一種可在高空投放的低成本小型無人機技術研究

周前進，胡學峰，胡 浩，葉波波，王子一

(1.安徽長城軍工裝備技術研究院有限公司, 合肥 230002； 2.北京理工大學， 北京 100081)

1 引言

在現(xiàn)代復雜高威脅的信息戰(zhàn)環(huán)境中，隨著地面防空雷達探測距離不斷增加，探測能力不斷增強，已經(jīng)具備多目標探測能力，對空軍各類戰(zhàn)機的生存力造成很大的威脅。近年來，隨著小型無人機的快速發(fā)展，其在軍事領域的應用越來越廣泛,載機在高空將低成本無人機進行大規(guī)模投放，蜂群無人機之間通過簡單的導航控制，對敵防空區(qū)域的雷達進行抵近式干擾、誘騙，使防空雷達的探測能力趨于飽和，為空軍飛機和機載武器提供掩護，可大幅度提升載機平臺的生存力和突防能力。

2015年9月，美國國防高級研究項目局(DARPA)發(fā)布了“小精靈”項目，開發(fā)具備組網(wǎng)與協(xié)同功能的可回收小型無人機系統(tǒng)。這種小型無人機可攜帶模塊化偵察或干擾載荷，由大型運輸機或轟炸機運送至防區(qū)外投放。集群無人機通過三角定位、時頻差等無源精確定位與瞄準技術探知目標，通過切斷敵方通信甚至向敵數(shù)據(jù)網(wǎng)絡中注入惡意代碼實施電子和網(wǎng)絡攻擊。美國海軍研究辦公室ONR于2015年公布了“低成本無人機蜂群”(LOCUST)項目，發(fā)展在特定區(qū)域一起執(zhí)行掩護、巡邏和攻擊地面目標任務的蜂群無人機，并選擇使用雷神公司的“郊狼”小型無人機進行試驗。同時，美國國防部戰(zhàn)略能力辦公室聯(lián)合美國空軍也開展類似的“山鶉”項目，如圖1所示。

圖1 從高空投放的小型無人機Fig.1 Small UAV dropped from high altitude

隨著人工智能、微機電、衛(wèi)星通信、5G等技術的發(fā)展，具有抗毀性強、成本低、作戰(zhàn)費效比高等優(yōu)勢的無人機集群，可實施廣域分布式多點多向突擊，攜帶不同任務載荷完成不同作戰(zhàn)任務。本文分析設計了一款可在高空投放的低成本無人機，通過試驗對該無人機關鍵技術進行了驗證，為該無人機下一步設計、試驗工作奠定了基礎。

2 無人機總體方案設計

2.1 氣動方案設計

無人機需通過大型運輸機或各類戰(zhàn)機進行運輸、投放，為了便于裝載無人機，一般采用發(fā)射管進行貯存、運輸。紀秀玲等根據(jù)巡飛彈折疊翼的低雷諾數(shù)、高升力翼型的氣動特性，先后提出了設計方法，進行了氣動外形和彈翼的折疊設計。袁新波等在迫擊炮平臺完成了折疊翼無人機的設計和驗證。根據(jù)空投型無人機的飛行特性，采用大展弦比串列式氣動布局，在滿足攜帶足夠載荷能力前提下，保證無人機起飛質量小、折疊后尺寸小，同時加工方便、成本低，在有限的空間內最大程度增大了無人機的機翼升力面積。

由于無人機在空中大部分時間是進行巡航飛行，飛行速度在20～40 m/s，不需要較大的機動能力，同時由于機翼要進行折疊，機翼的厚度不能太厚，占用有限的折疊空間。本文選擇了3種典型翼型進行參數(shù)設計(見表1)。

表1 3種典型翼型參數(shù)Table 1 Comparison of parameters of three typical airfoils

綜合考慮無人機飛行高度、飛行速度、發(fā)射筒尺寸等參數(shù)要求，以及在相同阻力下保持機翼最大的升力，節(jié)省動力，最終選擇具有最大升阻比的NACA6409翼型，同時基于目標壓力分布反設計思路，運用Takanashi迭代程序完成翼型優(yōu)化設計。

前后機翼均采用碳纖維夾心結構進行制作。后翼設計有翼梢小翼，起到航向穩(wěn)定的作用。在后翼設計有舵面，舵面偏轉方向一致時，進行俯仰控制。舵面進行差動時，進行滾轉方向控制。前機翼采用分開式旋轉折疊方式，后機翼采用單軸旋轉折疊方式。圖2為設計的氣動布局與結構示意圖。

