無人機火箭助推發射風險控制方法研究

張世慧 袁培新 董功銳 崔丹

摘?要：本文針對某型無人機在起飛發射過程中存在的風險，對無人機起飛發射過程進行了分段處理，分析了各階段姿態控制邏輯，對火箭助推發射的風險邊界進行了研究論證，提出了無人機發射過程中調整火箭助推器的兩種方法，能夠有效提升無人機火箭助推發射的安全性，為該類無人機安全發射起飛提供理論依據。

關鍵詞：無人機；火箭助推發射；姿態控制；方法研究

1?概述

無人機的起飛方式有很多種，歸納為零長發射起飛、彈射起飛、起落架滑跑起飛、載機空中發射起飛、容器式發射起飛、垂直起飛、投擲發射起飛等類型。比較通用也是比較成功的起飛方法之一是火箭助推發射起飛，火箭助推發射一般采用零長或短軌的發射方式，無人機安裝在零長度發射裝置上，在火箭助推器作用下飛離發射裝置，無人機起飛后，拋掉助飛火箭，由飛機上的發動機完成飛行任務。

以某型無人機為例，該型無人機在實際使用中，由于發射場地周邊環境復雜，有村莊和高壓線等建筑物，無人機火箭助推發射起飛后，火箭助推器掉落地點不固定，人員和設備存在一定安全風險。為解決該型無人機在復雜環境下的起飛問題，本文從發射風險入手，分析研究了該型無人機火箭助推發射過程，提出了改進意見和注意事項，為火箭助推類無人機發射提供理論依據［1］。

2?無人機火箭助推發射的特點

無人機的起飛方式是反映作戰靈活性的關鍵因素，在實際應用過程中發射階段往往最容易發生問題?；鸺瓢l射作為零長發射的一種方式，不受地域環境的限制、機動性好、便捷快速、火箭助推發射存在時間短、無人機受力相對復雜、重心在瞬間移動大等特點［2］。

火箭助推無人機往往受多種因素的影響，火箭安裝角度不合適，會出現推力線不通過無人機重心的問題，導致無人機在俯仰和橫傾方向產生較大的作用力矩，造成無人機起飛時俯仰姿態或者橫傾發生變化，影響無人機安全起飛性能，會造成發射階段無人機失敗問題，調整助推火箭的推力線對于保證起飛具有十分重要的意義。

在實際操作中，火箭助推發射時需要考慮的因素較多，主要為氣動參數、控制系統參數、火箭安裝參數等方面，如果這些參數選擇不當，很容易導致發射過程的失?。?］。

3?火箭助推過程

火箭助推過程可分為3個階段：在軌滑行階段、脫離發射架到助推結束階段、助推火箭脫落階段［3］。

3.1?在軌滑行階段

在軌道滑行階段，無人機受力主要有發動機推力、助推火箭推力、無人機重力、氣動力、導軌的支撐力和摩擦力。該階段無人機發射角與爬升姿態角一致，即機體橫傾為0°，俯仰為±13°，且該階段飛行速度較低，同時受導軌的約束，因此可以不考慮氣動力。

3.2?火箭助推階段

從火箭點燃到燃燒結束，火箭的燃燒時間大約為2s左右，當火箭脫落時無人機飛行的高度約80米，距離也相對較近，通過發射無人機的姿態分析，無人機起飛時發射角度與爬升時的姿態角基本一致，機體坐標軸與速度方向一致（迎角為零）。無人機離開發射架后，俯仰角開始變大，在飛行控制器的作用下，最終保持在一定的范圍內，無人機的實際飛行數據與火箭助推發射階段縱向姿態曲線基本一致。但是，無人機在發射階段速度不是很高，所以想要確保無人機在發射階段安全，必須在飛行前做好火箭助推器的安裝和檢查工作，確保推力線和安裝角在中心位置。

