曾麗芳,黎 軍,王天琪,邵雪明
(浙江大學(xué)航空航天學(xué)院,浙江杭州 310027)
近年來(lái),隨著無(wú)人機(jī)技術(shù)的發(fā)展,無(wú)人機(jī)在軍事領(lǐng)域中扮演越來(lái)越重要的角色,并逐漸改變傳統(tǒng)作戰(zhàn)模式。而單架無(wú)人機(jī)由于受到載荷、速度、機(jī)動(dòng)性等限制,難以形成較強(qiáng)的戰(zhàn)斗力,更不易實(shí)現(xiàn)復(fù)雜的作戰(zhàn)任務(wù)。無(wú)人機(jī)“蜂群”作戰(zhàn)概念通過(guò)集合一定數(shù)量的低成本無(wú)人機(jī),搭載不同的任務(wù)載荷實(shí)現(xiàn)協(xié)同作戰(zhàn)和飽和攻擊,能有效提高無(wú)人機(jī)群的生存能力和整體作戰(zhàn)效能[1-2]。實(shí)用化的“蜂群”無(wú)人機(jī)主要作戰(zhàn)方式之一是通過(guò)大型運(yùn)輸機(jī)、轟炸機(jī)等空中戰(zhàn)斗平臺(tái)在敵方防御射程外投放,再通過(guò)集群完成作戰(zhàn)任務(wù)[3-5]。
對(duì)于遠(yuǎn)程投放作戰(zhàn)的無(wú)人機(jī),與母機(jī)投放分離過(guò)程的安全與穩(wěn)定至關(guān)重要,若投放的初始彈射方案設(shè)計(jì)不佳,會(huì)造成無(wú)人機(jī)投放后姿態(tài)失穩(wěn),從而導(dǎo)致任務(wù)失敗,極端情況下,甚至發(fā)生無(wú)人機(jī)撞回母機(jī)的嚴(yán)重事故[6]。
目前研究子母機(jī)/外掛物投放分離的方法主要有飛行試驗(yàn)[7]、風(fēng)洞試驗(yàn)[8]與理論計(jì)算[9-12]。飛行試驗(yàn)具有模擬真實(shí)的優(yōu)勢(shì),但成本高、風(fēng)險(xiǎn)大,一般需建立在充分的風(fēng)洞試驗(yàn)與理論基礎(chǔ)上。子母機(jī)分離的風(fēng)洞試驗(yàn)成本與安全性均可控,但與真實(shí)的投放分離狀態(tài)還存在一定的偏差。
隨著計(jì)算流體力學(xué)的發(fā)展,近年來(lái),數(shù)值模擬逐漸成為子母機(jī)分離的主要計(jì)算工具。孟旭飛等[9]基于黏性非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,耦合求解三維可壓縮Navier-Stokes方程及6自由度剛體運(yùn)動(dòng)(6 DOF)方程,對(duì)導(dǎo)彈空中投放分離過(guò)程進(jìn)行了動(dòng)態(tài)仿真。周培培等[10]采用非結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格對(duì)無(wú)人機(jī)機(jī)載炸彈投放分離過(guò)程的氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值模擬,分析炸彈投放分離過(guò)程中的安全性問(wèn)題。陶如意[11]與黃冬梅[12]結(jié)合動(dòng)網(wǎng)格數(shù)值模擬方法,開(kāi)展導(dǎo)彈投放過(guò)程的氣動(dòng)特性研究。外掛物在投放分離過(guò)程中,受到母機(jī)的流場(chǎng)干擾,流場(chǎng)處于非定常狀態(tài),氣動(dòng)與運(yùn)動(dòng)特性發(fā)生劇烈變化。這些均給數(shù)值模擬帶來(lái)較大的挑戰(zhàn)。目前大部分針對(duì)外掛物的數(shù)值模擬,均采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。而無(wú)人機(jī)與常規(guī)導(dǎo)彈/炸彈相比,部件較多,幾何更復(fù)雜,且機(jī)翼尾翼尺寸較大。為提高計(jì)算精度與計(jì)算效率,本文提出了一種基于結(jié)構(gòu)化重疊網(wǎng)格的數(shù)值模擬方法,結(jié)合剛體運(yùn)動(dòng)進(jìn)行耦合建模,實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)與母機(jī)投放分離過(guò)程的動(dòng)態(tài)仿真,并應(yīng)用于投放方案的優(yōu)化設(shè)計(jì),為無(wú)人機(jī)投放分離試驗(yàn)提供參考和依據(jù)。
