龐俊鋒，劉斌，孟毛毛

(1.西安愛(ài)生技術(shù)集團(tuán)公司 飛機(jī)研究室，西安 710065)(2.西北工業(yè)大學(xué) 365研究所，西安 710072)

無(wú)人機(jī)滑橇緩沖裝置動(dòng)力學(xué)仿真分析

龐俊鋒1，劉斌2，孟毛毛1

(1.西安愛(ài)生技術(shù)集團(tuán)公司 飛機(jī)研究室，西安 710065)(2.西北工業(yè)大學(xué) 365研究所，西安 710072)

著陸緩沖裝置的性能主要依靠緩沖器來(lái)實(shí)現(xiàn)，而緩沖器的仿真建模是虛擬樣機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵，傳統(tǒng)的緩沖器建模方法主要采用理論公式法，其精度較難確定。根據(jù)無(wú)人機(jī)的使用要求，設(shè)計(jì)一種適用于傘降回收的滑橇緩沖方案；運(yùn)用緩沖器靜壓試驗(yàn)及緩沖器落震試驗(yàn)數(shù)據(jù)曲線建立緩沖器動(dòng)力學(xué)模型；基于緩沖器動(dòng)力學(xué)模型研究全機(jī)多剛體落震模型，對(duì)無(wú)人機(jī)著陸緩沖過(guò)程的動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行仿真分析；應(yīng)用有限元技術(shù)對(duì)滑橇結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)響應(yīng)進(jìn)行非線性動(dòng)力學(xué)仿真分析，并根據(jù)仿真結(jié)果優(yōu)化滑橇緩沖裝置設(shè)計(jì)參數(shù)。結(jié)果表明：仿真結(jié)果與全機(jī)落震試驗(yàn)結(jié)果相吻合；所建立的無(wú)人機(jī)落震模型精度較高，滿足工程需要，能極大地減少試驗(yàn)成本，縮短研制周期。

無(wú)人機(jī)滑橇；動(dòng)力學(xué)；落震仿真；非線性有限元

0 引 言

通常認(rèn)為，人在執(zhí)行某些空中任務(wù)時(shí)存在局限，無(wú)人機(jī)比有人機(jī)更加適合執(zhí)行枯燥無(wú)味、有放射性侵害和危險(xiǎn)的任務(wù)。無(wú)人機(jī)在執(zhí)行任務(wù)時(shí)，回收過(guò)程是一個(gè)非常重要且容易出現(xiàn)故障的階段，無(wú)人機(jī)回收過(guò)程的故障數(shù)占無(wú)人機(jī)整個(gè)執(zhí)行任務(wù)過(guò)程中故障數(shù)的80%以上[1-2]。無(wú)人機(jī)的回收方式主要有傘降回收、著陸滑跑回收、撞網(wǎng)回收、垂直降落回收、空中回收等。其中，傘降回收是目前中、小型無(wú)人機(jī)最為常見(jiàn)的回收方式，具有操作簡(jiǎn)單，對(duì)回收?qǐng)龅匾蟮?，適用于野外條件等優(yōu)點(diǎn)[3]。

無(wú)人機(jī)傘降回收系統(tǒng)的著陸緩沖方式主要包括三種：滑撬減震器式、結(jié)構(gòu)破損吸能式、氣囊減震式[4]?；疗鹇溲b置的主要優(yōu)點(diǎn)是重量輕、成本低和維護(hù)簡(jiǎn)單方便[5]。著陸緩沖裝置的性能主要依靠緩沖器來(lái)實(shí)現(xiàn)，緩沖器的仿真建模是虛擬樣機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵[6]。以往緩沖器建模時(shí)，采用直接輸入數(shù)學(xué)公式的方法[7-8]，但實(shí)際上沒(méi)有對(duì)緩沖裝置的核心緩沖器進(jìn)行仿真[9]。

本文基于無(wú)人機(jī)的使用要求，設(shè)計(jì)一種適用于傘降回收的滑橇緩沖裝置方案，運(yùn)用緩沖器靜壓試驗(yàn)和落震試驗(yàn)數(shù)據(jù)曲線建立緩沖器模型，并運(yùn)用緩沖器模型建立全機(jī)落震動(dòng)力學(xué)模型，對(duì)全機(jī)多剛體落震模型和全機(jī)剛?cè)狁詈下湔鹉Ｐ瓦M(jìn)行仿真分析。

1 滑橇緩沖裝置方案設(shè)計(jì)

某型無(wú)人機(jī)最大回收質(zhì)量為400 kg，采用十字傘進(jìn)行傘降精確回收，主傘著陸擺角小于±11°，回收時(shí)穩(wěn)降速度為6.0 m/s，著陸過(guò)載不超過(guò)22.0，著陸緩沖裝置重量不超過(guò)無(wú)人機(jī)最大起飛重量的3%。