圖2 無人機氣動布局與結構示意圖Fig.2 Pneumatic layout and structure diagram of UAV

建立外流場計算域為φ15 m×15 m的數(shù)值風洞，利用ANSYS進行網(wǎng)格劃分、仿真，網(wǎng)格采用四面體非結構化網(wǎng)格，對前翼、后翼的小尺寸邊緣(后緣)區(qū)域網(wǎng)格進行局部加密。仿真結果如圖3所示。

圖3 氣動仿真結果曲線Fig.3 Aerodynamic simulation results

經(jīng)仿真得出：攻角0°～5°時升阻比達到10以上，在1.3°進行巡飛,最有利于增大續(xù)航時間。

2.2 動力系統(tǒng)設計及選型

根據(jù)研制經(jīng)驗和借鑒其他經(jīng)驗，無人機采用鋰電池、無刷電機、螺旋槳動力系統(tǒng)，后推動力方式。為了降低成本，通過對市場的該類產(chǎn)品進行調研選型，A2212型電機搭配5045塑料槳在固定翼、多旋翼上有廣泛的應用。選型的電機型號為新西達A2212、1 950 kV，螺旋槳為5045塑料槳。螺旋槳槳葉直接連接在電機軸上。經(jīng)無人機動力系統(tǒng)測試臺測試(如圖4所示)，5045型螺旋槳在PWM值1 400時，拉力300 g，功率50 W(見表2)，動力系統(tǒng)滿足無人機飛行性能要求。

圖4 無人機動力系統(tǒng)測試臺圖Fig.4 UAV power system test bench

表2 電機適配3種螺旋槳靜態(tài)測試結果Table 2 Static test results of three kinds of propeller for motor adaptation

2.3 無人機電氣選型

為了降低成本，機載電氣采用商用貨架產(chǎn)品，對其連接線進行適應性改制。以深圳樂迪公司的Minipix自駕儀為核心搭建整機的電氣系統(tǒng)。

自駕儀選用深圳樂迪公司的Mini Pix自駕儀，該自駕儀基于APM硬件進行了適當?shù)母倪M，配置采用F405處理器，比原版運行速度更快。

利用擴展板與自駕儀的總線接口連接，將GPS、空速計通過該接口與自駕儀連接；數(shù)據(jù)鏈通過自駕儀的“TELEM1”數(shù)傳/OSD接口1與自駕儀連接；好盈5 V/3 A的UBEC通過“POWER”接口與自駕儀連接；遙控接收機與自駕儀的“RC IN”信號輸入接口連接；舵機及電調與自駕儀的“ESC”主輸出接口連接。其自駕儀及接口如圖5所示。

圖5 Mini Pix自駕儀及接口圖Fig.5 Mini pix self driving instrument and interface

衛(wèi)星定位模塊采用深圳樂迪公司的Mini M8N GPS，型號TS100(見圖6)。采用與陶瓷天線精準匹配的前置LNA低損耗電路設計，在理想濾干擾前提下增強了捕獲極弱信號的能力；通過最優(yōu)電路布局，在捕捉極弱信號的同時有效抑制輸入性干擾。50 cm定位精度，開闊地帶6 s內搜星可達20顆，極強谷底定位能力。

圖6 TS100衛(wèi)星定位模塊圖Fig.6 TS100 satellite positioning module

空速計由皮托靜壓管和數(shù)字處理電路等2個部分組成(見圖7)。數(shù)字處理電路的數(shù)字輸出采用I2C接口，補償范圍內的總誤差小于1.0%。數(shù)字輸出對比模擬輸出能減少干擾。選用精量電子(深圳)有限公司的MS5525DSO數(shù)字壓力傳感器。

圖7 數(shù)字處理電路與皮托靜壓管圖Fig.7 Digital processing circuit and pitot static pressure tube

數(shù)據(jù)鏈選用廣州雷迅科技的PW-Link數(shù)傳模塊，該模塊是由CUAV研發(fā)的一款2.4 G無線WIFI數(shù)傳模塊；它可以用于無人機近距離通信或調試，采用外置天線版本。后續(xù)可根據(jù)飛行器的使用場景，更換不同的數(shù)據(jù)鏈。

遙控接收機選用深圳樂迪的R6DSM型2.4G十通道接收機，該接收機采用DSSS和FHSS雙擴頻抗干擾技術,適用于樂迪九通道遙控器AT9，AT9S；樂迪十通道遙控器AT10，AT10II，質量低至1.5 g，非常適用于微小型飛行器上使用。

3 無人機控制方案設計

根據(jù)無人機彈道規(guī)劃和制導律設計要求，將整個飛行過程分為4個階段。飛行控制系統(tǒng)在各個階段的工作狀態(tài)為：

1) 投放階段，無人機處于折疊狀態(tài)，控制不工作；

2) 穩(wěn)定飛行階段，無人機從圓形發(fā)射筒釋放，滾轉通道指令為0，通過俯仰通道的控制，實現(xiàn)無人機由下降俯沖狀態(tài)，切換至水平飛行狀態(tài)；