無(wú)人機(jī)采用翼掛方式進(jìn)行投放,母機(jī)采用機(jī)翼/掛架/導(dǎo)彈(wing-pylon-finned store,WPFS)標(biāo)模中的機(jī)翼與掛架[13]。母機(jī)機(jī)翼為切尖三角翼,采用NACA64A010翼型,具體參數(shù)如表1所示,表中,b表示半展長(zhǎng),χ0表示前緣后掠角,χ1表示后緣前掠角,c表示翼根弦長(zhǎng),λ表示梢根比;掛架位于機(jī)翼的中部,具體參數(shù)如表2所示,表中,l,w,h分別為掛架的長(zhǎng)、寬、高。詳細(xì)的幾何尺寸見(jiàn)參考文獻(xiàn)[13-14]。
表1 母機(jī)機(jī)翼參數(shù)Table 1 Wing parameters of the parent aircraft
表2 掛架參數(shù)Table 2 Pylon parameters
在無(wú)人機(jī)的翼掛投放分離模型中,WPFS中的導(dǎo)彈將被替換成遠(yuǎn)程投放式的“蜂群”折疊翼無(wú)人機(jī)。機(jī)翼/掛架/無(wú)人機(jī)的物理模型如圖 1所示。由于無(wú)人機(jī)尾翼翼展較小,翼掛方式中尾翼不需折疊。投放初始階段,為保證母機(jī)的安全,大展弦比的機(jī)翼將處于完全折疊狀態(tài)。
機(jī)翼/掛架/無(wú)人機(jī)投放分離的多體動(dòng)態(tài)仿真中涉及6自由度剛體模型,因此須輸入無(wú)人機(jī)的質(zhì)量與慣性參數(shù),具體值如表3所示,表中,M表示質(zhì)量,x表示質(zhì)心位置(距離機(jī)頭最前端點(diǎn)),Ixx,Iyy,Izz分別表示x,y,z軸的慣性矩。其中無(wú)人機(jī)總重為150 kg,質(zhì)心位置距離機(jī)頭最前端距離 1.48 m。算例只考慮無(wú)人機(jī)3個(gè)方向的慣性矩,不考慮轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的交叉項(xiàng)。
表3 無(wú)人機(jī)基本屬性參數(shù)Table 3 Basic attribute parameters of UAV
無(wú)人機(jī)投放階段動(dòng)態(tài)特性的模擬,存在流體與機(jī)體運(yùn)動(dòng)的耦合作用,須建立流體與機(jī)體運(yùn)動(dòng)之間的耦合求解方法,才能準(zhǔn)確模擬無(wú)人機(jī)在投放分離過(guò)程中的氣動(dòng)特性與運(yùn)動(dòng)規(guī)律。流體與剛體運(yùn)動(dòng)耦合計(jì)算流程如圖 2所示。
圖2 流體與剛體運(yùn)動(dòng)耦合求解流程圖Fig.2 Flow chart of coupled fluid and rigid body motion solution
具體求解步驟如下:
(1)確定無(wú)人機(jī)的初始位置與姿態(tài)(t=0),對(duì)無(wú)人機(jī)初始狀態(tài)進(jìn)行重疊網(wǎng)格劃分;
(2)求解基于k-ωSST湍流模型的RANS方程,得到無(wú)人機(jī)表面的壓力分布;
(3)對(duì)無(wú)人機(jī)各部件表面的壓力分布進(jìn)行積分,得到無(wú)人機(jī)質(zhì)心的合力與合力矩(t=n);
(4)通過(guò)6自由度運(yùn)動(dòng)方程求解質(zhì)心的加速度、角加速度;
(5)在上一時(shí)刻(t=n-1)的位置與姿態(tài)的基礎(chǔ)上,更新飛機(jī)的位置、姿態(tài)與速度;
(6)更新重疊網(wǎng)格,并檢查網(wǎng)格,轉(zhuǎn)到第(2)步,開(kāi)始進(jìn)行下一時(shí)刻的流場(chǎng)(t=n+1)計(jì)算。
