无人机气液压发射动力学数值仿真.pdf

4 7卷第 8期 2 0 1 1年 4 月 机械工程学报 J OURNAL OF MECHANI CAL ENGI NEERI NG V01 ． 47 N o． 8 Apr ． 201 1 DoI 1 0 ． 39 0 1 ／ J M E． 20 1 1 ． 0 8 。 1 8 3 无人机气液压发射动力学数值仿真半 李悦裴锦华 南京航空航天大学无人机研究院南京2 1 0 0 1 6 摘要气液压发射起飞是近年来嘲际 出现的一种先进的中小型无人机芨射方式，以气液压能源提供动力实现无人机发射起 。琏r气液压系统原理， 对蓄能器气体弹簧的弹性系数进行分析，建立由气液压系统动力学模型、增速滑轮组动力学模型、 It人机及滑车的运动 方程构成的发射过程动力学模 ，并进行仿 真计算和数值分析 ，分忻结果表明无人机及滑 萃质量、蓄能 器壳油九 蔓 力 、液压缸活塞有效丽积、蓄能器容积足影响发射过程 和起 I{ ． 速度的关键参数 ，在一 定范 弼内通过调节气液压系统 参数可适应于不同的无人机起飞顶晕和起飞速度要求。采 与试验结果比对的方法修1 F 气液压系统的总粘性阻尼系数，将仿 真结果 试验结果进行对比研究， 研究结果表明仿真计算结果与试验结果表现出较好的一致性，证明了发射过程动力学模型 的l 确性 ，为无 人机气液 压纹射装覆的工程研制提供 r 煎要的理论参考。 关键词无人机 发射起 飞动力学模型数值分析 中图分类号V 2 7 9 T Hl 3 7 Dy na mi c Nu me r i c a l S i mu l a t i o n o f t h e Pn e u m a t i c a nd Hy d r a u l i c La u n c h i n g o f UAV LI Yu e P EI J i n h u a f R e s e a r c h I n s t i t u t e o f P i l o t l e s s Ai r c r a f t ， Na n j i n g Un i v e r s i t y o f A e r o n a u t i c s As t r o n a u t i c s ， N a n j i n g 2 1 0 0 1 6 Ab s t r a c t T h e t a k e o ff b y p n e u ma t i c a n d h y d r a u l i c l a u n c h i n g i s a n i n t e r n a t i o n a l a d v a n c e d l a u n c h i n g t e c h n o l o g y o f me d i u m a n d s ma l l u n ma n n e d a e r i a l v e h i c l e s UAVr e c e n t l y ．T h e p o we r f o r l a u n c h i n g c o me s f r o m p n e u ma t i c a n d h y d r a u l i c e n e r g y ．T h e e l a s t i c c o e f fi c i e n t o f a c c u mu l a t o r g a s s p rin g i s a n a l y z e d o n t h e b a s i s o f t h e p r i n c i p l e o f p n e u ma t i c a n d h y dra u l i c s y s t e ms ．T h e d y n a mi c mo d e l s o f l a u n c h i n g p r o c e s s a r e b u i l t a n d s i mu l a t e d ．