無人機地面氣動彈射系統(tǒng)性能研究

李 迪 劉彥飛 劉鐵軍

（海鷹航空通用裝備有限責任公司，北京 100074）

無人機地面氣動彈射系統(tǒng)性能研究

李 迪 劉彥飛 劉鐵軍

（海鷹航空通用裝備有限責任公司，北京 100074）

根據(jù)無人機地面彈射要求，對目前無人機地面彈射系統(tǒng)的性能進行了系統(tǒng)彈射過程理論分析和研究，并對性能指標進行了對比分析。

無人機，氣動彈射系統(tǒng)，理論分析

氣動彈射系統(tǒng)屬于典型的流體傳動控制系統(tǒng)，其按氣缸位置分類分為氣缸前置型和氣缸后置型。根據(jù)分類的不同，無人機及發(fā)射小車的安裝位置不同：其中，氣缸前置型系統(tǒng)的發(fā)射小車和飛機安裝在彈射系統(tǒng)的尾部；氣缸后置型系統(tǒng)的發(fā)射小車和飛機安裝在彈射系統(tǒng)的頂部。不同的類型適用于不同機型，彈射過程也存在差異。

1 物理模型的建立與發(fā)射過程分析

氣缸前置緩沖器型氣動彈射系統(tǒng)的物理模型如圖1所示，將彈射小車放置在出發(fā)點的位置，使用彈簧夾系統(tǒng)對小車限動，小車對飛機限動，氣瓶充氣完畢，打開無人機發(fā)動機，準備工作完成后，開始進行發(fā)射階段工作，打開氣閥，氣瓶中的空氣進入氣缸并推動活塞做功，活塞通過鋼絲繩繞過定滑輪帶動小車，此時拉力大于彈簧夾的預(yù)緊力，發(fā)射小車帶動飛機共同向前加速運動，當小車達到速度要求時，碰撞緩沖器，進行減速，飛機按原速脫離小車，小車在氣體壓縮作用和緩沖器作用下減速至0，發(fā)射完成。

圖1 氣缸前置緩沖器型原理圖

氣缸前置滑離型氣動彈射系統(tǒng)的物理模型如圖2所示，將發(fā)射車放置在出發(fā)點的位置，使用彈簧夾限動，并用小車對飛機進行限動，氣瓶充氣完畢，打開無人機發(fā)動機，準備工作完成后，開始進行發(fā)射階段工作，打開氣閥，氣瓶中的空氣進入氣瓶并推動活塞做功，活塞通過鋼絲繩繞過滑輪組帶動小車，拉力大于彈簧夾預(yù)緊力，發(fā)射小車帶動飛機共同向前加速運動，在小車達到速度要求時，受緩沖帶減速，飛機按原速脫離小車，小車在氣體壓縮作用和摩擦力作用下減速至0，發(fā)射完成。

圖2 氣缸前置滑離型原理圖

氣缸后置型氣動彈射系統(tǒng)的物理模型如圖3所示，使用固定支桿對飛機限動，氣瓶充氣完畢，打開無人機發(fā)動機，準備工作完成后，開始進行發(fā)射階段工作，打開氣閥，氣瓶中的空氣進入氣瓶并推動滑桿做功，滑桿帶動飛機共同向前加速運動，直到滑桿全部滑離氣缸，在重力的作用下，滑桿下落與無人機分離，發(fā)射完成。

2 計算分析

2.1 彈射獲得總能量

動能方程：E動能=m總v2/2 （1）

圖3 氣缸后置型原理圖

其中：m總為負載質(zhì)量即飛機、彈射小車、活塞的質(zhì)量和，θ為發(fā)射角度，L為活塞行程。摩擦力做功，摩擦力分為3部分：①滑塊與滑軌間滑動摩擦；②鋼絲繩與架體間摩擦力；③活塞與缸筒間的摩擦力。

