一种无人机一体化发射回收系统的设计方法与流程

1.本发明涉及无人机保障技术领域，具体涉及一种无人机一体化发射回收系统的设计方法。


背景技术：

2.现有中小型无人机的发射和回收一般采用分别独立的系统，无人机发射多采用橡皮筋弹射、手抛起飞、火箭助推、气动弹射等方式，无人机回收多采用伞降回收、撞网回收和天钩回收等方式。
3.上述方式中橡皮筋弹射、手抛起飞、火箭助推发射主要针对小型无人机，中大型无人机中应用较少，目前在用的主要采用气压或气液的发射方式，而阻拦回收中较多采用摩擦或液力制动方式将动能转换为热能。


技术实现要素：

4.本发明的目的是提出中小型无人机提供一种一体化的起降保障设备，可布置在陆地或舰船上，可同时兼具发射和回收功能一体化系统的设计方法。
5.一种无人机一体化发射回收系统的设计方法，所述无人机一体化发射回收系统的设计方法包括以下步骤：
6.步骤1，设计无人机一体化发射回收系统结构；
7.步骤2，设计无人机发射和回收的过程并确定参数；
8.步骤3，设计无人机发射和回收的过程中蓄能器的控制策略；
9.步骤4，根据蓄能器的控制策略对蓄能器进行设计；
10.在步骤1中，所述无人机一体化发射回收系统包括能量吸收释放模块、导轨模块、驱动索模块；
11.所述能量吸收释放模块包括液压缸、动定滑轮组和储能器；所述液压缸采用双作用油缸，所述液压缸包括油缸活塞杆，所述油缸活塞杆端部与动定滑轮组连接，所述液压缸设有发射油口和回收油口；所述动定滑轮组包括动滑轮组和定滑轮组；所述动滑轮组2包括滑轮座和多个并排、同轴的滑轮，所述滑轮座与所述油缸活塞杆头部固定连接；所述定滑轮组3由多个并排、同轴的滑轮组成，所述定滑轮组3与地面固定连接；所述储能器包括发射蓄能器和回收蓄能器，所述发射油口与所述发射蓄能器连接，所述回收油口与所述回收蓄能器连接；
12.所述驱动索模块包括钢索，所述钢索一端与所述导轨模块连接，另一端与所述能量吸收释放模块连接；
13.所述导轨模块包括导轨、滑块、发射架、回收索、滑车网；所述导轨固定设置，所述滑块与所述导轨相匹配，能够沿所述导轨运动，所述滑块一端与钢索刚性连接，通过所述动定滑轮组连接至液压缸；所述发射架、回收索、滑车网与所述滑块连接。其中所述回收索和滑车网仅在回收状态下与滑块连接，所述发射架仅在发射状态下与滑块安装。
14.更近一步地，在步骤1中，所述驱动索模块包括回收阻尼器，所述回收阻尼器包括动滑轮、阻尼器、第一导向滑轮和第二导向轮；所述第一导向滑轮和第二导向轮固定设置，所述动滑轮的轴与所述阻尼器连接，所述钢索依次绕过第一导向滑轮、动滑轮和第二导向滑轮。
15.更近一步地，在步骤2中，所述无人机一体化发射回收系统确定无人机的发射重量m，发射速度v，所述导轨工作行程s，初定发射架牵引小车质量为m1，则平均发射推力为：
16.f
平均
＝(m+m1)a
17.其中，加速度s为轨工作行程，m为无人机的发射重量，m1为牵引小车质量；
18.同时考虑发射和回收时，动定滑轮组穿绕比选取1：z；
19.液压系统的主参数计算如下：
20.活塞杆达到的最大速度：
21.液压缸工作行程：
22.初定液压缸内腔直径d，活塞杆直径d，液压缸有杆腔的有效面积为
23.液压缸有杆腔达到的最大流量：q
有杆腔
＝s
有效
·v缸
；
24.发射过程需要的油液体积为：
25.δv＝s
有效
·
l
缸
26.液压缸无杆腔的有效面积：
27.液压缸无杆腔达到的最大流量为：q
无杆腔
＝s
无杆
·v缸
；
28.液压缸发射时有杆腔需要的平均压力为：
29.初步设置待发射时蓄能器内气体总容积为v1，发射后容积为v2；即：
30.初始时：
31.其中：p1为发射过程中蓄能器的压力，p0为蓄能器的初始压力，v0为蓄能器的初始体积，n为绝热bar指数；
32.结束时：
33.更近一步地，在步骤2中，利用发射参数对回收过程进行校核计算，确定的发射和回收过程总体参数，总体参数包括导轨有效使用长度、钢索系统穿绕比、液压缸最大行程、液压缸内径、活塞杆直径、液压缸最大工作压力和蓄能器容积。
