无人机滑跃起飞性能浅析范文

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《海军航空工程学院学报》2016年第5期

摘要：

针对舰载无人机滑跃起飞性能参数的选择问题，文章采用Matlab/Simulink建立了滑跃起飞模型，分析了不同推重比、停机角、甲板风速、纬度和环境温度时无人机滑跃起飞性能的变化情况。计算结果表明：停机角和甲板风速对起飞性能影响大，应着重关注；低纬度地区比中纬度地区需要更大的推力保证起飞安全。文章结论对后续无人机的滑跃起飞试验有借鉴意义。

关键词：

滑跃起飞；无人机；起飞性能；推力

无人机具有成本低、体积小、作战使用灵活、效费比高、可避免人员伤亡等特点，无人机上舰后可以遂行远程火力打击，情报、监视与侦察（ISR），电子战，为水面舰艇、潜艇及空中力量提供火力支援，实施沿海防御等多种使命任务，将改变海军航母的作战模式，为航母编队战斗力带来革命性的提升，能够有效地提高航母编队的远洋生存和远程打击能力，增强航母编队的威慑作用。无人机滑跃起飞方式，相对于弹射起飞，具有结构简单、造价低廉、增加安全性等优点[1]。针对滑跃起飞方式，文献[2-4]提出来2种滑跃的数学模型，分析了不同上翘角、推重比对起飞包线的影响并滑跃甲板的优化进行了研究；文献[5-8]分析了航母纵摇和垂荡、出口角、起飞质量、起飞迎角、甲板风、滑跑距离等对滑跃起飞性能和起落架的影响；文献[9]分析了滑跑距离、起飞质量和杆配平量对滑跃起飞性能的影响，并与试飞数据对比，对模型进行了验证。然而大部分研究都集中于针对舰载机展开的，针对无人机滑跃起飞的研究很少，无人机相对于舰载机，体积小，重量轻，气动性能也有很大差别，在无人机上舰已成为未来趋势的情况下，有必要对无人机的滑跃起飞过程进行预先研究，确定相关性能参数。本文利用Matlab/Simu-link对某型无人机的滑跃起飞过程进行了建模仿真，所得的结论对后续无人机滑跃起飞试验有借鉴意义。

1滑跃起飞的数学模型

滑跃起飞过程可以分为水平甲板段、滑跃甲板段和离舰飞行段。无人机在起飞甲板上起飞加速滑跑过程中，要受到甲板运动（横摇、纵摇和垂荡等）、甲板风、海情等诸多因素的影响。这些因素会影响无人机的离舰速度和姿态，最终会影响无人机在离舰飞行段的航迹。本文作为初步分析，假设航母做匀速直线运动，暂不考虑航母的甲板运动和无人机起落架变形的影响。

1.1水平甲板段

在航母作匀速直线运动假设下，舰载无人机沿平甲板加速滑跑运动与陆基无人机的加速滑跑运动类似，在航迹坐标系中的运动方程为：mdvdt=Pcos(α+ϕp)-D-F；（1）0=Psin(α+ϕp)+L+N-mg。（2）式（1）~（2）中：v为无人机绝对速度；F=μN为甲板摩擦力，μ为摩擦系数；N=N1+N2为甲板总支反力，N1为主轮支反力，N2为前轮支反力；D为空气阻力；L为升力；α为迎角；ϕp为发动机安装角；P为发动机推力。

1.2滑跃甲板段

无人机在滑跃甲板上曲线滑跑时，前后轮支反力方向互不平行，前后轮摩擦力也相互不平行，但考虑到滑跃甲板的曲率一般较小，且前后轮间距与滑跃甲板曲率半径相比也是小量，故采用下面的近似假设：