聯(lián)立公式（1）（2）（3）得：

彈射做功總能量：

氣瓶釋放能量：

其中：S為活塞面積，P0為原始氣壓，V氣瓶為氣瓶體積。

圖4 儲氣瓶氣壓P與滑車加速距離L的關(guān)系圖

根據(jù)能量守恒定律可知：

其中：η為彈射架工作效率。

聯(lián)立式（1）、（2）、（3）、（4）、（5）、（6）、（7）可得E釋放和L。

2.2 不同階段活塞的做功分析

活塞在缸筒內(nèi)運動主要分為：氣體對活塞做功即活塞通過排氣口之前、活塞對氣體壓縮做功即活塞通過排氣口之后的做功。

氣體對活塞做功時：

由狀態(tài)方程可知：PVn=P0V0n=常量其中：n為氣體多變過程指數(shù)。

其中：PA為排氣口背壓，Tz為驅(qū)動繩輪旋轉(zhuǎn)所需的力，m1為飛機和彈射小車質(zhì)量，T2為鋼絲繩對飛機和小車的拉力，F(xiàn)f2為小車和飛機與彈射系統(tǒng)的摩擦力，m2為活塞的質(zhì)量，T1為鋼絲繩對活塞的拉力，F(xiàn)f1為活塞與彈射系統(tǒng)的摩擦。根據(jù)式（12）、式（13）、式（14）計算小車與飛機開始運動時的加速度為a，并計算飛機x軸最大發(fā)射過載nx。

活塞對氣體壓縮做功時，根據(jù)能量守恒：

其中：EV為彈射小車動能；Eh為彈射小車勢能；Ep為氣體內(nèi)能；Ef摩擦功耗。

原緩沖器吸收的能量為系統(tǒng)運動件動能與勢能和摩擦功耗的差，由力學公式可知，距離越小，F(xiàn)越大。

壓強公式：F=PS （16）

其中：S為定值，可知力的大小由瞬時P決定：

其中：V2為氣體壓縮段體積，故H2為氣體壓縮段長度，則聯(lián)立式（16）、式（17）小車與緩沖器撞擊瞬時最大力Fmax；氣缸密封后：

聯(lián)立式（15）、式（18）求出E緩沖，從而計算η吸收。

3 舉例分析

最大發(fā)射速度：85km/h=23.6m/s；飛機最大過載：8；發(fā)射角度θ：15°；適用于海拔0m～3000m地區(qū)；發(fā)動機推力F推=100N；氣缸直徑：d=63mm；氣瓶容積：V氣瓶=80L；發(fā)射前氣壓：P0=6bar；活塞半徑：r=31.5mm；活塞面積：S活塞=3.1×10-3m2；活塞重量約為：0.5kg；彈射架工作效率：0.7；管路直徑：1.5寸（50mm）；管路長度2.5m；理想狀態(tài)n=1.4。

3.1 氣缸前置緩沖器型

該系統(tǒng)的彈射重量28kg，緩沖器長320mm，作用距離160mm；則計算：E總=7797.44+108.5L，E飛=6962J，η發(fā)射=E飛/E總=0.823 7797.44+108.5L=100L+0.7×6×105×80×10-3×ln[（80×10-3+π×（31.5×10-3）2÷80×10-3]

使用麥克勞林展開式，求得L=6.1m，即L行程=6.1m；E總=8459.29J；E釋放=11213.2714J；P'=5.5bar；a=40.77m/s2；nx=4.16；經(jīng)過排氣孔時Pmax：P=4.14bar，小車與緩沖器撞擊瞬時最大力：Fmax=974.7N；EV=835.44J；Ef=3.2J；Eh=0.8J；Ep=124J；E緩沖=707.44J；η吸收=0.847；緩沖器依舊需要吸收大部分能量，缸體末端可幫助吸收約15%的能量。

