李博煬，岳 源，李 昊，周毅飛，劉伯墉

（中國民用航空飛行學(xué)院，四川 德陽 618307）

0 引言

無人機空中回收釋放是指有人機在攜帶無人機的情況下使無人機在空中脫開機械連接自由執(zhí)行任務(wù)并且可以在任務(wù)完成后在空中與其重新連接起來的技術(shù)?，F(xiàn)階段無人機回收釋放技術(shù)只能針對于地面多架無人機或空中單架無人機的回收并且很多方案局限在旋翼機的回收與釋放層面上。相比于旋翼無人機，固定翼無人機具有速度快、載重大、航程長等特點，在執(zhí)行任務(wù)方面具有明顯的優(yōu)勢[1]，故本方案擬采用的投放機型為固定翼無人機。

本方案旨在設(shè)計一款可以攜帶多架固定翼無人機并進行空中回收釋放功能的機構(gòu)，實現(xiàn)有人機與無人機的優(yōu)勢互補，其關(guān)鍵在于無人機的回收方式?；厥辗绞侥芊駲C動靈活、準(zhǔn)確性和可靠性的高低、及設(shè)備操作難度等已成為評價無人機性能好壞的重要指標(biāo)[2]。如表1[3]中所示，目前已知的回收方式有滑跑降落回收、傘降回收、撞網(wǎng)回收、橫式撞線回收與繩鉤回收。但這些方案不適用于空中多架次無人機的回收與釋放。因此要設(shè)計一款連接在無人機與運輸機之間的收放裝置，并使用電路傳感器聯(lián)動模式，實現(xiàn)無人機的集群投放與回收。

表 1 各類無人機回收模式對比表

1 回收釋放機構(gòu)工作原理

回收釋放機構(gòu)按工作狀態(tài)分為回收與投放兩個工作模式。

1.1 回收模式原理

根據(jù)圖1部分工作流程，無人機飛抵目標(biāo)運輸機底部并保持相同的速度，待底部機艙打開后，露出引導(dǎo)槽，無人機進入導(dǎo)軌并剎車減速，飛控系統(tǒng)能夠控制飛機的姿態(tài)和速度都保持在預(yù)定范圍內(nèi)[4]。此時相應(yīng)的限位器閉合準(zhǔn)備對接，其余限位器打開讓出通道，當(dāng)無人機與對應(yīng)的限位器對接完成后，在動力滑塊上的電動機地牽引下，到達限位處。此時，燕尾槽導(dǎo)軌兩側(cè)的熱量檢測傳感器檢測到飛機，表明飛機已到達限位處，熱傳感器會向控制機構(gòu)輸出高電平信號，止動鎖彈出，防止無人機滑動。在止動鎖完全彈出后，會觸發(fā)相應(yīng)的彈出指示開關(guān)，并且會將彈出完成的信號反饋給駕駛艙與控制系統(tǒng)。此為一架無人機回收的完整流程，而后重復(fù)該流程依次回收剩余無人機。

圖1 工作流程總框圖

當(dāng)位于尾部的四號限位鎖彈出后，經(jīng)控制系統(tǒng)確定所有的機位的止動鎖均處于彈出狀態(tài)并且所在位置的熱傳感器都檢測到無人機，表明所有無人機均到達指定位置，艙門關(guān)閉，回收完成。

1.2 投放模式原理

當(dāng)?shù)竭_預(yù)投放空域后，開始執(zhí)行投放程序。飛機向上以一定的迎角爬升，以保證無人機離開機艙時有一定的適合的迎角，運輸機底部機艙開啟（若飛機以平飛的姿態(tài)開啟機艙則要使飛機的飛行速度要保持在一定的標(biāo)準(zhǔn)上，否則可能導(dǎo)致無人機投放以后失速）。控制系統(tǒng)將相應(yīng)通道的運動滑塊兩側(cè)限位鎖打開，相關(guān)電路控制機構(gòu)再次感應(yīng)到信號的變化（工作邏輯與回收模式相反），通過將電磁鐵收回，釋放止動鎖并使動力滑塊向后推出配合，使無人機滑出機艙，無人機經(jīng)過短暫的自由落體后開始執(zhí)行任務(wù)，當(dāng)全部預(yù)投放無人機全部離開艙體，運輸機底部艙門關(guān)閉，投放模式完成。