殲擊機(jī)及各種類型陸基飛機(jī)的下沉速度為3.0 m/s，直升機(jī)為2.44 m/s，教練機(jī)為3.6～4.0 m/s。典型的起落架過(guò)載值：戰(zhàn)斗機(jī)(陸基)為3.0～5.0；小型公務(wù)機(jī)為2.0～3.0；運(yùn)輸機(jī)為0.7～1.5[10]。與有人機(jī)相比，本文研究的某型無(wú)人機(jī)回收時(shí)穩(wěn)降速度及著陸過(guò)載大，著陸緩沖裝置重量要求苛刻，不宜直接采用直升機(jī)弓形梁滑橇方案。

無(wú)人機(jī)滑橇結(jié)構(gòu)形式設(shè)計(jì)為固定構(gòu)架式，采用雙緩沖器?；两Y(jié)構(gòu)的位置尺寸由總體協(xié)調(diào)確定，滑橇本身的初步尺寸，根據(jù)總體布置、結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和戰(zhàn)術(shù)技術(shù)的有關(guān)要求確定?？紤]到著陸回收時(shí)無(wú)人機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定性，緩沖器支柱與機(jī)身對(duì)稱面的夾角需大于主傘著陸擺角，取值15°。

緩沖器的功用是吸收無(wú)人機(jī)著陸時(shí)的動(dòng)能，使作用于無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)的加速度減小到可以接受的水平。緩沖器有兩種基本類型：由鋼或橡皮制成的固體彈簧緩沖器及由氣體(一般為干燥空氣或氮?dú)?或油液組成的流體彈簧緩沖器，或是這兩種介質(zhì)的混合——油-氣緩沖器。固體彈簧緩沖器具有簡(jiǎn)易、可靠、維護(hù)方便等優(yōu)點(diǎn)，但是重量代價(jià)較大。液體彈簧緩沖器為了適應(yīng)高油液壓力要求需設(shè)計(jì)成堅(jiān)固的結(jié)構(gòu)，因而具有較大重量。油-氣緩沖器在所有形式緩沖器中具有最高的效率和最好的功量吸收能力[10]，因此選用油-氣緩沖器。

2 緩沖器性能

空氣彈簧力Fa、油液阻尼力Fh、活塞桿摩擦力Ff和結(jié)構(gòu)限制力Fl構(gòu)成了緩沖器的軸向力。緩沖器軸向的大部分載荷被空氣彈簧力和油液阻尼力吸收，這兩個(gè)力是決定緩沖性能的重要部分。

Fs=Fa+Fh+Ff+Fl

(1)

(2)

(3)

(4)

仿真建模中，可以運(yùn)用理論公式法定義空氣彈簧力和油液阻尼力建立緩沖器模型，但空氣彈簧力受氣體熱交換等因素影響，油液阻尼力中阻尼系數(shù)受油孔加工制造因素影響較大，例如倒角、毛刺等，運(yùn)用此方法建立的緩沖器模型精度較難確定。

本文運(yùn)用緩沖器靜壓試驗(yàn)載荷-位移曲線確定空氣彈簧力，應(yīng)用緩沖器落震試驗(yàn)載荷-時(shí)間曲線不斷修正緩沖器仿真模型阻尼系數(shù)，進(jìn)而建立緩沖器模型。進(jìn)行4次試驗(yàn)，應(yīng)用均值曲線進(jìn)行建模，緩沖器靜壓試驗(yàn)載荷-位移曲線如圖1所示。

從圖1可以看出：試驗(yàn)結(jié)果一致性較高。

緩沖器落震仿真模型如圖2所示，主要由質(zhì)量塊、緩沖器外筒、活塞桿、地塊、彈簧阻尼單元、圓柱副等組成。

運(yùn)用MSCADAMSView進(jìn)行緩沖器動(dòng)力學(xué)落震仿真，緩沖器落震仿真結(jié)果與試驗(yàn)曲線對(duì)比如圖3所示。

從圖3可以看出：緩沖器落震仿真載荷-時(shí)間曲線與實(shí)際試驗(yàn)曲線趨勢(shì)一致；落震時(shí)間均小于0.1s；仿真模型最大垂直載荷為30.58kN，試驗(yàn)時(shí)最大垂直載荷為31.50kN，誤差在3%以內(nèi)。