3) 滑翔過程中，這時候主要通過控制滾轉姿態(tài)來間接控制飛行器的航向，從而將飛行器導引到預定航點周圍/繞航點螺旋下降，另外通過俯仰通道的控制來調節(jié)下降速率；

4) 動力飛行階段，達到任務飛行高度(或者是滑翔最低高度)后，動力系統(tǒng)開始工作，通過控制滾轉姿態(tài)來間接控制飛行器的航向，并且通過俯仰通道的控制來維持平飛或俯沖的動作。

經(jīng)分析，無人機從發(fā)射筒釋放到水平飛行控制較為復雜，建立該無人機的該階段縱向控制Simulink仿真模型。如圖8所示。在仿真系統(tǒng)中，設定無人機的俯仰角期望為0°，設定初始狀態(tài)為：俯仰角=-80°，水平速度=2 m/s(對地速度)，垂直速度=20 m/s(對地速度)，推力為10 N，分析改初過程中速度、高度、姿態(tài)角、迎角等狀態(tài)量的變化，進而分析無人機的大姿態(tài)角(傘降)改初能力。

圖8 無人機控制Simulink仿真模型示意圖Fig.8 Simulink simulation model of UAV Control

無人機在2.44 s內改平(有震蕩)，2.72 s后高度不再下降，改初過程最大下降高度為39.47 m。部分狀態(tài)量變化曲線如圖9所示。根據(jù)仿真結果，無人機可以在較快的時間內完成改初。升降舵舵面設計是合理的，舵效可以滿足無人機傘降改初過程的要求。

圖9 帶迎角控制器的改初過程狀態(tài)量變化曲線Fig.9 Change curve of state quantity in initial modification process with angle of attack controller

4 關鍵技術試驗驗證

4.1 無人機結構強度、剛度地面驗證試驗

由于折疊機翼的厚度較薄，強度和剛度設計余量較小，需在飛行試驗前進行強度、剛度測試。試驗過程為操作人員將裝配好的無人機固定于車頂，駕駛員將汽車的速度提升至72 km/h,觀察機翼的變化，并通過舵面的驅動，驗證后翼舵面驅動機構的可靠性，如圖10所示。經(jīng)試驗驗證，機翼剛強度、后翼舵面驅動機構滿足使用要求。

圖10 強度、剛度地面驗證試驗場景圖Fig.10 Strength and stiffness ground verification test

4.2 俯仰通道PID控制參數(shù)測定試驗

通過地面跑車試驗確定合適的俯仰通道PID控制參數(shù)。在飛行器達到72 km/h的速度時，給定抬頭100%的升降舵量擾動，自駕儀進行自動控制，確定滿足在受擾動后30s內恢復穩(wěn)定飛行狀態(tài)的PID參數(shù)(如圖11所示)。

圖11 擾動下俯仰姿態(tài)角、俯仰角速率控制效果曲線Fig.11 Control effect curve of pitch attitude angle and pitch angle rate under disturbance

4.3 地面彈射飛行試驗

無人機采用彈射起飛方式，油門及舵面在彈射過程中進行鎖定，在離架之后啟動電機。整個過程采用Auto飛行模式，通過設置合理的航點，驗證氣動樣機具備飛行的能力，其試驗現(xiàn)場如圖12所示。

圖12 地面彈射飛行試驗場景圖Fig.12 Ground ejection flight test

4.4 空中投放飛行試驗

利用多旋翼無人機將實驗無人機上升到一定高度，然后釋放樣機，樣機根據(jù)預定程序進行姿態(tài)修正，完成初始改平飛，最后滑翔降落。試驗流程如圖13所示。

圖13 空中投放試驗流程框圖Fig.13 Air drop test flow chart

對整個投放-穩(wěn)定飛行過程的自駕儀機載數(shù)據(jù)進行分析，其完成投放過程的時間為4 s。在釋放的瞬間由于“頭重尾輕”，出現(xiàn)樣機低頭情況，隨著樣機的飛行速度提升，舵效增加，飛行在4 s內完成了-80°下落至水平飛行的姿態(tài)修正?？罩型斗胚^程如圖14所示。

圖14 空中投放過程示意圖Fig.14 Air delivery process

5 結論

設計和試制了一種機翼可折疊、高空投放的小型無人機，完成了關鍵飛行狀態(tài)下控制系統(tǒng)方案設計、仿真，驗證了該無人機的飛行性能，可在較短時間內完成初始轉平飛狀態(tài)。同時完成了原理樣機的地面彈射起飛與中低空投放試驗，為樣機高空投放打下了基礎。