i n c l u d i n g d y n a mi c s mo d e l s o f p n e u ma t i c a n d h y d r a u l i c s y s t e ms a n d p u l l e y bl o c k s ys t e m a n d mo ve me nt eq u a t i o ns o f UAV a nd s h ut t l e． The r e s ul t s of s i mu l a t i v e c a l c u l a t i o n a n d nu me ric a l a n a l y s i s i nd i c a t e t ha t t h e l i l a s s o f UAV a n d t h e s h u t t l e ， t h e a c c u mu l a t o r v o l u me a n d o i l c h a r g e p r e s s u r e a n d t h e e f f e c t i v e a r e a o f h y d r a u l i c c y l i n d e r p i s t o n a r e t h e k e y p a r am e t e r s a ff e c t i n g l a u n c h p r o c e s s a n d t a k e o ff v e l o c i ty． Mo r e o v e r ， a d j u s t i n g t h e p a r a me t e r s o f p n e u ma t i c a n d h y dra u l i c s y s t e ms wi t h i n a c e r t a i n r a n g e c a n a d a p t t O d i f f e r e n t r e q u i r e me n t s o f t a k e o ff ma s s a n d v e l o c i t y o f UAV． T h e t o t a l v i s c o s i t y d a mp c o effi c i e n t of pne umat i c a n d h yd r a ul i c s ys t e ms i s c o r r e c t e d by c o mpa r i ng wi t h t h e e x pe r i me n t r e s ul t ．Th e r e s ul t o f s i mul a t i o n i s i n g o o d a c c o r d a n c e wi t h t h a t o f e x p e ri me n t ， wh i c h p r o v e s t h e c o r r e c t n e s s o f t h e d y n a mi c mo d e l s o f l a u n c h i n g p r o c e s s ， t h u s p r o v i d i n g a n i mp o r t a n t t h e o r e t i c a l r e f e r e n c e f o r t h e d e v e l o p me n t o f p n e u ma t i c a n d h y d r a u l i c l a u n c h i n g e q u i p me n t o f UAV． Ke y wo r d s Un ma n n e d a e r i a l v e h i c l e La u n c h i n g Ta k e o f f Dy n a mi c mo d e l s Nu me r i c a l a n a l y s i s 0 前言 尤人机气液压发射 式 以气液压能源 作为发 射动力，是近年来国际上出现的一种先进 的中小型 尤 人机发射方式，只有美 国、德国等极少数国家掌 握此项技术 。 ∞ 。与常用的火箭助推起飞方式相比， 具有诸多优点，不会产生光、声、热和烟雾等信 号， 南京航空航天大学基本科研、 lk 务费 项科研资助项目f N S 2 0 1 0 2 2 7 。 2 0 1 0 0 9 2 3收到切稿 ．2 0 1 1 0 1 1 0收到修改稿 便于起飞场地的隐蔽；不存在火控器材的存储、运 输和管理问题 ；且每次进行无人机发射时耗材及支 援保障的费用较低；其中最突出的优点是，能在一 定范围内通过调节气液压能源系统参数，便可适应 _ f不同无人机起飞质量和起飞速度要求。本文基于 气液压系统原理建立发射过程动力学模型，进行仿 真计算，并将仿真结果 试验结果进行对比分析， 为气液压发射装置的j 程研制提供理论参考。 