無人機(jī)火箭助推發(fā)射風(fēng)險(xiǎn)控制方法研究

張世慧 袁培新 董功銳 崔丹

摘?要：本文針對某型無人機(jī)在起飛發(fā)射過程中存在的風(fēng)險(xiǎn)，對無人機(jī)起飛發(fā)射過程進(jìn)行了分段處理，分析了各階段姿態(tài)控制邏輯，對火箭助推發(fā)射的風(fēng)險(xiǎn)邊界進(jìn)行了研究論證，提出了無人機(jī)發(fā)射過程中調(diào)整火箭助推器的兩種方法，能夠有效提升無人機(jī)火箭助推發(fā)射的安全性，為該類無人機(jī)安全發(fā)射起飛提供理論依據(jù)。

關(guān)鍵詞：無人機(jī)；火箭助推發(fā)射；姿態(tài)控制；方法研究

1?概述

無人機(jī)的起飛方式有很多種，歸納為零長發(fā)射起飛、彈射起飛、起落架滑跑起飛、載機(jī)空中發(fā)射起飛、容器式發(fā)射起飛、垂直起飛、投擲發(fā)射起飛等類型。比較通用也是比較成功的起飛方法之一是火箭助推發(fā)射起飛，火箭助推發(fā)射一般采用零長或短軌的發(fā)射方式，無人機(jī)安裝在零長度發(fā)射裝置上，在火箭助推器作用下飛離發(fā)射裝置，無人機(jī)起飛后，拋掉助飛火箭，由飛機(jī)上的發(fā)動(dòng)機(jī)完成飛行任務(wù)。

以某型無人機(jī)為例，該型無人機(jī)在實(shí)際使用中，由于發(fā)射場地周邊環(huán)境復(fù)雜，有村莊和高壓線等建筑物，無人機(jī)火箭助推發(fā)射起飛后，火箭助推器掉落地點(diǎn)不固定，人員和設(shè)備存在一定安全風(fēng)險(xiǎn)。為解決該型無人機(jī)在復(fù)雜環(huán)境下的起飛問題，本文從發(fā)射風(fēng)險(xiǎn)入手，分析研究了該型無人機(jī)火箭助推發(fā)射過程，提出了改進(jìn)意見和注意事項(xiàng)，為火箭助推類無人機(jī)發(fā)射提供理論依據(jù)［1］。

2?無人機(jī)火箭助推發(fā)射的特點(diǎn)

無人機(jī)的起飛方式是反映作戰(zhàn)靈活性的關(guān)鍵因素，在實(shí)際應(yīng)用過程中發(fā)射階段往往最容易發(fā)生問題?；鸺瓢l(fā)射作為零長發(fā)射的一種方式，不受地域環(huán)境的限制、機(jī)動(dòng)性好、便捷快速、火箭助推發(fā)射存在時(shí)間短、無人機(jī)受力相對復(fù)雜、重心在瞬間移動(dòng)大等特點(diǎn)［2］。

火箭助推無人機(jī)往往受多種因素的影響，火箭安裝角度不合適，會(huì)出現(xiàn)推力線不通過無人機(jī)重心的問題，導(dǎo)致無人機(jī)在俯仰和橫傾方向產(chǎn)生較大的作用力矩，造成無人機(jī)起飛時(shí)俯仰姿態(tài)或者橫傾發(fā)生變化，影響無人機(jī)安全起飛性能，會(huì)造成發(fā)射階段無人機(jī)失敗問題，調(diào)整助推火箭的推力線對于保證起飛具有十分重要的意義。

在實(shí)際操作中，火箭助推發(fā)射時(shí)需要考慮的因素較多，主要為氣動(dòng)參數(shù)、控制系統(tǒng)參數(shù)、火箭安裝參數(shù)等方面，如果這些參數(shù)選擇不當(dāng)，很容易導(dǎo)致發(fā)射過程的失?。?］。

3?火箭助推過程

火箭助推過程可分為3個(gè)階段：在軌滑行階段、脫離發(fā)射架到助推結(jié)束階段、助推火箭脫落階段［3］。

3.1?在軌滑行階段

在軌道滑行階段，無人機(jī)受力主要有發(fā)動(dòng)機(jī)推力、助推火箭推力、無人機(jī)重力、氣動(dòng)力、導(dǎo)軌的支撐力和摩擦力。該階段無人機(jī)發(fā)射角與爬升姿態(tài)角一致，即機(jī)體橫傾為0°，俯仰為±13°，且該階段飛行速度較低，同時(shí)受導(dǎo)軌的約束，因此可以不考慮氣動(dòng)力。

