小型無人機火箭助推發(fā)射動態(tài)響應(yīng)研究

，張紅，

(中國電子科技集團公司第三十八研究所，安徽 合肥 230031)

0 引言

無人機的應(yīng)用價值和發(fā)展前景已經(jīng)成為國內(nèi)外的研究熱點。美國和以色列無人機技術(shù)起步比較早而且比較快，國內(nèi)在無人機研究方面也取得了較大的進展[1-2]。

火箭助推方式在中小型無人機的起飛發(fā)射[3-6]中得到了廣泛的應(yīng)用，無人機通常是在1臺或者多臺助推火箭推力作用下起飛的，無人機起飛升空后，助推火箭也會被扔掉，然后無人機在發(fā)動機作用下完成飛行任務(wù)，以色列的哈比反輻射無人機和加拿大的CL-289無人機都是采用火箭助推的起飛方式。火箭助推起飛發(fā)射方式推力范圍比較大，能夠適應(yīng)無人機發(fā)射要求，而且其成本比較低，有較好的經(jīng)濟性。

火箭助推發(fā)射方式是無人機飛行過程中比較復(fù)雜的階段，無人機從靜態(tài)借助助推火箭和發(fā)動機推力以達到一定的高度和速度，并且使無人機保持一定的姿態(tài)。因此，分析和研究無人機火箭助推過程中的姿態(tài)相應(yīng)等對無人機的飛行安全是必要的。

1 無人機運動模型

無人機發(fā)射的空間運動可分為：質(zhì)心運動和繞質(zhì)心的運動，作用在無人機上的重力、火箭助推的推力和空氣動力及其相應(yīng)力矩的產(chǎn)生原因各不相同，通常采用不同的坐標(biāo)系來描述無人機不同的力與力矩。

1.1 火箭助推推力

考慮到火箭助推通常是固定于無人機縱軸的方向，設(shè)推力的作用點在機體坐標(biāo)軸系的坐標(biāo)為(lx，ly，lz)，并將火箭助推推力T的偏置角αT和βT。推力在機體坐標(biāo)軸系的分量可以表示為：

(1)

火箭助推起飛時推力T作用點在機體坐標(biāo)系下的力矩可分別表示為：

(2)

1.2 重力

考慮到重力G屬于慣性向量，其方向總是指向地心，將重力轉(zhuǎn)換到機體坐標(biāo)系可表示為：

(3)

考慮到重力總是通過無人機的重心，所以重力G不會對無人機產(chǎn)生重力力矩，因此對于無人機重力G而言，不存在力矩的問題。

將上述作用在無人機上的力、力矩統(tǒng)一在機體坐標(biāo)系中可得到：

(4)

1.3 無人機運動方程

基于無人機在外合力作用下的線運動方程和在外合力矩作用下的角運動方程，在機體坐標(biāo)系中建立起無人機的運動方程[7-8](包括動力學(xué)方程和運動學(xué)方程)形式如下所述。

力方程組：

(5)

運動方程組：

(6)

力矩方程組：

(7)

導(dǎo)航方程組：

(8)

2 無人機模型參數(shù)

整個無人機包括結(jié)構(gòu)、燃油、動力、飛控、測控、回收傘和發(fā)射支架等，無人機采用火箭助推和傘降回收的起降方式。無人機參數(shù)為：m=100 kg，機翼面積0.47 m2，無人機需用推力147 N，發(fā)動機最大推力441 N，翼展2.23 m，平均氣動弦長0.226 m，飛行重心位置(1.887 16，0，0)。無人機仿真參數(shù)包括有：重量屬性及重心位置及火箭助推起飛的相關(guān)安裝角度等。無人機的氣動數(shù)據(jù)及動導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)采用AAA軟件獲取，初始仿真參數(shù)主要包括有：不同迎角下無人機的縱向及橫航向的基本氣動特性，以及無人機縱向與橫航向力與力矩系數(shù)對角速度和角度的導(dǎo)數(shù)；發(fā)動機參數(shù)包括推力及助推火箭作用點(選擇無人機的重心)；在此，小型無人機還包括有副翼及升降舵的操縱導(dǎo)數(shù)等；無人機控制初始仿真參數(shù)選取3個角速度和3個姿態(tài)角等。

