基于ADAMS的無人機(jī)零長(zhǎng)發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真及分析*

石 林,馬 威,楊龍軍

(江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司,南昌 330024)

基于ADAMS的無人機(jī)零長(zhǎng)發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真及分析*

石 林,馬 威,楊龍軍

(江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司,南昌 330024)

針對(duì)無人機(jī)零長(zhǎng)發(fā)射系統(tǒng)研制需要,以無人機(jī)零長(zhǎng)助推火箭發(fā)射段為主要研究對(duì)象,利用ADAMS建立了無人機(jī)發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真模型,分別對(duì)質(zhì)心偏心和助推火箭推力偏心工況進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真,獲取了發(fā)射過程中無人機(jī)質(zhì)心位移和角度的變化規(guī)律,分析了無人機(jī)與發(fā)射架的安全距離。結(jié)果表明:無人機(jī)質(zhì)心偏心和推力偏心影響其運(yùn)動(dòng)姿態(tài),且推力偏心的影響更明顯,無人機(jī)在發(fā)射過程中能夠安全離開發(fā)射架。

無人機(jī);零長(zhǎng)發(fā)射;仿真;模型

0 引言

無人機(jī)的快速發(fā)展引發(fā)了層出不窮的軍事學(xué)術(shù)、裝備技術(shù)等相關(guān)問題的研究,并在未來會(huì)有越來越廣泛的應(yīng)用[1]?；鸺屏汩L(zhǎng)發(fā)射方式是地面發(fā)射無人機(jī)時(shí)用得較多的發(fā)射方式,該發(fā)射方式具有便捷、快速,對(duì)發(fā)射場(chǎng)地?zé)o嚴(yán)格要求,適合于野戰(zhàn)環(huán)境等優(yōu)點(diǎn),與發(fā)射方式配套的發(fā)射系統(tǒng)同時(shí)由于體積小、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、適應(yīng)性強(qiáng)等特點(diǎn),使其在無人機(jī)系統(tǒng)中具有重要而特殊的地位[2-3]。

對(duì)于研制階段的無人機(jī)系統(tǒng),開展零長(zhǎng)發(fā)射試驗(yàn)來確定各種設(shè)計(jì)參數(shù)還比較困難,采用ADAMS仿真軟件,以多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)理論為基礎(chǔ),把無人機(jī)和發(fā)射系統(tǒng)簡(jiǎn)化為多剛體系統(tǒng)[4],對(duì)無人機(jī)質(zhì)心偏心和推力偏心工況進(jìn)行發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真,為驗(yàn)證無人機(jī)零長(zhǎng)發(fā)射可行性和安全性提供了有效可行的方法,對(duì)無人機(jī)總體作戰(zhàn)性能的提高具有重要的意義。

1 無人機(jī)零長(zhǎng)發(fā)射系統(tǒng)介紹

無人機(jī)零長(zhǎng)發(fā)射系統(tǒng)按照結(jié)構(gòu)特點(diǎn)分為發(fā)射架和無人機(jī)兩大部分。無人機(jī)機(jī)身前方和后部共有4個(gè)支撐軸約束在發(fā)射架上,無人機(jī)下方后端裝有助推火箭,無人機(jī)零長(zhǎng)發(fā)射系統(tǒng)如圖1所示。發(fā)射架主要由發(fā)射架體、翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)、后支撐、剪切銷機(jī)構(gòu)等組成,其中發(fā)射架體是發(fā)射架的主承力件,為發(fā)射架各機(jī)構(gòu)的安裝平臺(tái),翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)是無人機(jī)前支撐軸約束點(diǎn),后支撐是無人機(jī)后支撐軸約束點(diǎn),當(dāng)助推火箭達(dá)到一定的推力情況下,剪切銷剪斷,無人機(jī)脫離翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的約束而離開發(fā)射架。

圖1 無人機(jī)與發(fā)射架

2 無人機(jī)零長(zhǎng)發(fā)射仿真模型

2.1 模型假設(shè)

為了研究問題的需要,計(jì)算中模型作了如下假設(shè):

1)將無人機(jī)和發(fā)射架作為剛體,在運(yùn)動(dòng)過程中,形狀、質(zhì)量、質(zhì)心都不發(fā)生改變[5];

2)仿真忽略助推火箭與無人機(jī)脫離現(xiàn)象;

3)不考慮振動(dòng)問題,忽略發(fā)射架和無人機(jī)的振動(dòng);