3.3?火箭脫落階段

火箭助推結束后，無人機速度完全由自身發動機推力保持，未完全達到最大速度，火箭此時跟隨無人機一起做勻速運動。不同的是，火箭在重力的作用下向前下方擺動脫落，可簡化為一物體在重力作用下繞定點下擺，分離時間非常短暫，火箭脫落時運動可以分解為沿接觸點（助推火箭與無人機）的下移和轉動。

4?火箭助推風險邊界分析

一般來說，無人機重心會偏離設計推力線（比如無人機的發動機在火箭點火之前就已經啟動，由于各個型號無人機的油箱位置、結構設計等不同，發動機啟動后至無人機發射前一段時間的燃油消耗會導致無人機重心偏離設計推力線），助推火箭的推力會對無人機產生一個抬頭力矩；發射過程中，火箭推力的重心在無人機重心的后下方，無人機發動機的推力會對無人機產生低頭力矩；在火箭推力的作用下，無人機速度隨之增加，升力也慢慢增大，無人機的重心點在組合體重心之前，氣動力會對組合體產生一個抬頭的力矩［4］。

火箭在離軌后俯仰角變化較大，這是由于在無人機離軌瞬間，導軌的作用力突然消失，由于慣性作用，無人機產生一定的抬頭力矩。在2s時間內，助推火箭力矩大于發動機推力力矩，無人機俯仰角減少。3s后，在氣動力矩與發動機推力力矩共同作用下，最終使無人機的俯仰角穩定在給定值。從速度、高度的變化來看，雖然發射階段俯仰角變化較大，但由于無人機離軌時飛行速度很低，氣動力矩作用可以忽略，舵面效率基本不存在，要確保無人機安全發射，必須在發射前調整好助推火箭的安裝角［5］。

4.1?無人機發射過程必須引入俯仰控制

火箭助推發射過程中，無人機的初始速度主要由助推火箭產生，加入俯仰控制，可使無人機發射時以固定角度和方向爬升，當助推火箭脫落后，無人機在自身發動機的推力下沿縱向俯仰方向飛行，如果沒有引入俯仰控制，會導致組合體重心發生移動，無人機受力發生變化，并且始終受到較大的火箭推力，致使整個過程無人機沒有平衡點。無人機俯仰姿態變化較大，不利于發射安全，尤其俯仰力矩系統對俯仰角速度的導數較小時，則無人機的姿態變化將更加劇烈。如果火箭推力線在組合體重心上方通過，則常值力矩是低頭力矩，無人機在助推發射過程中可能存在墜地風險。因此，必須在無人機的火箭助推發射過程中引入俯仰控制，以消除無人機由于存在重心測量誤差、安裝誤差等造成的影響，確保發射安全［6］。

4.2?火箭助推發射無人機重心匹配問題

根據上述分析，無人機重心的位置是決定無人機縱向穩定性的重要參數，即使引入俯仰控制，無人機和助推火箭、助推火箭和發射架之間的縫隙也應當盡可能小。

當無人機重心位置固定時，必須滿足推力線的延長線與無人機的實際重心之間距離在一定范圍內才能保證發射安全。因此，在發射前需測量無人機的實際重心，保證助推火箭推力線通過組合體重心。

4.3?火箭助推發射無人機重心位置的調整

在空中飛行的無人機全機重心的前后位置允許變動的范圍較小，重心位置的前限由滑跑起飛時把機頭拉起的條件決定，重心的后限由無人機飛行時的安定條件決定，常說的重心位置是相對于機翼平均氣動弦長的百分比來表示［7］。

某型無人機采用火箭助推的方式起飛，起飛前已經引入了俯仰控制，主要考慮的是安定性方面的要求。根據空氣動力方面的計算，并且將平均空氣動力弦簡化折算到機翼根部弦長上去，某型無人機的重心位置在33%～35%機翼根弦。由于火箭發射起飛，要求推力線與重心之間有較嚴格的關系，因此上述范圍應予以保證。