緩沖器功量圖如圖4所示，可以看出功量圖曲線飽滿，表明緩沖器效率高。

綜上所述，緩沖器模型精度較高，可用于全機(jī)落震仿真研究。

3 全機(jī)落震仿真

無(wú)人機(jī)傘降回收過(guò)程中，由于沖擊地面，會(huì)產(chǎn)生較大的撞擊載荷?；辆彌_裝置能通過(guò)吸能、耗能避免過(guò)大的載荷產(chǎn)生。本文通過(guò)全機(jī)落震仿真分析來(lái)預(yù)測(cè)無(wú)人機(jī)回收過(guò)程中滑橇系統(tǒng)性能。影響全機(jī)落震仿真模型精度的最大因素是緩沖器性能，運(yùn)用經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證的緩沖器模型建立全機(jī)落震動(dòng)力學(xué)模型，能極大地提高模型的預(yù)測(cè)精度。

3.1 全機(jī)多剛體落震仿真

基于緩沖器模型建立全機(jī)多剛體落震模型，如圖5所示。全機(jī)多剛體落震模型主要由機(jī)體結(jié)構(gòu)、滑撬結(jié)構(gòu)、緩沖器模型及運(yùn)動(dòng)副等構(gòu)成，運(yùn)動(dòng)副的設(shè)置包括12個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)副、4個(gè)球鉸副、2個(gè)圓柱副。

無(wú)人機(jī)回收過(guò)程可簡(jiǎn)化為兩種工況：正?；厥展r和側(cè)風(fēng)回收工況。正常回收時(shí)，無(wú)人機(jī)僅有垂直速度，無(wú)人機(jī)為水平姿態(tài)，回收時(shí)穩(wěn)降速度為6.0m/s。根據(jù)無(wú)人機(jī)回收使用要求，側(cè)風(fēng)回收時(shí)，無(wú)人機(jī)為水平姿態(tài)，回收時(shí)穩(wěn)降速度為6.0m/s，最大水平速度為6.0m/s。軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范規(guī)定滑橇與著陸表面間的摩擦系數(shù)應(yīng)為0～0.4之間，本文摩擦系數(shù)取值0.4。兩種回收工況仿真結(jié)果如圖6～圖8所示。

從圖6～圖8可以看出：①無(wú)人機(jī)正?；厥諘r(shí)，無(wú)人機(jī)質(zhì)心處最大垂直加速度為156m/s2，單邊滑橇最大垂直載荷F=34.87kN，滑橇著陸最大過(guò)載n為17.8，其中n=F/(0.5mg)，m為無(wú)人機(jī)最大回收質(zhì)量，緩沖器最大壓縮行程為117mm，著陸過(guò)載及緩沖器壓縮行程滿足設(shè)計(jì)要求。②無(wú)人機(jī)側(cè)風(fēng)回收時(shí)，滑橇為非對(duì)稱受載，無(wú)人機(jī)質(zhì)心處最大垂直加速度為205m/s2，單邊滑橇最大垂直載荷為40.90kN，滑橇著陸最大過(guò)載為20.9，緩沖器最大壓縮行程為156mm，著陸過(guò)載及緩沖器壓縮行程滿足設(shè)計(jì)要求。

應(yīng)注意，著陸緩沖過(guò)程中無(wú)人機(jī)著陸最大載荷與緩沖器最大行程不在同一時(shí)刻，著陸沖擊過(guò)程中的幾何非線性、邊界條件非線性以及緩沖器載荷-行程曲線和載荷-速度曲線的非線性等因素造成了這一現(xiàn)象的發(fā)生。

側(cè)風(fēng)回收工況比正?；厥展r嚴(yán)酷，本文根據(jù)側(cè)風(fēng)回收工況仿真結(jié)果對(duì)滑橇結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行調(diào)整。

起落架有專業(yè)的落震試驗(yàn)設(shè)施，針對(duì)傘降回收滑橇減震的中、小型無(wú)人機(jī)，國(guó)內(nèi)暫時(shí)沒(méi)有類似有人機(jī)裝備的落震試驗(yàn)臺(tái)架。本文借助加速度傳感器、高速攝影等設(shè)備進(jìn)行正?；厥展r落震試驗(yàn)，對(duì)質(zhì)心加速度、緩沖器壓縮行程等結(jié)果進(jìn)行測(cè)量，質(zhì)心最大加速度為165m/s2，緩沖器最大壓縮行程為110mm。仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的最大相對(duì)誤差為6%，全機(jī)落震仿真模型具有較高的可信度，滿足工程需要。

3.2 全機(jī)剛?cè)狁詈下湔鸱抡?/p>

為了對(duì)滑橇結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度校核，利用非線性動(dòng)力學(xué)有限元建立全機(jī)剛?cè)狁詈下湔鹉Ｐ?，如圖9所示。