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 机械工程学报 第 4 7卷第 8期 1 气液压能源描述 气液压系统是无人机发射装置的核心部分，为 无人机发射起飞提供动力；液压储 能元件一气囊式 蓄能器是唯一动力源 ， 可实现瞬时大流量液压油 供给，以满足无人机瞬时加速的需求。 气液压系统如图 1 所示，蓄能器的出油 口通过 管道与液压缸相连，液压缸的活塞杆与绕有钢丝绳 的动滑轮组联接，钢丝绳另一端与装载无人机的滑 车联接，滑车在导轨上运动，滑轮组起增速作用 。 图 1 气液压系统简图 1 ． 冷气开关2 ．气囊式蓄能器3 ．截止阀4 ．卸荷阀 5 ．回油箱6 作用式液压缸7 ．液控单向阀 在准备发射时，预先将高压气体充入蓄能器气 囊腔，并将无人机安装在被锁住的滑车上，打开冷 气开关和截止阀，关闭卸荷阀，由液压泵 向蓄能器 液压油容腔 内充入高压液压油，当充油压力达到预 定值 ，关闭液压泵，此时蓄能器液压油容腔、液压 缸有杆腔 以及管道内均充满高压液压油，钢丝绳处 于紧绷状态，蓄能器气囊腔 内高压气体被压缩 ，使 能量储存于蓄能器中p J 。无人机发动机启动后 ， 滑 车被释放，执行发射动作，蓄能器气囊腔内的高压 气体急剧膨胀 ，迫使蓄能器油腔内的高压油迅 速排出，驱动液压缸活塞杆和动滑轮组 ，无人机与 滑车则在钢丝绳牵引力和发动机推力的作用下沿导 轨加速至起飞速度；受行程开关控制， 截止阀关闭， 卸荷阀打开，实现迅速卸荷，以消除液压动力。 2 发射过程动力学模 型 2 ． 1 气囊式蓄能器分析 蓄能器作为气液压动力子系统唯一的动力源 ， 其放油过程是非常短暂的，可以当绝热过程处理； 蓄能器的充油过程较长，可认为是等温过程。假设 蓄能器气囊 内的气体为理想气体，并考虑蓄能器在 排油过程中液压油输出流量为气体容积的变化率， 通过推导得 出 刮 一d p k 1 e y pl l ／ r p o M／ r 2 1 l Zl 、 V p 1 式中， 为蓄能器气体弹簧的弹性系数；q为排油 过程中液压油输 出流量，即蓄能器气囊腔内气体容 积的变化率 ； 为蓄能器容积； P T 为蓄能器预充气 压力；P o 为充油后的蓄能器 内气体压力，以下简称 充油压力； P为排油过程中的蓄能器内气体压力； 为绝热指数， 1 ． 4 。 文献[ 3 ] 对蓄能器气体弹簧 的弹性系数进行了 分析，认为在排油过程中气体压力P变化不大时， 可作为常数处理。为便于计算和分析 ，将 近似 作为常数处理，并令式 2 中PP o ，则 矗 2 ． 2 气液压系统动力学模型 蓄能器作为气液压系统的储能元件 ，瞬时大流 量供油驱动液压缸以实现无人机及滑车加速。将气 液压系统简化为图 2所示的蓄能器一液压缸驱动系 统 ，以采用两个蓄能器为例建立模型。 2 蓄 能器一液压缸驱动系统 1 ． 单作用式液压缸2 ．动滑轮组3 ．蓄能器 气囊式蓄能器工作时，气囊的变形状态在理想 状态下可 以认为气囊在排油过程 中的动作与活塞式 蓄能器的活塞一样，做平行移动 。蓄能器的出油15 1 处内部结构较复杂， 则将这部分简化为节流器 。 同 时，由于液压油的弹性模量对总流量的影响很小【 4 J ， 忽略液压油的可压缩性；并且假设液压油的流动为 层流，不考虑液压缸 的泄漏 问题，假设大气压力为 零。由于蓄能器与液压缸连接的管道较短，为了分 析方便，故按集中参数考虑。 基于上面的分析和假设，可以得到方程 P - P 1 m a Cx Ca 鲁 3 P l -P 2 。 c 。 a X o 4 P 2 -- P 4 一 c 詈 5 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 2 0 1 1 年 4月 李悦等无人机气液压发射动力学数值仿真 m sP 3 A 2 m c s 譬 6 ■ ■ 6 Ⅱr 1 3I 式中，P l 为蓄能器油压；p 2 为液压管路油压；p 3 为 液压缸油压；A 。 为蓄能器活塞的截面积； 。 为蓄能 器出油口的截面积； 为液压管道的截面积； A 2 为 液压缸有杆腔活塞有效面积；m 为蓄能器活塞的质 量； m 为蓄能器 内油液的质量； m o 为蓄能器出油口 中油液质量；ml 为液 管道中油液质量； m 为液压 缸活塞及活塞杆质量c 为蓄能器活塞的粘性阻尼 系数；c 为蓄能器内油液的粘性阻尼系数；c o 为蓄 能器出油口中油液粘性阻尼系数；C l 为液压管道中 油液粘性阻尼系数； c 。 