劉 夏，張新敬，李笑宇，徐玉杰，徐 謙，陳海生

（1江蘇大學(xué)流體機(jī)械工程技術(shù)研究中心，江蘇 鎮(zhèn)江 212013；2中國科學(xué)院工程熱物理研究所，北京 100190；3中國科學(xué)院大學(xué)，北京 100049；4中科院工程熱物理研究所南京未來能源系統(tǒng)研究院，江蘇 南京 211135；5中國科學(xué)院輕型動(dòng)力創(chuàng)新研究院，北京 100190；6江蘇大學(xué)能源研究院，江蘇 鎮(zhèn)江 212013）

無人機(jī)壓縮空氣彈射技術(shù)是利用壓縮空氣的內(nèi)能轉(zhuǎn)化為活塞的動(dòng)能，進(jìn)一步帶動(dòng)無人機(jī)運(yùn)動(dòng)，它能在短時(shí)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的加速，達(dá)到無人機(jī)的飛行速度。無人機(jī)應(yīng)用范圍廣泛，涵蓋多個(gè)領(lǐng)域，但其起飛階段能量消耗占比較高，縮短了無人機(jī)續(xù)航時(shí)間以及降低了無人機(jī)的有效載荷[1-2]，因此亟需合適的助力發(fā)射方式。目前無人機(jī)常用的起飛方式包括火箭助推、滑躍起飛、垂直起飛、彈射起飛、手拋發(fā)射及空中投放等[3-4]。壓縮空氣彈射技術(shù)相較于其他彈射方式，如彈力彈射、液壓彈射、蒸汽彈射及電磁彈射等[5-6]，具有能量密度高、結(jié)構(gòu)簡單、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、紅外暴露小、成本低廉以及重復(fù)性好等優(yōu)點(diǎn)[7]。相較于無人機(jī)自力起飛，壓縮空氣彈射可以有效地避免高溫排焰，延長發(fā)射設(shè)備的壽命；減少對場地的約束，提高無人機(jī)停放數(shù)量，增強(qiáng)無人機(jī)群戰(zhàn)斗力[8]；并且可以降低無人機(jī)起飛過程的能量消耗，提升其有效載荷且增加巡航里程。

由于壓縮空氣彈射作用時(shí)間很短，在較高氣源壓力下，瞬時(shí)流量大[9]，彈射器的參數(shù)選擇及整體設(shè)計(jì)是一大難點(diǎn)。因此，基于實(shí)驗(yàn)與仿真方法，把握彈射過程中的彈射體運(yùn)動(dòng)狀況以及腔室、氣路中的氣體流動(dòng)規(guī)律顯得尤為重要。

目前國外在壓縮空氣彈射器研發(fā)方面比較領(lǐng)先的有美國、英國、芬蘭以及西班牙等少數(shù)發(fā)達(dá)國家。如美國的Mark4彈射器，應(yīng)用于美國“掃描鷹”和“綜合者”無人機(jī)系統(tǒng)。英國梅吉特防務(wù)系統(tǒng)公司的“大力士”氣動(dòng)彈射器，采用低壓充氣系統(tǒng)，可以實(shí)現(xiàn)以55 m/s 的速度發(fā)射250 kg 無人機(jī)的目標(biāo)。芬蘭羅伯尼克公司研制的“孔蒂奧”彈射器，可以發(fā)射重量50～500 kg 全系列飛行器，包括戰(zhàn)術(shù)無人機(jī)及發(fā)射靶機(jī)等；其開發(fā)的MC系列彈射器可支持以37 m/s的速度完成500 kg無人機(jī)的彈射起飛作業(yè)。此外，西班牙Aries公司研制的HERCULES AH-01型號(hào)彈射器，可以實(shí)現(xiàn)最大彈射質(zhì)量500 kg，最大速度65 m/s的彈射任務(wù)[5,10]。

