某型號無人機(jī)回收系統(tǒng)理論與試驗(yàn)研究

周錦程，趙晨光，余 翼，林名潤，杜明俊，劉 貝

（上海航天設(shè)備制造總廠有限公司，上海 200245）

對無人機(jī)進(jìn)行安全精確的回收成為無人機(jī)研制中的重要方向之一[1]。國內(nèi)外學(xué)者先后在傘降回收系統(tǒng)的故障模式、動力學(xué)仿真等方面進(jìn)行了研究[2]。本文針對某固定翼渦噴式無人機(jī)設(shè)計(jì)了一種安全可靠的傘降回收系統(tǒng)，由降落傘和爆破氣囊組成，并通過仿真分析、地面模擬和正式飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證了該方案的可行性。

1 回收原理

工作流程及原理如圖1 所示，無人機(jī)收到回收指令后，先減速至100 m/s 以下，相對高度200～300 m，并保持平飛狀態(tài)，此刻爆炸螺栓收到引爆信號，斷裂面帶動傘艙蓋打開，引導(dǎo)傘隨之飛出，進(jìn)而拉出主傘，7 s 后，氣囊艙處的爆炸螺栓收到引爆信號，并帶動氣囊艙蓋打開，同時(shí)氣瓶電磁閥收到放氣信號，氣瓶給氣囊持續(xù)充氣，直到無人機(jī)以6～7 m/s 的速度落地。氣囊爆破，給予無人機(jī)緩沖效果，達(dá)到回收目的。

圖1 回收系統(tǒng)回收流程及原理圖

2 降落傘及氣囊的計(jì)算分析

2.1 降落傘

降落傘由引導(dǎo)傘和主傘組成，本機(jī)型開傘通道順暢，無多余鉤掛物，采用了軟質(zhì)引導(dǎo)傘，軟質(zhì)引導(dǎo)傘具有質(zhì)量輕、體積小的優(yōu)點(diǎn)，軟質(zhì)引導(dǎo)傘卷入一層傘布中，并將傘布膠粘于傘艙蓋上，用于拉出主傘。主傘采用中國靶機(jī)、靶彈成熟的常規(guī)雙錐型傘設(shè)計(jì)。該傘型具備較大的阻力系數(shù)、較小的安裝體積、較低的加工難度和較高的性價(jià)比。缺點(diǎn)在于其空中穩(wěn)定擺動角度稍大，在本文無人機(jī)翼展不大的情況下，優(yōu)先考慮了采用該款傘型[3]。

主傘的阻力特征面積可由穩(wěn)降狀態(tài)傘的阻力與飛機(jī)重量平衡關(guān)系得到[4]：

式（1）中：ρh為空氣密度；V為穩(wěn)降速度；Gxt為全系統(tǒng)重力。

對近海平面飛行、開傘高度200 m、回收速度100 m/s 條件進(jìn)行理論計(jì)算。計(jì)算得到空中下降總時(shí)間約42 s，落地速度6.1 m/s。無人機(jī)系統(tǒng)軌跡計(jì)算結(jié)果如圖2 所示。

圖2 無人機(jī)著陸軌跡曲線

2.2 氣囊

著陸裝備以速度v著陸時(shí)，有效載荷的動能為：

式（2）中：M為空投載荷的質(zhì)量；v1、v2分別為空投載荷著陸沖擊前和緩沖后的速度。

著陸緩沖氣囊系統(tǒng)的任務(wù)就是將空投裝備的動能吸收或耗散掉，空投裝備著陸時(shí)，氣囊給載荷向上的反作用力F，并會持續(xù)一段時(shí)間，使裝備的下落速度從v1減小到v2，裝備向下的運(yùn)動行程為s，也成為氣囊的緩沖行程。

氣囊給裝備的反作用力F所做的功Wf為：

在著陸過程中的能量變化ΔE為：

緩沖氣囊很重要的一方面的設(shè)計(jì)在于控制反作用力F的大小，使F=NMGη，并在緩沖過程中保持不變，這是一種理想狀態(tài)，因此緩沖氣囊所做的功Wf可表示為：

式（3）中：N為裝備允許的沖擊過載系數(shù)；η為緩沖氣囊的效率。

根據(jù)能量守恒，可推出氣囊緩沖行程s，由此可得相應(yīng)大小氣囊的最大爆破壓強(qiáng)。氣囊緩沖時(shí)，忽略空投載荷下落過程的氣動阻力，空投載荷在垂直方向只受重力、氣囊內(nèi)氣體壓力和大氣壓力的作用，受力方程為：