为液压缸活塞粘性阻尼系数 为蓄能器活塞的位移； 为蓄能器出油口中油液 的位移； 1 为液压管道中油液的位移；X为液压缸活 塞的位移 ； 为液压缸活塞及活塞杆上的负载 力。 根据式 1 ～ 6 ， 考虑到由两个蓄能器供油以驱 动液压缸活塞杆，蓄能器在排油过程中液压油输出 流量为气体容积的变化率，并考虑到流量连续方程 粤2 孕2 粤2 A l 2 7 U f U ／ U f U Z 通过进 一步推 导可得 m c 坐 A ， 2 X 一 8 c 一 口 凡 一， { 6 J d t d t 2 ‘ ‘ 式 中 。 ， 、- - ， x a’ ,5 m o - -Z 齑 蝴s ． ， 、A， A A， 【c x 奇 竹 芽 C s 从式 8 可以看 出，蓄能器活塞和油液以及蓄能 器的出油 口、管道 中油液的质量 、粘性阻尼系数可 以用折算的办法，折算到液压缸的活塞上去 ，形成 折算后的等效质量 m 和等效粘性阻尼系数 c ’ 。 对 于 模型中的 c ，如果按照层流状态计算，则会 比紊流 状态的实际值小得多，可先对其值进行估计 ，然后 采用与试验结果比对的方法进行修正。 2 ． 3 增速滑轮组动力学模型 增速滑轮组由动滑轮组和定滑轮组构成 ，钢丝 绳 自由端与滑车相联，绕于动滑轮和定滑轮之间的 钢丝绳相互平行。图 3为增速倍率 为奇数的增速 滑轮组力学模型，滑轮个数为 n - 1 ，滑轮按钢丝绳 绕入次序编号，钢丝绳绕过最后一个定滑轮后，其 末端固定于动滑轮组支架。 如须增速倍率 为偶数， 则钢丝绳绕过最后一个动滑轮后 ，其末端固定于定 滑轮组支架 。液压缸活塞及活塞杆上的负载力 对于动滑轮组、无人机及滑车来说为驱动 力，当气 液压系统提供驱动力，滑轮组不仅具有增速功能， 且起到了传递驱动力的作用，这单将动滑轮组作为 运动体来进行研究，以寻求直接作用于无人机及滑 车的钢丝绳牵引力与液压缸驱动力之间的关系。 定滑轮组 图 3 增速倍率 ， z 为奇数的增速滑轮组力学模型 在此忽略钢丝绳的质量、变形和僵性阻力，假 设每个滑轮在同 一 时刻的转动速度一致 ，与钢丝绳 接触点的线速度相等，由j 动滑轮组的运动速度与 液压缸活塞运动速度足 一 致的，则动滑轮组的动力 学方程 为 FzF n - 1 9 式中，， 为钢丝绳牵 引力； 为动滑轮组、液压缸 活塞杆的运动位移； 为滑轮组内第 i 根钢丝绳受 力m h 为动滑轮组的质量； 为动滑轮纽所承受摩 擦力；， 2 为滑轮组的倍牢。 对于每个滑轮来说，绕 入边 与绕 H { 边的受力是 不相等的。它们的关系为 ． 1 0 式中， f i 1 ， 2 ， ⋯ ， 一 1 为第 i 个滑轮上钢丝绳所受 摩擦力。 当 i 1 时 ， F ，H 口 F-厂 h l 1 1 对于每个滑轮来说，滑轮与钢丝绳之间的摩擦 力是滑轮转动的驱动力，使滑轮产生转矩，并考虑 滑轮轴承处摩擦阻力，结合式 9 ～ 1 1 推导可得 F 7 享 h g 1 2 式中 动滑轮组的运动摩擦 数 ／ h 0 ． 0 5 一 滑轮轴承处转动摩擦因数 ／ _ t l 0． 0 0 2 n l 滑轮的半径 轴承的半径 m。 个滑轮的质量 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 机械工程学报 第 4 7卷第 8期 n-2 n -t -i 一rh -- IFc K 2 ％ n m p r h 2 -- r c _ 2 n -2 - n - 1 - O i l ． ] i 0 。 h 1 c J I l i 2 ． 4 无人机及滑车的运动方程 无人机与滑车在加速 过程 中承受钢丝绳牵 引 力、发动机推力、 空气阻力、升力、重力、导轨支 撑力和摩擦阻力的作用，通过推导可得 出无人机及 滑车的运动方程 口 v 2 F-m g s i n 2 c 础 s i n c o s 1 3 a 1 4 I l 斗 I V d l 1 5 V l U f 式中，m为无人机及滑车的质量；c ，x 为空气阻力系 数，c rx 0 ． 0 8 ，为某型无人机气动特性设计经验值 ； c ，y 为升力系数，c 1 ． 0 ，为某型无人机气动特性设 计经验值；S为无人机的空气动力参考面积；p k 为 空气密度；f 为无人机及滑车的运动位移 ，， n x； 为导轨安装角； 为发动机推力与无人机纵轴线 的夹角／ 2 2 为滑车的运动摩擦因数， 2 0 ． 