國內(nèi)學(xué)者主要圍繞壓縮空氣彈射內(nèi)彈道特性研究、彈射器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)以及彈射系統(tǒng)控制等方面展開相關(guān)理論及實(shí)驗(yàn)研究。尤其在內(nèi)彈道特性研究方面，主要針對筒式發(fā)射，基于不同的研究方法并且面向不同發(fā)射對象，進(jìn)行了大量彈射器影響參數(shù)研究。方九如[11]和叢龍騰[12]都以超近程防御武器系統(tǒng)壓縮空氣發(fā)射為背景，利用流固耦合仿真方法對不同空氣壓力、泄流面積以及內(nèi)彈道長度等參數(shù)條件下的內(nèi)彈道特性展開研究。李軍等[13]利用有限元分析軟件建立了大口徑火箭彈壓縮空氣發(fā)射裝置的仿真模型，從能量角度出發(fā)進(jìn)行參數(shù)分析，并考慮了泄漏帶來的能量損耗。謝磊等[14]利用Fluent軟件建立了直筒式壓縮空氣彈射裝置1/4 網(wǎng)格模型，在先前研究基礎(chǔ)上考慮了初始溫度對彈射裝置內(nèi)彈道特性的影響。李博平等[15]建立直筒式壓縮空氣彈射裝置內(nèi)彈道數(shù)學(xué)模型，在MATLAB中實(shí)現(xiàn)了發(fā)射閥全開時(shí)間以及閥最大流通面積等參數(shù)的仿真計(jì)算。劉南宏等[7]開展筒式壓縮空氣彈射系統(tǒng)仿真與實(shí)驗(yàn)研究，通過初始參數(shù)設(shè)計(jì)搭建原理實(shí)驗(yàn)臺(tái)并完成不同質(zhì)量下的彈射實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證了其仿真模型的準(zhǔn)確性，為壓縮空氣彈射器樣機(jī)的研制提供有效理論參考。范奧博[16]以一種巡飛無人機(jī)的壓縮空氣單兵彈射為研究背景，基于流固耦合仿真軟件分析了泄流因素對單兵筒式武器內(nèi)彈道特性的影響以及彈射擊發(fā)時(shí)的活塞碰撞應(yīng)力情況，并在此基礎(chǔ)上試制樣機(jī)展開試驗(yàn)，最終實(shí)現(xiàn)4.5 kg巡飛無人機(jī)以52 m/s左右的速度發(fā)射。此外，Ren等[17]針對高壓氣動(dòng)彈射器工作時(shí)面臨的氣壓、溫度急劇變化情況，建立了基于Peng-Robinson方程的真實(shí)氣體理論模型，該模型考慮了動(dòng)態(tài)泄漏及氣體與金屬壁之間強(qiáng)制對流傳熱的影響并得到了試驗(yàn)驗(yàn)證，為研究高精度高壓氣動(dòng)彈射器提供了方法。徐張寶[18]針對高壓氣動(dòng)彈射過程中存在的強(qiáng)非線性以及模型不穩(wěn)定等控制問題，結(jié)合理論與實(shí)驗(yàn)方法深入研究并提出了一種子系統(tǒng)控制策略。相較于大量的筒式發(fā)射研究，李德庚等[19]、張釗[20]、黃國勤等[21]、李士軍等[22]、羅江雪等[23]則針對無人機(jī)發(fā)射，基于仿真分析方法開展了導(dǎo)軌氣壓彈射裝置研究。其中，李德庚等[19]基于數(shù)學(xué)仿真方法進(jìn)行了主要影響參數(shù)分析，并關(guān)注了發(fā)射傾角對無人機(jī)加速過程的影響。張釗[20]進(jìn)行了無人機(jī)彈射系統(tǒng)設(shè)計(jì)以及批量化彈射方案的研究。黃國勤等[21]、李士軍等[22]則主要針對一種楔形軌道彈射裝置進(jìn)行系統(tǒng)結(jié)構(gòu)上的仿真優(yōu)化設(shè)計(jì)。羅江雪等[23]基于Ansys Workbench進(jìn)行了彈射架風(fēng)振研究。