34.更近一步地，在步骤3中，对于发射过程，分别建立滑轮、钢索、蓄能器、油缸等各运动组件的模型，按照系统原理图设计动滑轮处的传动比、以及蓄能器-油缸模型，每个分系统的具体计算模型包括：
35.滑轮系统，假设顺时针转动为正，则对于任意一个滑轮，其运动过程可等效为：
36.(f
i+1-f
i-f
fi
)r＝jα
37.其中：f
i+1
为第i+1段绳索的张力；fi为第i段绳索的张力；
38.r为滑轮半径；j为滑轮组件的转动惯量；α为滑轮组件的角加速度；
39.其中，滑轮组件转动部件近似为圆环平面板，其转动惯量j可以表示为：
[0040][0041]
角加速度α与线加速度a之间的关系为：a＝αr；
[0042]
其中：m为滑轮组件回转体的重量，r为外圆直径，r为内圆直径；
[0043][0044]
其中，可以看作单个滑轮组件的等效质量；
[0045]
根据胡克定律，任意一段绳索张力计算：
[0046][0047]
e为绳索的弹性模量；a为绳索的有效横截面积；δl为绳索的弹性伸长量；l为绳索的长度；
[0048]
对于第1段绳索的形变量可表示为：
[0049]
δl＝s
i-sf[0050]
对于第2-6段绳索的形变量可表示为：
[0051]
δl＝sg+s
i+1-si[0052]
sg为油缸位移，s
i+1
为第i+1个滑轮的转动量，si为第i个滑轮的转动量；
[0053]
液压系统的计算，根据液压系统的工作过程，发射瞬间控制流量控制阀打开，蓄能器中的高压油液进入油缸，推动油缸快速缩回，进而带动飞机加速，由于发射过程较快(＜1s)，来不及与外界进行显著的热量交换，这样的过程可以看作是绝热过程，在绝热过程中，气体的p、v、t等3个状态量同时改变，其中，p、v间的绝热过程为pv
1.4
＝p
0v01.4
，可根据体积变化计算出发射过程中压力变化，则蓄能器中的压力变化满足下式：
[0054][0055]
其中：p1为发射过程中蓄能器的压力；p0为蓄能器的初始压力；v0为蓄能器的初始体积；
[0056]v1
为油缸中进入油液的体积；
[0057]
蓄能器通过大流量控制阀进入油缸，流量控制阀打开时会产生一定的节流压差，根据流量方程可得油缸中的压力满足下式：
[0058][0059]
其中，ρ为油液密度，q为流量，cd为流量系数，ao为过流面积；
[0060]
流量q可表示为：
[0061]
q＝avg[0062]
活塞油缸运动满足：
[0063][0064]vg
＝agdt
[0065]
其中，ag为油缸运动件加速度，为作用在油缸上绳索张力之和，mf为油缸运动件的重量；
[0066]fg
＝p1a
[0067]
其中，a为油缸运动件的有效面积；
[0068]
无人机的计算，对于无人机的发射，其运动过程满足下式：
[0069]vf
＝af×
dt
[0070]af
＝(f
1-ff)/mf[0071]
其中，vf为无人机速度，af为无人机加速度，ff无人机运动过程中受到阻力，mf为无人机重量，f1为无人机受到的钢索张力。
[0072]
更近一步地，在步骤3中，回收过程的模型也主要包括滑轮系统、液压系统、无人机三个模块，对于滑轮系统，其滑轮系统计算模型与发射时基本一致，滑轮的运动模型为：
[0073][0074]
与发射过程相反，绳索的形变量，对于第1段绳索的形变量可表示为：
[0075]
δl＝s
f-si[0076]
对于第2-6段绳索的形变量可表示为：
[0077]
δl＝s
i-s
i+1-sg[0078]
其中，sg为油缸位移，s
i+1
为第i+1个滑轮的转动量，si为第i个滑轮的转动量；
[0079]
无人机的运动方程：
[0080]af
＝(-f
1-ff)/mf[0081]
液压系统的计算
[0082]
油缸运动件的运动方程为：
[0083][0084]vg
＝agdt
[0085]
对于液压力fg＝p1a，其中p1为油缸压力，油缸压力p1可表示为：
[0086]
p1＝p0+δp
[0087]
其中，p0为蓄能器压力，δp为节流压差；
[0088]
[0089]
其中，ρ为油液密度，q为流量，cd为流量系数，ao为过流面积.
