無人機單(雙)火箭助推發(fā)射安全性對比分析

陳 剛

(南京模擬技術(shù)研究所， 南京 210016)

1 引言

無人機以成本低、使用靈活、功能多樣、不存在人員安全因素等優(yōu)勢而越來越受到重視，并在軍、民用領(lǐng)域得到廣泛使用[1-4]。火箭助推發(fā)射方式具有便捷、快速、對發(fā)射場地?zé)o嚴(yán)格要求、適合于野戰(zhàn)環(huán)境等優(yōu)點[5-7]。根據(jù)火箭助推器使用數(shù)量的不同，火箭助推發(fā)射方式一般分為單火箭助推發(fā)射方式、雙火箭助推發(fā)射方式[8-11]。

單火箭助推發(fā)射方式具有助推器研制難度低、發(fā)射成本低、技術(shù)成熟可靠的優(yōu)勢。國內(nèi)大多數(shù)無人機均采用了單火箭助推發(fā)射方式，如浙江大學(xué)的“沙錐”無人機。國外也有采用單火箭助推發(fā)射方式的無人機，如以色列的“哈比”無人機。

采用單火箭助推發(fā)射方式時，必須對火箭助推器的安裝角度和推力線位置進行嚴(yán)格控制，盡量使推力線過無人機重心，以保證無人機發(fā)射安全[7]。在實際應(yīng)用中，單火箭助推發(fā)射無人機通常采用吊掛方式調(diào)節(jié)助推器推力線。此外，采用單火箭助推發(fā)射方式，對推力座處結(jié)構(gòu)的剛強度要求高，部分?jǐn)D占機身內(nèi)部裝載空間。

為了提高競爭力，現(xiàn)代無人機基本都具有搭載任務(wù)載荷多樣化的特點，導(dǎo)致無人機整體重心往往會偏移理論重心位置。如果采用單火箭助推發(fā)射方式，每次更換任務(wù)載荷都需要對助推器推力線的位置進行重新調(diào)整。因此，單火箭助推發(fā)射方式導(dǎo)致無人機在一些不具備吊掛條件的野戰(zhàn)環(huán)境下無法實現(xiàn)多任務(wù)載荷交替更換下的復(fù)飛，大大降低了無人機的戰(zhàn)斗力。

目前，雙火箭助推發(fā)射方式已廣泛應(yīng)用在了國外無人機上。如著名的美國“BQM-74E”系列(如圖1(a))、“BQM-177”系列(如圖1(b))和意大利的“米拉奇”系列無人機等。國內(nèi)采用雙火箭助推發(fā)射方式的無人機比較少，主要有南京航空航天大學(xué)的“長空”系列無人機和北京金朋達公司的“GFA”系列無人機。

圖1 雙火箭助推發(fā)射方式的無人機

無人機采用雙火箭助推發(fā)射方式，主要是由無人機結(jié)構(gòu)布局決定的[8-9]。對于雙火箭助推發(fā)射方式的優(yōu)點，文獻中較少通過仿真計算進行深入研究。

本文以無人機單/雙火箭助推發(fā)射方式為研究對象，通過仿真計算，深入研究無人機實際質(zhì)心偏移對2種發(fā)射方式的安全性影響。研究結(jié)果將為無人機的火箭助推器發(fā)射方式設(shè)計提供理論參考。

2 發(fā)射動力學(xué)聯(lián)合仿真模型建立

無人機機體坐標(biāo)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(jù)笛卡爾右手坐標(biāo)系建立Z軸。本文有關(guān)無人機發(fā)射過程的姿態(tài)變化，均是基于機體坐標(biāo)系來研究。

無人機火箭助推發(fā)射系統(tǒng)主要包括無人機、發(fā)射架和火箭助推器3個部分。

無人機單火箭助推發(fā)射系統(tǒng)如圖2所示。助推器與機體腹部的推力座為接觸約束關(guān)系，可將助推器推力可靠的傳遞到機體上；助推器工作結(jié)束后，在重力、氣動載荷的共同作用下，助推器與推力座分離。單火箭助推器與機身之間采用夾角安裝方式，該方式可以利用助推器推力在機身Z方向的分量提高發(fā)射段無人機的離地高度。故采用該方式時，無人機的初始俯仰角不大，一般在15°左右。