無人機出廠前重心位置已調整在上述重心位置，無須再進行調整，但飛機內的裝載設備如有大的變動，則重心必須重新調整。其方法是根據力矩平衡原則按以下步驟調制要求位置：某型無人機以待飛狀態安裝，即各種設備全部安裝到位，加滿油，裝好傘，發動機安裝到位，機翼尾翼安裝到位，在中翼上畫好配重線，貼好刀口支撐板；配重時先將刀口對準中間一條線，看全機能否配平，否則移動刀口直到全機平衡；若刀口還在重心前后0.5mm范圍內則無須另外配重，若超出此范圍，可在頭部或者尾部配重。

4.4?火箭推力線的測量

在無人機剛離開發射架時無人機的速度很低，機翼的升力很小，此時無人機的重量完全要由火箭推力的向上分力來負擔。隨后無人機的速度不斷增加，機翼的升力逐漸增大，再加上火箭推力的向上分力，飛行軌跡勢必向上彎曲，而且機頭上仰角度也隨之增大，這樣的姿態容易造成無人機“失速”。因此，要使推力線有意的在重心上面通過，剛起飛時，造成一個低頭力矩，使無人機略有低頭，而在火箭助推的后期，不至于抬頭過高。

5?調整火箭助推器的兩種方法

火箭助推器起飛最大的優勢就是起飛場地不受限制，可以在山地、河灘、丘陵等地形復雜的地方做到零長起飛，最大限度地提高了火箭助推無人機的機動性和展開時間［8］。

5.1?配重法

根據無人機的重心位置，使用鋼板尺對機翼后緣進行測量，將重心位置調整到規定的范圍值內，稱重時必須保證油箱加滿油，將回收傘裝好，空速管安裝到位。如果所測量重心不在規定范圍內，則需使用鉛塊對其進行相應配重。如果無人機有輕微的抬頭，基本可以忽略不計，但是必須保證無人機重心不變的情況下，不可以低頭，確保重心不變。

5.2?推力線調整法

在已知無人機重心位置的情況下，根據某型無人機吊掛要求進行無人機滿載吊掛，裝好回收傘;加油時在前油箱頂部放置一塊試驗過的與飛行前油量相當容積的海綿，模擬無人機在外場飛行前發動機著車所消耗的油量；吊掛結束后再將吊掛時使用的海綿取出；最后再將油箱加滿，使用吊掛器將無人機倒置吊起，推力線在吊掛筒正中間1mm左右范圍，如不正確，需在相應的位置通過添加銅皮或者墊片進行調整，確保推力線重心位置。

綜合上述研究分析，無人機火箭助推發射為確保發射安全，需注意以下四點：

（1）無人機在發射前調整好助推火箭的安裝角（12°～15°可調）。

（2）為消除無人機可能存在的重心測量誤差、安裝誤差，在無人機火箭助推發射過程中引入俯仰角控制。

（3）無人機出廠驗收時，應充分關注和考慮重心問題，在裝配時重視無人機的重心匹配。

（4）安裝助推火箭時，用干毛巾清除飛機推力座與火箭上連接點的灰塵和油污，安裝完畢后要反復測試助推火箭脫落情況。

結語

本文通過對某型無人機的發射過程進行分析研究，給出了分析結果，提出了安裝火箭助推器的方法，為同類型的無人機操作使用提供了非常重要的參考資料，同樣對于其他型號無人機發射階段的安全分析，也具有一定的借鑒意義。

參考文獻：

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［3］楊旭，王鵬基.無人機起飛段航跡控制方案設計與數學仿真［J］.戰術導彈技術，2004：4246.

［4］何慶，劉東升.無人機發射技術［J］.飛航導彈，2010：2427.

［5］李東，榮輝.基于無人機數學模型仿真分析與研究［J］.科學技術與工程，2008，8：15101535.

［6］田新峰，薛鵬，等.某無人機火箭助推發射研究［J］.宇航計測技術，2012：3032.

［7］薛明旭.戰術導彈發射動力學與仿真［D］.西安：西北工業大學，2004.

［8］李浩，肖前貴.火箭助推無人機起飛發射段建模與仿真［J］.東南大學學報，2010：136139.

作者簡介：張世慧（1984—?），男，漢族，山西晉城人，本科，無人機技師，研究方向：無人機指揮控制。