折疊翼無人機的空中投放裝置設計*

胡溥瑞，孟 長，李晨偉，陳亞鋒，王永恒

（中國電子科技集團公司第二十七研究所，鄭州 450005）

0 引言

近年來，折疊翼無人機的重要軍事價值在烏俄戰爭以及伊拉克、阿富汗等地區的軍事沖突中得到了充分的體現。以美軍“彈簧刀”、“郊狼”系列、以色列“英雄”系列為代表[1-3]，折疊翼無人機在儲存狀態下可將機翼折疊收納于發射筒中，在出筒瞬間機翼展開，飛抵目標上空后，依照相應策略執行偵查或打擊任務[4]。小型折疊翼無人機由于機體尺寸的限制，往往采用鋰離子電池驅動，搭配直流無刷電機及螺旋槳為無人機提供動力，由于現階段電池容量密度的約束，造成折疊翼無人機航程有限[5-6]；受到機體尺寸及散熱等條件的約束，使得折疊翼無人機無法搭載大功率電臺及鏈路，造成其控制半徑及航程受限。應用折疊翼無人機空中投放技術可彌補其該方面的缺陷。首先，載機可裝載折疊翼無人機飛至指定區域進行投放，實現快速遠程部署，彌補了折疊翼無人機續航能力的不足；同時，投放載機可充分發揮其載荷能力搭載大功率通信設備，作為投放子機的通訊中繼，擴大了折疊翼無人機偵查及打擊的范圍；最后，采用空中投放方式起飛，對折疊翼無人機機體抗過載能力要求較低，可有效降低機體的重量占比，提高其有效載荷能力[7]。

本文根據某小型折疊翼無人機的特點及起飛速度要求，設計了一種可用于小型折疊翼無人機的空中投放裝置，采用投放筒及制動傘的方式實現無人機的投放，對制動傘及關鍵承力組件進行了分析；通過設計一種小型延時控制單元來實現無人機對發射初速的要求；之后根據投放過程中投放機構可能出現姿態進行有限元分析，并借助Matlab軟件將分析結果進行擬合；最后，利用Adams軟件進行動力學仿真，驗證了方案的可行性。飛行試驗表明，該空中投放裝置能夠實現折疊翼無人機的空中投放功能。

1 折疊翼無人機空中投放裝置工作流程

如圖1所示，載機到達目標區域后，將裝有折疊翼無人機的投放裝置拋出，投放裝置進行自由落體運動；與此同時，控制單元檢測到載機投放動作后啟動計時；投放裝置下落過程中，在重力作用下進行垂向加速，同時逐漸低頭傾轉；當投放裝置下落至設定時間T時，無人機已滿足投放速度且進入豎直投放準備姿態；控制單元釋放鎖定裝置，無人機獲得垂向的移動自由度，同時傘倉蓋及引導傘在鎖定裝置內部彈性元件作用下向投放筒后方彈出，引導傘在氣動力作用下張開，進而牽出主制動傘；主制動傘張開后使投放筒制動，無人機向前運動脫離投放筒，機翼展開進入拉起流程。

圖1 無人機投放流程

2 結構組成

該空中投放裝置由投放筒、投放機構、制動傘及控制單元組成，如圖2所示。

圖2 投放裝置結構

2.1 投放筒

投放筒作為折疊翼無人機的收納裝置，攜行及運輸時為無人機提供保護，同時在投放裝置自由落體段為機翼提供約束，避免在速度未積累到投放速度前機翼展開導致失速。

由于空中投放方式速度累積依靠重力作用，因此投放筒沒有抗高過載要求，加工時可選用低介電常數的D玻璃纖維，該種玻璃纖維機械強度不及常用的E玻璃纖維，但其對筒內無人機的GPS及鏈路信號影響較小[8-9]；芳綸雖具有優異的介電常數及拉伸強度，但成本較高。如表1所示。

表1 常見樹脂基復合材料增強纖維介電性能

投放筒前端延伸至機身，使機頭外露，該種布置策略可在下落過程中對頭部空氣來流進行整流；投放筒尾部周向均布4片尾翼，用于投放筒下落過程中提供額外低頭力矩，使無人機盡快進入并穩定在出筒準備姿態。