4)不考慮風(fēng)的影響。

2.2 模型導(dǎo)入及約束添加

將無人機(jī)與發(fā)射架的三維數(shù)模簡(jiǎn)化,然后導(dǎo)入ADAMS中,將無人機(jī)和發(fā)射架均作為剛體,添加約束條件,發(fā)射架體與大地固定連接,后支撐與發(fā)射架體固連,助推火箭和無人機(jī)作為一個(gè)整體,用固定副連接;剪切銷機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)桿與發(fā)射架體之間為轉(zhuǎn)動(dòng)關(guān)系,翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)與發(fā)射架體之間為轉(zhuǎn)動(dòng)關(guān)系,用旋轉(zhuǎn)副連接;由于無人機(jī)前、后支撐軸與翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)、后支撐之間相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)會(huì)發(fā)生碰撞,因此需要?jiǎng)?chuàng)建接觸(contact)進(jìn)行約束。

其中,以無人機(jī)質(zhì)心為原點(diǎn),以平行于地面的無人機(jī)行進(jìn)方向?yàn)閄軸,以垂直向上方向?yàn)閅軸,根據(jù)笛卡爾坐標(biāo)系建立Z軸。在ADAMS中建立無人機(jī)的發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真模型。

2.3 設(shè)置仿真參數(shù)

無人機(jī)發(fā)射仰角為10°,無人機(jī)軸線和助推火箭軸線夾角為13°,助推火箭推力按常溫工作狀態(tài)下的推力曲線進(jìn)行加載,在ADAMS中推力加載調(diào)用格式為:AKISPL(time,0,SPLINE_CW,0)。

取翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)扭簧扭矩為17.5 N·m,取剪切銷機(jī)構(gòu)扭簧扭矩為1.8 N·m;閉鎖力為4 000 N,根據(jù)推力曲線可知,靶機(jī)解鎖時(shí)間約為0.005 s,將剪切銷設(shè)置成固定副,利用仿真控制腳本語句來描述,控制描述語句為:SIMULATE/DYNAMIC,END=0.005,STEPS=10;DEACTIVATE/JOINT,ID=28。設(shè)置仿真時(shí)間End Time為0.5 s,仿真步長(zhǎng)Steps為1000。

2.4 零長(zhǎng)發(fā)射動(dòng)力學(xué)方程的建立

ADAMS建模方法采用第二類拉格朗日方程,選取系統(tǒng)內(nèi)每個(gè)剛體質(zhì)心的笛卡爾坐標(biāo)和確定剛體方位的歐拉角作為廣義坐標(biāo),即:

則對(duì)每個(gè)剛體,建立對(duì)應(yīng)于6個(gè)廣義坐標(biāo)帶乘子的拉格朗日方程為:

完整約束方程時(shí):f(q,t)=0

3 發(fā)射仿真結(jié)果及分析

3.1 無人機(jī)發(fā)射仿真結(jié)果

1)理想工況

在理想工況下,此時(shí)質(zhì)心偏心0 mm,助推火箭推力偏心0′時(shí),無人機(jī)質(zhì)心的位移和角度隨時(shí)間的變化規(guī)律,如圖2和圖3所示。

圖2 無人機(jī)質(zhì)心位移曲線

圖3 無人機(jī)角度曲線

2)無人機(jī)質(zhì)心偏心計(jì)算

分別取無人機(jī)質(zhì)心側(cè)向偏心0.2 mm、0.4 mm、0.6 mm工況,對(duì)其在0.5 s發(fā)射階段進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真,得出無人機(jī)發(fā)射過程中的位移和角度隨時(shí)間的變化規(guī)律。仿真結(jié)果表明:隨著無人機(jī)質(zhì)心偏移距離的增大,無人機(jī)質(zhì)心X、Y向位移的變化不明顯,Z向位移偏移量隨之增加;俯仰角的變化不明顯,滾轉(zhuǎn)角和偏航角的偏移量也隨之增加。由于滾轉(zhuǎn)方向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量遠(yuǎn)小于偏航方向,使?jié)L轉(zhuǎn)角的偏移量大于偏航角,因此,質(zhì)心偏心對(duì)滾轉(zhuǎn)角影響更大。

Z向位移、滾轉(zhuǎn)角和偏航角的變化規(guī)律如圖4～圖6所示。

圖4 無人機(jī)質(zhì)心Z向位移曲線

圖5 無人機(jī)質(zhì)心X向滾轉(zhuǎn)角曲線

圖6 無人機(jī)質(zhì)心Y向偏航角曲線

3)助推火箭推力偏心計(jì)算

分別取無人機(jī)助推火箭推力偏心3′,6′,9′工況,對(duì)其在0.5 s發(fā)射階段進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真,得出無人機(jī)發(fā)射過程中的位移和角度隨時(shí)間的變化規(guī)律。仿真結(jié)果表明:隨著無人機(jī)助推火箭推力偏心角度的增大,無人機(jī)質(zhì)心X、Y向位移的變化不明顯,Z向的位移偏移量隨之增加;俯仰角的變化不明顯,滾轉(zhuǎn)角和偏航角的偏移量也隨之增加。若推力偏心角度較大,導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)角和偏航角偏移量過大,不利于無人機(jī)的穩(wěn)定發(fā)射,因此,在研制設(shè)計(jì)時(shí)需要控制助推火箭推力的偏心角度。