2 回收對接機構(gòu)示意圖

2.1 系統(tǒng)總圖

各部件的名稱與具體外觀如圖2所示，經(jīng)過相關(guān)調(diào)研，翼展1.8 m的無人機攜帶相關(guān)設(shè)備后的重量約為18 kg，對接機構(gòu)主要使用的材料為6061型鋁合金。梁主要使用碳纖維材料材質(zhì)的復(fù)合材料，由腈綸和粘膠纖維做原料，經(jīng)過高溫氧化碳處理而成，拉伸強度為2.5 GPa，模量為270 G，密度小，在沖擊韌性方面表現(xiàn)優(yōu)異[5]。

圖2 對接機構(gòu)總體示意圖

各子系統(tǒng)的功能及設(shè)計尺寸具體如下：

2.2 動力滑塊

動力滑塊為無人機與機構(gòu)完成對接后主要提供動力的構(gòu)件，負(fù)責(zé)將無人機帶到其相應(yīng)的停放位置，并在此過程中控制其運行速度，其總體外觀如圖3所示。由于其中的控制桿在無人機進入會承受沖擊載荷作用故對其進行力學(xué)校核。m

圖3 動力滑塊上的限位器控制桿

控制桿主要用于控制通道的大小，以保證飛機進入時最前方的限位器閉合準(zhǔn)備卡位，后方的通道打開讓開通道方便無人機通過。

在飛機進入燕尾槽導(dǎo)軌后，卡扣會被無人機推開，并在通過以后閉合，并且啟動動力滑塊，推著飛機向前運動。由于飛機進入時會對傳動機構(gòu)的開口控制桿產(chǎn)生沖擊載荷，現(xiàn)對此進行校核。

限位器控制桿沖擊載荷的校核：

預(yù)計飛機進場速度V1=2 m/s，沖撞結(jié)束以后的速度為V2=1 m/s，沖撞時間為0.2 s，設(shè)置安全系數(shù)ns=1.5。

沖擊物的動能轉(zhuǎn)化為桿的彈性應(yīng)變能：

計算得沖擊瞬間均布載荷為：q=5.775 kN/m

故最大彎矩為Mmax=2.526 N·m.

計算得固定端（危險截面）的最大拉壓應(yīng)力與最大切應(yīng)力為

強度符合。

2.3 對接機構(gòu)

對接機構(gòu)為無人機與回收裝置進行對接的主要構(gòu)件并在連接后承受無人機自身的載荷故對圖4中引出線所指示的截面進行拉應(yīng)力校核：

圖4 無人機上的對接機構(gòu)及其受力示意圖

根據(jù)材料力學(xué)公式拉應(yīng)力公式為：

考慮安全系數(shù)ns=5，則許用拉應(yīng)力為：

計算得對接件收拉表面積：

實際受力面積為9.9×10-3m2，強度符合。

2.4 止動鎖

如圖5所示當(dāng)飛機到達指定位置前止動鎖收縮，當(dāng)飛機到達指定位置后止動鎖彈出。

圖5 止動鎖彈出狀態(tài)示意圖

飛機停止時的沖擊載荷計算：

由于設(shè)計飛機于對接機構(gòu)對接后的速度為1m/s，最后到達停止點時在動力滑塊的阻尼力下減速到0.3 m/s，插銷彈出制動的停止時間約為0.1 s。