[0090]
流量q可表示为：
[0091]
q＝avg[0092]
其中，p0为蓄能器压力，可表示为：
[0093][0094]
其中，v0为蓄能器初始容积，v1为蓄能器体积变化，v1＝sga。
[0095]
本发明的有益效果包括：
[0096]
本发明采用液压系统进行发射和回收，适用于重量至400kg，速度至140km/h的中型无人机发射和回收。
[0097]
本发明的发射系统和回收系统采用一体式结构，在结构上可共用能量吸收释放系统、导轨系统、驱动索系统、以及辅助系统等的部分部件，能够实现两种功能的切换，主要部套件能够实现一体共用；极大地减小了系统的重量和尺寸，也增加了系统对于复杂地形和特殊情况的适应性和灵活性。
[0098]
本发明采用模块和集成化设计，可以更大程度地适应船上未来高频次发射任务、高架次率回收任务、高速无人机、高自动化操作、低人力等的发展需求，利于实现快速部署及存放。
附图说明
[0099]
图1是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法流程示意图；
[0100]
图2是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的结构示意图；
[0101]
图3是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的发射过程原理示意图；
[0102]
图4是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的回收过程原理示意图；
[0103]
图5是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法中理想发射过程的加速度曲线示意图；
[0104]
图6是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法中以蓄能器为动力的发射过程加速度理想曲线示意图；
[0105]
图7是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法中回收过程加速度理想曲线示意图；
[0106]
图8是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法中无人机发射过程的简化模型示意图；
[0107]
图9是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法中发射过程控制阀开启过程对比示意图；
[0108]
图10是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法中发射过程控制阀不同开启方式下的钢索张力对比示意图；
[0109]
图11是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法中发射
过程控制阀不同开启方式下的加速度对比示意图；
[0110]
图12是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法中发射过程无人机动态变化示意图；
[0111]
图13是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法中发射过程油缸动态变化示意图；
[0112]
图14是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法中发射过程钢索张力变化示意图；
[0113]
图15是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法中回收过程模型示意图；
[0114]
图16是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法中回收过程无人机运动规律示意图；
[0115]
图17是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法中回收过程油缸及阻尼器示意图；
[0116]
图18是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法中回收过程钢索张力示意图；
[0117]
图19是本发明实施例提供的一种无人机一体化发射回收系统的设计方法中发射蓄能器及控制阀组原理图。
具体实施方式
[0118]
下面结合附图对本发明的技术方案进行更详细的说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。
[0119]
如附图1所示，本发明还提供一种无人机一体化发射回收系统的设计方法，包括以下步骤：
[0120]
步骤1，设计无人机一体化发射回收系统结构；
[0121]
如附图2所示，该无人机一体化发射回收系统包括能量吸收释放模块、导轨模块、吊车模块、驱动索模块。
[0122]
能量吸收释放模块包括液压缸、动定滑轮组和储能器，能量吸收释放模块用于为无人机发射提供能量或者吸收掉无人机回收时的动能。其中，储能器包括发射蓄能器和回收蓄能器。
[0123]
