摘 要：主要就現(xiàn)階段直升機吊裝過程中存在的參與人員過多、下洗氣流過強存在安全隱患、吊裝效率過低等問題，創(chuàng)新性地利用了四旋翼飛行器結構，設計了一個自主吊裝系統(tǒng)，并就系統(tǒng)硬件部分進行了結構設計和極限工況的靜力學分析。首先，總體設計方面，將吊裝系統(tǒng)分為三部分，分別為收納裝置、繩系無人機及對接機構，通過收納裝置自主釋放繩系無人機，無人機自主尋找待對接物料實現(xiàn)自主吊裝；其次，介紹了各部分的設計方案，其中繩系無人機和對接機構的設計中，利用滑槽結構分別實現(xiàn)了變體與對接；最后，在極限工況下，對關鍵元件進行了靜力學分析，驗證了對接吊裝的可靠性。

關鍵詞：直升機吊裝過程；對接機構；四旋翼飛行器

中圖分類號：V275+.1" " 文獻標志碼：A" " 文章編號：1671-0797（2025）06-0078-04

DOI：10.19514/j.cnki.cn32-1628/tm.2025.06.020

0" " 引言

沒有地形限制，能進行垂直補給的運輸直升機，是現(xiàn)代戰(zhàn)爭中不可或缺的機動力量，是艦艇反潛、兩棲登陸、特種作戰(zhàn)、戰(zhàn)場救援、無障礙運輸?shù)炔豢商娲淖钣行аb備[1]。直升機垂直補給被廣泛應用于物資的補充工作，其可分為三大過程：吊裝過程、吊掛運輸過程和卸載過程。其中，吊裝過程作為直升機垂直補給的關鍵過程，當前多采用人工的方式[2]進行，并且由于直升機下洗氣流的影響，通常情況下，地面機組人員無法單人完成吊掛任務，需多人配合完成吊掛，該過程一般耗時較長，效率較低。

本文主要就吊裝過程開展研究，設計了一個自主吊掛系統(tǒng)，由收納裝置、繩系無人機和對接機構三部分組成，并通過靜力學分析驗證了吊裝的可靠性。

1" " 自主吊裝系統(tǒng)總體方案

1.1" " 總體布局及工作流程

直升機自主吊裝系統(tǒng)組成如圖1所示，包括收納裝置、繩系無人機和對接機構。

收納裝置安裝于吊掛直升機機艙腹部；繩系無人機可在繩長范圍內(nèi)移動，且與對接機構中的上對接端直接相連；對接機構分為兩部分——上對接端和下對接端，上對接端為無源結構，安裝于繩系無人機的下部，下對接端為有源機構，設于待吊掛的物資上方，通過繩索與待對接物資相連。

系統(tǒng)工作流程：吊裝開始前，繩系無人機變體后收納于機艙腹部的收納裝置中；開始吊裝后，收納裝置釋放吊繩，繩系無人機在吊繩末端，攜帶上對接端自主尋找下對接端位置，主動進入導引對接范圍，實現(xiàn)自主吊裝。

1.2" " 繩系無人機結構設計

繩系無人機是連接各個模塊的關鍵環(huán)節(jié)，其攜帶有主動對接端，設計的結構強度要足夠可靠；同時，該系統(tǒng)需安裝于直升機機艙腹部，由于可以占據(jù)的空間有限，無人機的結構要足夠緊湊，盡量具有變體功能，能夠減少橫向或縱向尺寸；直升機吊運質量應主要為吊運物資的重量，故無人機在質量方面要盡量做到輕量化設計；此外，無人機飛行過程中直升機處于懸停狀態(tài)，會產(chǎn)生下洗氣流，風速等級可達6級風水平，因此，無人機動力模塊需提供足夠的動力，通過提高無人機的動力性能，使其可以抵擋強風的干擾。

綜合上述要求，總體布局排除了橫截尺寸較大的多旋翼布局和機動性較差的四旋翼十字型布局，選擇四旋翼X字型的布局方式，如圖2所示。

無人機槳翼尺寸是確定無人機總體尺寸的關鍵，其一般與電機配套選擇。綜合市場表現(xiàn)，本文選擇了品控較好的老虎電機（T-MOTOR）中的U3電機，并根據(jù)最大拉力要求選擇了打磨碳纖維槳翼13*4.4CF，根據(jù)文獻[3]可得機架尺寸相關計算公式：

rmax=1.05rp～1.2rp" " " " " " " " " （1）

R=rmax/sin=rmax/sin" " " " " " " "（2）

式中：rmax為旋翼最大半徑；rp為旋翼半徑；R為機架半徑；θ為機臂夾角；n為機臂數(shù)量。

已知旋翼半徑rp=165.1 mm，由式（1）得rmax可取194.45 mm，進而可得出機架半徑為R=275 mm。綜合考慮各個機載元件尺寸、無人機抗風等級等因素，取機臂長度為150 mm，留有足夠的中間部分空間，以供飛控、電源等的安裝。

繩系無人機變體方式，參考文獻[4]選擇使用中空的螺紋絲杠配合滑槽實現(xiàn)無人機的變體，具體方式為：利用絲杠帶動上中心盤的運動，間接實現(xiàn)機臂相對彎折的位置變化。機臂變體前后位置變化如圖3所示。

