陳 剛

(南京模擬技術(shù)研究所， 南京 210016)

1 引言

無(wú)人機(jī)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(shì)而越來(lái)越受到重視，并在軍、民用領(lǐng)域得到廣泛使用[1-4]?；鸺瓢l(fā)射方式具有便捷、快速、對(duì)發(fā)射場(chǎng)地?zé)o嚴(yán)格要求、適合于野戰(zhàn)環(huán)境等優(yōu)點(diǎn)[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(shì)。國(guó)內(nèi)大多數(shù)無(wú)人機(jī)均采用了單火箭助推發(fā)射方式，如浙江大學(xué)的“沙錐”無(wú)人機(jī)。國(guó)外也有采用單火箭助推發(fā)射方式的無(wú)人機(jī)，如以色列的“哈比”無(wú)人機(jī)。

采用單火箭助推發(fā)射方式時(shí)，必須對(duì)火箭助推器的安裝角度和推力線(xiàn)位置進(jìn)行嚴(yán)格控制，盡量使推力線(xiàn)過(guò)無(wú)人機(jī)重心，以保證無(wú)人機(jī)發(fā)射安全[7]。在實(shí)際應(yīng)用中，單火箭助推發(fā)射無(wú)人機(jī)通常采用吊掛方式調(diào)節(jié)助推器推力線(xiàn)。此外，采用單火箭助推發(fā)射方式，對(duì)推力座處結(jié)構(gòu)的剛強(qiáng)度要求高，部分?jǐn)D占機(jī)身內(nèi)部裝載空間。

為了提高競(jìng)爭(zhēng)力，現(xiàn)代無(wú)人機(jī)基本都具有搭載任務(wù)載荷多樣化的特點(diǎn)，導(dǎo)致無(wú)人機(jī)整體重心往往會(huì)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(duì)助推器推力線(xiàn)的位置進(jìn)行重新調(diào)整。因此，單火箭助推發(fā)射方式導(dǎo)致無(wú)人機(jī)在一些不具備吊掛條件的野戰(zhàn)環(huán)境下無(wú)法實(shí)現(xiàn)多任務(wù)載荷交替更換下的復(fù)飛，大大降低了無(wú)人機(jī)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(guó)外無(wú)人機(jī)上。如著名的美國(guó)“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(wú)人機(jī)等。國(guó)內(nèi)采用雙火箭助推發(fā)射方式的無(wú)人機(jī)比較少，主要有南京航空航天大學(xué)的“長(zhǎng)空”系列無(wú)人機(jī)和北京金朋達(dá)公司的“GFA”系列無(wú)人機(jī)。

圖1 雙火箭助推發(fā)射方式的無(wú)人機(jī)

無(wú)人機(jī)采用雙火箭助推發(fā)射方式，主要是由無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)布局決定的[8-9]。對(duì)于雙火箭助推發(fā)射方式的優(yōu)點(diǎn)，文獻(xiàn)中較少通過(guò)仿真計(jì)算進(jìn)行深入研究。

本文以無(wú)人機(jī)單/雙火箭助推發(fā)射方式為研究對(duì)象，通過(guò)仿真計(jì)算，深入研究無(wú)人機(jī)實(shí)際質(zhì)心偏移對(duì)2種發(fā)射方式的安全性影響。研究結(jié)果將為無(wú)人機(jī)的火箭助推器發(fā)射方式設(shè)計(jì)提供理論參考。

2 發(fā)射動(dòng)力學(xué)聯(lián)合仿真模型建立

無(wú)人機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系定義為：以無(wú)人機(jī)重心為原點(diǎn)，X軸沿機(jī)身向前指向機(jī)頭原點(diǎn)，以水平向右方向?yàn)閅軸，根據(jù)笛卡爾右手坐標(biāo)系建立Z軸。本文有關(guān)無(wú)人機(jī)發(fā)射過(guò)程的姿態(tài)變化，均是基于機(jī)體坐標(biāo)系來(lái)研究。