2.2 投放機構

投放機構占據投放筒尾部位置，實現無人機自載機投放后的延時出筒展開，主要由鎖定裝置、制動傘、定位框及傘倉蓋組成，如圖3所示。

圖3 鎖定機構結構

2.2.1 鎖定裝置

鎖定裝置作為核心組件軸向貫穿整個投放機構，將無人機及傘倉蓋鎖定，在控制單元發出釋放信號時，鎖定裝置動作將無人機及傘倉蓋同時釋放。

2.2.2 制動傘

制動傘分為主傘及引導傘，鎖定裝置釋放時，傘倉蓋向后彈出，牽引引導傘打開，引導傘充氣后牽引主傘打開。主傘打開后，將制動力通過定位框傳遞給投放筒，使投放筒制動，無人機由于慣性力作用向前運動脫出投放筒。

制動傘開傘過程可分為如下幾個階段[10-11]：（1）引導傘出傘倉直至傘繩拉直；（2）引導傘充氣打開階段；（3）主傘出傘倉直至傘繩拉直；（4）主傘充氣打開階段；（5）無人機脫出投放裝置；（6）投放裝置勻速下落階段。

為簡化計算，僅考慮主傘完全打開后對投放裝置的制動作用。因此，主傘提供給投放筒的制動力應能夠克服無人機機身、機翼與投放筒內壁之間的摩擦力。根據試驗測量得到無人機與投放筒內壁產生的最大靜摩擦力F不大于20 N。

制動傘主傘參數如表2所示。

表2 制動傘主傘參數

該無人機常規釋放速度為vr=30 m/s，制動傘主傘完全打開時，根據主傘參數計算制動力為：

因此，制動傘滿足設計要求。

2.2.3 定位框

定位框采用7050鋁合金加工，其材料參數如表3所示。

表3 定位框材料參數

隔離框通過螺釘與投放筒固聯，并將投放筒內部空間分隔為無人機倉及傘倉，同時為無人機提供尾部定位；制動傘主傘掛點穿過隔離框掛點孔將制動力傳遞給隔離框。將隔離框模型以中間格式導入ANSYS Workbench，施加安裝孔固定約束及制動傘主傘掛點拉力，分析在主傘完全打開瞬間定位框的應力分布情況，如圖4所示，由分析結果可知，定位框極限工況下最大應力值為σmax=12.6 MPa，其結構強度滿足設計要求。

圖4 隔離框應力云圖

2.3 控制單元

如圖5所示，控制單元采用STC單片機最小系統架構，前端使用LM7805穩壓器提供DC5V輸出電壓，外接直插式無源晶振同步時鐘信號，協同單片機、復位電路及繼電器觸發無人機的投放動作[11-12]。

圖5 控制單元原理

當投放裝置處于掛載狀態時，觸點K2處于閉合狀態，單片機接收端IN與GND連通處于低電平狀態；當載機收到投放指令，掛載機構執行投放動作，此時常閉觸點K2斷開，單片機接收端IN在上拉電阻R3的作用下處于高電平；并在接收到上升沿信號后啟動內部定時器；通過設置單片機內部計數寄存器[13]，使其達到設定時間T后由輸出端OUT輸出低電平信號，繼而三級管Q1導通，繼電器SSR上電控制常開開關K3導通，釋放無人機鎖定裝置，完成投放動作。

3 無人機投放過程仿真

無人機投放過程是指裝有折疊翼無人機的投放裝置自載機投出，投放裝置進行投放姿態調整、速度累積直至無人機釋放機構動作的全過程。自載機投出后，由于無人機動力系統尚未啟動，投放裝置運動過程類似自由落體，除受到重力作用外，空氣來流對投放筒外壁造成的氣動力將對投放裝置的速度及姿態造成影響。

為分析無人機投放過程各個時刻投放機構的速度及姿態變化情況，首先使用三維建模軟件對投放裝置外形建模，建立流場模型；并以中間格式導入ICEM CFD，設置邊界條件及附面層參數，進行網格劃分，將網格文件導入ANSYS CFX，通過設置邊界條件可得到不同攻角下投放裝置受到空氣阻力及傾轉力矩的離散結果，利用MATLAB函數擬合工具將離散結果擬合為投放裝置來流攻角及速度的函數。使用Adams建立投放裝置動力學模型，施加邊界條件，通過迭代最終可得到無人機投放過程終點的位姿及速度結果。