重疊網(wǎng)格是一種處理復(fù)雜外形的網(wǎng)格技術(shù)[15],它通過(guò)在網(wǎng)格重疊區(qū)域挖洞的方法進(jìn)行交接求解。對(duì)具有相對(duì)運(yùn)動(dòng)的復(fù)雜外形,采用重疊網(wǎng)格非常便利,子域間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)不需要網(wǎng)格變形,更不需重新生成網(wǎng)格,只需對(duì)子域定義其運(yùn)動(dòng)規(guī)律即可[16]。折疊無(wú)人機(jī)機(jī)翼與機(jī)身之間的間隙小,通過(guò)重疊嵌套網(wǎng)格技術(shù),可不考慮機(jī)翼與機(jī)身之間的間隙,能有效降低網(wǎng)格的劃分難度、提高網(wǎng)格質(zhì)量。本文將采用重疊動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)對(duì)無(wú)人機(jī)在投放分離過(guò)程的剛體運(yùn)動(dòng)與流體進(jìn)行耦合分析。
在機(jī)翼/掛架/無(wú)人機(jī)投放分離算例中,母機(jī)機(jī)翼和掛架固定不動(dòng),無(wú)人機(jī)進(jìn)行自由下落運(yùn)動(dòng)。無(wú)人機(jī)將單獨(dú)劃分貼體部件網(wǎng)格,為方便劃分結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,提高計(jì)算精度,無(wú)人機(jī)整機(jī)分成5個(gè)部件,分別為機(jī)身、2片機(jī)翼、2片尾翼。無(wú)人機(jī)整機(jī)結(jié)構(gòu)化重疊網(wǎng)格劃分如圖 3所示。母機(jī)機(jī)翼的外場(chǎng)計(jì)算域劃分為背景網(wǎng)格,并在無(wú)人機(jī)下落區(qū)域進(jìn)行加密處理,從而確保重疊邊界的順利插值與求交,為減少網(wǎng)格量,背景網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。無(wú)人機(jī)部件和背景的重疊網(wǎng)格如圖 4所示,背景網(wǎng)格量為6.62×106,部件網(wǎng)格量為1.32×106。
圖3 無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)化重疊網(wǎng)格Fig.3 Structured overset grids of UAV
圖4 機(jī)翼/掛架/無(wú)人機(jī)重疊網(wǎng)格Fig.4 Overset grids of wing/pylon/UAV
投放分離的流場(chǎng)離散方法采用有限體積法,空間離散采用Roe 格式[17],時(shí)間步采用隱式離散方法,耗散項(xiàng)隱式處理,對(duì)流項(xiàng)離散格式采用2階迎風(fēng)格式,利用上述方法對(duì)基于Reynolds平均的三維非定常Navier-Stokes方程進(jìn)行數(shù)值求解。針對(duì)復(fù)雜的無(wú)人機(jī)流場(chǎng)模擬,準(zhǔn)確的湍流模型能有效提高CFD的計(jì)算精度,本文將采用兩方程k-ωSST湍流模型對(duì)RANS方程進(jìn)行封閉求解。
WPFS是投放分離最常用的標(biāo)模,該模型試驗(yàn)由美國(guó)空軍實(shí)驗(yàn)室(Arnold Engineering Development Center,AEDC)資助,于1990年完成其投放分離測(cè)力試驗(yàn),并向全世界公開(kāi)其試驗(yàn)數(shù)據(jù),可供CFD對(duì)比分析[13]。WPFS試驗(yàn)的來(lái)流Ma為0.95,初始狀態(tài)的迎角與側(cè)滑角都為0°,模擬的高度為7 925 m。WPFS試驗(yàn)的投放初始階段,需施加彈射力的作用,確保外掛物和機(jī)翼/掛架的安全分離,彈射力的具體參數(shù)見(jiàn)表4。表中,X1表示前作用點(diǎn)位置(距離導(dǎo)彈最前端),X2表示后作用點(diǎn)位置(距離導(dǎo)彈最前端),d表示作用距離,F(xiàn)1表示前彈射力,F(xiàn)2表示后彈射力,彈射力的示意圖如圖 5所示,前后彈射力的力臂分別為0.18,0.33 m。
