李 巖，張軍紅

(1. 中國電子科技集團公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088；2. 國家級工業(yè)設計中心， 安徽 合肥 230088)

無人機傘降回收系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設計與分析*

李 巖1，2，張軍紅1

(1. 中國電子科技集團公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088；2. 國家級工業(yè)設計中心， 安徽 合肥 230088)

為實現(xiàn)無人機的安全回收，文中針對某型號無人機設計了一種傘降回收系統(tǒng)，采用有限元法進行了回收系統(tǒng)口蓋在氣動力作用下及掛點在開傘過載作用下的力學分析，設計并完成了該回收系統(tǒng)的拋傘實驗。結(jié)果表明：該回收系統(tǒng)可以在滿足結(jié)構(gòu)強度要求的情況下同時滿足開傘的可靠性要求。

傘降回收系統(tǒng)；無人機；力學分析

引 言

隨著航空技術(shù)的發(fā)展，無人機在軍事、民用等領(lǐng)域的應用不斷擴大，需求在不斷提高，由于配備了大量高新技術(shù)設備，其價格不斷上漲，使無人機的多次利用成為降低成本的最佳途徑。因此，如何對無人機進行安全精確的回收成為無人機研制中的重要方向之一[1]。

無人機回收方式主要有傘降回收、輪式滑跑回收、撞網(wǎng)回收、繩鉤回收以及空中回收等。其中，采用傘降回收方式的無人機對場地要求低，不需要跑道，適用于野外條件，由于操作簡單，對操作人員的要求也低。因此，降落傘已廣泛應用于無人機的回收[2]。

在無人機執(zhí)行任務的過程中，回收過程是最容易出現(xiàn)故障的階段。國內(nèi)外學者先后在傘降回收系統(tǒng)的故障模式、動力學仿真等方面進行了研究。本文針對某小型無人機設計了一種安全可靠的傘降回收系統(tǒng)，并通過仿真分析和地面模擬實驗，驗證了該方案的可行性。

1 傘降回收過程描述

無人機傘降回收系統(tǒng)主要由回收電路系統(tǒng)、 拋傘裝置、主傘系統(tǒng)和減震裝置組成。無人機完成飛行任務后或在空中出現(xiàn)緊急情況時要及時進行回收?；厥諘r應先發(fā)出減速指令，當無人機飛行到事先選擇好的回收位置時，發(fā)出回收指令。無人機接收指令后，發(fā)動機停車，傘艙口蓋打開，引導傘張開，將主傘從傘艙中拉出拉直，無人機在主傘的作用下豎直速度下降至6 m/s落地，落地瞬間由觸地開關(guān)引爆主傘脫落節(jié)頭將主傘與飛機分離，減震裝置可以保護無人機機體和機載設備[3-4]。圖1為傘降回收示意圖。

圖1 傘降回收示意圖

2 傘降回收系統(tǒng)力學分析

2.1 傘降回收系統(tǒng)組成

無人機傘降回收時主要包括2個階段：傘降減速階段和氣囊減震階段。為保證無人機順利回收，必須保證降落傘能夠順利打開。

本文針對一種80 kg小型無人機系統(tǒng)設計的開傘系統(tǒng)如圖2所示?？谏w采用一端鉸支、一端自由的安裝方式，自由端通過舵機搖臂實現(xiàn)飛行時的閉合與回收時的打開，鉸支端通過帶扭簧的鉸鏈連接口蓋和機身。開傘時，搖臂旋轉(zhuǎn)，口蓋在扭簧的作用下打開，然后引導傘和主傘相繼拋出，實現(xiàn)傘降回收。

圖2 開傘系統(tǒng)組成

2.2 傘艙口蓋的力學分析

傘艙口蓋作為無人機機身的一部分，在氣動載荷作用下會產(chǎn)生一定的變形。為保證機身具有合理的氣動外形，設計時需對該變形量進行嚴格的控制，以避免因局部變形過大自由端脫離鎖緊機構(gòu)，并影響整體的氣動布局。

傘艙口蓋由碳纖維-鋁蜂窩夾芯組成，鋁蜂窩夾芯厚3 mm，碳纖維共4層，內(nèi)外各2層，每層厚0.2 mm。采用有限元法對其進行仿真分析，取安全系數(shù)1.5，氣動載荷P= 0.015 MPa。圖3和圖4分別為傘艙口蓋的應力圖和變形圖。仿真結(jié)果表明：口蓋最大應力發(fā)生在鉸鏈和搖臂固定處，最大值為500 MPa，最大變形發(fā)生在口蓋兩側(cè)，最大值為6 mm，滿足設計要求。