Z向位移、滾轉(zhuǎn)角和偏航角的變化規(guī)律如圖7～圖9所示。

圖7 無人機(jī)質(zhì)心Z向位移曲線

圖8 無人機(jī)質(zhì)心X向滾轉(zhuǎn)角度曲線

圖9 無人機(jī)質(zhì)心Y向偏航角度曲線

3.2 發(fā)射安全距離分析

無人機(jī)發(fā)射初始階段,無人機(jī)助推器與發(fā)射架距離存在一定風(fēng)險(xiǎn),助推火箭與發(fā)射架可能發(fā)生干涉的位置如圖10所示。

圖10 無人機(jī)與發(fā)射架距離較短位置

由仿真結(jié)果可得:各工況下,無人機(jī)在0.203s時(shí)刻,助推火箭后端到后支撐側(cè)向的距離L1和L2達(dá)到最小值;無人機(jī)在0.129 2s時(shí)刻,尾翼到導(dǎo)軌的距離L3達(dá)到最小值,間距如表1所示。

表1 助推火箭與發(fā)射架間距

表1表明,在質(zhì)心和火箭推力偏心工況下,隨側(cè)向偏移量增大,助推火箭到側(cè)支架的距離L1和L2之間的偏差越來越大;在質(zhì)心偏心0.6mm工況下偏移量為3.05mm,在推力偏心9′工況下,偏移量達(dá)到了10.35mm;尾翼到導(dǎo)軌的距離L3變化不明顯,偏移值在設(shè)計(jì)值范圍內(nèi),滿足發(fā)射安全性要求。無人機(jī)與發(fā)射架之間的距離L1、L2和L3均大于最小安全設(shè)計(jì)值,因此無人機(jī)在發(fā)射過程中能夠安全離開發(fā)射架,不會(huì)發(fā)生干涉。

4 結(jié)論

仿真結(jié)果表明:無人機(jī)質(zhì)心偏心和助推火箭推力偏心對(duì)無人機(jī)位移和角度有一定的影響,且推力偏心的影響更明顯,因此在無人機(jī)系統(tǒng)研制過程中,質(zhì)心和推力偏心均不能過大,控制助推火箭與無人機(jī)的安裝精度尤為重要;根據(jù)發(fā)射安全距離分析可知:無人機(jī)與發(fā)射架不會(huì)發(fā)射干涉,最小安全距離也滿足零長(zhǎng)發(fā)射要求。

[1] 盛懷潔.無人機(jī)發(fā)射回收方式面面觀 [J].無人機(jī),2004(3):42-44.

[2] 余勇.無人機(jī)是如何起飛和回收的 [J].兵工科技,2006(10):60-61.

[3] 馬威,過海峰,姜寧.海軍通用無人機(jī)及其起降方式分析 [J].飛航導(dǎo)彈,2006(12):37-40.

[4] 張勝三,顧銀芳.傾斜零長(zhǎng)發(fā)射技術(shù)研究 [J].導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù),2009(6):41-45.

[5] 廖莎莎,吳成.機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)射動(dòng)力學(xué)建模與虛擬樣機(jī)仿真 [J].北京理工大學(xué)學(xué)報(bào),2011,31(9):1013-1017.

SimulationandAnalysisofUAVZero-lengthLaunchingDynamicsBasedonADAMS

SHI Lin,MA Wei,YANG Longjun

(Jiangxi Hongdu Aviation Industry Group Corporation Limited,Nanchang 330024,China)

According to the requirement of UAV zero-length launching system development,the launch section of UAV zero-length lauching was taken as the main research object,and Adams was used to establish UAV launching dynamics simulation model.The dynamic simulation of centroid eccentricity and the thrust eccentric condition of booster rocket was carried out,and the centroid displacement and the angle change law of UAV in launching process were obtained.And the safety distance between the UAV and launcher was analyzed.The results showed that the centroid eccentricity and thrust eccentricity affected the motion attitude of UAV,and the influence of thrust eccentricity was more obvious.The UAV could safely leave the launcher during launching.

UAV; zero-length launching; simulation; model

10.15892/j.cnki.djzdxb.2017.02.009

2016-05-05

石林(1980-),男,江西鄱陽人,高級(jí)工程師,研究方向:發(fā)射、機(jī)械、液壓、仿真。

V553

A