表4 WPFS彈射力具體參數(shù)Table 4 Specific parameters of WPFS ejection force
圖5 彈射力作用位置示意圖Fig.5 Schematic diagram of ejection force
基于上文建立的流體-剛體耦合求解方法,導(dǎo)彈建立6自由度剛體運(yùn)動(dòng)模型。WPFS模型的坐標(biāo)軸的定義如圖 6所示:地軸系的原點(diǎn)設(shè)在母機(jī)翼根前端點(diǎn),向前為Xg軸正方向,Yg軸豎直向上,Zg軸由右手螺旋法確定;體軸系原點(diǎn)設(shè)在導(dǎo)彈的質(zhì)心位置,在計(jì)算的過(guò)程中跟隨導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)。
圖6 WPFS坐標(biāo)軸Fig.6 Coordinate axis of WPFS model
通過(guò)計(jì)算,得到導(dǎo)彈下落過(guò)程中的運(yùn)動(dòng)軌跡與姿態(tài)變化如圖 7所示,圖7(a)表示質(zhì)心相對(duì)于初始位置的軌跡,圖7(b)為3個(gè)姿態(tài)角(偏航角ψ,滾轉(zhuǎn)角γ,俯仰角θ)隨下落時(shí)刻的變化規(guī)律。圖中“EXP”表示試驗(yàn)測(cè)量值,以不同的形狀標(biāo)識(shí)區(qū)分3個(gè)方向:“CFD”表示本文的數(shù)值模擬結(jié)果,以不同顏色實(shí)線區(qū)分3個(gè)方向:“Euler”為采用Euler準(zhǔn)定常計(jì)算方法得到的結(jié)果[6],以不同顏色虛線區(qū)分3個(gè)方向。
(a) Trajectory
從圖 7(a)可以看出,3個(gè)軌跡方向,本文采用的數(shù)值模擬方法比Euler準(zhǔn)定常方法精度更高;圖 7(b)中,隨著時(shí)間的推移,Euler法的計(jì)算結(jié)果逐漸偏離試驗(yàn)值,且偏差呈增長(zhǎng)趨勢(shì),而本文計(jì)算的結(jié)果與試驗(yàn)值吻合度高。綜合對(duì)比各方向的數(shù)值模擬結(jié)果和試驗(yàn)數(shù)據(jù),可以得出結(jié)論,本文的數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)值吻合度高。采用重疊動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)求解RANS流場(chǎng)控制方程,并結(jié)合6自由度動(dòng)力學(xué)方程對(duì)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行求解,能有效模擬剛體和流體相互耦合的分離/運(yùn)動(dòng)過(guò)程,且計(jì)算精度高,模型的可靠性得到有效驗(yàn)證。
與WPFS標(biāo)模類似,模型需在分離初始階段施加彈射力作用,從而使無(wú)人機(jī)與機(jī)翼/掛架盡快安全分離。彈射力的作用位置與大小需經(jīng)過(guò)多輪優(yōu)化設(shè)計(jì),以確保投放過(guò)程的安全并保證無(wú)人機(jī)投放后姿態(tài)的穩(wěn)定。本文的折疊翼無(wú)人機(jī)的尺寸與WPFS標(biāo)模中的導(dǎo)彈基本一致,但無(wú)人機(jī)的質(zhì)量與慣性矩等與導(dǎo)彈差別較大,因此,無(wú)人機(jī)投放的初始彈射方案將參照WPFS標(biāo)模,力臂和作用距離與WPFS標(biāo)模保持一致,彈射力的大小按質(zhì)量差異,設(shè)計(jì)為WPFS標(biāo)模的25%,具體參數(shù)見(jiàn)表5。
表5 初始彈射力具體參數(shù)Table 5 Specific parameters of original ejection force