國外在壓縮空氣彈射領(lǐng)域已具備相對成熟的產(chǎn)品加工技術(shù)，并已應(yīng)用于軍事領(lǐng)域。而國內(nèi)的大多研究仍處在筒式發(fā)射的理論研究或關(guān)鍵部件實(shí)驗(yàn)階段，相較于筒式發(fā)射，導(dǎo)軌彈射增設(shè)了增速滑輪組、牽引裝置、緩沖裝置以及導(dǎo)軌等部件，在實(shí)現(xiàn)牽引無人機(jī)平穩(wěn)加速和滑車制動(dòng)以及完成樣機(jī)組裝及運(yùn)輸?shù)确矫?，增加了理論設(shè)計(jì)以及實(shí)驗(yàn)實(shí)施難度，迄今也未形成具有一定市場規(guī)模的導(dǎo)軌式無人機(jī)用壓縮空氣彈射器產(chǎn)品[24]。因此，基于上述研究，本工作開展了無人機(jī)用壓縮空氣彈射器樣機(jī)的研制以及實(shí)驗(yàn)與仿真研究，成功研制適用于中小型固定翼無人機(jī)的壓縮空氣彈射器樣機(jī)并開展了性能測試，進(jìn)一步建立仿真模型進(jìn)行動(dòng)態(tài)分析，結(jié)合實(shí)驗(yàn)結(jié)果，詳細(xì)分析彈射器瞬態(tài)工作過程的氣動(dòng)作用原理，揭示了壓縮空氣彈射器氣動(dòng)作用機(jī)理。

1 壓縮空氣彈射系統(tǒng)

1.1 系統(tǒng)工作原理

無人機(jī)壓縮空氣彈射系統(tǒng)如圖1所示。在彈射準(zhǔn)備階段，無人機(jī)及滑車被固定在初始位置，壓縮機(jī)向高壓儲(chǔ)氣罐充氣，達(dá)到目標(biāo)壓力時(shí)停止充氣。彈射開始時(shí)，閉鎖機(jī)構(gòu)釋放滑車及無人機(jī)。通過氣閥控制，壓縮氣體瞬間從儲(chǔ)氣罐充入動(dòng)力氣缸推動(dòng)活塞做功并通過增速滑輪組帶動(dòng)滑車及無人機(jī)加速，加速后期無人機(jī)達(dá)到失速速度離開小車實(shí)現(xiàn)起飛，滑車則在緩沖裝置作用下實(shí)現(xiàn)減速制動(dòng)。

圖1 無人機(jī)壓縮空氣彈射系統(tǒng)Fig.1 UAV compressed air ejection system

1.2 熱力學(xué)模型

由于在壓縮空氣彈射實(shí)際作用過程中，真實(shí)氣體的流動(dòng)情況較為復(fù)雜，為簡化模型，本研究中均采用理想氣體模型，且不考慮泄漏。

在儲(chǔ)氣裝置充放氣過程中，根據(jù)質(zhì)量守恒定律和能量守恒定律可得[25]：

式中，m?in、m?out為儲(chǔ)氣室(儲(chǔ)氣罐、儲(chǔ)氣缸)充放氣時(shí)的空氣流量。儲(chǔ)氣罐釋氣過程中m?in= 0。m為儲(chǔ)氣室內(nèi)的氣體質(zhì)量，t為時(shí)間，u為空氣比內(nèi)能，h為空氣比焓，T為儲(chǔ)氣室內(nèi)空氣溫度，Tenv為環(huán)境溫度，kc為儲(chǔ)氣室內(nèi)空氣與環(huán)境的換熱系數(shù)，A為儲(chǔ)氣室的換熱表面積。

儲(chǔ)氣罐氣體流向氣缸過程中，空氣流經(jīng)氣閥，該過程為一維等熵流動(dòng)，并由質(zhì)量流量計(jì)算方程可將其進(jìn)一步分為亞聲速流動(dòng)和超聲速流動(dòng)[26-28]：

式中，β為流量修正系數(shù)，S為閥流通截面積，Ph為儲(chǔ)氣罐氣體壓強(qiáng)，ρh為儲(chǔ)氣罐氣體密度，κ為空氣絕熱指數(shù)，πr為進(jìn)出口壓比。