1）认为支反力方向平行，并都垂直于无人机轮基线（前、后轮与甲板接触点连线），摩擦力沿轮基线方向；

2）无人机的相对速度平行于轮基线，即平行于无人机重心垂线与甲板曲线交点的切线方向；

3）无人机的俯仰角ϑ等于过无人机重心铅垂线与甲板交点处的当地上翘角γ与无人机停机角ϑs之和；

4）不考虑起落架及轮胎的压缩量。上述假设下，无人机在滑跃甲板段的运动方程为：mdvdt=Pcos(α+ϕp)-D-μNcos(γ-θ)-Nsin(γ-θ)-mgsinθ；（3）mvdθdt=Psin(α+ϕp)+L-μNsin(γ-θ)-Ncos(γ-θ)-mgcosθ；（4）Izdωzdt=Mz+N2l2-N1l1+Pep-μNl3。（5）式（3）~（5）中：ωz=dϑdt=dγdt为无人机上仰角速度；Mz为空气动力矩；ep为推力偏心矩离；Iz为无人机对过重心的横轴的转动惯量；l1和l2分别为无人机重心在轮基线上的投影至主、前轮的距离；l3为重心高度；θ为航迹角。为求解出运动参数v和θ，应先解出支反力N1和N2。为此引入运动学关系式：vr=Rdγdt=Rωz。（6）式中，vr为无人机沿舰面曲线滑跑的切向速度[2-3]。另外，由运动几何关系，在航母匀速直线运动，即vj=const时，无人机的绝对速度为：v2=v2j+v2r+2vjvrcosγ。（7）将式（6）、（7）整理后，联立式（3）~（7）即可求解出支反力N1和N2[6]。此阶段受力如图1所示。

2原始数据与计算方法

本文采用的无人机数据是通过采用CFD建模仿真技术计算得到的，各参数符合设计要求。使用的滑跃甲板数据来自于“库滋涅佐夫”级航母该级航母最大排水量超过60000t，舰长300m，舰艏为上翘12°的滑跃甲板（综合研究表明，12°是兼顾了飞机离舰姿态和起落架强度要求的比较有利的角度），上翘段长60m，最大上翘高度6m。该级航母有3个起飞点，其中前面2个距舰艏约100m（水平段40m，上翘段60m），后面1个距舰艏约200m（水平段140m，上翘段60m）。甲板曲线一般多采用曲率可调整的三次多项式来描述滑跃段的形状，此舰的甲板曲线为：h=3.482×10-6x3+1.457×10-3x2，（13）式中，h为任一点x处的甲板高度，坐标原点为滑跃段的起始点。滑跃段任一点的曲率半径为：R=(1+h′2)32/h″。（14）式（14）中：h′=dhdx；h″=d2hdx2[6]。计算时无人机从后面一个起飞点起飞，设置水平甲板高度为0m，起飞过程中无人机起飞质量为13500kg，发动机推力为常值，不考虑无人机的地面效应。本文基于滑跃起飞各个阶段的运动方程，使用Matlab/Simulink软件对舰载无人机滑跃起飞的过程进行建模仿真，程序流程如图3所示。舰载无人机的运动微分方程求解方法采用Ode45求解器，步长取自动步长，这是利用Simulink求解微分方程时最常用的一种方法。这种算法精度适中，是计算方程的首选项[7，16-17]。

3计算结果与分析

3.1不同推重比时的航迹包线

无人机在甲板风速为10m/s，停机角为2°，15℃国际标准大气环境时，计算了不同推重比对航迹包线的影响，结果如图4所示。不同推重比时无人机滑跃起飞性能参数见表1。可见，随着推重比的增大，离舰时间由11.7454s减少到10.1618s，减少了1.5836s，离舰速度由42.3574m/s增加到47.8203m/s，增加了5.4629m/s，离舰航迹的下沉量逐渐减小。推重比为0.36时，航迹最低点为0.0315m，若为地面试验离地面太近十分危险，推重比为0.38时，航迹最低点为11.3580m，与舰首有5.3580m的高度差。若以过舰首下沉量不大于3m，作为判定成功起飞的标准[10]，此无人机取推重比为0.37较为适宜，保守暂取推重比为0.38。

3.2不同停机角时的航迹包线

不同停机角时，无人机的滑跃起飞性能参数可参见表2。无人机在推重比为0.38，甲板风速为10m/s，计算了不同停机角对航迹的影响，结果如图5所示。无人机在0°时离舰时间最长为11.6274s，离舰速度最小为42.3520m/s；2°时离舰时间最小为10.9889s，离舰速度最大为44.9074m/s。图中停机角为0°时，无人机离舰后爬升高度最低，航迹最低点距水平甲板高度为-4.9357m；停机角从2°增加到6°过程中，航迹最低点逐渐降低。这主要是因为此无人机最大升阻比出现在2°~4°附近，升力大，阻力小，离舰速度最大。从图中可以看出不同的停机角，无人机的航迹包线变化很大。因此，无人机的设计停机角应选在最大升阻比对应的迎角附近，以在相同的推力下获得最大的离舰速度。