繩系無人機整體布局如圖4所示，主體采用碳纖維材料Hexcel AS4C（3 000絲），T14*3的絲杠搭配86貫通式絲杠電機，綜合計算質量為4.79 kg。

無人機需要可以抵擋6級下洗氣流的影響，參考文獻[5]，由下式求解其前飛速度v：

v（θ）=" （3）

式中：θ為前飛俯仰角；M為機身總體質量；g為重力加速度（取g=9.8 m/s2）；ρ為空氣密度（取ρ=1.29 kg/m3）；s為無人機的最大橫截面積，取s=0.04 m2；空氣阻力系數(shù)CD（θ）由[C1（1-cos3θ）+C2（1-sin3θ）]近似表示，其中取C1=3，C2=1.5。

已知6級風速為10.8～13.8 m/s，計算可知繩系無人機俯仰角為20°，前飛速度為18.42 m/s，符合動力要求。

1.3" " 對接機構設計

對接機構為關鍵承重模塊，因此其結構強度要求較高；同時直升機吊掛運輸包括吊裝、卸載兩個過程，故要求對接機構不僅具有自動對接、捕獲、鎖緊的功能，也要具有自行解除對接狀態(tài)的能力；此外，由于上對接端安裝于繩系無人機的下部，因此其安裝尺寸、質量存在限制，要在保證主動對接端結構強度滿足要求的前提下，減小尺寸并減輕質量；被動端布置在吊掛物資上，由于補給船受海浪影響會發(fā)生晃動，其要具有一定的穩(wěn)定性。

對接機構分為上對接端和下對接端兩部分，總體布局如圖5所示。其中，下對接端的對接箱體設有吊孔用于吊掛物資，上方設有錐面用于機械導引，由導引盤、對接卡塊配合實現(xiàn)對接鎖緊。

對接機構主要利用了導引盤上特殊開設的凸輪槽結構搭配對接箱體上的導引梁，實現(xiàn)轉動到平動的轉換，完成對接過程；驅動電機的正反轉，分別完成吊裝和卸載過程。關鍵元件對接過程的初末狀態(tài)如圖6所示。

1.4" " 收納裝置設計

收納裝置安裝于機艙腹部的外側，總體空間有限，因此其縱向和橫向尺寸均有限制要求；同時，收納子系統(tǒng)負責繩索的收納工作，要設有專門的機構收納繩索；此外，收納子系統(tǒng)應設有無人機固定結構，防止無人機在收納完成后發(fā)生相對抖動或旋轉。

綜合考慮機構復雜度，最終選擇了簡單、直觀且固定可靠的收納方案，通過電動提升機構控制繩索，通過引導輪沿垂直方向收納、釋放繩系無人機。收納時，利用無人機上中心盤四個均布的薄片磁鐵與收納裝置上的電磁鐵配合，實現(xiàn)繩系無人機的固定。其總體布局如圖7所示。

2" " 靜力學仿真

綜合分析直升機垂直補給過程，其中吊掛運輸過程對于結構強度的要求最高，為系統(tǒng)極限工況，此工況下，對接機構是吊掛運輸階段的關鍵承重部分，其中對接卡塊尺寸最小，但承載能力要求極高，因此對其進行強度的校核。

2.1" " 分析準備

使用ANSYS Workbench軟件中的Static Structural模塊進行靜態(tài)力學分析，模型導入后，選用材料AISI 4340鋼，劃分0.5 mm單元尺寸的三角形網(wǎng)格。已知對接卡塊安裝于對接箱體的導引梁上，吊掛重物質量為1 t，由此設置力和約束如圖8所示。

2.2" " 分析結果

通過軟件中的求解方案，添加了等效應力和總變形的分析，獲取到吊掛運輸過程中對接卡塊的應力與總變形云圖，如圖9所示。

由圖示結果可知，對接卡塊在該工況下的最大應力為608.39 MPa，已知正火處理的AISI 4340鋼的抗拉強度達1 110 MPa，可計算安全系數(shù)為：

SF=≈1.824" " " " " " " "（4）

結果表明，在此工況下對接卡塊仍有較大的安全裕度，強度符合要求。

3" " 結論

本文主要就現(xiàn)階段直升機垂直補給中的吊裝過程進行了研究，通過利用繩系四旋翼無人機，設計了一個自主吊裝系統(tǒng)，針對系統(tǒng)的硬件部分進行了較為詳細的設計，并在最后針對吊掛運輸工況下的關鍵承重元件進行了靜力學分析，確保了極限工況下系統(tǒng)的結構強度可靠。

[參考文獻]

[1] 張青，趙少鋒.加強陸軍運輸直升機投送力量建設研究[J].軍事交通學院學報，2019，21（3）：8-11.

[2] 銀川艦萬里走單騎背后：國產(chǎn)遠洋補給艦還有什么短板，怎么解決？[EB/OL].（2023-02-14）[2024-12-03].https：//

m.163.com/dy/article/HTGL909S0553AXEY.html.

[3] 全權.多旋翼飛行器設計與控制[M].北京：電子工業(yè)出版社，2018.

[4] OLIVIERI L，F(xiàn)RANCESCONI A.Design and test of a semiandrogynous docking mechanism for small sate-

llites[J].Acta Astronautica，2016，122：219-230.

[5] SHI D J，DAI X H，ZHANG X W，et al.A practical performance evaluation method for electric multi-

copters[J].IEEE/ASME Transactions on Mechatronics，2017，22（3）：1337-1348.

收稿日期：2024-12-06

作者簡介：劉波（2000—），男，河北沙河人，碩士研究生在讀，研究方向：無人機系統(tǒng)設計。