液压缸采用双作用油缸，有杆腔和无杆腔均可通油液，可双向运动，液压缸缸筒底部设计有缓冲腔，油缸活塞杆尾部设计有冲头，冲头为锥形设计，活塞杆运动至缸筒底部时可起到缓冲作用；液压缸设有油缸活塞杆、发射油口和回收油口，发射油口与发射蓄能器连接，回收油口与回收蓄能器连接，油缸活塞杆端部与动定滑轮组连接。发射时，发射蓄能器的高压油液通过发射油口瞬间进入液压缸，在液压缸液压力的作用下使钢索产生无人机发射的张力；回收时，液压缸中的油液通过回收油口进入回收蓄能器，无人机的大部分动能被油液节流消耗，小部分能量存储在回收蓄能器中。
[0124]
动定滑轮组包括动滑轮组和定滑轮组；动滑轮组由滑轮座和多个并排、同轴的滑轮组成，其滑轮座与油缸活塞杆头部固定连接；定滑轮组由多个并排、同轴的滑轮组成，其滑轮座与地面固定连接。
[0125]
动定滑轮组按一定的传动比设计，保证油缸的位移与无人机移动的距离成比例。蓄能器用于储存能量，发射前由泵站向蓄能器加压，形成高压压力能，回收时，油缸油液进入后不断压缩空气，进而使蓄能器压力升高，用于系统的复位。控制阀组件分为两路，一路专门按照发射策略控制无人机的发射过程，保证发射过程平稳，另一路按照预定规律控制阀口关闭，进而变化回收过程的钢索力，保证回收过程波动较小。
[0126]
驱动索模块包括钢索、回收阻尼器和多个导向滑轮。各导向滑轮分别安装在导轨模块和起吊模块上，用于改变钢索的走向；钢索为直接传力单元，直接作用在无人机上；回收阻尼器专门为回收过程配置，其安装在模块前端，当回收时，能够快速放出钢索并吸收一定的飞机动能，保证钢索上的张力变化更加平缓，峰值张力更小。
[0127]
在一种实施例中，回收阻尼器由动滑轮、阻尼器及两个导向滑轮组成；钢索依次绕过第一导向滑轮、动滑轮和第二导向滑轮，两个导向滑轮固定设置，动滑轮的轴与阻尼器连接。回收阻尼器仅在无人机回收时参与，无人机发射时可保留钢索的穿绕方式，但将动滑轮用销轴固定，回收阻尼器在发射时只起导向作用。回收阻尼器的原理是，为模块提供一个与位移有关的弹性力以及一个与速度有关的阻尼力，通过与能量吸收模块的匹配设计，达到吸收冲击、减小钢索抖动，最终实现降低无人机回收过载的目的。
[0128]
吊车模块设置在地面，用于固定并承载导轨模块。在本实施方式中，吊车模块包括主臂、中臂、前臂、导轨连接臂、摆臂机构。
[0129]
导轨模块包括导轨、滑块、回收索、发射架、滑车网、缓冲带组件等。其中，导轨为3或4段折叠式轨道，中间一段轨道与吊车模块刚性连接。滑块与导轨相匹配，滑块一端与钢索刚性连接，通过滑轮组连接至液压缸。另一端在发射状态安装发射架，在回收状态安装回收索和滑车网，使发射架或滑车网沿导轨在钢索驱动下滑动。导轨上安装滑轮组件，对发射和回收过程的钢索进行导向，发射架用于发射时固定飞机，配合锁定机构对飞机进行初始牵制及在末端时快速释放，发射架仅在发射状态下安装。回收索呈三角形结构，与滑块连接，用于无人机回收中被无人机钩住回收索从而通过滑块和钢索驱动液压缸使无人机减速；回收索仅在回收状态下安装。滑车网与滑块连接，设置在回收索后侧，用于无人机回收时，飞机勾住回收索后，由于惯性作用有一定的升力运动，网带可对飞机进行保护，同时飞机前端倒刺装置勾住网带后可防止飞机落下，保证飞机平稳停住，滑车网仅在回收状态下安装。缓冲带组件包括一组缓冲制动带，缓冲制动带固定在导轨上，用于无人机发射起飞后将发射架拦停。
[0130]
无人机一体化发射回收系统的总体工作原理如下：
[0131]
(1)无人机发射过程原理
[0132]
如附图3所示，当系统处于无人机发射状态时，油缸活塞杆处于全伸出状态，并通过动滑轮组、定滑轮组、导向滑轮和滑块等与发射架通过绳索连接，无人机放置在发射架上，完成无人机发射前的准备工作。
[0133]
当启动无人机发射时，发射油缸通过蓄能器注入高压油液，通过动滑轮组、定滑轮组等带动发射架和无人机加速运动，无人机在发射油缸的作用下完成发射动作，同时在缓冲带组件的作用下实现发射架的制动。
[0134]
(2)无人机回收过程原理
[0135]
如附图4所示，当系统处于无人机回收状态时，油缸活塞杆处于全缩进状态，并通
过动滑轮组、定滑轮组、导向滑轮和滑块相连，滑块连接有三角构型的回收索，同时滑块和滑车网通过绳索进行闭环连接。
[0136]
当无人机勾到回收索时，在无人机的带动下，回收索脱离支撑架，带动滑块在轨道中沿无人机方向运动，进而带动动滑轮组及油缸运动，产生液压制动力，同时滑车网通过与滑块之间的闭环连接，与滑块状态进行随动，始终与无人机保持预设的距离，确保无人机在回收过程中的上扬动作可以准确勾到滑车网装置上，无人机头部的倒刺装置可以保证无人机与滑车网装置勾到后同步运动，限制并保护无人机。
[0137]
注：如果无人机是单机型，回收前完全可以控制无人机的回收速度，那么滑车网装置可以放置在固定位置，当无人机与其接触勾到后滑车网装置随动即可，减少了钢索模块的复杂性、发射和回收转换过程中的更换时间。
[0138]
(3)无人机发射与回收切换原理
[0139]
该系统发射和回收能够快速转换，系统由无人机回收完成后状态转变为无人机发射待命状态的过程如下：
[0140]
将回收的无人机取下；
[0141]
将滑车网装置中的回收网取下，将滑块和滑车网装置之间的闭环连接绳索解除；
[0142]
将滑块上的三角构型的回收索取下，安装无人机发射架，用于无人机发射过程中的固定；
[0143]
将滑块牵引至导轨的另一端对应位置，并将发射油缸的绳索与滑块固定；