圖3 傘艙口蓋應力圖

圖4 傘艙口蓋變形圖

2.3 機身各傘繩掛點的結(jié)構(gòu)強度

在無人機回收過程中，由引導傘將主傘拉出，當主傘與引導傘速度相等時，傘繩受力最大，本文以此時的力作為傘繩和傘繩掛點的強度校核依據(jù)。

在進行傘降回收時，降落傘從被拉出到完全展開的時間極短，阻力特征急劇增加，通過傘繩對無人機產(chǎn)生強大的沖擊力，稱為開傘動載。開傘動載通過圖5中的4根傘繩傳遞至機身掛點，傘繩匯聚點位于重心吊耳上方。在通常情況下，采用如下公式[5]計算開傘動載：

(1)

式中：ms為傘衣的質(zhì)量；mf為附加質(zhì)量；v為無人機的速度；t為時間；ρ為空氣密度；C為傘的阻力系數(shù)；A為傘的面積；g為重力加速度。

圖5 傘降承力系統(tǒng)

圖6為傘繩的受力示意圖。開傘動載分解至機身前后掛點，其大小分別為F前= 5 000 N、F后= 3 000 N。圖7為掛點的結(jié)構(gòu)示意圖。由加強框?qū)⒘鬟f至機身。為保證掛點具有足夠的強度，螺栓、螺母、連接板和加強框材料均采用30CrMnSiA，安全系數(shù)取1.5。由于前后掛點結(jié)構(gòu)相同，僅對牽掛點進行強度校核。

圖6 傘繩受力分解

圖7 掛點結(jié)構(gòu)示意圖

圖8和圖9分別為掛點和加強框的應力分析圖。仿真結(jié)果表明：連接板、螺栓和加強框的最大應力為530 MPa，安全系數(shù)達到2.0，滿足設計要求。

圖8 掛點應力分析

圖9 加強框應力分析

3 拋傘實驗

無人機在進行傘降回收時，下面3個因素將影響整個回收過程：

1) 傘艙口蓋能否順利打開；

2) 主傘能否順利拉出并張開；

3) 主傘張開時是否會碰撞螺旋槳和垂尾。

因此需通過試驗來驗證開傘的可靠性。試驗方案為：將無人機固定在貨車上，為充分模擬無人機所受的氣動力，應使無人機高出車頭；車速達到100 km/h時，操作手在距無人機500 m處發(fā)出開傘指令。經(jīng)過20次試驗，主傘均可順利打開，并且不會碰撞螺旋槳和垂尾。

4 結(jié)束語

本文針對某型號無人機設計了一種傘降回收系統(tǒng)，通過仿真分析，對回收系統(tǒng)的口蓋、掛點進行了強度校核，并對其開傘過程的可靠性進行了試驗驗證，得到如下結(jié)論：

1) 回收系統(tǒng)的口蓋對無人機整體氣動外形影響較大。針對傘艙口蓋的有限元仿真及實驗結(jié)果表明，在最大氣動載荷作用下，其變形滿足設計要求。

2) 回收系統(tǒng)的開傘過程是無人機回收的重要環(huán)節(jié)。拋傘實驗表明，傘包可以順利打開且不會碰撞到螺旋槳和垂尾，滿足使用要求。

3) 在傘降回收過程中，機身掛點承受較大的載荷。建立機身局部掛點的有限元模型進行分析，結(jié)果表明機身掛點滿足強度設計要求。

4) 降落傘開傘過程非常復雜，涉及結(jié)構(gòu)動力學和流體動力學，很難通過仿真模擬。本文僅驗證了開傘是否碰撞螺旋槳和垂尾，不能完全驗證使用情況。

5) 下一步應完善實驗條件，模擬無人機空中開傘狀態(tài)，同時增加落地緩沖裝置，以減小落地時對機體和設備的損失。

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

[2] 馮密榮. 無人機大全[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2004.

[3] 趙翔. 某型無人機傘降回收過程動力學及運動仿真[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2010.

[4] 華曉波. 無人機發(fā)射和回收系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的力學分析和試驗[D]. 杭州: 浙江大學, 2010.

[5] 余莉, 明曉, 胡斌. 降落傘開傘過程的試驗研究[J]. 南京航空航天大學學報, 2006, 38(2): 176-180.

李 巖 (1988-)，男，碩士，工程師，主要從事無人機結(jié)構(gòu)設計工作。

Structure Design and Analysis of Parachute Recovery System for UAV

LI Yan1,2，ZHANG Jun-hong1

(1.The38thResearchInstituteofCETC,Hefei230088,China；2.NationalIndustrialDesignCenter,Hefei230088,China)

To land UAV safely, a kind of parachute recovery system for the UAV is designed in this paper. Analysis of the recovery system lids under aerodynamic load and the suspension structure under parachute releasing overload are completed by finite element simulation. The parachute releasing test of this system is designed and completed. The results show that the structural design can satisfy both the strength and the reliability requirements of parachute releasing.

parachute recovery system; UAV; mechanical analysis

2016-03-09

V279

A

1008-5300(2016)05-0044-03