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Command Control and Simulation

Command Control and Simulation >

2025 , Vol. 47 >Issue 1: 32 - 37

DOI: https://doi.org/10.3969/j.issn.1673-3819.2025.01.004

Unmanned Combat

Analysis and design of a fixed wing unmanned aerial vehicle gas launching system

  • LI Xiang ,
  • LI Qiang ,
  • WANG Teng ,
  • WANG Shaoquan ,
  • ZHANG Shiyu
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  • College of Mechanical and Electrical Engineering, North University of China, Taiyuan 030051, China

Received date: 2024-08-24

  Revised date: 2024-10-10

  Online published: 2025-01-20

Fold

Abstract

In order to meet the development requirements of unmanned aerial vehicle (UAV) boosters, a detachable launch booster for fixed wing UAVs was designed, which is driven by high-pressure carbon dioxide gas. A mathematical model for gas launch was established based on the internal ballistic equation of the gas cannon. Through theoretical calculations and the use of dynamic simulation software ADAMS to simulate the designed 3D model, the variation laws of initial velocity, overload, displacement, etc. during the launch of unmanned aerial vehicles of different masses were obtained. The results show that the initial velocity, displacement, and overload variation curves obtained through simulation when the drone leaves the launch pad are highly consistent with the theoretical calculation results, verifying the correctness of the calculation and simulation. The research results indicate that the fixed wing unmanned aerial vehicle (UAV) booster launcher can successfully launch UAVs weighing 14 kg or less and achieve initial takeoff speed without exceeding maximum overload. The simulation results have an error of no more than 3% compared to theoretical calculations. The research results can further provide theoretical guidance for gas emission.

Key words： UAV; launch frame; gas emission; structural design; dynamics simulation

Cite this article

LI Xiang , LI Qiang , WANG Teng , WANG Shaoquan , ZHANG Shiyu . Analysis and design of a fixed wing unmanned aerial vehicle gas launching system[J]. Command Control and Simulation, 2025 , 47(1) : 32 -37 . DOI: 10.3969/j.issn.1673-3819.2025.01.004

随着近些年电子技术、人工智能、通信技术、自动控制等的快速发展,无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)的发展前景也被人们愈发关注,其在军用和民用领域的作用也愈发突出。在民用领域,无人机广泛应用于航拍、新闻报道、交通监测、森林防火、地质测绘、电力巡检、农业植保等方面。在军用领域,无人机既可执行枯燥乏味的中继通信、边境巡逻、高空监测等任务,也可以在危险环境中执行超低空飞行、电子对抗、对敌火力压制、自杀式攻击等任务。
无人机的发射方式多种多样,可以采用手抛发射、弹射发射、零长发射、垂直起降、容器发射、火箭助推等。质量较大的无人机通常需要其他辅助动力来使其达到起飞所需要的速度,与以传统的火药作为高压动力的推动装置相比,气体发射的初速便于调节,发射惯性小,避免了火药操作的危险性和对发射筒的烧蚀等传统火药发射的缺点[1]。
目前,国内现有的气体发射通常应用于通过容器直接发射质量体积均较小的折叠翼无人机,但不能满足质量体积较大且无法折叠置于发射容器内的固定翼无人机的发射需求。
为了满足无人机的发射需求,现设计一种固定翼无人机发射助推架。在无人机外形结构确定的情况下,无人机助推发射系统的设计主要集中在两个方面:一是计算气体发射的相关参数,使无人机能够达到起飞所需的速度,同时不超过无人机能承受的安全过载;二是设计发射架的结构,使无人机在起飞时与发射架可以分离[2-4]。本文设计了一种大型固定翼无人机发射架方案,并对其做了相关的仿真分析。

1 无人机发射架的方案及建模

发射架采用活塞式气压弹射方案,先把发射底座后拉至初始位置,并插入安全销;储气瓶充入高压气,气缸安装在发射架下方。发射时,除去安全销,打开释放机构,当打开气阀后,高压气体迅速充满活塞内腔体,使活塞受力突然增大,活塞在高压二氧化碳气体的作用下迅速加速向前并拉动钢丝绳,活塞运行到终点时撞击缓冲垫,停止工作。由于钢丝绳上的拉力及导轨与水平面存在一定的夹角,钢丝绳沿导轨向前的分力和螺旋桨的推力共同作用,带动底座和无人机向前加速运动。当底座达到最大速度并撞击缓冲装置开始减速时,无人机由于自身惯性和螺旋桨的推力,可以脱离滑车继续前进,同时在发射底座运动到导轨末端时,速度达到无人机起飞的需求,无人机产生升力,与发射架前倒伏机构解锁,发射时前端支撑随着无人机的运动向前倒下,以避开机体后面的螺旋桨尾翼,完成发射[5-6],如图1、图2所示。
图1 发射架结构