3.2?火箭助推階段

從火箭點(diǎn)燃到燃燒結(jié)束，火箭的燃燒時(shí)間大約為2s左右，當(dāng)火箭脫落時(shí)無人機(jī)飛行的高度約80米，距離也相對較近，通過發(fā)射無人機(jī)的姿態(tài)分析，無人機(jī)起飛時(shí)發(fā)射角度與爬升時(shí)的姿態(tài)角基本一致，機(jī)體坐標(biāo)軸與速度方向一致（迎角為零）。無人機(jī)離開發(fā)射架后，俯仰角開始變大，在飛行控制器的作用下，最終保持在一定的范圍內(nèi)，無人機(jī)的實(shí)際飛行數(shù)據(jù)與火箭助推發(fā)射階段縱向姿態(tài)曲線基本一致。但是，無人機(jī)在發(fā)射階段速度不是很高，所以想要確保無人機(jī)在發(fā)射階段安全，必須在飛行前做好火箭助推器的安裝和檢查工作，確保推力線和安裝角在中心位置。

3.3?火箭脫落階段

火箭助推結(jié)束后，無人機(jī)速度完全由自身發(fā)動(dòng)機(jī)推力保持，未完全達(dá)到最大速度，火箭此時(shí)跟隨無人機(jī)一起做勻速運(yùn)動(dòng)。不同的是，火箭在重力的作用下向前下方擺動(dòng)脫落，可簡化為一物體在重力作用下繞定點(diǎn)下擺，分離時(shí)間非常短暫，火箭脫落時(shí)運(yùn)動(dòng)可以分解為沿接觸點(diǎn)（助推火箭與無人機(jī)）的下移和轉(zhuǎn)動(dòng)。

4?火箭助推風(fēng)險(xiǎn)邊界分析

一般來說，無人機(jī)重心會(huì)偏離設(shè)計(jì)推力線（比如無人機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)在火箭點(diǎn)火之前就已經(jīng)啟動(dòng)，由于各個(gè)型號(hào)無人機(jī)的油箱位置、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等不同，發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)后至無人機(jī)發(fā)射前一段時(shí)間的燃油消耗會(huì)導(dǎo)致無人機(jī)重心偏離設(shè)計(jì)推力線），助推火箭的推力會(huì)對無人機(jī)產(chǎn)生一個(gè)抬頭力矩；發(fā)射過程中，火箭推力的重心在無人機(jī)重心的后下方，無人機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力會(huì)對無人機(jī)產(chǎn)生低頭力矩；在火箭推力的作用下，無人機(jī)速度隨之增加，升力也慢慢增大，無人機(jī)的重心點(diǎn)在組合體重心之前，氣動(dòng)力會(huì)對組合體產(chǎn)生一個(gè)抬頭的力矩［4］。

火箭在離軌后俯仰角變化較大，這是由于在無人機(jī)離軌瞬間，導(dǎo)軌的作用力突然消失，由于慣性作用，無人機(jī)產(chǎn)生一定的抬頭力矩。在2s時(shí)間內(nèi)，助推火箭力矩大于發(fā)動(dòng)機(jī)推力力矩，無人機(jī)俯仰角減少。3s后，在氣動(dòng)力矩與發(fā)動(dòng)機(jī)推力力矩共同作用下，最終使無人機(jī)的俯仰角穩(wěn)定在給定值。從速度、高度的變化來看，雖然發(fā)射階段俯仰角變化較大，但由于無人機(jī)離軌時(shí)飛行速度很低，氣動(dòng)力矩作用可以忽略，舵面效率基本不存在，要確保無人機(jī)安全發(fā)射，必須在發(fā)射前調(diào)整好助推火箭的安裝角［5］。

