鄭奎濤，龔明生，蔣大鵬，劉俊

(航宇救生裝備有限公司 試驗(yàn)部， 襄陽 441003)

0 引 言

近年來，隨著消費(fèi)級無人機(jī)的普及和其數(shù)量劇增，無人機(jī)“黑飛”現(xiàn)象頻發(fā)，嚴(yán)重危及航空安全和正常航班的運(yùn)行[1]，無人機(jī)碰撞民用飛機(jī)造成破壞損傷程度的研究成為民航領(lǐng)域關(guān)注的新型熱點(diǎn)問題。

目前，國內(nèi)針對無人機(jī)碰撞民用飛機(jī)的安全性研究主要有：吳志堅(jiān)[2]利用有限元分析，對碰撞客機(jī)關(guān)鍵部位的損傷情況作出分析；王永虎等[3]通過ABAQUS軟件，對比分析了無人機(jī)撞擊機(jī)翼與鳥撞機(jī)翼，得出無人機(jī)撞擊飛機(jī)比鳥體撞擊飛機(jī)更具破壞性的結(jié)論；于清媛[4]和高揚(yáng)等[5]通過改進(jìn)Event碰撞模型，得出不同情況下的碰撞風(fēng)險(xiǎn)；鄧力[6]研究了不同類型無人機(jī)與民航客機(jī)的碰撞概率。

國外，針對無人機(jī)撞擊民用飛機(jī)的問題，F(xiàn)AA無人機(jī)安全研究聯(lián)盟認(rèn)為，無人機(jī)的剛性結(jié)構(gòu)及質(zhì)量集中的部分，例如電池、攝像頭、電機(jī)等對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損壞比柔性的鳥要嚴(yán)重[7]，但研究時(shí)可以借鑒比較成熟的鳥撞案例[8]；J.Lai等[9]參考飛鳥撞擊位置，采用有限元分析法對無人機(jī)撞擊客機(jī)進(jìn)行了數(shù)值模擬；K.Schroeder等[10]將無人機(jī)等同于相同質(zhì)量的鳥體來分析碰撞的損傷，但這一思路的合理性仍需進(jìn)一步驗(yàn)證；文獻(xiàn)[11]介紹了一個(gè)模仿無人機(jī)物理特性的彈體，通過壓縮空氣以一定的速度射出，但未考慮無人機(jī)的鋰電池，鋰電池如果在發(fā)動機(jī)的燃燒室中，則很容易燃燒，將造成非常嚴(yán)重的后果。

綜上，國內(nèi)外已在無人機(jī)與民用飛機(jī)碰撞的安全性分析方面進(jìn)行了諸多研究，但主要是在鳥撞研究的基礎(chǔ)上進(jìn)行的數(shù)值模擬和試驗(yàn)，雖然得到了一些有價(jià)值的物理現(xiàn)象和規(guī)律，但有些結(jié)論只能從表面上進(jìn)行猜測和推測，一直缺乏全面、系統(tǒng)性的碰撞試驗(yàn)驗(yàn)證。

火箭橇試驗(yàn)是介于實(shí)驗(yàn)室與全尺寸飛行試驗(yàn)之間的一種非常有效的地面試驗(yàn)，其采用不同的火箭發(fā)動機(jī)組合作為推進(jìn)動力，主要模擬飛行時(shí)的動態(tài)環(huán)境，以解決飛機(jī)、導(dǎo)彈、宇航飛行器等在研制中有關(guān)高速度和高加速度的技術(shù)問題[12]，能夠?yàn)闊o人機(jī)碰撞民用飛機(jī)的安全評估提供一種全新的試驗(yàn)方法。