Fig.1 Launch frame structure

图2 无人机简化结构

Fig.2 Simplified structure of UAV

2 气体发射无人机理论分析

2.1 基本假设

气体发射能量来源于高压气体的内能,即高压气体推动活塞筒内的活塞杆[7],内能转化为气体和活塞杆的平动动能、摩擦产生的热能等,如果细致考虑发射过程中各个方面的影响,会使得计算工作异常复杂。为了能够更好地描述这一物理过程,做出如下基本假设:
(1)假设阀门是在瞬间完全开启;
(2)假设工作介质为理想气体,气体流动和活塞杆运动都是轴向运动;
(3)不考虑气体沿气室壁面流动的摩擦阻力和气体内摩擦,即忽略气体的粘滞性;
(4)从控制阀打开到活塞杆运动到出口的过程在极短的时间内完成,忽略气体与壁面的热交换,假设气体的运动为理想气体的绝热膨胀过程;
(5)假设发射装置密封良好,不存在漏气现象;
(6)引入虚拟质量系数来考虑活塞杆膛内运动时的摩擦及其他能量损耗[8]。

2.2 工作原理

气体发射无人机结构简图如图3所示,活塞杆的一端位于活塞筒与阀门连接的起始位置,另一端与动滑轮连接,阀门在初始状态下处于关闭状态,向气室内充气直到其初始压力达到P0,此时通过电控开关打开阀门,高压二氧化碳气体通过阀门进入活塞筒作用在活塞杆上,推动活塞杆向前加速运动,由于无人机不能承受过高的过载,同时又要达到很高的起飞初速,通过动滑轮与定滑轮的滑轮组来实现发射过程,无人机起飞初速为V0。
图3 气体发射无人机结构简图

Fig.3 Structural diagram of gas launch UAV

2.3 数学模型的建立

气体炮的内弹道方程组为
P n = P n 0 V n γ n ( V n + A n x n ) γ n d v n d t = P n A n - F t n φ n m n d x n d t = v n
式中:   P n为膛内压力;   P n 0为气室初始压力;   V n为气室容积;   A n为身管截面积;   x n为弹丸位移;   γ n为气体比热比;   m n为弹丸质量;   φ n为虚拟质量系数;   F t n为弹丸挤入膛线阻力;   v n为弹丸速度。
无人机气体发射时,活塞筒内的活塞杆等效为气体炮内部的弹丸,在不考虑活塞杆尾端留有间隙的情况下, 活塞杆在活塞筒内运动受到的阻力为
F f g = P π D μ L
式中: P为高压气体进入活塞筒产生的膛压; D为活塞筒的内径; L为活塞杆与活塞筒的接触长度; μ为摩擦系数, 按照实践经验选取。
为了便于计算,在之前的假设中,将气体假设为理想气体,因此可以用理想气体状态方程来反映气体的能量转换:
P V = M μ g R T
P 0 V 0 γ = P ( V 0 + A x g ) γ
由上式可得:
P = P 0 V 0 γ ( V 0 + A x g ) γ
式中: P为膛内压力;   P 0为气室初始压力;   V 0为气室初始容积; A为活塞筒的截面积;   x g为活塞杆相对初始位置的位移;   γ为气体比热比;M为气体质量;   μ g为气体的摩尔质量; R为气体常数; T为气体温度。
活塞杆动力学方程为
m g d 2 x g d t 2 = P A - F f g - 2 F t
在研究气体发射无人机的过程中,可以将气体发射无人机的过程等效为气体推动弹丸离开膛口的过程, 无人机在起飞时的初速即可等效为弹丸离开膛口时的初速。将活塞杆、滑轮、无人机、底座的质量等效为一个弹丸的质量,即可得到:
m e = ( m g + 9 ( J h r h ) 2 + 4 ( m + m 1 ) + m h )
式中:   m e为等效质量;   m g为活塞杆的质量;   J h为滑轮的转动惯量;   r h为滑轮的半径;m为无人机的质量;   m 1为底座的质量;   m h为滑轮的质量。
在无人机脱离底座之前,可将无人机与弹射小车视为一体,此时,整个装置简化为倾斜滑块受力滑动的模型,无人机和底座在加速运动过程中,受到绳的牵引力、滑轨表面摩擦力及支撑力、空气阻力、自身重力和发动机推力等作用,受力示意图如图4所示[9]。
图4 无人机受力分析示意图

