蔣志華

(中國人民解放軍92419部隊，遼寧 興城 125106)

COTS即Commercial-off-the-shelf翻譯為“商用貨架產品”，指可以采購到的具有開放式標準定義的接口的軟件或硬件產品。其來源于美國軍方，在過去，美國國防采辦項目必須使用國防部頒布的軍用標準與軍用規(guī)范。在冷戰(zhàn)結束和蘇聯的解體后，美國國防部改革了采辦政策，提出了COTS策略。即設計及采購人員只要允許應該盡可能地在軍事裝備中采用成熟的通用技術和產品。

由其定義可知，COTS產品設計的原則就是安裝使用簡便，可在現有系統部件的條件下運行。在可靠性、環(huán)境因素、使用壽命、尺寸、特殊的輸入電壓、電磁兼容性等方面均有良好的表現，且生產商可提供完善行業(yè)知識和技術支持，這樣可以使研發(fā)人員只關心本專業(yè)相關的技術研究，而不必把精力花費在通用技術上［1］。相對于其他可以根據特殊情況而特定應用的系統而言，COTS系統更能節(jié)省成本和時間，因此在無人機領域內也獲得廣泛應用。本文針對無人機氣囊減震回收進行研究，在回收氣囊產品選型基礎上完成了減震氣囊的設計。

1 無人機氣囊減震回收

無人機常用的回收方式有傘降回收、著陸滑跑回收以及撞網回收等，其中傘降回收技術成熟，為大多數無人機所采用。同時為降低無人機最終著陸沖擊，傘降回收通常采用傘降+末端緩沖裝置(如減震氣囊、反擎火箭等)的組合形式［2］。由于減震氣囊具有投資少、靈活、安全、可靠、綜合經濟效益高等特點，而在傘降回收中得到廣泛應用［3］。

無人機傘降回收時，通過釋放回收傘，改變無人機運動方向，由水平運動調整為垂直降落運動，勻速下降;同時利用裝置在機體上的減震氣囊，實現無人機軟著陸。氣囊減震工作過程如下:氣囊在無人機勻速下降過程中，適時打開減震氣囊，利用充氣裝置給氣囊充氣;著陸時，氣囊先觸地，在無人機重力和速度作用下，囊體內的氣體壓力增加，當囊體內壓力達到一定值時，氣囊排氣孔打開，利用其排氣過程，氣囊變形而吸收部分著陸能量，使無人機完好無損著陸。

依據回收功能確定以車用安全氣囊為基礎進行減震氣囊的設計。車用安全氣囊用于駕駛員的安全輔助保護，其使用可靠性高、使用廣泛、成本低廉，且市面上可供選擇的產品種類齊全，從安全性、供貨連續(xù)性、后期維護等方面均可滿足系統設計要求［4］。一般來說車用安全氣囊和無人機減震氣囊的用途不同，二者在技術要求上也不盡相同，很難選擇一款車用安全氣囊滿足無人機減震氣囊所有技術要求，因此采用在滿足基本要求的基礎上，進行適應性改進設計來實現。

2 氣囊選型

由減震氣囊工作過程可以看出減震氣囊由囊體和充氣裝置兩部分組成，其中氣囊體積、底面積、高度、初始充氣壓力構成氣囊的基礎要素，而氣囊的排氣孔爆破壓力和排氣孔面積決定了減震的效果。下面首先從基本要素出發(fā)進行氣囊選型。

2.1 無人機氣囊減震總體要求

無人機回收質量 m=110 kg，無人機機體直徑 d=0.3 m，依據總體對回收系統要求，回收系統性能的降落傘回收速度v1=6 m/s，回收加速度過載αmax≤12 g，無人機最終速度 v2=0 m/s。

2.2 減震氣囊要求有關參數要求

2.2.1 緩沖氣囊的體積

對于緩沖氣囊［5］，其質量體積比一般取1100 kg/m3，回收質量取110 kg，則緩沖氣囊的體積計算的0.10 m3。為提高穩(wěn)定性，一般采用前后氣囊布局，考慮到前后氣囊距離重心有一定的距離，因此單個氣囊體積可以比理論計算的稍大一些，取單個氣囊體積取值為0.06 m3。

2.2.2 氣囊底面積半徑

為保證緩沖氣囊可以包裹住機身，氣囊的寬度必須大于機身直徑，根據設計經驗氣囊的寬度一般取無人機機身直徑的1.5倍以上，根據無人機體直徑，囊體半徑取值為r0=0.25 m。

2.2.3 氣囊的高度

囊體高度由回收系統的減震行程決定，則回收過程能量變化E為

為實現有效緩沖，氣囊的反作用力F為

考慮實際緩沖過程中“力—行程”曲線不能很好的保持為矩形，有一定的緩沖效率η，則氣囊做功W為

依據能量守恒(1)式和(3)式相等則有

取氣囊緩沖效率為0.85，則代入已知參數可得氣囊理論高度為h=0.25 m。對于緩沖氣囊，如果需要提高其緩沖性能，囊體的高度應該越高越好，但高度增加將會降低氣囊的穩(wěn)定性，導致無人機產生側翻。綜合考慮氣囊體積和底面積，取氣囊的設計高度為0.3 m。

2.2.4 充氣初始壓力

氣囊內壓力越高意味著氣囊越接近剛性體，從而減小了傳遞碰撞沖擊力過程中的損耗。減小囊體壓力對降低沖擊載荷有利，但過低的囊體壓力也會降低緩沖效果。囊體初始壓力在一定范圍內，對最大壓力和最大加速度影響不是很大，比較合理的選擇范圍是3～5 kPa［6］，同時考慮大氣壓力，采用標準大氣環(huán)境，則囊體內部壓力取值為108 kPa。