無(wú)人機(jī)投放分離數(shù)值模擬的計(jì)算工況設(shè)置為:來(lái)流速度為Ma=0.4,高度為5 000 m,初始狀態(tài)的迎角與側(cè)滑角都為0°。通過(guò)流體-剛體運(yùn)動(dòng)耦合數(shù)值模擬方法,可計(jì)算機(jī)翼/掛架/無(wú)人機(jī)投放分離模型的流場(chǎng)變化與剛體運(yùn)動(dòng)規(guī)律,投放前0.5 s的計(jì)算結(jié)果如圖 8,9所示。
無(wú)人機(jī)在初始彈射力作用下的運(yùn)動(dòng)軌跡與姿態(tài)隨時(shí)間變化如圖 8所示,其中(a)為X,Y,Z方向質(zhì)心相對(duì)于初始位置的軌跡,(b)為3個(gè)姿態(tài)角(偏航角ψ,滾轉(zhuǎn)角γ,俯仰角θ)隨時(shí)間的變化規(guī)律。
由圖 8 (a)可以看出,在來(lái)流方向,無(wú)人機(jī)往機(jī)翼后緣方向移動(dòng),0.5 s 時(shí)質(zhì)心后移較大,為 1.1 m,在豎直方向則有3.7 m的下降;由于受機(jī)翼流場(chǎng)的影響,無(wú)人機(jī)向翼根方向(Z軸正方向)也有小幅的移動(dòng)。由圖 8 (b) 可以看出,在初始彈射力的作用下,無(wú)人機(jī)的偏航角和滾轉(zhuǎn)角的絕對(duì)值較小,但俯仰角隨時(shí)間急劇增大,在t=0.5 s時(shí),俯仰角高達(dá)64°。
(a) Trajectory
(a) y+ view
圖 9為初始彈射力作用下無(wú)人機(jī)在t=0.05,0.30,0.50 s時(shí)刻的壓力云圖。無(wú)人機(jī)在初始彈射力作用下迅速抬頭。當(dāng)t=0.30,0.50 s,無(wú)人機(jī)腹部產(chǎn)生較大的高壓區(qū),迎風(fēng)阻力急劇增大,對(duì)無(wú)人機(jī)產(chǎn)生較大的后推氣動(dòng)力,使無(wú)人機(jī)往后迅速偏移。
圖10為投放分離過(guò)程母機(jī)機(jī)翼的升阻力系數(shù)。結(jié)合圖 9(a)中母機(jī)機(jī)翼的壓力云圖與圖 10中母機(jī)機(jī)翼的升阻力系數(shù)變化曲線可以看出,投放初始階段,無(wú)人機(jī)距離母機(jī)機(jī)翼較近,機(jī)翼的氣動(dòng)力系數(shù)產(chǎn)生一定的波動(dòng);隨著無(wú)人機(jī)逐漸遠(yuǎn)離母機(jī),氣動(dòng)力的波動(dòng)逐漸減弱,無(wú)人機(jī)對(duì)母機(jī)機(jī)翼流場(chǎng)產(chǎn)生的干擾也逐漸減小。
圖10 投放分離過(guò)程母機(jī)機(jī)翼的升阻力系數(shù)Fig.10 Force coefficients of aircraft wing during separation
結(jié)合軌跡姿態(tài)變化與壓力云圖,可以發(fā)現(xiàn)初始彈射方案存在較大的問(wèn)題,無(wú)人機(jī)在俯仰方向?qū)⑹Х€(wěn)。對(duì)比分析導(dǎo)彈與無(wú)人機(jī)的俯仰力矩特性,如圖 11所示,可以看出,導(dǎo)彈的俯仰力矩明顯小于無(wú)人機(jī)。在0°迎角下,導(dǎo)彈的力矩接近0,但無(wú)人機(jī)卻產(chǎn)生較大的抬頭力矩,因此,即使二者采用相同的彈射位置,無(wú)人機(jī)在投放初始時(shí)刻將產(chǎn)生較大的抬頭力矩,不利于無(wú)人機(jī)投放過(guò)程的俯仰姿態(tài)穩(wěn)定。因此需對(duì)該彈射方案進(jìn)行優(yōu)化,減小無(wú)人機(jī)初始投放階段的抬頭力矩。
圖11 導(dǎo)彈與無(wú)人機(jī)的俯仰力矩特性曲線Fig.11 Pitch moment coefficients of missile and UAV
針對(duì)上述初始彈射方案產(chǎn)生較大抬頭力矩的問(wèn)題,進(jìn)行優(yōu)化彈射方案設(shè)計(jì),為減小抬頭力矩,須增大前彈射力矩,減小后彈射力矩。優(yōu)化方案中力的大小不變,作用點(diǎn)相比于初始彈射力往機(jī)頭平移0.1 m,如圖 12所示,優(yōu)化方案的具體參數(shù)見(jiàn)表6。表中,F(xiàn)′1,F′2分別表示優(yōu)化后的前彈射力與后彈射力。