0 5 ，查 自机械设计手册；g为重力加速度 ；P 为无人机发 动机推力； v为无人机及滑车的运动速度； a为无人 机 及滑车 的运动 加速 度 。 3 发射过程数值分析 3 ． 1 参数对加速过程的影响 根据式 8 、 1 2 - - 1 5 计算可得在发射过程中 假定导轨和液压缸活塞杆行程足够长 不 同参数下 的无人机运动速度一时问曲线， 图 4 ～9表明了总粘 性阻尼系数 c ‘ 、无人机及滑车质量 m、蓄能器容积 、蓄能器的充油压力P 0 、动滑轮组质量 mh 、液压 缸活塞有效面积 2 对无人机加速过程的影响。 在图 4 ～9中，各曲线峰值 即最高速度值 标注于对应 的曲线，所有用实线 “ ”表示的曲 线所对应的参数完全相同，即c 。 2 k N S m ～，m 1 5 0 k g， V T 6 3 L，Po 2 0 M Pa ， mh 6 0 k g，A2 0 ． 0 0 5 91 T I 2 。从计算结果可以看出以下几点。 E 型 曼 趟 ￡ ● 量 时问 眺 图 4 不同 c ‘ 对应的 v ． t 曲线 时间 f ／ s 图 5 不 同 m对应的 y ． ， 曲线 一。一 l ，T 1 O 0 L 时间 f ／ s 图 6 不 同 对 应的 v t 曲线 时间 f ／ s 图 7 不 同P o 对应 的 v t 曲线 时间 f ／ 图 8 不同 m h 对应 的 v ． t 曲线 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 李悦等无人机气液压发射动力学数值仿真 l 8 7 8 O 6 o 要 耋 。 2 O O J O01 0 m2 _ ， o0 0 59m2 --一 _ { U 0 7 9 fi q 2 一 一_4 ， 0 0 4 5m2 0 5 } l 5 2 O 2 5 时间 r r s 9 不 同A 2 埘应的 v t 曲线 1 随总粘性阻尼系数 c ’ 增大，速度上升的趋 势减小，且最高速度值 v 。 下降。c 由0 N S m- 增入至 2 k in S m。时，V 。 下降 1 2 ． 1 ％；C ’ 由 2 k N S m 增大至 5 k N S m 时， a x 下降 1 5 ． 9 ％。 f 2 随着无人机及滑车质量 m的增加 ，速度 上 升的趋势减小，且最高速度值下降。m 由 1 0 0 k g 增 大 1 5 0 k g时，V m a 下降 1 6 ． 3 ％；m 由 1 5 0 k g增大至 2 0 0 k g时，v 。 下降 1 2 ． 3 ％。 3 蓄能器的容积 I ， T影响了气体弹簧的刚度 k ，容积 越大，刚度 也越小，蓄能器中的油压下 降越小，增 大容积 能在相 同充油压力状 态 提供较 大流量的液压油，使得无人机及滑车能持 续j J I 1 速 ，最高速度值随之 』 『 } 。 由 l 5 L增大至 4 0 L时， 升 5 7 ． 1 ％； 由4 0 L增大至 6 3 L时， ’ 上升 2 2 ． 4 ％； 南6 3 L增大至 1 0 0 L时，v 手 } 2 1 ． 9 ％ 。 4 随着蓄能器充油压力P o 的增大， 使得液压 缸 ‘ 内油压加大，则速度上升的趋势加大，且最高速 瞍情 升。 0 由 1 5 MP a 增大至 2 0 MP a 时， v 上升 l 8 ． 4 ％；p o 由 2 0 MP a增大至 2 5 MP a时，1L ， 上 升 1 3． 6 ％ 。 5 滑轮增速系统的动滑轮组质量 m h 的变化对 速度 的影 响非常 小 ， i条 曲线 几乎重 合 。 mh 由 6 0 减小歪 4 0 时，‰ 仅 t升 0 ． 0 6 ％；m h 由 4 0 减 小至 2 0 k g时， 仪 升 0 ． 1 ％。 6 液压缸活塞有效面积 2 增人，使速度上升 的趋势加大 ，且最高速度值有小幅度上升 。A 2由 0 ． O 0 3 1 m 增大至 0 ． 0 0 4 5 r n 时，v 。 上升 8 ． 2 ％；A 2 由0 ． 0 0 4 5 m 增大举0 ． 0 0 5 9 m2 时，v 上升 4 _ 4 ％； 2 山0 ． 0 0 5 9 m 增大至0 ． 0 0 7 9 m 时， V m 上升 3 ． 5 ％； 2 由0 ． 0 0 7 9 l n 增大歪 O ． 0 1 m 时，v a x 上升 2 ． 2 ％。 通过增大 2 ，速度能在较短时间内很快达到最大 值，但是加速度 盘 图 l 0 可能在发射过程前阶段超 过 无人机 所 能承 受的最 大纵 向加 速度 ， 当 A 2 0 ． 