圖2 單火箭助推發(fā)射系統(tǒng)示意圖

為保證無人機的發(fā)射末速度一致，無人機的單火箭助推器總沖等于兩枚雙火箭助推器的總沖。無人機自身攜帶的渦噴發(fā)動機推力均為1 500 N。

無人機雙火箭助推發(fā)射系統(tǒng)如圖3所示。助推器對稱布置在機體兩側(cè)的機翼下方。機翼下方設(shè)有加強的傳力軸，可將助推器推力可靠的傳遞到飛機上；助推器工作結(jié)束后，在重力、氣動載荷的共同作用下，助推器與推力座分離。由于助推器與機身平行安裝，推力在機身Z方向沒有分量。為提高發(fā)射段無人機的離地高度，無人機的初始俯仰角較大，一般在20°～25°左右。

圖3 雙火箭助推發(fā)射系統(tǒng)示意圖

在發(fā)射階段，需要對無人機的俯仰和側(cè)傾姿態(tài)進行控制，以確保安全發(fā)射。

采用單火箭助推發(fā)射方式時，設(shè)定發(fā)射過程俯仰角控制目標(biāo)值為15°，側(cè)傾角控制目標(biāo)值為0°。

采用雙火箭助推發(fā)射方式時，設(shè)定發(fā)射過程俯仰角控制目標(biāo)值為20°，側(cè)傾角控制目標(biāo)值為0°。

無人機雙火箭助推發(fā)射過程涉及無人機結(jié)構(gòu)、飛行控制、氣動設(shè)計等多個學(xué)科，是典型的多學(xué)科耦合問題，聯(lián)合仿真方法是求解此類問題的一致有效手段[9]。無人機雙火箭助推發(fā)射聯(lián)合仿真模型建立過程：在ADAMS中，建立無人機火箭助推發(fā)射動力學(xué)模型； 在MATLAB中，建立該型無人機低馬赫數(shù)階段(0.3Ma以下)的飛控模型；在ADAMS中，通過傳感器測量無人機的6個姿態(tài)量：3個姿態(tài)角(俯仰、側(cè)傾、偏航)、速度、加速度和高度，并將其創(chuàng)建為輸入狀態(tài)變量，提供給MATLAB飛控模型實時調(diào)用；將MATLAB飛控模型計算得到的3個等效氣動力、3個等效氣動力矩定義為輸出變量，并將其傳遞到ADAMS動力學(xué)模型中；通過輸入、輸出狀態(tài)變量的創(chuàng)建，實現(xiàn)無人機的受控發(fā)射過程聯(lián)合仿真。

3 無人機火箭助推發(fā)射安全性對比分析

3.1 無人機質(zhì)心X軸位置偏差對發(fā)射安全性影響分析

無人機質(zhì)心X軸位置偏差主要影響無人機發(fā)射階段的俯仰姿態(tài)和高度。

取質(zhì)心在理論位置和沿機體坐標(biāo)系X軸前移30 mm兩種工況，計算了2種火箭助推發(fā)射方式下的無人機俯仰角和高度變化，如圖4～圖7所示，對比結(jié)果見表1所示(其中，偏差百分比以質(zhì)心理論位置值為基準(zhǔn)值)。

圖4 雙火箭發(fā)射-俯仰角變化曲線Fig.4 The pitch angle curve of double solid-rocket launching

圖5 雙火箭發(fā)射-質(zhì)心高度變化曲線Fig.5 The centroid height curve of double solid-rocket launching

圖6 單火箭發(fā)射-俯仰角變化曲線Fig 6 The pitch angle curve of single solid-rocket launching

圖7 單火箭發(fā)射-質(zhì)心高度變化曲線

表1 評價參量對比結(jié)果

從圖4～圖7和表1中可以看出：

1) 采用雙火箭助推發(fā)射方式的無人機最小俯仰角分別為13.5°和9.5°，2種工況下俯仰角偏差約為22%；采用單火箭助推發(fā)射方式的無人機最小俯仰角分別為5°和-21°，2種工況下俯仰角偏差約為502%；

2) 10 s時刻，采用雙火箭助推發(fā)射方式的無人機質(zhì)心高度分別為114 m和90 m，2種工況下俯仰角偏差約為21%；采用單火箭助推發(fā)射方式的無人機質(zhì)心高度分別為100 m和-39 m，2種工況下俯仰角偏差約為139%；

3) 在2.8 s時刻，采用單火箭助推發(fā)射方式的無人機的俯仰角已接近-22°；由于無人機的俯仰角在一段時間內(nèi)持續(xù)為負(fù)數(shù)，故無人機的質(zhì)心高度增大到一定高度后開始降低，呈現(xiàn)掉高現(xiàn)象，在3.95 s時刻，采用單火箭助推發(fā)射方式的無人機質(zhì)心高度已接近零。此工況下，無人機發(fā)射后將很快墜地。