以某型折疊翼無人機為例，填裝無人機后投放裝置的尺寸及重量參數如表4所示。

表4 投放機構（含無人機）尺寸及質量參數

建立流場模型，通過.stp格式導入ICEM CFD，建立網格劃分結果如圖6所示。

圖6 投放機構有限元網格劃分結果

將建立得到的網格文件導入ICEM CFD，通過設置不同來流角度及流速等邊界條件，可得到投放機構下落過程中不同姿態角及速度下受到的垂向空氣阻力及投放機構傾轉力矩；表5所示為下落速度為15 m/s時投放機構的受力情況；通過定義圓柱體旋轉流場，設置不同的流速可得到投放機構在不同角速度傾轉條件下的空氣阻力矩。傾轉角速度為2 rad/s時投放機構表面壓力云圖如圖7所示。

表5 下落速度為15 m/s時的氣動力影響

圖7 傾轉角速度為2 rad/s時投放機構表面壓力云圖

將不同來流攻角及下落速度下得到的垂向阻力及傾轉力矩的離散值導入MATLAB，運用最小二乘法建立一個新的函數模型逼近樣本點進行曲線擬合[14-15]。一般來說，雖然采用較高的多項式最高冪次將使得擬合曲線與試驗點數值更為接近，但次數過高或造成試驗點以外及插值區間邊緣的數據偏差增大[16]。低速流體中來流阻力往往與速度的平方成正比[17]，同時考慮到計算經濟性，將速度的最高次冪設置為2，來流攻角的最高次冪設置為3，擬合結果如式（1）及（2）所示：

式中：D為投放機構受到的垂向阻力；M為投放機構受到的傾轉力矩；v為投放機構的下落速度；α為投放機構的來流攻角。

垂向阻力與傾轉力矩的擬合結果及曲面如圖8及圖9所示。

圖8 垂向空氣阻力擬合結果

圖9 傾轉力矩擬合結果

將得到的垂向阻力D(v,α)、傾轉力矩M(v,α)及傾轉阻力矩Mr(ω)擬合結果引入Adams，設置初始及邊界條件，如表6所示。

表6 動力學仿真初始及邊界條件設置

通過仿真，可得到投放機構姿態角與下落速度的變化曲線。如圖10和圖11所示。

圖10 速度-時間曲線

圖11 來流攻角-時間曲線

由仿真結果可以得到以下結論。

（1）由速度-時間曲線可以看出，投放裝置下落過程中，隨著來流攻角逐漸變小，空氣阻力隨投放裝置迎風面積減小隨之減小，在圖中反應為速度曲線斜率逐漸增大。由分析結果可知，投放裝置垂向速度在t=3.6 s左右達到30 m/s，完成速度累積。

（2）由來流攻角-時間曲線可以看出，隨下落速度逐漸增加，投放裝置受到的低頭傾轉力矩逐漸增大，在圖中反應為來流攻角曲線斜率減小并加速向零攻角靠攏；隨投放裝置傾轉角速度增加，傾轉阻力矩對投放裝置傾轉減速作用逐漸顯現，在圖中表現為投放機構來流攻角接近0°時攻角曲線隨時間斜率逐漸平緩，在投放機構首次計入豎直姿態后，其自身傾轉角速度將投放機構繼續向負攻角方向傾轉，但在傾轉阻力矩的制動作用下，投放裝置角度逐漸穩定到豎直投放準備姿態。從圖中可以看到，t=3.6 s時，投放裝置姿態基本穩定。

4 結束語

本文針對小型折疊翼無人機機翼可折疊的特點，結合其發射起飛的速度要求的特征，設計了一種新型的折疊翼無人機空中投放裝置，該裝置可實現折疊翼無人機的空中投放。利用CATIA進行對該裝置進行建模，說明其工作原理；并通過有限元分析其投放過程的受力情況，進行多項式擬合；最后通過Adams進行對投放過程進行了動力學仿真。仿真結果證明，該空中投放裝置能夠實現折疊翼無人機的空中投放。

該裝置設計原理科學可行，鎖定機構簡單可靠，無人機與制動傘使用同一機構實現鎖定和釋放，避免了多重鎖定機構單方面故障或釋放不同步造成的投放隱患；控制單元使用獨立的控制系統與電源供電，與無人機不產生交聯，不需設置投放裝置與無人機接口，避免了投放筒生產過程中筒內埋線等復雜生產工藝，實現投放裝置生產成本最小化；投放筒在回收過程中由制動傘進行減速，避免了觸地時造成的投放筒及投放裝置損壞，重復使用率高。目前該中空投放機構已在國內某型無人機（3.5 kg級）上通過投放驗證。通過改變投放筒及制動傘的參數，可將該裝置應用于其他型號的折疊翼無人機，具有較好的推廣價值和廣闊的應用前景。