3.2 氣缸前置滑離型

該系統(tǒng)的彈射重量為27.1kg，車在架體上減速160mm。

計算得：E動能=7546.808J；E總=7546.808+106.2L；η發(fā)射=0.852

7546.808+106.2L=100L+0.7×6×105×80×10-3×ln[（80×10-3+π×（31.5×10-3）2÷80×10-3]

使用麥克勞林展開式，求得L=5.8953m，即L行程＞＞5.9m；E總=8173.388J；E釋放=10833.4114J；P'=5.52bar；a=42.1776m/s2；nx=4.3；EV=584.808J；Ef=16J；Eh=0.446J；Ep=124J；則彈射小車剩余能量為EV'=443.962J；小車飛離架體時小車和活塞速度為20.5m/s，受力分兩個階段，第一階段活塞繼續(xù)向下運動至速度為0，第二階段活塞和小車同時向上運動，并壓縮上半段氣體，同時受重力，摩擦力影響，直到小車停止。第一階段：EV''=231J，由于受鋼絲繩作用，壓縮氣體和重力反作用可忽略不計，第二階段，活塞與小車同速，速度v=14.8m/s，此時小車和活塞，受活塞與缸筒的摩擦力，活塞壓縮上半部分氣體做功，并受重力作用，由于小車掉落地面與地面作用力不在分析范圍內(nèi)，暫時不考慮，考慮氣缸做功，根據(jù)Ep公式得出h=75mm氣體做功為230J。小車離開架體后向上運動75mm，運動停止，小車與彈射架碰撞，無法落至地面。

3.3 氣缸后置型

該系統(tǒng)的彈射重量為25.8kg。

計算得：E動能=7184.784J；E勢能=65.44J；F滑桿摩擦=40N；F飛機摩擦=40N。

則E摩擦=F飛機摩擦L放置平臺+F滑桿摩擦L=40×0.85+40L

E總=E動能+E勢能+E摩擦=7184.784+25.8×9.8×L×sin15°+40L+34=7218.784+105.44L

7218.784+105.44L=100L+0.9×6×105×80×10-3×ln[（80×10-3+π×（31.5×10-3）2÷80×10-3]

使用麥克勞林展開式，求得L=4.4m，即L行程=4.4m；E總=7680.9J；E釋放=9023.22J；η發(fā)射=0.906；P'=5.5bar；a=65.11m/s2；nx=6.65。

4 結(jié)束語

根據(jù)上述對各個方案的理論基本計算列舉方案進行對比。根據(jù)方案數(shù)據(jù)對比表（表1）可知：這3種方案中氣缸后置型可以將負載重量降到最低，提升發(fā)射效率，氣缸后置型發(fā)射距離最短，但是過載最大；氣缸前置滑離型小車重量較氣缸前置緩沖器型發(fā)射效率較高，發(fā)射距離較短，過載相差不大，但是小車在滑離后不能接觸地面，會與彈射架進行碰撞，對小車材料要求較高。氣缸前置緩沖器型方案是目前使用最廣泛的方案，雖然性能指數(shù)并不優(yōu)異，但技術(shù)成熟穩(wěn)定。以上3種方案總結(jié)概括了無人機地面氣動彈射系統(tǒng)，并為不同機型和技術(shù)條件下的選用方案提供了技術(shù)指導(dǎo)和參考。

1 崔予柯. 氣動彈射裝置的動態(tài)分析和優(yōu)化[J]. 煤礦機電, 2009, (6): 44～45

2 劉今朝. 氣體彈射器的動力學建模及仿真[D]. 北京交通大學, 2014

3 劉救世. 貯氣瓶供氣無人機彈射器過程的研究[D]. 鄭州大學, 2013

4 盧偉. 無人機氣動彈射動力學仿真與優(yōu)化[J]. 西北工業(yè)大學學報, 2014, (32): 865～871

表1 方案數(shù)據(jù)對比表

1009-8119（2017）11（1）-0061-03