機(jī)體結(jié)構(gòu)運(yùn)用Shell單元建立為剛體部件，質(zhì)心處建立剛體參考點(diǎn)，定義全機(jī)質(zhì)量特性及速度特性?；两Y(jié)構(gòu)運(yùn)用一維Beam單元進(jìn)行建模，運(yùn)用Connector連接器模擬轉(zhuǎn)動(dòng)副、球鉸副、圓柱副等運(yùn)動(dòng)副，以及運(yùn)用Springs/Dashpots單元模擬緩沖器的剛度及阻尼特性，并通過(guò)修改.inp文件設(shè)置非線性彈簧。ABAQUS/Explicit提供通用接觸算法(GeneralContactAlgorithm)和接觸對(duì)算法(ContactPairAlgorithm)，本文選用接觸對(duì)算法定義滑橇與地面間的接觸[11]。

對(duì)無(wú)人機(jī)兩種回收工況進(jìn)行仿真，計(jì)算滑橇結(jié)構(gòu)響應(yīng)，滑撬桿應(yīng)力云圖如圖10所示，斜撐桿應(yīng)力云圖如圖11所示。將結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力與許用應(yīng)力進(jìn)行對(duì)比，細(xì)長(zhǎng)桿的許用應(yīng)力運(yùn)用壓桿穩(wěn)定性臨界應(yīng)力進(jìn)行計(jì)算。運(yùn)用應(yīng)力仿真結(jié)果調(diào)整滑橇結(jié)構(gòu)參數(shù)，使其滿足強(qiáng)度要求。經(jīng)優(yōu)化后滑橇緩沖裝置結(jié)構(gòu)重量系數(shù)為2.5%，滿足設(shè)計(jì)要求。

4 結(jié) 論

(1) 無(wú)人機(jī)滑橇方案經(jīng)過(guò)動(dòng)力學(xué)仿真分析及優(yōu)化，滿足設(shè)計(jì)要求，結(jié)構(gòu)重量系數(shù)僅為2.5%。

(2) 運(yùn)用緩沖器靜壓試驗(yàn)及落震試驗(yàn)建立緩沖器動(dòng)力學(xué)模型，精度較高；緩沖器靜壓試驗(yàn)及落震試驗(yàn)所需設(shè)備少，試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)十分簡(jiǎn)單便捷。

(3) 全機(jī)落震模型仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果一致，模型可信度高，滿足工程需要。

(4) 運(yùn)用非線性動(dòng)力學(xué)有限元技術(shù)建立全機(jī)剛?cè)狁詈下湔鹉Ｐ?，校核了滑橇結(jié)構(gòu)響應(yīng)，滿足強(qiáng)度要求。

(5) 滑橇緩沖裝置設(shè)計(jì)思路和建模方法簡(jiǎn)單實(shí)用，滿足工程需要，大幅降低了試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)，節(jié)約了設(shè)計(jì)成本，縮短了設(shè)計(jì)周期。

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(編輯：趙毓梅)

Dynamic Simulation of an Unmanned Aerial Vehicle Ski-buffer-system

Pang Junfeng1， Liu Bin2， Meng Maomao1

(1.Department of Aerocraft Design and Research， Xi’an ASN Technical Group Corporation， Ltd., Xi’an 710065, China) (2.The 365th Research Institute， Northwestern Polytechnical University， Xi’an 710072, China)

The performance of the landing buffer device is mainly achieved by the shock absorber. The key of virtual prototype design is shock absorber modeling. The traditional method is mainly theoretical formula method. The accuracy is difficult to determine. A kind of ski-buffer-solution is presented for the parachute recovery according to the requirements of unmanned aerial vehicles(UAVs). A dynamical model of the shock absorber is established by using the experimental results of shock absorber static and dropping tests. Based on the dynamical model of shock absorber, a multi-body dynamical model of the full aircraft is established. Then the dynamical characteristics of the UAV landing process are simulated. The dynamical response of the ski structure is analyzed by the nonlinear dynamic simulation with the finite element method(FEM). According to the simulation, the design parameters are optimized. The results indicate that the simulation results are in good agreement with the experimental results, and the high precision dynamical model established the engineering requirements, greatly reduces the test cost, and shortens the development cycle.

UAV ski; dynamics; dropping simulation; nonlinear FEM

2016-11-21；

2016-12-25

龐俊鋒,pangjunf521@126.com

1674-8190(2017)01-052-06

V226；TH113

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.01.008

龐俊鋒(1986-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、發(fā)射與回收系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

劉 斌(1970-)，男，博士，研究員。主要研究方向：無(wú)人機(jī)總體設(shè)計(jì)、無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

孟毛毛(1988-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。