0 0 7 9 m2 时，v在 1 S内达剑最火值，a最大值达 到 1 0 5 m s ～；当 A 2 0 ． 0 0 1 m 时，v在 O ． 8 S内达到 最大值，a最大值达到 1 3 4 I n S 一。 时间 ， 图 1 0 小列 A 2 刈应的 口 一 t } i{ j 线 理论计算表 明影响发射过程和 发射起 速度 的关键参数有无人机及滑车 质量 m、蓄能器充油压 力P o 、 液压缸活塞有效面积 2 和蓄能器的容积 。 因此，在发射装置设计时，滑车的质擐应尽量小； 选择液压缸时不是活塞有效丽积 2 越人越好 ， 由于 不同规格蓄能器的容积 和出油曰结构尺寸不同， 则必须选择与蓄能器相匹配的液 缸，才可能在加 速度不超过无人机所能承受最大纵向加速度的前提 下最大限度地提高无人机发射起飞速度。 3 ． 2 参数对发射起飞速度的影响 无人机发射起飞速度 w是衡量加速性能的重要 指标之 ，是指无人机存导轨终点的速度，在此假 设导轨长度为 1 0 m，根据式 8 、 1 2 ～ 】 5 计算可 求得无人机及滑车质量 m、蓄能器容积 } ， T 、蓄能器 的充油压力 p 0 、 液压缸活塞有效面积 2 分别取值不 同情况下的无人机运动速度一位移 曲线，如图 1 l ～ l 4所示。各曲线末端速度值C , JJ 发射起飞速度 f 标 注于对应的曲线，所有用实线 “ _ _ ． ． _ ”表示的曲线 所对应的参数完全相同，即c 2 k N S m～ ， m1 5 0 ， 6 3L， 2 0MPa ， mh 6 0k g， A2 0 ． 0 0 5 9 。 从图 1 1 ～l 4的计算结果可以看 出以 卜 几点。 位移 ∥ in 图 1 1 不同 m对 的 v ， 曲线 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m l 8 8 机械工程学报 第4 7卷第 8期 位移 l ／ m 图 1 2 不同 对应 的 v ． ， 曲线 位移 l ／ m 图 1 3 不同p 0 对应 的 v 曲线 ⋯ 2 o0 07 9m2 图 1 4 不同 2 对应 的 v ． 曲线 1 无人机及滑车质量 m 的增大使发射起飞速 度降低。 m由 1 0 0 k g增大至 1 5 0 k g时， V f 下降 1 7 ． 8 ％； m 由1 5 0 k g增大至 2 0 0 k g时，V f 下降 1 3 ． 2 ％。 f 2 蓄能器的容积 所对发射起 飞速度有影响， 较小时， 速度上升趋势较小， 发射起飞速度较小。 当 增大，发射起飞速度增大， 由 l 5 L增大至 4 0 L时， v f 上升 1 5 ． 4 1 ％； 过大， 则曲线几乎重合 。 由4 0 L增大至 6 3 L时， “V f 仅上升 2 ． 8 ％； 由6 3 L 增大至 1 0 0 L时，v f 仅上升 1 ． 6 ％。因此在气液压能 源系统设计时，蓄能器的容积不必设计得过大。 3 蓄能器 的充油压力 p 0 增大，可提高发射起 飞速度 。 P o 由1 5 ／I P a 增大至2 0 MP a 时， V f 上升 l 6 ． 3 ％； P 0 由2 0 MP a 增大至 2 5 MP a 时，V f 上升 1 2 ． 4 ％。 4 液压缸活塞有效面积 2 对发射起飞速度影 响较大，随着 z 在一定范围内增大，发射起飞速度 增大 。 2 由 0 ． 0 0 3 l m 增大至 0 ． 0 0 4 5 m 时，V f 升 2 0 ． 9 ％； A 2 由0 ． 0 0 4 5 m 增大至0 ． 0 0 5 9 m 时，竹上升 1 4 ． 2 ％； A 2 由0 ． 0 0 5 9 m2 增大至 0 ． 0 0 7 9 m 时， v f 上升 1 4 ． 6 ％ 。 数值分析结果表 明，在一定范围内通过调节气 液压系统参数便可适应于不同的无人机起飞质量和 起飞速度要求。 4 仿真结果与试验 发射装置 的动力学仿真参数如下 。蓄能器容 积6 3 L ；液压缸活塞有效面积0 ． 0 0 4 5 m2 ；无人 机质量1 3 5 k g ；滑车质量5 2 k g ；导轨长度8 ． 8 m；增速倍率7 。 从仿真计算结果 图 1 5 、1 6 可 以看出发射起飞 速度 v f 随着充油压力P o 的提高相应增大 ； 当充油压 力p o 提高， 无人机及滑车在导轨上加速运动时间缩 短，发射起飞速度 V f 增大。