本文基于火箭橇試驗(yàn)平臺對無人機(jī)碰撞民用飛機(jī)的破壞損傷開展試驗(yàn)技術(shù)研究，針對無人機(jī)與民用飛機(jī)碰撞工況的復(fù)雜性、隨機(jī)性及火箭橇試驗(yàn)高昂的成本和苛刻的試驗(yàn)要求，為了系統(tǒng)、逼真地模擬無人機(jī)與民用飛機(jī)碰撞的工況，通過對碰撞速度、碰撞位置、無人機(jī)碰撞姿態(tài)、參數(shù)測量等進(jìn)行研究，設(shè)計(jì)出適用于火箭橇試驗(yàn)的無人機(jī)與民用飛機(jī)碰撞技術(shù)方案；對設(shè)計(jì)的火箭橇進(jìn)行結(jié)構(gòu)有限元剛度、強(qiáng)度分析和彈道仿真計(jì)算，并完成10個(gè)工況的火箭橇試驗(yàn)，對試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行評價(jià)分析。

1 試驗(yàn)技術(shù)狀態(tài)

根據(jù)某型飛機(jī)和大疆系列無人機(jī)的真實(shí)性能數(shù)據(jù)，參考鳥撞試驗(yàn)方法，確定技術(shù)狀態(tài)如下。

1.1 試驗(yàn)件

采用某型民用飛機(jī)機(jī)頭及平尾段，真實(shí)模擬和分析碰撞的危害性。

選用大疆系列無人機(jī)。參考鳥撞適航規(guī)章[13]和民航局對無人機(jī)的注冊管理規(guī)定，選用0.30、0.73、1.30、3.50 kg四個(gè)質(zhì)量型號的無人機(jī)進(jìn)行碰撞試驗(yàn)。

1.2 碰撞速度

FAA Part 107規(guī)定無人機(jī)的飛行高度不得高于400 ft(120 m)[14]，大疆公司的無人機(jī)限飛高度為500 m。按某型民用飛機(jī)運(yùn)營的速度包線，120 m高度對應(yīng)的速度為96 m/s，500 m高度對應(yīng)的速度為122 m/s，考慮到10 000 ft以下運(yùn)行速度250 kn(1 kn=1.852 km/h)的限制，選擇這3個(gè)工況下的速度為試驗(yàn)速度。無人機(jī)最大水平飛行速度統(tǒng)一為20 m/s，碰撞速度如表1所示。

表1 碰撞速度

1.3 碰撞位置

通過動態(tài)仿真分析，確定風(fēng)擋的中間點(diǎn)和邊角點(diǎn)、機(jī)頭承力梁和平尾中點(diǎn)為薄弱部位，作為碰撞位置。

1.4 無人機(jī)姿態(tài)

無人機(jī)姿態(tài)有懸停和懸掛，為了保證碰撞位置的精確控制，采用懸掛的方式。

無人機(jī)懸掛時(shí)，既要保證其能穩(wěn)定地掛在預(yù)定碰撞點(diǎn)，又要保證在碰撞瞬間其不與機(jī)體結(jié)構(gòu)干涉、連接繩完全斷裂而不發(fā)生牽連作用。

為了保證無人機(jī)平穩(wěn)地掛在預(yù)定碰撞點(diǎn)，通過實(shí)驗(yàn)室模擬吹襲試驗(yàn)，得到懸掛方式，如圖1所示。

圖1 實(shí)驗(yàn)室懸掛試驗(yàn)

通過動靜結(jié)合及試驗(yàn)前在位調(diào)節(jié)保證碰撞位置的準(zhǔn)確性。

2 技術(shù)方案

利用火箭橇平臺搭載民用飛機(jī)機(jī)頭及平尾，以固體火箭發(fā)動機(jī)為動力，推動火箭橇沿高精度滑軌高速運(yùn)動，模擬民用飛機(jī)飛行過程。在預(yù)定碰撞點(diǎn)位置布置無人機(jī)懸掛架，將無人機(jī)預(yù)先用多根凱夫拉繩懸掛固定并調(diào)整至試驗(yàn)姿態(tài)?；鸺吝\(yùn)行到預(yù)定速度(碰撞點(diǎn)速度)時(shí)與懸掛在軌道上方的無人機(jī)發(fā)生碰撞，模擬無人機(jī)碰撞民用飛機(jī)的全過程。