4.1?無人機(jī)發(fā)射過程必須引入俯仰控制

火箭助推發(fā)射過程中，無人機(jī)的初始速度主要由助推火箭產(chǎn)生，加入俯仰控制，可使無人機(jī)發(fā)射時(shí)以固定角度和方向爬升，當(dāng)助推火箭脫落后，無人機(jī)在自身發(fā)動(dòng)機(jī)的推力下沿縱向俯仰方向飛行，如果沒有引入俯仰控制，會(huì)導(dǎo)致組合體重心發(fā)生移動(dòng)，無人機(jī)受力發(fā)生變化，并且始終受到較大的火箭推力，致使整個(gè)過程無人機(jī)沒有平衡點(diǎn)。無人機(jī)俯仰姿態(tài)變化較大，不利于發(fā)射安全，尤其俯仰力矩系統(tǒng)對俯仰角速度的導(dǎo)數(shù)較小時(shí)，則無人機(jī)的姿態(tài)變化將更加劇烈。如果火箭推力線在組合體重心上方通過，則常值力矩是低頭力矩，無人機(jī)在助推發(fā)射過程中可能存在墜地風(fēng)險(xiǎn)。因此，必須在無人機(jī)的火箭助推發(fā)射過程中引入俯仰控制，以消除無人機(jī)由于存在重心測量誤差、安裝誤差等造成的影響，確保發(fā)射安全［6］。

4.2?火箭助推發(fā)射無人機(jī)重心匹配問題

根據(jù)上述分析，無人機(jī)重心的位置是決定無人機(jī)縱向穩(wěn)定性的重要參數(shù)，即使引入俯仰控制，無人機(jī)和助推火箭、助推火箭和發(fā)射架之間的縫隙也應(yīng)當(dāng)盡可能小。

當(dāng)無人機(jī)重心位置固定時(shí)，必須滿足推力線的延長線與無人機(jī)的實(shí)際重心之間距離在一定范圍內(nèi)才能保證發(fā)射安全。因此，在發(fā)射前需測量無人機(jī)的實(shí)際重心，保證助推火箭推力線通過組合體重心。

4.3?火箭助推發(fā)射無人機(jī)重心位置的調(diào)整

在空中飛行的無人機(jī)全機(jī)重心的前后位置允許變動(dòng)的范圍較小，重心位置的前限由滑跑起飛時(shí)把機(jī)頭拉起的條件決定，重心的后限由無人機(jī)飛行時(shí)的安定條件決定，常說的重心位置是相對于機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長的百分比來表示［7］。

某型無人機(jī)采用火箭助推的方式起飛，起飛前已經(jīng)引入了俯仰控制，主要考慮的是安定性方面的要求。根據(jù)空氣動(dòng)力方面的計(jì)算，并且將平均空氣動(dòng)力弦簡化折算到機(jī)翼根部弦長上去，某型無人機(jī)的重心位置在33%～35%機(jī)翼根弦。由于火箭發(fā)射起飛，要求推力線與重心之間有較嚴(yán)格的關(guān)系，因此上述范圍應(yīng)予以保證。

無人機(jī)出廠前重心位置已調(diào)整在上述重心位置，無須再進(jìn)行調(diào)整，但飛機(jī)內(nèi)的裝載設(shè)備如有大的變動(dòng)，則重心必須重新調(diào)整。其方法是根據(jù)力矩平衡原則按以下步驟調(diào)制要求位置：某型無人機(jī)以待飛狀態(tài)安裝，即各種設(shè)備全部安裝到位，加滿油，裝好傘，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝到位，機(jī)翼尾翼安裝到位，在中翼上畫好配重線，貼好刀口支撐板；配重時(shí)先將刀口對準(zhǔn)中間一條線，看全機(jī)能否配平，否則移動(dòng)刀口直到全機(jī)平衡；若刀口還在重心前后0.5mm范圍內(nèi)則無須另外配重，若超出此范圍，可在頭部或者尾部配重。

4.4?火箭推力線的測量

在無人機(jī)剛離開發(fā)射架時(shí)無人機(jī)的速度很低，機(jī)翼的升力很小，此時(shí)無人機(jī)的重量完全要由火箭推力的向上分力來負(fù)擔(dān)。隨后無人機(jī)的速度不斷增加，機(jī)翼的升力逐漸增大，再加上火箭推力的向上分力，飛行軌跡勢必向上彎曲，而且機(jī)頭上仰角度也隨之增大，這樣的姿態(tài)容易造成無人機(jī)“失速”。因此，要使推力線有意的在重心上面通過，剛起飛時(shí)，造成一個(gè)低頭力矩，使無人機(jī)略有低頭，而在火箭助推的后期，不至于抬頭過高。