Fig.4 Schematic diagram of force analysis for unmanned aerial vehicles

m d 2 x d t 2 = F t + T - m g s i n   θ - F f - F d
式中:   G为无人机和底座的总重力;   F f为无人机和底座所受的摩擦阻力;   F d为无人机所受的空气阻力;T为发动机的推力;   F t为无人机和底座所受的牵引力;θ为发射角。
为了计算简单,不考虑空气阻力和升力项,其中 F f由下式求得:
F f = μ m g s i n   θ
值得注意的是,由于动滑轮的存在,无人机和底座的速度为活塞杆速度的2倍,即
x ˙ = 2 x ˙ g
在火炮内弹道与气体炮内弹道理论中,应用了虚拟质量系数与次要功系数来代替气体功效的损耗与其他能量损失, 由此引入修正系数 φ来修正气体做功的能量损失,滑轮、钢绳与发射架之间摩擦及其他能量散失项。
通过以上公式建立起了气体发射的数学模型,描绘了无人机发射架的整个动力学过程。

3 数值计算分析

设计无人机发射助推架时,提出的无人机能安全离开的起飞速度以及不损伤无人机的指标要求为弹射初速大于等于20 m/s,过载不超过8g。
无人机发射架的主要结构参数如下:活塞筒内径D=29.5 mm,活塞筒长度L=2 m,气室初始容积V0=6 L,气室初始压力P0=4 Mpa,活塞杆质量mg=3 kg,底座质量m1=5 kg。发射气体选用二氧化碳,如表1所示。
表1 二氧化碳气体的物性参数

Tab.1 Physical parameters of carbon dioxide gas

参数 二氧化碳
摩尔质量/(g·mol-1) 44
气体常数/(N·m·kg-1·K-1) 8.314
比热比/K 1.29
利用Matlab软件,采用四阶龙格-库塔法,分别对无人机质量为10 kg、14 kg、18 kg三种情况的气体发射性能进行计算,得到了无人机离开发射架时的位移与时间的变化曲线;无人机离开发射架时初速与时间的变化曲线;膛内压力随时间的变化曲线;过载随时间的变化曲线。计算结果如图5—8所示。
图5 不同发射质量位移对比

Fig.5 Comparison of displacement of different emission masses

图6 不同发射质量速度对比

Fig.6 Comparison of different launch mass velocities

图7 不同发射质量膛压对比

Fig.7 Comparison of bore pressure with different launch masses

图8 不同发射质量过载对比

Fig.8 Comparison of overloading of different emission masses

由上图可以得到:在其他条件都相同的情况下,发射10 kg、14 kg、18 kg三种不同质量的无人机,无人机与发射架分离时三种无人机的初速分别为22.62 m/s、20.13 m/s、18.27 m/s;无人机达到4 m行程所需的时间分别为0.338 s、0.379 s、0.418 s;活塞杆离开活塞筒出口端面的膛压均相同;无人机承受的最大过载分别为7.50g、5.94g、4.90g。
分析上图可知,无人机质量与发射初速和承受过载成反比,在限制初始压力为4 MPa的情况下,能够发射的无人机的最大质量为14 kg,初速可以达到20 m/s而过载不超过8g。对于小于14 kg的情况,承受过载会变大,但降低气室初始压力可以使过载也满足要求,这一点可以轻松实现,因此该助推架可发射不超过14 kg的无人机。
如要使更高质量无人机满足发射指标,则需增大活塞筒的口径或给予更高的气室初始压力。

4 无人机发射架的动力学仿真

4.1 模型假设

为了便于研究,对动力学仿真模型进行了如下假设:
(1)仿真模型中无人机及架体均视为刚体,质心和形状均不会发生改变;
(2)不考虑风的影响。
在基于假设的情况下,对无人机的起飞初速、行进方向位移、无人机的过载以及无人机是否能够顺利离开发射架进行动力学仿真分析。