通過橇載高速視頻系統(tǒng)、地面高速視頻系統(tǒng)拍攝整個(gè)碰撞過程，并利用橇載電遙測測試設(shè)備采集撞擊過程的結(jié)構(gòu)應(yīng)變數(shù)據(jù)，試驗(yàn)后通過數(shù)據(jù)分析評價(jià)無人機(jī)碰撞民用飛機(jī)后的危害性。試驗(yàn)總體布局如圖2所示。

圖2 火箭橇試驗(yàn)總體布局

2.1 火箭橇結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

考慮機(jī)頭總體尺寸和結(jié)構(gòu)傳力特點(diǎn)、運(yùn)行平穩(wěn)性、制動需求和研制成本等因素，確定火箭橇采用雙軌、分節(jié)、桁架式結(jié)構(gòu)形式。為了保持所有發(fā)次試驗(yàn)彈道的一致性和碰撞可實(shí)施性，民用飛機(jī)機(jī)頭安裝在試驗(yàn)橇體上方，將平尾始終安裝在機(jī)頭前方下部位置的橇體上，并在平尾與機(jī)頭之間用搭接板進(jìn)行整流，以取得良好的整體氣動外形，最終得到一體化的機(jī)頭-平尾結(jié)構(gòu)外形，如圖3所示。

圖3 火箭橇結(jié)構(gòu)示意圖

2.2 試驗(yàn)彈道設(shè)計(jì)

無人機(jī)和民用飛機(jī)碰撞速度的精確度直接影響到對試驗(yàn)結(jié)果的評價(jià)，由于火箭橇速度受軌道精度、發(fā)動機(jī)技術(shù)狀態(tài)、環(huán)境溫度、軌道潤滑狀態(tài)等多因素影響，每發(fā)試驗(yàn)實(shí)際彈道結(jié)果存在不可避免的誤差。本文無人機(jī)碰撞試驗(yàn)基于同一彈道設(shè)計(jì)，碰撞速度精度依賴于碰撞點(diǎn)的彈道位置布局，因此對彈道的準(zhǔn)確估計(jì)是控制碰撞速度精度的前提。試驗(yàn)過程中采取如下措施：

①試驗(yàn)前調(diào)整試驗(yàn)段軌道精度；

②規(guī)范軌道潤滑作業(yè)程序，確保各發(fā)次試驗(yàn)軌道潤滑狀態(tài)保持一致；

③在所有5發(fā)試驗(yàn)中選用同型、同批次固體火箭發(fā)動機(jī)。

彈道計(jì)算的速度和加速度-時(shí)間曲線如圖4所示，可以看出：火箭橇運(yùn)行過程中滿足試驗(yàn)碰撞速度的點(diǎn)有兩處，分別處于火箭橇運(yùn)行加速段和減速段，可實(shí)現(xiàn)一次試驗(yàn)中完成兩次碰撞，減少試驗(yàn)發(fā)次，節(jié)約試驗(yàn)成本。

圖4 速度和加速度-時(shí)間曲線圖

2.3 強(qiáng)度校核

在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和彈道性能計(jì)算的基礎(chǔ)上，對火箭橇進(jìn)行強(qiáng)度計(jì)算，以保證整個(gè)試驗(yàn)過程中火箭橇的安全，結(jié)果表明：在各個(gè)危險(xiǎn)狀態(tài)，火箭橇的強(qiáng)度、剛度均能滿足試驗(yàn)要求?；鸺劣邢拊?jì)算模型如圖5所示。

圖5 火箭橇有限元計(jì)算模型

2.4 測試方案

火箭橇速度采用電測測量。滑軌副軌東側(cè)每10 m安裝一塊永磁鐵，火箭橇底部前后分別安裝兩臺霍爾傳感器，火箭橇運(yùn)動過程中，霍爾傳感器進(jìn)入磁場會產(chǎn)生脈沖變化，采集器通過捕捉脈沖變化來判斷永磁鐵的位置[15]。