2.3 氣囊選型

依據初步參數結果，基本可確定氣體發(fā)生器(充氣裝置)和氣囊的型號。其中氣體發(fā)生器選擇某汽車安全系統有限公司的DTN60F氣體發(fā)生器，氣囊選擇DAB主氣囊。

DTN60F氣體發(fā)生器主要性能指標如下:峰值壓力(60 L壓力罐內)180 kPa以下可調;采用煙火式氣體發(fā)生器、單極式、外殼不銹鋼;環(huán)境測試抗老化防水性符合GB要求，使用壽命15 a。其外形如圖1所示，具有體積小方便安裝特點。

DAB型主氣囊性能如下:氣囊容積60 L;能承受550 kPa的壓力;囊體直徑0.5 m，高度0.31 m;可在 -35 ～ +85℃的條件下折疊并壓縮保存15 a不失效。具有耐壓強度高，方便儲存的特點。

圖1 氣體發(fā)生器外形示意圖

對比減震氣囊相關參數要求，車用安全氣囊滿足上述指標要求，具備作為減震氣囊的條件。

3 適應性設計

囊體排氣孔爆破壓力和排氣孔是氣囊設計中的重要設計內容，基本決定了氣囊的緩沖效率。其中排氣孔爆破壓力決定了囊體壓縮過程吸收的能量，而排氣孔決定了氣囊釋放吸收能量的快慢。在排氣孔爆破壓力一定時，若排氣孔設計過大，則有可能囊體無法起到保護作用，或者作用時間不夠，囊體就快速泄氣結束;若囊體排氣孔過小，會造成囊體內壓力過大出現反彈，形成二次沖擊。因此在設計并驗證減震氣囊時，排氣孔和氣囊爆破壓力是二個主要設計指標。

3.1 排氣孔面積

假設氣囊在開始階段是絕能等熵的，且排氣孔為臨界或超臨界流動，難么排氣孔面積At的可簡化為［7］

其中:v1為初始速度;A為氣囊底面積;K為排氣孔流動系數;R為氣體參數;T*為囊內氣體總溫。那么代入已知量，可求解得排氣孔面積At為0.016 m2。

3.2 氣囊爆破壓力確定

囊體排氣孔爆破壓力與著陸速度、氣囊半徑、排氣孔面積之間很難用嚴格的數學表達式來描述，在工程上常采用試驗數據進行確定［2］，圖2描述了著陸速度、氣囊半徑、排氣孔面積和囊體爆破壓力之間的關系。圖2中當氣囊半徑0.25 m、著陸速度 6 m/s、排氣孔面積 0.016 m2，則爆破壓力Pbrust=33.6 kPa。

圖2 氣囊半徑、排氣孔面積和爆破壓力的關系

4 仿真驗證

為了對設計結果進行評估，按照氣囊減震理論對回收過程進行數據分析計算。其中無人機回收初始參數為:回收質量110 kg、傘降著陸速度6 m/s、氣囊囊體直徑0.5 m高度0.3 m、排氣孔面積 0.016 m2、爆破壓力 33.5 kPa。按此初始參數對該型無人機回收減震過程進行數值仿真計算［8］，無人機軸向過載變化曲線如圖3所示。從圖中可以看出在給定條件下，當無人機與氣囊接觸0.07 s時過載達到最大，最大值9.7 g，在接觸0.2 s后無人機基本著陸，落地過載為0.28 g。無人機回收著陸緩沖過載控制在了10 g內，較好的達到了設計的目的。

圖3 緩沖氣囊軸向緩沖過載計算

5 結論

文章按照COTS產品設計的思路，分析了無人機氣囊減震回收過程，基于汽車安全氣囊對無人機減震氣囊進行設計。通過無人機回收需求分析，給出算例無人機減震氣囊體積、高度、底面半徑和充氣壓力等要素，完成了氣囊選型。在此基礎上進行了減震氣囊適應性設計和仿真驗證，仿真結果表明，該方法合理可行，可用于無人機減震氣囊設計，簡化了設計制造流程，降低系統建設和維護成本。但是受汽車安全氣囊功能特性限制，其氣體發(fā)生器產生氣體有限、氣囊體積有限，一般能較好的滿足小于150 kg級的無人機回收減震要求，但不適用于中大型無人機減震氣囊設計。

［1］謝宗武，魏然，金明河，等.基于商用現成器件設計星載計算機關鍵模塊的研究［J］.高技術通訊，2008(12):1285-1290.

［2］祝小平.無人機設計手冊［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2007:308-312.

［3］張光斌.無人機回收技術綜述［J］.國際航空，1996(11):30-31.

［4］鐘志華，楊濟匡.汽車安全氣囊技術及其應用［J］.中國機械工程，2002(11):234-237.

［5］李俊.無人機傘降回收系統的設計與發(fā)展方向［C］//航空航天科技創(chuàng)新與長三角經濟轉型發(fā)展論壇論文集，2008:194-198.

［6］張忠偉.無人機回收氣囊減震性能的計算分析［J］.西安.液壓與氣動，2004(2):28-31.

［7］戈嗣誠，施允濤.無人機回收氣囊緩沖特性研究［J］.南京.南京航空航天學學報，1999，31(4):458-463.

［8］張元明.無人機回收減震氣囊的理論研究［J］.液壓與氣動，2005(1):7-9.