無(wú)人機(jī)火箭助推發(fā)射系統(tǒng)主要包括無(wú)人機(jī)、發(fā)射架和火箭助推器3個(gè)部分。

無(wú)人機(jī)單火箭助推發(fā)射系統(tǒng)如圖2所示。助推器與機(jī)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(jī)體上；助推器工作結(jié)束后，在重力、氣動(dòng)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(jī)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(jī)身Z方向的分量提高發(fā)射段無(wú)人機(jī)的離地高度。故采用該方式時(shí)，無(wú)人機(jī)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(wú)人機(jī)的發(fā)射末速度一致，無(wú)人機(jī)的單火箭助推器總沖等于兩枚雙火箭助推器的總沖。無(wú)人機(jī)自身攜帶的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)推力均為1 500 N。

無(wú)人機(jī)雙火箭助推發(fā)射系統(tǒng)如圖3所示。助推器對(duì)稱(chēng)布置在機(jī)體兩側(cè)的機(jī)翼下方。機(jī)翼下方設(shè)有加強(qiáng)的傳力軸，可將助推器推力可靠的傳遞到飛機(jī)上；助推器工作結(jié)束后，在重力、氣動(dòng)載荷的共同作用下，助推器與推力座分離。由于助推器與機(jī)身平行安裝，推力在機(jī)身Z方向沒(méi)有分量。為提高發(fā)射段無(wú)人機(jī)的離地高度，無(wú)人機(jī)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(duì)無(wú)人機(jī)的俯仰和側(cè)傾姿態(tài)進(jìn)行控制，以確保安全發(fā)射。

采用單火箭助推發(fā)射方式時(shí)，設(shè)定發(fā)射過(guò)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(shí)，設(shè)定發(fā)射過(guò)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(wú)人機(jī)雙火箭助推發(fā)射過(guò)程涉及無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)、飛行控制、氣動(dòng)設(shè)計(jì)等多個(gè)學(xué)科，是典型的多學(xué)科耦合問(wèn)題，聯(lián)合仿真方法是求解此類(lèi)問(wèn)題的一致有效手段[9]。無(wú)人機(jī)雙火箭助推發(fā)射聯(lián)合仿真模型建立過(guò)程：在ADAMS中，建立無(wú)人機(jī)火箭助推發(fā)射動(dòng)力學(xué)模型； 在MATLAB中，建立該型無(wú)人機(jī)低馬赫數(shù)階段(0.3Ma以下)的飛控模型；在ADAMS中，通過(guò)傳感器測(cè)量無(wú)人機(jī)的6個(gè)姿態(tài)量：3個(gè)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(shí)時(shí)調(diào)用；將MATLAB飛控模型計(jì)算得到的3個(gè)等效氣動(dòng)力、3個(gè)等效氣動(dòng)力矩定義為輸出變量，并將其傳遞到ADAMS動(dòng)力學(xué)模型中；通過(guò)輸入、輸出狀態(tài)變量的創(chuàng)建，實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的受控發(fā)射過(guò)程聯(lián)合仿真。

3 無(wú)人機(jī)火箭助推發(fā)射安全性對(duì)比分析

3.1 無(wú)人機(jī)質(zhì)心X軸位置偏差對(duì)發(fā)射安全性影響分析

無(wú)人機(jī)質(zhì)心X軸位置偏差主要影響無(wú)人機(jī)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(jī)體坐標(biāo)系X軸前移30 mm兩種工況，計(jì)算了2種火箭助推發(fā)射方式下的無(wú)人機(jī)俯仰角和高度變化，如圖4～圖7所示，對(duì)比結(jié)果見(jiàn)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(xiàn)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(xiàn)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(xiàn)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(xiàn)