根據(jù)動量定理得：

飛機沖擊力F=54 N

由擠壓應(yīng)力公式得：

由剪切應(yīng)力公式得：

強度符合。

2.5 燕尾槽導(dǎo)軌

燕尾槽導(dǎo)軌為本設(shè)計方案的核心部件。其上固定其他構(gòu)件，起限制飛機飛行方向與減少對接抖動的作用，上端固定有止動鎖，兩邊固定有光電門以檢測無人機是否到達指定位置。因其為主要的承重機構(gòu)，故需對燕尾槽和上方的承重梁進行校核?；臼芰η闆r與總體外觀如圖6所示。

圖6 燕尾槽導(dǎo)軌及其受力圖

燕尾槽導(dǎo)軌[6]的校核：

由于燕尾槽上部用于放置傳動原件，所以飛機施加給機構(gòu)的載荷只存在于燕尾槽導(dǎo)軌部分。

抗剪疲勞強度校核：

由受力分析得，燕尾槽導(dǎo)軌兩斜邊受到的壓力為140.583 6 N。

故X與Y方向上的分力為：

由受力分析可知a-a面受到的剪力：Fs=Fy

計算受到的剪切應(yīng)力：

抗擠壓疲勞強度[3]校核：

由于擠壓力只存在于b-b截面

計算b-b面上的擠壓應(yīng)力σbs：

主承重梁的校核：

由于飛機于傳動設(shè)備重量約為25 kg且僅分布于燕尾槽區(qū)域，如圖7所示，受力模型可簡化為：

圖7 梁的受力分析圖

梁的受力分析圖：

做出剪力圖與彎矩圖為：

如圖8圖9受力圖所示，梁的危險截面的彎矩遠小于結(jié)構(gòu)的許用彎矩（5.27×106 kN·m），強度符合（此處材料為碳纖維）。

圖8 剪力圖

圖9 彎矩圖

2.6 限位器

限位器主要作用是卡住飛機上方的對接機構(gòu)，以啟動電動機，將飛機帶到指定停止位置。設(shè)計思想類似于槍的彈夾卡位機構(gòu)?？傮w外觀如圖10所示，無人機上放的機構(gòu)呈現(xiàn)梯形，當(dāng)飛機通過卡位機構(gòu)時可以推開卡位部件，當(dāng)飛機通過卡位機構(gòu)后，部件收緊通道，卡住無人機對接機構(gòu)的后方，并啟動電動機推動無人機向前運動。

圖10 限位器總圖

3 結(jié)論

本文針對無人機回收釋放系統(tǒng)進行了分析設(shè)計，并在此基礎(chǔ)上進行了詳盡的力學(xué)和電路計算，貼合多架無人機合理搭載的實際需求，得到如下結(jié)論：

（1）設(shè)計的回收釋放機構(gòu)分為機械承力和電路結(jié)構(gòu)，承力結(jié)構(gòu)與電路自動控制系統(tǒng)配合，可保證無人機回收過程可靠性與安全性[7]。

（2）采用熱釋紅外傳感器檢測飛機，到達指定位置附近距離前置傳感器的距離長短作為觸發(fā)信號[8]。若距離到達設(shè)定標(biāo)準(zhǔn)及其誤差范圍內(nèi)時，可使傳感器傳送信號給電路的轉(zhuǎn)換部分，轉(zhuǎn)換部分輸出高或低電平，并送入到驅(qū)動部分，驅(qū)動電磁鐵工作。

筆者擬在后續(xù)的工作中通過仿真驗證和實驗驗證的方式對該方案的可行性進行檢驗。仿真檢驗主要是基于CAE軟件對于該方案的結(jié)構(gòu)可靠性進行分析以驗證其可行性；實驗驗證計劃分為兩個階段，第一階段是在室內(nèi)微小干擾的情況下無人機與靜態(tài)機構(gòu)的對接實驗，以檢驗無人機飛控系統(tǒng)的可靠性；第二階段擬在室外復(fù)雜條件下無人機與動態(tài)機構(gòu)的對接實驗，以檢驗該系統(tǒng)實際使用過程中的可靠性。