無人機(jī)及氣缸活塞運(yùn)動(dòng)情況的運(yùn)動(dòng)學(xué)公式如下：

其中不考慮無人機(jī)所受發(fā)動(dòng)機(jī)推力及所受空氣阻力，獲得的無人機(jī)受力分析：

式中，m1為無人機(jī)質(zhì)量，m2為滑車質(zhì)量，l1為無人機(jī)運(yùn)動(dòng)位移，t為無人機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)間，F(xiàn)為無人機(jī)及滑車所受牽引力，fs為滑車及無人機(jī)所受摩擦阻力，G為無人機(jī)及滑車所受總重力，θ為發(fā)射傾角。

活塞受力分析：

式中，m3為活塞質(zhì)量，l2為活塞運(yùn)動(dòng)位移，A'為活塞截面積，Δp為活塞兩側(cè)壓差，f's為活塞與氣缸壁間的摩擦阻力，G'為活塞所受重力，F(xiàn)Z為活塞所受負(fù)載。

二者之間的聯(lián)系：

式中，n為傳動(dòng)比。

2 實(shí)驗(yàn)與仿真研究

2.1 壓縮空氣彈射器設(shè)計(jì)

針對50 kg 固定翼無人機(jī)用壓縮空氣彈射器，通過建立熱力學(xué)模型，并在MATLAB中進(jìn)行設(shè)計(jì)參數(shù)仿真計(jì)算。其計(jì)算結(jié)果表明：在一定參數(shù)范圍內(nèi)，儲(chǔ)氣罐體積、初始?jí)簭?qiáng)、彈射筒直徑及軌道長度與彈射速度呈正相關(guān)，并且在上述參數(shù)中僅軌道長度與彈射過載呈負(fù)相關(guān)，彈射角度對彈射器性能影響較小。此外，因?yàn)楸緦?shí)驗(yàn)的設(shè)計(jì)目標(biāo)在于實(shí)現(xiàn)20 m/s以上的彈射速度，即該值不小于彈射無人機(jī)的失速速度，在該衡量標(biāo)準(zhǔn)下進(jìn)行彈射器參數(shù)選取，因此綜合考量，最終得到的參數(shù)選取結(jié)果見表1。

表1 50 kg無人機(jī)壓縮空氣彈射器參數(shù)選取結(jié)果Table 1 Parameter selection results of compressed air catapult for 50 kg UAV

設(shè)計(jì)的無人機(jī)用壓縮空氣彈射器樣機(jī)如圖2所示，該彈射器包含的實(shí)驗(yàn)部件主要有高壓儲(chǔ)氣罐、氣缸、增速滑輪裝置、彈射導(dǎo)軌、緩沖機(jī)構(gòu)等。其他實(shí)驗(yàn)設(shè)備及零部件還包括壓力傳感器、速度傳感器以及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)等。

圖2 無人機(jī)壓縮空氣彈射器結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Structure diagram of UAV compressed air catapult

2.2 實(shí)驗(yàn)測試及數(shù)據(jù)采集方案

本實(shí)驗(yàn)測試主要分為三個(gè)階段，即彈射準(zhǔn)備階段、彈射起飛階段以及彈射完成階段，如圖3所示。在彈射準(zhǔn)備階段，展開彈射架并調(diào)整到適當(dāng)彈射傾角，無人機(jī)位于彈射起始位置。彈射起飛階段，開啟電磁閥，同時(shí)釋放無人機(jī)滑車，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)加速飛行。無人機(jī)離開彈射軌道即彈射完成。

圖3 無人機(jī)壓縮空氣彈射過程示意圖Fig.3 UAV compressed air ejection process diagram

實(shí)驗(yàn)記錄的數(shù)據(jù)主要包括壓力及無人機(jī)運(yùn)動(dòng)過程參數(shù)等。壓力測量選用美國通用電氣UNIK5000型壓力傳感器(圖4)。運(yùn)動(dòng)參數(shù)的獲取主要通過加速度傳感器實(shí)現(xiàn)。實(shí)驗(yàn)直接測得的數(shù)據(jù)為加速度，而速度和位移分別通過對加速度計(jì)算間接求得。