3.3不同甲板风速时的航迹包线

无人机在停机角为2°，推重比为0.38情况下，计算了航母在不同的甲板风速时，航迹的变化，结果如图6所示。不同甲板风速时无人机滑跃起飞性能参数见表3。由此可见，甲板风速由0m/s变为15.43m/s时，无人机的离舰时间由11.0115s增加到11.0408s，增加了0.0293s；离舰速度由34.7201m/s增加到50.0929m/s，增加了15.3728m/s；离舰速度为无人机的绝对速度，与甲板风速相减后得到的相对速度分别为34.7201m/s、34.6626m/s、34.6456m/s、34.6629m/s，无人机的加速性变弱，而离舰时间的变长，加速时间也变长，因而随着甲板风速的增加，离舰时间增加，离舰的相对速度变小，但影响都不大。上述甲板风速对应的分别为在0kn、10kn、20kn、30kn情况下，航迹的下沉量逐渐变小。甲板风速为20kn时，航迹最低点的高度为12.9952m，可判定为起飞成功。不同的甲板风速对航迹包线的影响很大，低航速情况下，无人机对推力的需求大幅增加。在此推力水平下，只有甲板风速在20kn以上，才可以保证无人机安全滑跃起飞。

3.4不同纬度时的航迹包线

航母在不同地区航行时，面临的大气环境也不相同。不同纬度时无人机的滑跃起飞性能参数见表4。在推重比为0.38，停机角为2°下，从相关资料查出40°N120°E、35°N120°E和20°N120°E三地20℃时的大气环境参数，计算得到不同纬度时的航迹包线，结果如图7所示。无人机在35°N时，离舰时间最大为11.0275s，40°N时最小为11.0269s，两者相差0.0006s；在40°N时离舰速度最高为44.6480m/s，最低为44.6463m/s，两者相差0.0017m/s。40°N的航迹最低点高度最低，其次为20°N，35°N高度最高。由此可见，不同纬度对离舰时间和离舰速度的影响很小，在离舰速度相差不大的情况下，三地航迹最低点主要受三地密度不同的影响，35°N处的密度最大航迹最低点最高。所以，无人机在40°N附近执行任务时所需的起飞推力比在35°N大。

3.5不同温度时的航迹包线

航母在同一地区一年中不同的月份环境温度不同，会对无人机的起飞航迹产生不同的影响。在推重比0.38，停机角2°情况下，计算了35°N附近0℃、10℃、20℃不同温度时的航迹包线，结果如图8所示。不同温度时无人机的滑跃起飞性能参数见表5。随着温度从0℃增大到20℃，无人机的离舰时间从11.0298s增加到11.0275s，减少了0.0013s，离舰速度从44.6402m/s增加到44.6463m/s，增加了0.0061m/s，航迹最低点高度逐渐减小。由此看出随着温度的变化，离舰时间和离舰速度的变化很小，在离舰速度相差不大的情况下，温度越高，离舰航迹下沉得越大，这主要是因为温度升高大气密度减小造成的。一年中温差大的地区，大气密度变化也会比较大，滑跃起飞推力需求变化也比较大。

4结论

1）考虑停机角对航迹包线的影响，停机角应选在最大升阻比附近以获得最大的离舰速度，保证无人机的安全起飞。

2）甲板风速对无人机的航迹包线影响很大，高甲板风速有利于无人机的起飞安全，但通常情况下采用滑跃起飞的航母为常规动力航母，高甲板风速对航母的动力系统要求高，同时意味着耗油率的增加。对于此无人机，甲板风速要达到20kn才可保证无人机的安全起飞。

3）中纬度地区，常年温度低，大气密度较大；而低纬度地区，常年温度高，密度小，需要适当地增加推力来保证滑跃起飞的安全。以上结论可以在前期为无人机上航母提供一定的技术支持，对无人机进行滑跃起飞试验具有一定的借鉴意义。

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作者:张文龙 李本威 韦翔 张赟 单位:海军航空工程学院