式（4）中：P為氣囊內(nèi)的壓強(qiáng)；PN為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓強(qiáng)；A為空投載荷與氣囊的接觸面積。

由計(jì)算得到理論最大著陸過載為a。

3 試驗(yàn)

3.1 氣瓶氣囊組合試驗(yàn)

為了確保在著陸前氣囊能夠達(dá)到充分鼓脹且不爆破的狀態(tài)，需摸底氣瓶中的氣壓值，如圖3 所示，最終試驗(yàn)得出的氣瓶最佳氣壓為28 MPa，充氣到飽滿狀態(tài)需要24 s，即滿足2.1 中降落傘降落時(shí)間（打開降落傘到打開氣囊之間有7 s 間隔）。通過壓力傳感器檢測整個(gè)充氣過程，如圖4 所示，在15 s 時(shí)刻開始充氣，39 s 時(shí)刻充到飽滿狀態(tài)，滿足回收要求。

圖3 氣瓶氣囊充氣試驗(yàn)

圖4 氣瓶氣囊充氣過程減壓閥處氣壓值

3.2 著陸過載試驗(yàn)

著陸過載試驗(yàn)是為了驗(yàn)證在設(shè)計(jì)著陸速度下，機(jī)體著陸時(shí)著陸過載能否滿足要求。一般著陸過載在不小于15g時(shí)，能夠確保元器件不受損。

試驗(yàn)儀器準(zhǔn)備：無人機(jī)工裝、氣瓶及管路、前后氣囊、開關(guān)電源、三軸加速度傳感器、自動脫鉤等。試驗(yàn)如圖5 所示，氣囊充氣后離地高1.84 m 自由落體，著陸速度6 m/s。

圖5 著陸過載試驗(yàn)

圖6 為無人機(jī)著陸時(shí)Y向加速度，即過載變化。通過對加速度計(jì)數(shù)據(jù)的濾波處理，在10 ms 有效過載中，Y向（豎直方向）最大過載為9.8g。此過載狀態(tài)可確保機(jī)體不受損。

圖6 著陸時(shí)Y 方向過載變化

3.3 正式飛行試驗(yàn)

無人機(jī)飛行完成后，飛行高度、動壓滿足回收條件，回收系統(tǒng)開始工作，固定傘艙蓋的爆炸螺栓正常分離，傘艙蓋正常拋出引導(dǎo)傘，引導(dǎo)傘正常張開并充氣后成功將主傘包從回收艙中拉出，主傘完成充氣，無人機(jī)在空中受傘繩拉力調(diào)整姿態(tài)至水平狀態(tài)，并且迅速減速。圖7 為著陸時(shí)無人機(jī)合成速度與時(shí)刻關(guān)系曲線，157 s 時(shí)刻主傘打開，速度由107 m/s 開始快速下降至勻速6.05 m/s 的速度著陸，落地時(shí)刻為第206 s。圖8 為著陸過程中飛行高度與時(shí)刻關(guān)系，無人機(jī)在海拔1 650 m 的高度開始打開降落傘，下降至1 525 m 開始勻速下降，最終著落至1 300 m 海拔的地面上。

圖7 著陸過程中合成速度與時(shí)刻關(guān)系

圖8 著陸過程中飛行高度與時(shí)刻關(guān)系

最終從殘骸外觀判斷，無人機(jī)外觀完好、整體結(jié)構(gòu)完整，艙體無損傷、無變形，機(jī)翼及舵面等直屬件無明顯變形，回收系統(tǒng)正常工作。

4 結(jié)論

本文設(shè)計(jì)了一種無人機(jī)的回收系統(tǒng)，并通過理論計(jì)算選取適用的降落傘與爆破氣囊，同時(shí)設(shè)計(jì)了回收時(shí)序控制回收流程。此外，在飛行試驗(yàn)前通過地面充氣試驗(yàn)來選定氣源氣壓和精確的回收時(shí)序，通過著陸過載試驗(yàn)來驗(yàn)證回收系統(tǒng)對結(jié)構(gòu)及電子元器件的有效保護(hù)。最終，在正式飛行試驗(yàn)中，驗(yàn)證了此回收系統(tǒng)和控制方法能夠有效回收無人機(jī)，且外觀完好、結(jié)構(gòu)完整，回收性能好，回收可靠性高，回收落點(diǎn)精度高。