圖4 UNIK5000型壓力傳感器Fig.4 UNIK5000 pressure sensor

2.3 仿真模型搭建

對無人機(jī)彈射系統(tǒng)進(jìn)行仿真分析，在流固耦合仿真軟件中建立包括儲(chǔ)氣罐、連接管、氣缸以及活塞等部件對應(yīng)的仿真模型，模擬氣路作用過程。流體域均建立為歐拉域，在該軟件系統(tǒng)中歐拉域默認(rèn)邊界為剛性邊界，在氣缸模型最右端進(jìn)行出口邊界設(shè)置，活塞所在固體域則建立為拉格朗日域。最終通過傳動(dòng)比折算由活塞的運(yùn)動(dòng)情況間接得到無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)。此外，由于管路為軸對稱結(jié)構(gòu)，為簡化分析，在仿真軟件中搭建網(wǎng)格模型進(jìn)行計(jì)算，該模型運(yùn)行的總節(jié)點(diǎn)數(shù)為115110，如圖5所示。

圖5 無人機(jī)壓縮空氣彈射2D仿真模型示意圖Fig.5 Schematic diagram of 2D simulation model of UAV compressed air ejection

3 實(shí)驗(yàn)與仿真結(jié)果分析

3.1 壓力變化分析

圖6～10顯示了仿真與實(shí)驗(yàn)結(jié)果。如圖6所示，可以看出當(dāng)閥門開啟后，儲(chǔ)氣罐內(nèi)的高壓空氣在短時(shí)間內(nèi)釋放，使得儲(chǔ)氣罐內(nèi)的壓力變化近似線性下降，至彈射終了，儲(chǔ)氣罐內(nèi)的剩余氣體壓強(qiáng)仍占初始?jí)簭?qiáng)的68.3%。并且仿真與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好，該仿真方法能夠應(yīng)用于彈射器的氣動(dòng)作用過程分析。

圖6 儲(chǔ)氣罐壓力變化曲線對比Fig.6 Comparison of pressure change curves of gas storage tanks

3.2 無人機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)分析

圖7所示為無人機(jī)的加速度變化曲線，彈射開始時(shí)加速度值驟增并迅速上升到峰值，隨后逐漸下降，實(shí)驗(yàn)與仿真條件下的加速度曲線變化趨勢較為一致。加速度的變化主要由活塞兩側(cè)的壓差決定，彈射初始時(shí)刻，由于閥門開啟，儲(chǔ)氣罐內(nèi)的高壓空氣在短時(shí)間內(nèi)涌入儲(chǔ)氣缸，使得活塞左側(cè)的壓力迅速增加，活塞兩側(cè)的壓差迅速增加到最大值。隨著活塞的進(jìn)一步運(yùn)動(dòng)，儲(chǔ)氣缸容積增加，活塞左側(cè)壓力下降，活塞兩側(cè)壓差減小，從而使得加速度減小。仿真與實(shí)驗(yàn)結(jié)果相比，加速度的響應(yīng)時(shí)間提前，這是由于仿真相較于實(shí)驗(yàn)更趨向于理想過程，在彈射開啟瞬間即刻響應(yīng)；而在實(shí)驗(yàn)過程中由于電磁閥完全開啟需要一定的時(shí)間，因此造成了初期加速度變化上的滯后。并且在彈射后期，實(shí)驗(yàn)加速度的變化還出現(xiàn)了一定的波動(dòng)，考慮這是由于在實(shí)驗(yàn)過程中部件間振動(dòng)等因素導(dǎo)致。

圖7 無人機(jī)加速度變化曲線對比Fig.7 Comparison of UAV acceleration curve

圖8所示為無人機(jī)的速度變化曲線，無人機(jī)的彈射速度隨著時(shí)間的增加不斷增大，同時(shí)速度增幅減小。仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果二者吻合較好。在彈射初期，由于響應(yīng)時(shí)間的影響，與加速度變化曲線相對應(yīng)，同時(shí)刻下的仿真速度較實(shí)驗(yàn)速度增長較快。仿真條件下的彈射末速度為24.74 m/s，實(shí)驗(yàn)值為25.11 m/s，誤差約為1.5%，在容許誤差范圍內(nèi)。

圖8 無人機(jī)速度變化曲線對比Fig.8 Comparison of UAV velocity curve

圖9所示為無人機(jī)位移隨時(shí)間的變化曲線，仿真與實(shí)驗(yàn)的變化趨勢一致，位移與時(shí)間呈近二次函數(shù)關(guān)系，前期位移增長速度較緩，后期不斷增加。