3.2 無人機質(zhì)心Y軸位置偏差對發(fā)射安全性影響分析

無人機質(zhì)心Y軸位置偏差主要影響無人機發(fā)射階段的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)和偏航姿態(tài)。由于本文研究的無人機，在其發(fā)射階段不對偏航姿態(tài)進行控制，故本小節(jié)只分析無人機質(zhì)心Y軸位置偏差對滾轉(zhuǎn)姿態(tài)的影響。

取質(zhì)心在理論位置和沿機體坐標(biāo)系Y軸左移3 mm兩種工況，計算了2種火箭助推起方式下的無人機滾轉(zhuǎn)角變化，如圖8～圖9所示，對比結(jié)果見表2所示。從圖8～圖9和表2中可以看出：質(zhì)心在理論位置工況，2種助推方式下的無人機滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角幾乎均為0°；質(zhì)心左移3 mm工況，采用雙火箭助推發(fā)射方式的無人機滾轉(zhuǎn)角最大值為9.6°，采用單火箭助推發(fā)射方式的無人機滾轉(zhuǎn)角最大值為18°；從滾轉(zhuǎn)角最大值上看，單火箭助推發(fā)射方式比雙火箭助推發(fā)射方式高出了88%。

表2 評價參量對比結(jié)果Table 2 The comparision results of parameters

圖8 雙火箭發(fā)射-滾轉(zhuǎn)角變化曲線Fig.8 The roll angle curve of double solid-rocket launching

圖9 單火箭發(fā)射-滾轉(zhuǎn)角變化曲線

3.3 無人機質(zhì)心Z軸位置偏差對發(fā)射安全性影響分析

無人機質(zhì)心Z軸位置偏差主要影響無人機發(fā)射階段的俯仰姿態(tài)和高度。

取質(zhì)心在理論位置和沿機體坐標(biāo)系Z軸下移3 mm兩種工況，計算了2種火箭助推起方式下的無人機俯仰角和高度變化，如圖10～圖13所示，對比結(jié)果見表3所示。

圖10 雙火箭發(fā)射-俯仰角變化曲線Fig.10 The pitch angle curve of double solid-rocket launching

圖11 雙火箭發(fā)射-質(zhì)心高度變化曲線

圖12 單火箭發(fā)射-俯仰角變化曲線Fig 12 The pitch angle curve of single solid-rocket launching

圖13 單火箭發(fā)射-質(zhì)心高度變化曲線

表3 評價參量對比結(jié)果

從圖10～圖13和表3中可以看出：

1) 采用雙火箭助推發(fā)射方式的無人機最小俯仰角分別為13.5°和11°，2種工況下俯仰角偏差約為19%；采用單火箭助推發(fā)射方式的無人機最小俯仰角分別為4.9°和-11°，2種工況下俯仰角偏差約為324%；

2) 10 s時刻，采用雙火箭助推發(fā)射方式的無人機質(zhì)心高度分別為114 m和95 m，2種工況下俯仰角偏差約為17%；采用單火箭助推發(fā)射方式的無人機質(zhì)心高度分別為100 m和25 m，2種工況下質(zhì)心高度偏差約為75%；

3) 采用單火箭助推發(fā)射方式，在3.0 s時刻無人機的俯仰角已接近-11°，由于無人機的俯仰角在一段時間內(nèi)持續(xù)為負(fù)數(shù)，故無人機的質(zhì)心高度增大到一定高度后開始降低，呈現(xiàn)掉高現(xiàn)象，在6.5 s時刻無人機質(zhì)心高度已降低到約12.3 m高度。

4 結(jié)論

1) 首先建立了單/雙火箭助推發(fā)射系統(tǒng)對應(yīng)的三維模型，基于聯(lián)合仿真原理，在ADAMS中建立了發(fā)射段動力學(xué)模型，在MATLAB中建立了飛控模型，實現(xiàn)了該型無人機的發(fā)射段多場耦合仿真建模，為進一步對無人機發(fā)射安全性分析奠定基礎(chǔ)。

2) 無人機發(fā)射安全性仿真分析結(jié)果顯示：相同的質(zhì)心位置偏移工況下，采用雙火箭助推發(fā)射方式的無人機，其發(fā)射安全性明顯高于單火箭助推發(fā)射方式。

3) 無人機采用雙火箭助推發(fā)射方式時，既可以降低無人機的推力線調(diào)整難度，又能縮短無人機的外場復(fù)飛準(zhǔn)備時間，顯著提高了無人機的戰(zhàn)場適應(yīng)性。

本文得到的2種助推發(fā)射方式對無人機發(fā)射安全性的影響結(jié)論，可為無人機的火箭助推器發(fā)射方式設(shè)計提供理論參考。