condition. The method can be used in the dynamic calculation of aircraft zero-length launching process and provide guidance for fuselage structure strength design and attitude analysis.

Key Words： target drone； zero-length launch； rigid-flexible coupling multi-body dynamics； dynamic response； launch parameters

3198500338264