在民用飛機(jī)艙內(nèi)固定HBM應(yīng)變測試系統(tǒng)和NI應(yīng)變測試系統(tǒng)，在碰撞點(diǎn)對應(yīng)的內(nèi)側(cè)貼一定數(shù)量的應(yīng)變片，記錄碰撞時(shí)的數(shù)據(jù)。典型的應(yīng)變片布局如圖6所示。

圖6 應(yīng)變片布局

為了能夠多角度地觀測無人機(jī)的碰撞過程，光測采用多方位、多點(diǎn)交匯布局，如圖7所示。

圖7 光測布局

3 結(jié)果分析

共進(jìn)行5發(fā)次10個(gè)工況的火箭橇試驗(yàn)，各工況試驗(yàn)技術(shù)狀態(tài)及實(shí)際碰撞速度如表2所示。

表2 各工況試驗(yàn)技術(shù)狀態(tài)及實(shí)際碰撞速度

表2 各工況試驗(yàn)技術(shù)狀態(tài)及實(shí)際碰撞速度

為了進(jìn)一步驗(yàn)證試驗(yàn)碰撞結(jié)果的準(zhǔn)確性，對各試驗(yàn)工況進(jìn)行數(shù)值仿真。碰撞分析采用PAM-CRASH求解器進(jìn)行計(jì)算分析，有限元網(wǎng)格在Hypermesh 中處理，機(jī)頭試驗(yàn)件、尾翼和Phontom型無人機(jī)的有限元模型如圖8～圖9所示。

圖8 機(jī)頭、尾翼有限元模型

圖9 Phontom型無人機(jī)有限元模型

機(jī)頭和尾翼的隔板固支，無人機(jī)以預(yù)定速度碰撞。工況7和工況10的試驗(yàn)結(jié)果和仿真結(jié)果分別如圖10～圖11所示。

(a) 試驗(yàn)結(jié)果 (b) 仿真結(jié)果

(a) 試驗(yàn)結(jié)果 (b) 仿真結(jié)果

工況7的仿真計(jì)算結(jié)果顯示：第一、第三、第五層風(fēng)擋出現(xiàn)嚴(yán)重破損，其他兩層膠膜出現(xiàn)輕微破損，與試驗(yàn)結(jié)果一致；工況10的仿真計(jì)算結(jié)果顯示：蒙皮出現(xiàn)局部破損，斜板斷裂，前梁未擊穿，與試驗(yàn)結(jié)果一致。試驗(yàn)結(jié)果和仿真計(jì)算結(jié)果基本一致，表明無人機(jī)碰撞民用飛機(jī)的試驗(yàn)方案和數(shù)據(jù)是可信的。無人機(jī)的姿態(tài)、重量和相對速度是影響民用飛機(jī)飛行安全的主要因素，試驗(yàn)取得圓滿成功。

4 結(jié) 論

(1) 本文針對無人機(jī)碰撞民用飛機(jī)的安全性研究問題，設(shè)計(jì)了火箭橇碰撞試驗(yàn)方案，解決了某型機(jī)身-尾翼一體化的火箭橇設(shè)計(jì)及制造、基于彈道布局的無人機(jī)運(yùn)行狀態(tài)模擬等問題，實(shí)現(xiàn)了單一彈道上的連續(xù)多點(diǎn)碰撞；并通過動靜結(jié)合及試前在位調(diào)節(jié)保證了碰撞位置模擬的精確性；制定了多方位、多點(diǎn)交匯的測試布局，實(shí)現(xiàn)了多視角、全覆蓋、高穩(wěn)定的全過程記錄。

(2) 試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果基本一致，驗(yàn)證了試驗(yàn)方案的可行性和仿真結(jié)果的可信性，試驗(yàn)達(dá)到了預(yù)期目的。

(3) 采用火箭橇試驗(yàn)來評估無人機(jī)碰撞民用飛機(jī)的安全性，該碰撞技術(shù)為后續(xù)開展同類型火箭橇試驗(yàn)提供了重要的技術(shù)參考，試驗(yàn)結(jié)果為無人機(jī)碰撞民用飛機(jī)的安全性評估提供了重要的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。