圖9 無人機(jī)位移變化曲線對比Fig.9 Comparison of UAV displacement curve

此外，結(jié)合圖10所示的位移速度曲線分析，彈射速度隨位移變化不斷增大，且加速過程主要集中在彈射行程的前期，后期速度增長變緩，這仍是受活塞兩側(cè)的壓力變化影響，因?yàn)殡S著活塞位移的不斷增加，儲(chǔ)氣容積不斷擴(kuò)展，活塞左側(cè)壓力進(jìn)一步下降，從而造成相同位移變化下的速度增長逐漸放緩。

圖10 無人機(jī)速度-位移變化曲線對比Fig.10 Comparison of UAV velocity-displacement curve

3.3 壓縮空氣流動(dòng)過程分析

3.3.1 設(shè)計(jì)參數(shù)分析

對于無人機(jī)壓縮空氣彈射系統(tǒng)而言，影響無人機(jī)運(yùn)動(dòng)特性的主要因素來自于活塞兩側(cè)的氣體壓力變化，而活塞右側(cè)為常壓區(qū)，因此為了更好地把握無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，只需對儲(chǔ)氣缸內(nèi)的氣體變化情況進(jìn)行分析。圖11 展示了不同時(shí)刻儲(chǔ)氣缸內(nèi)的氣體壓力云圖以及速度矢量分布情況。

圖11 儲(chǔ)氣缸各時(shí)刻氣體壓力云圖及速度矢量分布Fig.11 Gas pressure cloud diagram and velocity vector distribution at each time of cylinder

由圖11 可知，儲(chǔ)氣缸內(nèi)的氣體壓力在彈射初期達(dá)到最大，隨后逐漸降低。并且?guī)缀踉谡麄€(gè)彈射階段，氣缸內(nèi)的高壓區(qū)分布都在局部與整體之間往復(fù)變化。這是由于在不同彈射階段，活塞左端面處的氣體運(yùn)動(dòng)不同程度受阻集聚，從而形成局部的高壓區(qū)，并在壓差的驅(qū)動(dòng)下不斷改變分布區(qū)域。而在355 ms之后，氣缸內(nèi)的壓力變化逐漸趨于穩(wěn)定，直至388 ms 彈射結(jié)束，氣缸內(nèi)的壓力分布再無明顯變化，如圖11(c)所示。

彈射初期5～10 ms 內(nèi)，來自儲(chǔ)氣罐的高壓空氣尚未到達(dá)活塞壁面，具有較大的來流速度，并且越靠近軸心處的氣體流速越大，易產(chǎn)生較大的速度波動(dòng)，如圖11(a)所示。隨著彈射時(shí)間的不斷推移，到達(dá)活塞左側(cè)的流體在活塞端面減速升壓，并進(jìn)一步驅(qū)動(dòng)活塞運(yùn)動(dòng)，同時(shí)流體在活塞端面由中心向四周擴(kuò)展，進(jìn)而沿著氣缸壁面回流，到彈射中后期，在整個(gè)空間內(nèi)形成渦流，流體速度分布也逐漸均勻，如圖11(b)、(c)所示。

3.3.2 參數(shù)敏感性分析

為了進(jìn)一步分析儲(chǔ)氣缸初始?jí)毫o人機(jī)運(yùn)動(dòng)的影響情況，搭建三組仿真模型，設(shè)定儲(chǔ)氣罐初始?jí)毫o量綱數(shù)為1.25，儲(chǔ)氣缸初始?jí)毫o量綱數(shù)分別為1.25、0.9以及0.55，以位移為橫坐標(biāo)，分析不同初始缸壓下的儲(chǔ)氣缸壓力變化以及無人機(jī)運(yùn)動(dòng)情況。

如圖12 所示，儲(chǔ)氣缸壓力變化整體呈先上升后下降的趨勢，隨著初始值降低，壓力變化曲線逐漸變緩。

圖12 不同初始缸壓下儲(chǔ)氣缸壓力變化曲線Fig.12 Cylinder pressure change curve under different initial cylinder pressure