3 無人機火箭助推發(fā)射仿真

3.1 無人機發(fā)射動態(tài)響應(yīng)

圖1給出某小型無人機火箭助推發(fā)射過程中無人機總速度v,分量速度vx,vy和vz及迎角和側(cè)滑角的響應(yīng)。從圖1可知，隨著時間的推進響應(yīng)曲線逐漸收斂，且都在前5 s的時間內(nèi)響應(yīng)基本趨于穩(wěn)定。

某小型無人機火箭助推發(fā)射過程中3個方向的位移X，Y和Z及3個姿態(tài)角，如圖2所示。從圖2可看出，不同方向位移曲線隨著時間的推進逐漸增大；而不同的姿態(tài)角隨著時間的推進逐漸收斂。

某小型無人機火箭助推發(fā)射動態(tài)過程中，舵偏和角加速度響應(yīng)如圖3所示。基于本文小型無人機的副翼偏角δα響應(yīng)、升降舵偏角δe響應(yīng)及3個方向

圖1 不同速度及方位角

圖2 不同方向位移及姿態(tài)角

圖3 控制舵偏角及角加速度

角加速度p，q和r響應(yīng)，不同響應(yīng)曲線隨著時間的推進逐漸收斂。

3.2 考慮風(fēng)的影響

有風(fēng)(指的是三級迎面風(fēng))與無風(fēng)狀態(tài)下某小型無人機火箭助推發(fā)射過程中速度及迎角和側(cè)滑角的響應(yīng)，如圖4所示。由圖4可看出有風(fēng)對無人機發(fā)射過程中總速度v，X方向速度vx及迎角響應(yīng)影響較小；而對Y方向速度vy和側(cè)滑角響應(yīng)影響較大。

有風(fēng)與無風(fēng)狀態(tài)下3個方向位移及姿態(tài)角的變化，如圖5所示。從圖5可看出，有風(fēng)狀態(tài)對Z方向位移影響較小；而對3個姿態(tài)角有較大的影響。

有風(fēng)與無風(fēng)狀態(tài)下無人機副翼舵偏、升降舵舵偏及3個方向的角加速度，如圖6所示。

從圖6可看出，有風(fēng)情況下副翼舵偏角和升降舵舵偏角響應(yīng)比較劇烈，且有風(fēng)狀態(tài)下無人機的3個姿態(tài)角也較為劇烈。

圖6 有風(fēng)與無風(fēng)控制舵偏角及角加速度

4 結(jié)束語

本文研究結(jié)果表明，三級迎面風(fēng)對小型無人機火箭助推發(fā)射影響比較大，與無風(fēng)狀態(tài)相比，有風(fēng)時無人機的姿態(tài)變化比較劇烈，動態(tài)響應(yīng)可為小型無人機火箭助推發(fā)射提供參考，得到以下結(jié)論：

a.小型無人機火箭助推發(fā)射過程中前5 s響應(yīng)比較劇烈,5 s后響應(yīng)曲線逐漸穩(wěn)定。

b.小型無人機舵面偏轉(zhuǎn)響應(yīng)也隨著時間推進逐漸收斂,發(fā)射過程可以滿足無人機姿態(tài)的要求。

c.與無風(fēng)狀態(tài)相比,有風(fēng)狀態(tài)時無人機的舵面偏轉(zhuǎn)和角速度變化比較劇烈。

d.不同風(fēng)速和風(fēng)向下的火箭助推發(fā)射無人機動態(tài)響應(yīng)也是后期研究方向。

[1] 世界無人機大全編寫組. 世界無人機大全[M]. 北京：航空工業(yè)出版社, 2004.

[2] 飛機設(shè)計手冊總編委會. 飛機設(shè)計手冊 第6冊：氣動設(shè)計[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2002.

[3] 馬威. 某無人機火箭助推發(fā)射動力學(xué)研究與參數(shù)優(yōu)化[D].南京： 南京理工大學(xué), 2014.

[4] 彭震, 周洲, 任剛. 艦船運動對某無人機發(fā)射安全的影響研究[J]. 飛行力學(xué), 2009, 27(4): 22-24.

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[8] 張明廉. 飛行控制系統(tǒng)[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 1994.