当充油压力 P 0 提高至 2 6 MP a时，仿真计算结果是加速度最大值为 6 5 m S ，钢绳牵引力最大值为 1 2 5 4 0 N，无人机以 3 2 m s 的速度发射起飞。仿真计算结果表明通过 调节充油压力能在一定范围内满足无人机 以不同速 度发射起飞。 量 剃 l 6 1 8 2 O 2 2 2 4 2 6 充油压力 P o ／ MP a 图 1 5 v 。 的关系曲线 时间 图 1 6不同p 0 对应的速度仿真曲线 为验证发射过程动力学模型的正确性 ，必须将 仿真计算结果与试验结果进行对 比。为便于比较， 充油压力 P 0 的取值相同。图 1 7是充油压力为 1 9 ． 6 MP a时， 发射过程 中的液压管路油压 2 试验测量结 果和计算结果的对 比，可 以看出，在发射过程结束 时油压降为 l 7 ． 6 8 MP a ，下降幅度为 9 ． 8 ％，由于液 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 李悦等无人机气液压发射动力学数值仿真 1 8 9 压管路油压变化幅度较小，则可以认为蓄能器在排 汕过程中的气体压力P 变化不大， 蓄能器气体弹簧 5 结论 的弹性系数 可如第2 ． 1 节所述近似作为常数处理。 计算结果 演验结粜 1 7 P 0 1 9 ． 6 MP a时的p 2 曲线 发射起飞速度 w的试验测量方法是将⋯对光电 开关安装于导轨终点位置，当固定在滑车上的宽度 为 △ s的挡片从 一 对光电开关问扫过 ，由光电开关 获取的信号经放大整形后传输到数字存 示波器， 测量出滑车和无人机运动 距离所需的时间 △ f ， 则间接获得滑车和无人机在 导轨终点的 距离范 围内的平均速 度 ，即发射起 飞速度 、 ， f 的试 验结果 。 不 同充油 压力 P o所 对应 的无 人机 发射起 飞 速 度 v r 试验结果与计算结果的对比情况见下表，通过 对儿组数据的对比分析，试验结果与仿真计算结果 的数据接近。采用与试验结果比对的方法对等效粘 性阻尼系数 c ’ 进行修正后，c 2 6 0 0 N s 1T I 一 。试 验结果表明发射起飞速度 V f 随着充油压力P o 的提高 而相应增大，这 与理论分忻相吻合。 表 发射起飞速度 的试验结果与计算结果对 比 将蓄能器的气体弹簧弹性系数近似作 为常数 处理，并假设蓄能器的气囊在排油过程中的变形状 态相当于活塞式蓄能器活塞的平行移动，这是汁算 结果与试验结果不完全 致 的主要因素。未考虑气 液 系统的油液町惟缩性，通过与试验结果比对的 法修正等效总粘性阻尼系数 c ，且忽略滑轮组系 统中钢丝绳的质量、变形和儒性阻力，这也导致了 计算结果与试验结果的偏差。 综上所述，通过将仿真计算结果与试验结果进 行对比，验证了发射过程动力学模型的正确性。 1 基于气液压系统原 ，建立了由气液压系 统动力学模型、增速滑轮组动力学模型、无人机及 滑 车 的运 动方程 构 成的 无人机 发射过程 动 力学 模型。 2 数值分析结果表明_尢人机及滑车质量、蓄 能器充油压力、液压缸活塞仃效嘶积、蓄能器容积 是影响发射加速过程和发射起 速度的关键参数， 在 一 定范围内通过调节气液乐能源系统参数可适应 于不同无人机起飞质量和起飞速度要求。 3 仿真 结果 与试验结 果表现 出较 好的一致 性，证明了发射过程动力学模型的正确性。本文的 研究结果对无人机气液乐发射装置的 程研制具有 霞要的参考价值 。 参考文献 【 1 ]DI C K A R D H E ．Mi n i R P V l a u n c h s y s t e m c o n c e p t u a l s t u d y [ R ] ． AD A 0 6 2 9 9 0 ，1 9 7 8 3 6 一 l 1 4 ． [ 2 j V E A Z E Y G R ． L a u n c h a n d r e c o v e r y o f a i r b o r n e r e mo t e l y p i l o t e d v e h i 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y s t e m c o n t r o l l e d wi t h d i s p l a c e me n t p u mp， a c c u mu l a t o r a n d p r o p o r t