圖13 所示為三組參數(shù)下的無人機(jī)速度及加速度變化曲線。不同初值條件下完成彈射所需的時(shí)間依次為340 ms、388 ms 和489 ms，氣缸充氣壓力不同，其彈射時(shí)間不同。此外，從圖中可以看出，加速度變化曲線與儲(chǔ)氣缸壓力變化曲線基本一致，加速度峰值隨初始缸壓的增加而增大，同時(shí)更高壓力下的加速度衰減也更快，變化更為劇烈。速度與初始缸壓呈正相關(guān)，但隨著缸壓的進(jìn)一步提升，同時(shí)刻下速度的增幅將會(huì)減小。如缸壓從0.55 提升到0.9，末時(shí)刻速度提升了20.5%；但從0.9提升到1.25，末時(shí)刻速度只提升了12.2%。因此在具體實(shí)驗(yàn)過程中，需要綜合考慮發(fā)射條件，即無人機(jī)發(fā)射目標(biāo)、無人機(jī)所能承受的最大過載、氣缸承壓以及預(yù)充氣壓的經(jīng)濟(jì)性，進(jìn)行合理的初始缸壓設(shè)定。

圖13 不同初始缸壓下運(yùn)動(dòng)變化曲線Fig.13 Motion curves under different initial cylinder pressures

由于儲(chǔ)氣缸壓力變化在前期有明顯差異，故截取10 ms時(shí)刻的速度矢量分布圖進(jìn)行對比分析，如圖14 所示，在彈射初始時(shí)刻，當(dāng)儲(chǔ)氣罐壓力一致時(shí)，儲(chǔ)氣缸壓力越小，靠近軸心處的流體速度越大，這是因?yàn)樵诟蟮膲毫μ荻认職怏w的流速增大。因此反過來當(dāng)初始缸壓越大，儲(chǔ)氣罐氣體的流入速度更慢，而活塞兩側(cè)又由于壓差增大，位移更快，使得儲(chǔ)氣缸容積擴(kuò)展更快，兩方面因素共同作用使得較高缸壓下的氣體壓力衰減加劇。

圖14 10 ms時(shí)不同初始缸壓下速度矢量分布Fig.14 Velocity vector distribution under different initial cylinder pressures at 10 ms

4 結(jié) 論

本工作介紹了壓縮空氣彈射器的研制、實(shí)驗(yàn)以及仿真分析，成功研制基于壓縮空氣動(dòng)力的無人機(jī)彈射器樣機(jī)，并開展了詳細(xì)的實(shí)驗(yàn)與仿真分析，解析了彈射器工作過程參數(shù)變化以及氣動(dòng)作用過程，同時(shí)研究了不同參數(shù)對彈射器性能的影響，得出的主要結(jié)論如下。

（1）成功研制了無人機(jī)壓縮空氣彈射系統(tǒng)樣機(jī)，并開展實(shí)驗(yàn)研究，實(shí)現(xiàn)了50 kg無人機(jī)以25.11 m/s的速度彈射。

（2）仿真模型的運(yùn)行結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合較好，儲(chǔ)氣罐壓力變化基本一致，無人機(jī)彈射速度誤差控制在1.5%內(nèi)，驗(yàn)證了仿真模型的準(zhǔn)確性。

（3）研究獲得了壓縮空氣彈射器工作過程的壓力、速度、加速度等參數(shù)的變化規(guī)律，進(jìn)一步分析把握了氣缸內(nèi)部壓縮空氣對活塞的作用過程，揭示了彈射過程中壓縮空氣的作用機(jī)理。

（4）在一定范圍內(nèi)，儲(chǔ)氣缸壓力與無人機(jī)速度、加速度變化呈正相關(guān)。儲(chǔ)氣缸壓力設(shè)定過高，對氣缸及無人機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求增加，加速度峰值過高且衰減較快，不利于彈射過程的平穩(wěn)運(yùn)行；設(shè)定過低，彈射時(shí)間延長，彈射速度減小。因此需要綜合考慮，設(shè)定合理的儲(chǔ)氣缸初始?jí)毫Α?/p>