表1 評(píng)價(jià)參量對(duì)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(wú)人機(jī)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(wú)人機(jī)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(shí)刻，采用雙火箭助推發(fā)射方式的無(wú)人機(jī)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(wú)人機(jī)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(shí)刻，采用單火箭助推發(fā)射方式的無(wú)人機(jī)的俯仰角已接近-22°；由于無(wú)人機(jī)的俯仰角在一段時(shí)間內(nèi)持續(xù)為負(fù)數(shù)，故無(wú)人機(jī)的質(zhì)心高度增大到一定高度后開(kāi)始降低，呈現(xiàn)掉高現(xiàn)象，在3.95 s時(shí)刻，采用單火箭助推發(fā)射方式的無(wú)人機(jī)質(zhì)心高度已接近零。此工況下，無(wú)人機(jī)發(fā)射后將很快墜地。

3.2 無(wú)人機(jī)質(zhì)心Y軸位置偏差對(duì)發(fā)射安全性影響分析

無(wú)人機(jī)質(zhì)心Y軸位置偏差主要影響無(wú)人機(jī)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(wú)人機(jī)，在其發(fā)射階段不對(duì)偏航姿態(tài)進(jìn)行控制，故本小節(jié)只分析無(wú)人機(jī)質(zhì)心Y軸位置偏差對(duì)滾轉(zhuǎn)姿態(tài)的影響。

取質(zhì)心在理論位置和沿機(jī)體坐標(biāo)系Y軸左移3 mm兩種工況，計(jì)算了2種火箭助推起方式下的無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)角變化，如圖8～圖9所示，對(duì)比結(jié)果見(jiàn)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(wú)人機(jī)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(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)角最大值為9.6°，采用單火箭助推發(fā)射方式的無(wú)人機(jī)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(píng)價(jià)參量對(duì)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(xiàn)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(xiàn)

3.3 無(wú)人機(jī)質(zhì)心Z軸位置偏差對(duì)發(fā)射安全性影響分析

無(wú)人機(jī)質(zhì)心Z軸位置偏差主要影響無(wú)人機(jī)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(jī)體坐標(biāo)系Z軸下移3 mm兩種工況，計(jì)算了2種火箭助推起方式下的無(wú)人機(jī)俯仰角和高度變化，如圖10～圖13所示，對(duì)比結(jié)果見(jiàn)表3所示。

圖10 雙火箭發(fā)射-俯仰角變化曲線(xiàn)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(xiàn)

圖12 單火箭發(fā)射-俯仰角變化曲線(xiàn)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(xiàn)

表3 評(píng)價(jià)參量對(duì)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(wú)人機(jī)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(wú)人機(jī)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(shí)刻，采用雙火箭助推發(fā)射方式的無(wú)人機(jī)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(wú)人機(jī)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(shí)刻無(wú)人機(jī)的俯仰角已接近-11°，由于無(wú)人機(jī)的俯仰角在一段時(shí)間內(nèi)持續(xù)為負(fù)數(shù)，故無(wú)人機(jī)的質(zhì)心高度增大到一定高度后開(kāi)始降低，呈現(xiàn)掉高現(xiàn)象，在6.5 s時(shí)刻無(wú)人機(jī)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(duì)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(dòng)力學(xué)模型，在MATLAB中建立了飛控模型，實(shí)現(xiàn)了該型無(wú)人機(jī)的發(fā)射段多場(chǎng)耦合仿真建模，為進(jìn)一步對(duì)無(wú)人機(jī)發(fā)射安全性分析奠定基礎(chǔ)。

2) 無(wú)人機(jī)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(wú)人機(jī)，其發(fā)射安全性明顯高于單火箭助推發(fā)射方式。

3) 無(wú)人機(jī)采用雙火箭助推發(fā)射方式時(shí)，既可以降低無(wú)人機(jī)的推力線(xiàn)調(diào)整難度，又能縮短無(wú)人機(jī)的外場(chǎng)復(fù)飛準(zhǔn)備時(shí)間，顯著提高了無(wú)人機(jī)的戰(zhàn)場(chǎng)適應(yīng)性。

本文得到的2種助推發(fā)射方式對(duì)無(wú)人機(jī)發(fā)射安全性的影響結(jié)論，可為無(wú)人機(jī)的火箭助推器發(fā)射方式設(shè)計(jì)提供理論參考。