[0144]
将回收阻尼器的动滑轮用销轴固定，使其在发射过程中不动作。
[0145]
步骤2，设计无人机发射和回收的过程并确定参数；
[0146]
在步骤2中，在理想情况下，无人机发射和回收时的加速度均应平稳变化，发射时飞机初始加速度为零，随着阀口打开，飞机加速度瞬间增至最大，随后保持该加速度直至飞机发射出去；而回收时飞机负加速度应由最小逐渐增大至最大，达到最大值后并保持一段时间，随后随着飞机速度的降低，负加速度随之减小。
[0147]
根据本系统的设计方案，发射和回收过程均采用钢索进行力的传递，因此在发射和回收过程的控制设计时均应尽量减小钢索的波动，以降低发射过程中的加速度和回收过程中的负加速度幅值。
[0148]
对于发射过程，输入无人机的发射重量400kg，发射速度140km/h，而根据折叠式导轨的初步设计，其工作行程应限制在12m，因此初步计算平均加速度考虑初始阶段的加速过程，因此理想的发射过程加速度曲线如附图5所示。
[0149]
如规划的理想发射过程加速度曲线中，初始阶段飞机加速度慢慢增大，这是因为由于采用钢索进行动力传递，为尽量减小钢索抖动，需设置一定的加速度段，在加速段中通过控制阀控制蓄能器中的压力油逐渐进入发射油缸，油缸中的压力增加，进而使油缸带动动滑轮组加速，钢索张紧，进而使飞机加速。而实际由于采用蓄能器作为动力，蓄能器中的压力随着气体体积的增大而逐渐减小，但蓄能器的压力变化相对较小(设计约2mpa)，因此发射过程中的加速度会呈现一定的下滑，而初始峰值稍高于理论值，采用蓄能器为动力的理想发射曲线如附图6所示。
[0150]
同样根据导轨长度和初始的飞机速度，回收过程中的平均负加速度为
则回收过程初始阶段飞机的高速运动直接作用在钢索上，必会带动钢索产生波动，且与舰上不同，无人机回收时直接作用在单根钢索引出的弹性绳上，无三角形过渡，这样必然导致初始负加速度过大，因此参考目前舰用回收系统的设计理念，在系统前端设计阻尼器，阻尼器用于减小飞机勾索瞬间产生的冲击，在钢索张力的作用下使钢索迅速放出，进而减小张力，起到缓冲作用，阻尼器能够吸收一定的飞机动能，有一定的弹性系数，避免钢索产生松弛。考虑缓冲后，理想状态的回收过程负加速度曲线如附图7所示。
[0151]
无人机发射与回收是系统中能量释放和吸收的相反过程，在无人机参数确定的情况下，由于系统效率的影响，无人机发射时系统的能量释放量比无人机回收时系统的能量吸收量更大，这将导致发射过程的系统受力状态更严酷，所以先以发射过程确定系统的总体参数，对回收过程进行校核计算。
[0152]
初定发射架牵引小车质量为m1＝50kg。
[0153]
轨道摩擦力忽略不计，则平均发射推力为：
[0154]f平均
＝(m+m1)a＝(400+50)
×
63＝28372n
[0155]
同时考虑发射和回收时，动定滑轮组前后端钢索受力将有所差异，动定滑轮组穿绕比不宜取很大，初步确定穿绕比为1：5。
[0156]
根据上述的要求，液压系统的主参数计算如下：
[0157]
活塞杆达到的最大速度：
[0158]
液压缸工作行程：
[0159]
初定液压缸内腔直径d＝140mm，活塞杆直径d＝70mm时，液压缸有杆腔的有效面积为
[0160]
液压缸有杆腔达到的最大流量：q
有杆腔
＝s
有效
·v缸
＝5386.6l/min。
[0161]
发射过程需要的油液体积为：
[0162]
δv＝s
有效
·
l
缸
＝11539.5
×
2.4
×
10-3
＝27.7l
[0163]
液压缸无杆腔的有效面积：
[0164]
液压缸无杆腔达到的最大流量为：q
无杆腔
＝s
无杆
·v缸
＝7182.2l/min。
[0165]
液压缸发射时有杆腔需要的平均压力为：液压缸发射时有杆腔需要的平均压力为：
[0166]
初步选取容积为200升的蓄能器，待发射时蓄能器内气体总容积为150升，发射后容积为177.7升。即：
[0167]
初始时：p1＝15mpa，v1＝150(l)；
[0168]
结束时：v2＝177.7(l)；
[0169]
初始充气压力取p0＝0.9p2＝10mpa。
[0170]
利用以上参数对回收过程进行校核计算：
[0171]
则回收过程的平均负加速度为
[0172]
回收时考虑尾钩与钢丝绳存在一定的夹角约20
°
，则平均回收力为：
[0173][0174]
考虑回收过程会产生一定的峰均比后，峰均比取1.5，则需要的最大回收力为：f
max
＝1.5f
平均
＝40481n。
[0175]
液压缸活塞达到的最大速度为7.78m/s，回收工作行程2.4m与发射过程相同，液压缸有杆腔的有效面积11539.5mm2与发射过程相同，则回收时有杆腔的压力为：
[0176][0177]
综上所述，通过分析初步确定的发射和回收过程总体参数如下：
[0178]
导轨有效使用长度：12m；
[0179]
钢索系统穿绕比：1：5；
[0180]
液压缸最大行程：≤2400mm；
[0181]
液压缸内径：140mm，活塞杆直径：70mm；
[0182]
液压缸最大工作压力：≤15mpa；
[0183]
蓄能器容积：200l。
[0184]
步骤3，设计无人机发射和回收的过程中蓄能器的控制策略；
[0185]
如附图8所示，对于发射过程，分别建立滑轮、钢索、蓄能器、油缸等各运动组件的模型，按照系统原理图设计动滑轮处的传动比、以及蓄能器-油缸模型，每个分系统的具体计算模型包括：