4.2 模型导入及约束添加

在本次仿真方案中,分别对10 kg、14 kg、18 kg三种不同质量的无人机进行了仿真分析。
将UG软件设计好的三维模型进行简化,对大量部件组成的装配体进行处理,通过合并体与删除非必要部件来简化仿真模型,将处理后的模型导入ADAMS中。
仿真模型采用笛卡尔坐标系,以底座的质心为坐标原点,无人机前进方向为X轴正向,垂直向上方向为Z轴正向,无人机水平向左方向为Y轴正向[10-11]。
架体整体结构与大地用固定副连接;活塞杆与动滑轮用固定副连接并与活塞筒创建接触;三个滑轮之间用Adams Machinery中的绳索机构连接,设置好滑轮的锚点数量、滑轮属性、布置位置、绳索的属性和缠绕方向;底座上的滑轮与底座之间添加转动副并与架体上的轨道创建接触;倒伏机构与底座之间为旋转关系,添加转动副;无人机与底座、倒伏机构主体、卡扣之间均创建接触;卡扣与倒伏机构主体通过卡口转轴连接,为旋转关系,添加转动副;底座运动到预定行程后会与缓冲装置发生碰撞,底座与缓冲装置之间创建接触;缓冲装置两个面之间创建拉压弹簧阻尼器。

4.3 仿真初始条件的输入

将Matlab计算所得的气动压力与时间的数据导入ADAMS中创建样条曲线,将力施加到活塞杆上,调用样条曲线AKISPL(TIME,0,SPLINE_1,0)。
采用脚本来控制无人机升力的产生,对无人机质心位置创建测量MEA_1,创建传感器SENSOR对MEA_1进行评估,当无人机质心行程达到4 m时,触发事件,终止当前仿真步并继续仿真脚本。
建立新的仿真脚本,设置功能,先进行0.5 s仿真,步数设置200步,激活升力,接着进行0.5 s动力学仿真,步数设置1 000步,输入控制语句,如图9、图10所示。
图9 仿真初始状态

Fig.9 Simulation initial state

图10 无人机与发射架分离

Fig.10 Separation of UAV and launcher

4.4 仿真结果及分析

数据测量点选择无人机的质心位置,仿真结果如图11—图13所示。
图11 不同质量无人机在X方向上的位移

Fig.11 Displacement of UAVs of different masses in the X direction

图12 不同质量无人机在X方向上的速度

Fig.12 Velocity of UAVs of different masses in the X direction

图13 不同质量无人机在X方向上的过载

Fig.13 Overload of UAVs of different masses in the X direction

从仿真结果来看,在其他条件都相同的情况下,发射10 kg、14 kg、18 kg三种不同质量的无人机,无人机与发射架分离时,三种无人机的初速分别为22.21 m/s、20.04 m/s、17.93 m/s;无人机达到4 m行程所需的时间分别为0.348 s、0.397 s、0.448 s;无人机承受的最大过载分别为7.31g、5.25g、4.13g。仿真所得的无人机速度时间曲线、位移时间曲线均与理论计算有很好的一致性,由于ADAMS中接触的定义方式为碰撞,过载曲线并不光滑。
取质量为10 kg的无人机仿真分析与理论计算所得的结果相对比,得到表2。
表2 10 kg的无人机仿真分析与理论计算对比

Tab.2 Comparison between simulation analysis and theoretical calculation of 10 kg UAV

速度/(m/s) 所需时间/s 过载/g
理论计算 22.62 0.338 7.5
仿真分析 22.21 0.348 7.31
相对误差 1.81% 2.95% 2.53%
仿真所得到的初速与理论计算相比,低了1.81%,无人机与发射架分离所需时间增加了2.95%,无人机承受的过载减小了2.53%,说明了仿真时气体发射提供给无人机的力要稍小一些,但仍处于误差允许范围之内。

5 结束语

本文设计并建立了一种固定翼式无人机助推发射架模型,建立了无人机气体发射的数学模型并对无人机的起飞初速、位移及无人机所承受的过载进行了理论计算,对无人机助推发射架的虚拟样机模型进行了动力学分析。得到如下结论:
1)通过理论计算和动力学分析的结果,确定了该无人机助推发射架发射14 kg及以下无人机可以在不超过最大过载的同时达到起飞初速。
2)通过动力学仿真得到的仿真结果与理论计算得到的结果误差不超过3%,验证了无人机气体发射理论计算的正确性,为开展无人机气体发射的相关问题提供了进一步参考。

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