无人机单(双)火箭助推发射安全性对比分析

陈 刚

(南京模拟技术研究所， 南京 210016)

1 引言

无人机以成本低、使用灵活、功能多样、不存在人员安全因素等优势而越来越受到重视，并在军、民用领域得到广泛使用[1-4]。火箭助推发射方式具有便捷、快速、对发射场地无严格要求、适合于野战环境等优点[5-7]。根据火箭助推器使用数量的不同，火箭助推发射方式一般分为单火箭助推发射方式、双火箭助推发射方式[8-11]。

单火箭助推发射方式具有助推器研制难度低、发射成本低、技术成熟可靠的优势。国内大多数无人机均采用了单火箭助推发射方式，如浙江大学的“沙锥”无人机。国外也有采用单火箭助推发射方式的无人机，如以色列的“哈比”无人机。

采用单火箭助推发射方式时，必须对火箭助推器的安装角度和推力线位置进行严格控制，尽量使推力线过无人机重心，以保证无人机发射安全[7]。在实际应用中，单火箭助推发射无人机通常采用吊挂方式调节助推器推力线。此外，采用单火箭助推发射方式，对推力座处结构的刚强度要求高，部分挤占机身内部装载空间。

为了提高竞争力，现代无人机基本都具有搭载任务载荷多样化的特点，导致无人机整体重心往往会偏移理论重心位置。如果采用单火箭助推发射方式，每次更换任务载荷都需要对助推器推力线的位置进行重新调整。因此，单火箭助推发射方式导致无人机在一些不具备吊挂条件的野战环境下无法实现多任务载荷交替更换下的复飞，大大降低了无人机的战斗力。

目前，双火箭助推发射方式已广泛应用在了国外无人机上。如著名的美国“BQM-74E”系列(如图1(a))、“BQM-177”系列(如图1(b))和意大利的“米拉奇”系列无人机等。国内采用双火箭助推发射方式的无人机比较少，主要有南京航空航天大学的“长空”系列无人机和北京金朋达公司的“GFA”系列无人机。

图1 双火箭助推发射方式的无人机

无人机采用双火箭助推发射方式，主要是由无人机结构布局决定的[8-9]。对于双火箭助推发射方式的优点，文献中较少通过仿真计算进行深入研究。

本文以无人机单/双火箭助推发射方式为研究对象，通过仿真计算，深入研究无人机实际质心偏移对2种发射方式的安全性影响。研究结果将为无人机的火箭助推器发射方式设计提供理论参考。

2 发射动力学联合仿真模型建立

无人机机体坐标系定义为：以无人机重心为原点，X轴沿机身向前指向机头原点，以水平向右方向为Y轴，根据笛卡尔右手坐标系建立Z轴。本文有关无人机发射过程的姿态变化，均是基于机体坐标系来研究。

无人机火箭助推发射系统主要包括无人机、发射架和火箭助推器3个部分。

无人机单火箭助推发射系统如图2所示。助推器与机体腹部的推力座为接触约束关系，可将助推器推力可靠的传递到机体上；助推器工作结束后，在重力、气动载荷的共同作用下，助推器与推力座分离。单火箭助推器与机身之间采用夹角安装方式，该方式可以利用助推器推力在机身Z方向的分量提高发射段无人机的离地高度。故采用该方式时，无人机的初始俯仰角不大，一般在15°左右。

图2 单火箭助推发射系统示意图

为保证无人机的发射末速度一致，无人机的单火箭助推器总冲等于两枚双火箭助推器的总冲。无人机自身携带的涡喷发动机推力均为1 500 N。

无人机双火箭助推发射系统如图3所示。助推器对称布置在机体两侧的机翼下方。机翼下方设有加强的传力轴，可将助推器推力可靠的传递到飞机上；助推器工作结束后，在重力、气动载荷的共同作用下，助推器与推力座分离。由于助推器与机身平行安装，推力在机身Z方向没有分量。为提高发射段无人机的离地高度，无人机的初始俯仰角较大，一般在20°～25°左右。

图3 双火箭助推发射系统示意图

在发射阶段，需要对无人机的俯仰和侧倾姿态进行控制，以确保安全发射。

采用单火箭助推发射方式时，设定发射过程俯仰角控制目标值为15°，侧倾角控制目标值为0°。

采用双火箭助推发射方式时，设定发射过程俯仰角控制目标值为20°，侧倾角控制目标值为0°。

无人机双火箭助推发射过程涉及无人机结构、飞行控制、气动设计等多个学科，是典型的多学科耦合问题，联合仿真方法是求解此类问题的一致有效手段[9]。无人机双火箭助推发射联合仿真模型建立过程：在ADAMS中，建立无人机火箭助推发射动力学模型； 在MATLAB中，建立该型无人机低马赫数阶段(0.3Ma以下)的飞控模型；在ADAMS中，通过传感器测量无人机的6个姿态量：3个姿态角(俯仰、侧倾、偏航)、速度、加速度和高度，并将其创建为输入状态变量，提供给MATLAB飞控模型实时调用；将MATLAB飞控模型计算得到的3个等效气动力、3个等效气动力矩定义为输出变量，并将其传递到ADAMS动力学模型中；通过输入、输出状态变量的创建，实现无人机的受控发射过程联合仿真。