[0186]
滑轮系统的计算
[0187]
假设顺时针转动为正，则对于任意一个滑轮，其运动过程可等效为：
[0188]
(f
i+1-f
i-f
fi
)r＝jα
[0189]
其中：f
i+1
为第i+1段绳索的张力；fi为第i段绳索的张力。
[0190]
r为滑轮半径；j为滑轮组件的转动惯量；α为滑轮组件的角加速度。
[0191]
其中，滑轮组件转动部件近似为圆环平面板，其转动惯量j可以表示为：
[0192][0193]
角加速度α与线加速度a之间的关系为：a＝αr。
[0194]
其中：m为滑轮组件回转体的重量，r为外圆直径(节圆直径)，r为内圆直径(轴承外圈直径)。
[0195][0196]
其中，可以看作单个滑轮组件的等效质量。
[0197]
根据胡克定律，任意一段绳索张力计算：
[0198][0199]
e为绳索的弹性模量；a为绳索的有效横截面积；δl为绳索的弹性伸长量；l为绳索的长度。
[0200]
对于第1段绳索的形变量可表示为：
[0201]
δl＝s
i-sf[0202]
对于第2-6段绳索的形变量可表示为：
[0203]
δl＝sg+s
i+1-si[0204]
sg为油缸位移，s
i+1
为第i+1个滑轮的转动量，si为第i个滑轮的转动量。
[0205]
液压系统的计算
[0206]
根据液压系统的工作过程，发射瞬间控制流量控制阀打开，蓄能器中的高压油液进入油缸，推动油缸快速缩回，进而带动飞机加速，由于发射过程较快(＜1s)，来不及与外界进行显著的热量交换，这样的过程可以看作是绝热过程，在绝热过程中，气体的p、v、t等3个状态量同时改变，其中，p、v间的绝热过程为pv
1.4
＝p
0v01.4
，可根据体积变化计算出发射过程中压力变化，则蓄能器中的压力变化满足下式：
[0207][0208]
其中：p1为发射过程中蓄能器的压力；p0为蓄能器的初始压力；v0为蓄能器的初始体积。
[0209]v1
为油缸中进入油液的体积。
[0210]
蓄能器通过大流量控制阀进入油缸，流量控制阀打开时会产生一定的节流压差，根据流量方程可得油缸中的压力满足下式：
[0211][0212]
其中，ρ为油液密度，q为流量，cd为流量系数，ao为过流面积。
[0213]
流量q可表示为：
[0214]
q＝avg[0215]
活塞油缸运动满足：
[0216][0217]vg
＝agdt
[0218]
其中，ag为油缸运动件加速度，为作用在油缸上绳索张力之和，mf为油缸运动件的重量。
[0219]fg
＝p1a
[0220]
其中，a为油缸运动件的有效面积。
[0221]
无人机的计算
[0222]
对于无人机的发射，其运动过程满足下式：
[0223]vf
＝af×
dt
[0224]af
＝(f
1-ff)/mf[0225]
其中，vf为无人机速度，af为无人机加速度，ff无人机运动过程中受到阻力，mf为无人机重量，f1为无人机受到的钢索张力。
[0226]
根据总体方案确定的参数，确定仿真输入各参数值。
[0227]
在发射过程控制策略中，为尽量减小钢索抖动，需设置一定的加速段，在加速段中通过控制阀控制蓄能器中的压力油逐渐进入发射油缸，油缸中的压力增加，进而使油缸带动动滑轮组加速，钢索张紧，进而使无人机加速。
[0228]
通过比较可见，当控制阀口按照一定的线性规律打开时，钢索张力抖动大幅降低，无人机加速度峰值明显降低，按照该控制策略对发射过程进一步计算，得到各部套件的动态特性。
[0229]
根据目前系统总体参数，蓄能器初始压力15mpa，滑轮组件节圆直径280mm，转动惯量约0.07kg
·
m2，油缸缸径140mm，活塞杆直径70mm，钢索单位长度重量0.45kg，粗略估计并给出油缸摩擦力、滑轮转动摩擦力、无人机运动阻力。仿真工况为：无人机重量400kg，保证弹射末速40m/s。根据该控制策略，利用仿真模型分别对控制阀瞬时打开，控制阀逐渐打开进行仿真对比，以优选出最优的控制策略，初步的仿真对比如附图9-11所示。
[0230]
从仿真结果可见，按照目前发射控制规律，发射过程时的最大加速度峰值约8.5g，最大钢索张力约35kn，油缸位移约2.5m，发射过程油缸压力由14mpa降至约11mpa。仿真结果如附图12-14。
[0231]
如附图15所示，与发射过程近似，回收过程的模型也主要包括滑轮系统、液压系统、无人机三个模块，对于滑轮系统，其滑轮系统计算模型与发射时基本一致，滑轮的运动模型为：
[0232][0233]
与发射过程相反，绳索的形变量，对于第1段绳索的形变量可表示为：
[0234]
δl＝s
f-si[0235]
对于第2-6段绳索的形变量可表示为：
[0236]
δl＝s
i-s
i+1-sg[0237]
其中，sg为油缸位移，s
i+1
为第i+1个滑轮的转动量，si为第i个滑轮的转动量。
[0238]
无人机的运动方程：
[0239]af
＝(-f
1-ff)/mf[0240]
液压系统的计算
[0241]
油缸运动件的运动方程为：
[0242][0243]vg
＝agdt
[0244]
对于液压力fg＝p1a，其中p1为油缸压力，油缸压力p1可表示为：
[0245]
p1＝p0+δp
[0246]
其中，p0为蓄能器压力，δp为节流压差。
[0247][0248]
其中，ρ为油液密度，q为流量，cd为流量系数，ao为过流面积.