5?調(diào)整火箭助推器的兩種方法

火箭助推器起飛最大的優(yōu)勢就是起飛場地不受限制，可以在山地、河灘、丘陵等地形復(fù)雜的地方做到零長起飛，最大限度地提高了火箭助推無人機(jī)的機(jī)動(dòng)性和展開時(shí)間［8］。

5.1?配重法

根據(jù)無人機(jī)的重心位置，使用鋼板尺對機(jī)翼后緣進(jìn)行測量，將重心位置調(diào)整到規(guī)定的范圍值內(nèi)，稱重時(shí)必須保證油箱加滿油，將回收傘裝好，空速管安裝到位。如果所測量重心不在規(guī)定范圍內(nèi)，則需使用鉛塊對其進(jìn)行相應(yīng)配重。如果無人機(jī)有輕微的抬頭，基本可以忽略不計(jì)，但是必須保證無人機(jī)重心不變的情況下，不可以低頭，確保重心不變。

5.2?推力線調(diào)整法

在已知無人機(jī)重心位置的情況下，根據(jù)某型無人機(jī)吊掛要求進(jìn)行無人機(jī)滿載吊掛，裝好回收傘;加油時(shí)在前油箱頂部放置一塊試驗(yàn)過的與飛行前油量相當(dāng)容積的海綿，模擬無人機(jī)在外場飛行前發(fā)動(dòng)機(jī)著車所消耗的油量；吊掛結(jié)束后再將吊掛時(shí)使用的海綿取出；最后再將油箱加滿，使用吊掛器將無人機(jī)倒置吊起，推力線在吊掛筒正中間1mm左右范圍，如不正確，需在相應(yīng)的位置通過添加銅皮或者墊片進(jìn)行調(diào)整，確保推力線重心位置。

綜合上述研究分析，無人機(jī)火箭助推發(fā)射為確保發(fā)射安全，需注意以下四點(diǎn)：

（1）無人機(jī)在發(fā)射前調(diào)整好助推火箭的安裝角（12°～15°可調(diào)）。

（2）為消除無人機(jī)可能存在的重心測量誤差、安裝誤差，在無人機(jī)火箭助推發(fā)射過程中引入俯仰角控制。

（3）無人機(jī)出廠驗(yàn)收時(shí)，應(yīng)充分關(guān)注和考慮重心問題，在裝配時(shí)重視無人機(jī)的重心匹配。

（4）安裝助推火箭時(shí)，用干毛巾清除飛機(jī)推力座與火箭上連接點(diǎn)的灰塵和油污，安裝完畢后要反復(fù)測試助推火箭脫落情況。

結(jié)語

本文通過對某型無人機(jī)的發(fā)射過程進(jìn)行分析研究，給出了分析結(jié)果，提出了安裝火箭助推器的方法，為同類型的無人機(jī)操作使用提供了非常重要的參考資料，同樣對于其他型號(hào)無人機(jī)發(fā)射階段的安全分析，也具有一定的借鑒意義。

參考文獻(xiàn)：

［1］董朝陽.無人機(jī)飛行與控制［M］.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2020.

［2］李為吉.飛機(jī)總體設(shè)計(jì)［M］.西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2004.

［3］楊旭，王鵬基.無人機(jī)起飛段航跡控制方案設(shè)計(jì)與數(shù)學(xué)仿真［J］.戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù)，2004：4246.

［4］何慶，劉東升.無人機(jī)發(fā)射技術(shù)［J］.飛航導(dǎo)彈，2010：2427.

［5］李東，榮輝.基于無人機(jī)數(shù)學(xué)模型仿真分析與研究［J］.科學(xué)技術(shù)與工程，2008，8：15101535.

［6］田新峰，薛鵬，等.某無人機(jī)火箭助推發(fā)射研究［J］.宇航計(jì)測技術(shù)，2012：3032.

［7］薛明旭.戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈發(fā)射動(dòng)力學(xué)與仿真［D］.西安：西北工業(yè)大學(xué)，2004.

［8］李浩，肖前貴.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(bào)，2010：136139.

作者簡介：張世慧（1984—?），男，漢族，山西晉城人，本科，無人機(jī)技師，研究方向：無人機(jī)指揮控制。