無人機發射過程風載荷影響分析

2020-11-05 02:42:50陳剛

兵器裝備工程學報 2020年10期

陳剛

(南京模擬技術研究所，南京 210016)

小型無人機由于體積小、造價低、飛行包線大、戰場生存力強及無人員傷亡等特點，已廣泛應用在航空偵察、干擾、模擬靶標、校射等軍事領域以及航拍、地質測量等民用領域。無人機的相關技術研究已經成為國內外的研究熱點[1-2]。

無人機的發射方式有很多，其中使用火箭助推發射，具有便捷、快速，對發射場地無嚴格要求，適合于野戰環境等優點，隨著無人機的發展，火箭助推發射方式得到了廣泛研究與應用[3-4]。

對火箭助推無人機發射階段的動力學響應和安全性分析，已有一些學者開展了相關研究。田新鋒等[5]建立了發射階段的數學模型，確定了某無人機安全發射區域。楊廣等[6]運用Matlab編寫了發射段的飛行仿真程序，開展了發射段的仿真分析。許軍等[7]對比分析了有風(恒定風速)與無風狀態下火箭助推發射方式下的動態響應。劉付平等[8]建立了發射階段動力學模型，仿真計算了助推火箭安裝偏差對無人機發射安全的影響。

綜上所述，采用火箭助推發射方式的無人機，發射安全性受到的影響因素較多，但在吊掛偏差和發射架擾動控制較好的前提下，風載荷成為影響發射安全性的主要因素。

本文以某型號火箭助飛無人機為研究對象，采用聯合仿真方法，在ADAMS中建立了可考慮吊掛偏差和發射架擾動影響的發射段動力學模型，在MATLAB中建立了飛控系統模型，實現了該型無人機的受控發射仿真分析；采用“風剖面”與“瞬態中國帽”法建立了動態風場模型，仿真計算了風速、風向、平均風、瞬態風等因素對無人機發射安全性的影響。研究結果可為該型無人機的研制提供參考。

1 發射動力學聯合仿真模型建立

無人機火箭助推發射系統主要包括發射架、無人機和助推火箭3個部分。無人機機身前方有2個支撐軸約束在翻轉架上，后下方有一個支撐，約束在支撐導軌內，無人機下方后端裝有助推火箭。發射架主要由架體、翻轉架、后支撐、閉鎖銷等組成，結構示意圖如圖1。

圖1 無人機火箭助推系統結構示意圖

助推火箭達到一定的推力時，閉鎖銷被剪斷，無人機在翻轉機構與后支撐的約束下離開發射架，當助推火箭工作結束后，與無人機自動分離。

本文主要研究風載荷對發射安全性的影響，故在建立無人機發射動力學模型的過程中，為了突出主要問題，對模型進行了如下假設：

1) 將無人機和發射架簡化為剛體；

2) 在發射過程中，不考慮燃油晃動導致的質心位置偏移；

3) 認為吊掛精度較高，助推器推力線通過飛機重心；

4) 環境溫度為常溫(20 ℃)。

將無人機火箭助推發射系統的三維數模導入ADAMS中，根據設計參數，對各部件賦予質量屬性。根據約束關系，添加一系列約束，包括固定副、轉動副等。將2個支撐軸與翻轉架之間、助推器錐座與助推器錐窩之間、后支點與后支撐導軌之間的約束關系定義為非線性接觸約束。

飛機機體坐標系定義為：以無人機重心為原點，X軸沿機身向前指向機頭原點，以水平向右方向為Y軸，根據笛卡爾右手坐標系建立Z軸。本文有關無人機發射過程的姿態變化，均是基于機體坐標系來研究。

助推器推力以AKISPL函數形式施加到動力學模型中。為了盡量減小接觸約束導致的初始噪聲，本文將助推器推力延遲0.5 s后施加。

在無人機發射階段，需要對無人機的姿態進行控制，以確保安全發射。在無人機發射過程中，可能會因各種因素而出現較大的姿態偏差，故在助推發射過程中通常采用俯仰角和側傾角控制。本文設定發射過程俯仰角控制目標值為15°，側傾角控制目標值為0°。

在無人機發射階段，需要對無人機的姿態進行控制，在ADAMS中將無人機的3個姿態角(俯仰、側傾、偏航)、速度、加速度、高度、3個等效氣動力、3個等效氣動力矩，定義為狀態變量，從而實現與MATLAB控制策略模型的數據實時交互。聯合仿真模型原理圖如圖2。

圖2 聯合仿真模型原理框圖

2 風場模型建立

2.1 平均風剖面

風速是描述風特性的一個重要參數。由于地面的摩擦阻力的存在，越接近地面氣流速度越慢，即風速越小，距離地面300～500 m處，才可以忽略地面的影響。因此為描述平均風速沿高度方向的變化規律，需引入平均風梯度，也就是風剖面的概念。平均風速沿高度變化的規律稱為平均風速梯度或風剖面。平均風沿高度變化的規律有兩種表達形式，即按實測結果推得的指數風剖面和按邊界層理論得到的對數風剖面[9-10]。

(1)

表1 粗糙度類別及粗糙度系數

根據本文研究無人機的實際使用區域規劃，發射區域多處于A、B兩類地形，可確定地面粗糙度系數α為0.12或者0.16。

2.2 風組成

根據大量風的實測資料，可把風分為平均風和動態風來加以分析，即：

(2)