[0249]
流量q可表示为：
[0250]
q＝avg[0251]
其中，p0为蓄能器压力，可表示为：
[0252][0253]
其中，v0为蓄能器初始容积，v1为蓄能器体积变化，v1＝sga。
[0254]
根据总体方案确定的参数，确定仿真输入各参数值。
[0255]
在回收过程控制策略中，回收过程中的压力变化应平稳变化，若不考虑阻尼器吸收的能量，按回收时输入的无人机重量和速度，调定理想的压力及过流面积变化曲线，而实际由于在系统前端设计阻尼器，会吸收一部分动能，因此可利用回收总体仿真模型对回收时的阀口开度进一步优化。
[0256]
根据总体方案确定的参数，回收过程中油缸及滑轮参数不变，无人机重量400kg，初始速度40m/s，阀口直径按照30mm逐渐关闭，阻尼器的行程约0.8m蓄能器初始压力1.5mpa，钢索初始张力2000n，蓄能器初始容积80l进行仿真。从仿真结果可见，按照目前设计的节流阀及阻尼器的配置，回收过程中的最大加速度约10g，最大的钢索张力约40kn，回收过程中的油缸最高压力13mpa，油缸位移约2.4m，阻尼器位移0.8m。仿真结果如附图16-18。
[0257]
步骤4，根据蓄能器的控制策略对蓄能器进行设计；
[0258]
根据总体参数计算及仿真技术结果，无人机发射时需要提高的最大流量超过5000l/min，所以需选用两个大通径(dn50)的高频响插装阀，发射时通过控制其快速开启，将蓄能器中释放的能量放出。
[0259]
系统需要的蓄能器总体积约200l，由于需要在发射的极短时间内将大量的油液排出，必须皮囊式蓄能器的最大排放流量要求，根据蓄能器样本，单个200l的蓄能器最大排放流量在1500l/min左右，所以必须选用多个蓄能器组合的方式以满足最大排放量的要求。单个20l的蓄能器最大排放流量在600l/min左右，可选择10个20l的蓄能器并联的方式。发射蓄能器及控制阀组原理如附图19所示。
[0260]
选取蓄能器组件为10只20升的蓄能器，采用并联共同供油的方式，待发射时蓄能器内气体总容积为150升，发射后容积为177.7升。即：
[0261]
初始时：p1＝15mpa，v1＝150(l)；
[0262]
结束时：v2＝177.7(l)。
[0263]
初始充气压力取p0＝0.9p2＝10mpa。
[0264]
蓄能器主要参数：
[0265]
公称压力：31.5mpa；
[0266]
公称容积：10
×
20l；
[0267]
形式：气囊式；
[0268]
初始发射压力：15mpa。
[0269]
无人机回收时的动能是主要通过节流阀形式耗散，部分充入蓄能器组中储存起来。
[0270]
选取的蓄能器为80升的活塞式蓄能器，待回收时蓄能器内气体总容积为80升，回收后容积为52.3升。即：
[0271]
初始时：p1＝1.5(mpa)，v1＝80(l)；
[0272]
结束时：v2＝52.3(l)。
[0273]
回收过程主要靠节流方式吸收能量，根据节流公式计算初始开口面积约为：
[0274][0275]
节流孔直径约为：
[0276][0277]
回收蓄能器主要参数：
[0278]
公称压力：10mpa；
[0279]
初始压力：1.5mpa
[0280]
最大工作压力：3mpa；
[0281]
容积：80l；
[0282]
形式：活塞式。
[0283]
本发明不仅局限于上述具体实施方式，本领域一般技术人员根据实施例和附图公开内容，可以采用其它多种具体实施方式实施本发明，因此，凡是采用本发明的设计结构和思路，做一些简单的变换或更改的设计，都落入本发明保护的范围。

技术特征：