3 无人机火箭助推发射安全性对比分析

3.1 无人机质心X轴位置偏差对发射安全性影响分析

无人机质心X轴位置偏差主要影响无人机发射阶段的俯仰姿态和高度。

取质心在理论位置和沿机体坐标系X轴前移30 mm两种工况，计算了2种火箭助推发射方式下的无人机俯仰角和高度变化，如图4～图7所示，对比结果见表1所示(其中，偏差百分比以质心理论位置值为基准值)。

图4 双火箭发射-俯仰角变化曲线Fig.4 The pitch angle curve of double solid-rocket launching

图5 双火箭发射-质心高度变化曲线Fig.5 The centroid height curve of double solid-rocket launching

图6 单火箭发射-俯仰角变化曲线Fig 6 The pitch angle curve of single solid-rocket launching

图7 单火箭发射-质心高度变化曲线

表1 评价参量对比结果

从图4～图7和表1中可以看出：

1) 采用双火箭助推发射方式的无人机最小俯仰角分别为13.5°和9.5°，2种工况下俯仰角偏差约为22%；采用单火箭助推发射方式的无人机最小俯仰角分别为5°和-21°，2种工况下俯仰角偏差约为502%；

2) 10 s时刻，采用双火箭助推发射方式的无人机质心高度分别为114 m和90 m，2种工况下俯仰角偏差约为21%；采用单火箭助推发射方式的无人机质心高度分别为100 m和-39 m，2种工况下俯仰角偏差约为139%；

3) 在2.8 s时刻，采用单火箭助推发射方式的无人机的俯仰角已接近-22°；由于无人机的俯仰角在一段时间内持续为负数，故无人机的质心高度增大到一定高度后开始降低，呈现掉高现象，在3.95 s时刻，采用单火箭助推发射方式的无人机质心高度已接近零。此工况下，无人机发射后将很快坠地。

3.2 无人机质心Y轴位置偏差对发射安全性影响分析

无人机质心Y轴位置偏差主要影响无人机发射阶段的滚转姿态和偏航姿态。由于本文研究的无人机，在其发射阶段不对偏航姿态进行控制，故本小节只分析无人机质心Y轴位置偏差对滚转姿态的影响。

取质心在理论位置和沿机体坐标系Y轴左移3 mm两种工况，计算了2种火箭助推起方式下的无人机滚转角变化，如图8～图9所示，对比结果见表2所示。从图8～图9和表2中可以看出：质心在理论位置工况，2种助推方式下的无人机滚转姿态角几乎均为0°；质心左移3 mm工况，采用双火箭助推发射方式的无人机滚转角最大值为9.6°，采用单火箭助推发射方式的无人机滚转角最大值为18°；从滚转角最大值上看，单火箭助推发射方式比双火箭助推发射方式高出了88%。

表2 评价参量对比结果Table 2 The comparision results of parameters

图8 双火箭发射-滚转角变化曲线Fig.8 The roll angle curve of double solid-rocket launching

图9 单火箭发射-滚转角变化曲线

3.3 无人机质心Z轴位置偏差对发射安全性影响分析

无人机质心Z轴位置偏差主要影响无人机发射阶段的俯仰姿态和高度。

取质心在理论位置和沿机体坐标系Z轴下移3 mm两种工况，计算了2种火箭助推起方式下的无人机俯仰角和高度变化，如图10～图13所示，对比结果见表3所示。

图10 双火箭发射-俯仰角变化曲线Fig.10 The pitch angle curve of double solid-rocket launching

图11 双火箭发射-质心高度变化曲线

图12 单火箭发射-俯仰角变化曲线Fig 12 The pitch angle curve of single solid-rocket launching

图13 单火箭发射-质心高度变化曲线

表3 评价参量对比结果

从图10～图13和表3中可以看出：

1) 采用双火箭助推发射方式的无人机最小俯仰角分别为13.5°和11°，2种工况下俯仰角偏差约为19%；采用单火箭助推发射方式的无人机最小俯仰角分别为4.9°和-11°，2种工况下俯仰角偏差约为324%；

2) 10 s时刻，采用双火箭助推发射方式的无人机质心高度分别为114 m和95 m，2种工况下俯仰角偏差约为17%；采用单火箭助推发射方式的无人机质心高度分别为100 m和25 m，2种工况下质心高度偏差约为75%；

3) 采用单火箭助推发射方式，在3.0 s时刻无人机的俯仰角已接近-11°，由于无人机的俯仰角在一段时间内持续为负数，故无人机的质心高度增大到一定高度后开始降低，呈现掉高现象，在6.5 s时刻无人机质心高度已降低到约12.3 m高度。

4 结论

1) 首先建立了单/双火箭助推发射系统对应的三维模型，基于联合仿真原理，在ADAMS中建立了发射段动力学模型，在MATLAB中建立了飞控模型，实现了该型无人机的发射段多场耦合仿真建模，为进一步对无人机发射安全性分析奠定基础。

2) 无人机发射安全性仿真分析结果显示：相同的质心位置偏移工况下，采用双火箭助推发射方式的无人机，其发射安全性明显高于单火箭助推发射方式。

3) 无人机采用双火箭助推发射方式时，既可以降低无人机的推力线调整难度，又能缩短无人机的外场复飞准备时间，显著提高了无人机的战场适应性。

本文得到的2种助推发射方式对无人机发射安全性的影响结论，可为无人机的火箭助推器发射方式设计提供理论参考。