平均風是在給定的時間間隔內，把風對物體的作用力看成不隨時間而改變的量，工程上將其作為靜力處理。

動態風是由于風的不規則性引起的，它的強度按隨機規律變化，由于周期短，其作用性質完全是動力的。動態風載荷計算通常有兩種方法：根據功率密度譜函數來描述的脈動風計算方法和瞬態“中國帽”風載荷計算方法。

1) 脈動風計算方法

制定出版社企業品牌和圖書品牌的出口戰略，將企業出口圖書的經營定位與企業品牌結合起來，打造業務優勢、商業模式優勢，傳播企業知名度和美譽度；并在企業品牌基礎上，依據圖書系列和消費者偏好，打造產品品牌，形成具有中國傳統文化和現代科學支撐的為惡化傳播體系，張揚中國價值觀、世界觀。

此方法按風或脈動風作為輸入，按隨機振動理論直接進行計算而求得結構響應。目前應用較多的脈動風速譜有Von Karman譜、Davenport譜、Kaimal譜等。Von Karman譜采用沿高度方向變化的風速譜，其計算公式如下：

(3)

(4)

(5)

圖3給出了標準高度處(10 m高度)、風速為10 m/s工況下的平均風與脈動風的時程曲線圖。從圖中可以看出：最大瞬時風速值約為平均風速度的1.5～1.6倍。

圖3 10 m處平均風速與瞬時風速

2) 瞬態“中國帽”風載荷計算方法

歐洲標準EN 14067-6中的瞬態中國帽風載模型(Chinese hat)考慮了風的瞬態效應，在平均風速基礎下加入瞬態風速分布模型—“中國帽”。

根據實測瞬時脈動風從0短時增大到最大風速然后又下降到0的特性，通常利用半正弦函數對實測瞬時脈動風進行模擬。此方法可以較好地模擬實測瞬時脈動風載模型，在高速列車的側方安全性分析中得到廣泛應用。

模擬瞬時脈動風速的半正弦函數表達式為：

(6)

式中：vmax為瞬時最大風速(不包含平均風速)；Δt為瞬時脈動風作用時間；t0、t1為風載開始時刻、風載結束時刻。

2.3 風載荷模型確定

以上兩種動態風載荷計算模型均得到廣泛應用。但對于本報告研究的無人機發射過程而言，脈動風計算方法得到的風載荷，相當于在平均風附近振蕩，其小于平均值的這一段，對無人機的干擾比平均風還要低，故基于該方法得到的安全裕量可能較低。

瞬態中國帽風載荷計算方法即保持了最低風速速不小于平均風速、又可以分析風的突變對發射過程的影響，故本報告采用瞬態中國帽風載荷計算方法建立無人機發射過程的風載荷模型。

文獻中給出的瞬態風周期在一般在1～5 s。對于本文研究的無人機而言，由于火箭助推段無人機速度較低，氣動控制效率較低，故該階段是受風載荷影響最為嚴重的階段。故本報告中取模擬瞬時脈動風的正弦函數周期為4s，即半周期為2 s，與火箭助推段時間完全一致。

為確保分析結果的安全裕量較大，本報告中的最大瞬時風速值取為對應工況下平均風速度的2.0倍。某一工況下的風速時程曲線如圖4所示(取無人機質心的初始離地高度為1 m)。該工況下，標準高度10 m處的平均風速為10 m/s。

圖4 某一工況下的風速時程曲線

風速是按照地面坐標系定義的，需要按照地面系到機體系的轉換矩陣，將地面系下的風速分量轉換到機體坐標系下。

在MATLAB中編制風剖面計算模型，將其嵌入到已建立的聯合仿真模型中，實現無人機發射過程姿態變化與風場變化的耦合計算。

3 不同風載荷下的發射安全性分析

將開展逆風、順風以及側風作用下的發射安全性分析。風力等級分別為三級(平均風速5 m/s)和五級(平均風速10 m/s)。

3.1 平均風載荷作用下的發射過程動態響應

首先，對比給出了無風、迎風(5 m/s平均風)、迎風(10 m/s 平均風)和順風(10 m/s平均風)工況下，無人機的離架姿態變化曲線，如圖5～圖8所示。

圖5 俯仰角變化曲線

圖6 滾轉角變化曲線

圖7 偏航角變化曲線

圖8 高度變化曲線

從結果中可以看出：迎風發射，有利于增大飛機離架后的俯仰角，對發射安全性有利；滾轉和偏航姿態的變化基本為零；同樣時間內，迎風發射時的飛機高度要高于順風發射；迎風發射時，無人機發射安全性要高于順風發射。總體上，無風、迎風(5 m/s平均風)、迎風(10 m/s平均風)和順風(5 m/s 平均風)工況下，無人機能夠安全發射；順風(10 m/s平均風)工況下，無人機俯仰姿態變化較大，發射安全性降低。

其次，對比給出了無風、側風(5 m/s平均風)、側風(10 m/s平均風)工況下，無人機的離架姿態變化曲線，如圖9～圖12所示。

從結果中可以看出：側風對飛機離架后的俯仰姿態影響不大；側風對無人機的高度影響較小；側風風速越大，滾轉和偏航姿態的變化越大；側風載荷作用下，側滑角的變化較為劇烈；在側風(10 m/s平均風)工況下，無人機發射后滾轉和偏航姿態變化劇烈，安全性降低。