圖12 彈射力作用位置調(diào)整示意圖Fig.12 Schematic diagram of the change of ejection force
表6 優(yōu)化彈射力具體參數(shù)
通過(guò)數(shù)值模擬方法對(duì)優(yōu)化彈射力作用下的無(wú)人機(jī)進(jìn)行仿真,優(yōu)化前后無(wú)人機(jī)的運(yùn)動(dòng)軌跡與姿態(tài)隨時(shí)間變化如圖 13所示,其中(a)~(c)分別為X,Y,Z方向質(zhì)心相對(duì)于初始位置的軌跡,(d)~(f)分別為3個(gè)姿態(tài)角(偏航角ψ,滾轉(zhuǎn)角γ,俯仰角θ)隨時(shí)間的變化規(guī)律。圖中虛線為初始彈射力作用下的結(jié)果,實(shí)線為優(yōu)化彈射力作用下的結(jié)果。通過(guò)對(duì)比可以發(fā)現(xiàn),優(yōu)化彈射力作用下質(zhì)心的后移明顯減小,在t=0.50 s時(shí)僅為0.20 m(見(jiàn)圖 13 (a)),豎直方向上兩種方案的下落軌跡區(qū)別不大(見(jiàn)圖 13 (b))。受機(jī)翼流場(chǎng)影響,無(wú)人機(jī)往翼根方向小幅移動(dòng)(見(jiàn)圖 13 (c))。優(yōu)化彈射力作用下無(wú)人機(jī)的偏航角和滾轉(zhuǎn)角與初始彈射力的情況也接近(見(jiàn)圖 13 (d)(e))。區(qū)別較大的是俯仰角,在優(yōu)化彈射力的作用下,俯仰角在t=0.50 s時(shí)僅為9°(見(jiàn)圖 13 (f)),姿態(tài)穩(wěn)定性明顯優(yōu)于初始彈射方案。
(a) Trajectory in x direction
(a) y+ view
圖 14為優(yōu)化彈射力作用下無(wú)人機(jī)在t=0.05,0.30,0.50 s時(shí)刻的壓力云圖。可以看出,優(yōu)化彈射力作用下無(wú)人機(jī)在3個(gè)方向的姿態(tài)角變化都較小,優(yōu)化彈射力方案有效控制了無(wú)人機(jī)在俯仰方向的姿態(tài)。綜合以上分析,可以得出優(yōu)化彈射方案比初始彈射方案更有利于無(wú)人機(jī)投放后的穩(wěn)定性與可控性。
本文基于流體-剛體運(yùn)動(dòng)耦合求解模型,采用重疊動(dòng)網(wǎng)格技術(shù),完成了無(wú)人機(jī)翼掛投放過(guò)程的動(dòng)態(tài)仿真,通過(guò)對(duì)無(wú)人機(jī)投放分離過(guò)程流場(chǎng)、運(yùn)動(dòng)軌跡與姿態(tài)的分析,完成了無(wú)人機(jī)投放方案的優(yōu)化。通過(guò)研究可以得出以下結(jié)論:
(1)WPFS標(biāo)模驗(yàn)證結(jié)果表明本文的仿真結(jié)果與試驗(yàn)值吻合度高,數(shù)值模擬的計(jì)算精度高,模型的可靠性得到有效驗(yàn)證。
(2)在翼掛投放方式中,投放初始階段無(wú)人機(jī)對(duì)母機(jī)機(jī)翼流場(chǎng)產(chǎn)生一定的干擾,導(dǎo)致母機(jī)機(jī)翼的氣動(dòng)力系數(shù)波動(dòng);隨著無(wú)人機(jī)逐漸遠(yuǎn)離母機(jī),無(wú)人機(jī)對(duì)母機(jī)機(jī)翼流場(chǎng)產(chǎn)生的干擾也逐漸減弱。
(3)在氣動(dòng)力、重力、初始彈射力的共同作用下,無(wú)人機(jī)在下落的過(guò)程中軌跡往后偏移:受機(jī)翼流場(chǎng)的影響,無(wú)人機(jī)向母機(jī)翼根方向小幅移動(dòng)。
(4)優(yōu)化前后兩組彈射方案下,無(wú)人機(jī)的偏航角ψ和滾轉(zhuǎn)角γ的絕對(duì)值都較小,但初始彈射力作用下無(wú)人機(jī)俯仰角急劇增大,導(dǎo)致無(wú)人機(jī)失穩(wěn)。在調(diào)整作用位置后的彈射力作用下,俯仰角變化平緩。優(yōu)化后的彈射方案有效控制了無(wú)人機(jī)在俯仰方向的姿態(tài),確保無(wú)人機(jī)投放后的安全性與穩(wěn)定性。