1.一种无人机一体化发射回收系统的设计方法，其特征在于，所述无人机一体化发射回收系统的设计方法包括以下步骤：步骤1，设计无人机一体化发射回收系统结构；步骤2，设计无人机发射和回收的过程并确定参数；步骤3，设计无人机发射和回收的过程中蓄能器的控制策略；步骤4，根据蓄能器的控制策略对蓄能器进行设计；在步骤1中，所述无人机一体化发射回收系统包括能量吸收释放模块、导轨模块、驱动索模块；所述能量吸收释放模块包括液压缸、动定滑轮组和储能器；所述液压缸采用双作用油缸，所述液压缸包括油缸活塞杆，所述油缸活塞杆端部与动定滑轮组连接，所述液压缸设有发射油口和回收油口；所述动定滑轮组包括动滑轮组和定滑轮组；所述动滑轮组2包括滑轮座和多个并排、同轴的滑轮，所述滑轮座与所述油缸活塞杆头部固定连接；所述定滑轮组3由多个并排、同轴的滑轮组成，所述定滑轮组3与地面固定连接；所述储能器包括发射蓄能器和回收蓄能器，所述发射油口与所述发射蓄能器连接，所述回收油口与所述回收蓄能器连接；所述驱动索模块包括钢索，所述钢索一端与所述导轨模块连接，另一端与所述能量吸收释放模块连接；所述导轨模块包括导轨、滑块、发射架、回收索、滑车网；所述导轨固定设置，所述滑块与所述导轨相匹配，能够沿所述导轨运动，所述滑块一端与钢索刚性连接，通过所述动定滑轮组连接至液压缸；所述发射架、回收索、滑车网与所述滑块连接。其中所述回收索和滑车网仅在回收状态下与滑块连接，所述发射架仅在发射状态下与滑块安装。2.根据权利要求1所述无人机一体化发射回收系统，其特征在于，在步骤1中，所述驱动索模块包括回收阻尼器，所述回收阻尼器包括动滑轮、阻尼器、第一导向滑轮和第二导向轮；所述第一导向滑轮和第二导向轮固定设置，所述动滑轮的轴与所述阻尼器连接，所述钢索依次绕过第一导向滑轮、动滑轮和第二导向滑轮。3.根据权利要求1所述无人机一体化发射回收系统，其特征在于，在步骤2中，所述无人机一体化发射回收系统确定无人机的发射重量m，发射速度v，所述导轨工作行程s，初定发射架牵引小车质量为m1，则平均发射推力为：f
平均
＝(m+m1)a其中，加速度s为轨工作行程，m为无人机的发射重量，m1为牵引小车质量；同时考虑发射和回收时，动定滑轮组穿绕比选取1：z；液压系统的主参数计算如下：活塞杆达到的最大速度：液压缸工作行程：初定液压缸内腔直径d，活塞杆直径d，液压缸有杆腔的有效面积为
液压缸有杆腔达到的最大流量：q
有杆腔
＝s
有效
·v缸
；发射过程需要的油液体积为：δv＝s
有效
·
l
缸
液压缸无杆腔的有效面积：液压缸无杆腔达到的最大流量为：q
无杆腔
＝s
无杆
·v缸
；液压缸发射时有杆腔需要的平均压力为：初步设置待发射时蓄能器内气体总容积为v1，发射后容积为v2；即：初始时：其中：p1为发射过程中蓄能器的压力，p0为蓄能器的初始压力，v0为蓄能器的初始体积，n为绝热bar指数；结束时：4.根据权利要求3所述无人机一体化发射回收系统，其特征在于，在步骤2中，利用发射参数对回收过程进行校核计算，确定的发射和回收过程总体参数，总体参数包括导轨有效使用长度、钢索系统穿绕比、液压缸最大行程、液压缸内径、活塞杆直径、液压缸最大工作压力和蓄能器容积。5.根据权利要求4所述无人机一体化发射回收系统，其特征在于，在步骤3中，对于发射过程，分别建立滑轮、钢索、蓄能器、油缸等各运动组件的模型，按照系统原理图设计动滑轮处的传动比、以及蓄能器-油缸模型，每个分系统的具体计算模型包括：滑轮系统，假设顺时针转动为正，则对于任意一个滑轮，其运动过程可等效为：(f
i+1-f
i-f
fi
)r＝jα其中：f
i+1
为第i+1段绳索的张力；f
i
为第i段绳索的张力；r为滑轮半径；j为滑轮组件的转动惯量；α为滑轮组件的角加速度；其中，滑轮组件转动部件近似为圆环平面板，其转动惯量j可以表示为：角加速度α与线加速度a之间的关系为：a＝αr；其中：m为滑轮组件回转体的重量，r为外圆直径，r为内圆直径；其中，可以看作单个滑轮组件的等效质量；根据胡克定律，任意一段绳索张力计算：
e为绳索的弹性模量；a为绳索的有效横截面积；δl为绳索的弹性伸长量；l为绳索的长度；对于第1段绳索的形变量可表示为：δl＝s
i-s
f
对于第2-6段绳索的形变量可表示为：δl＝s
g
+s
i+1-s
i
s
g
为油缸位移，s
i+1
为第i+1个滑轮的转动量，s
i
为第i个滑轮的转动量；液压系统的计算，根据液压系统的工作过程，发射瞬间控制流量控制阀打开，蓄能器中的高压油液进入油缸，推动油缸快速缩回，进而带动飞机加速，由于发射过程较快(＜1s)，来不及与外界进行显著的热量交换，这样的过程可以看作是绝热过程，在绝热过程中，气体的p、v、t等3个状态量同时改变，其中，p、v间的绝热过程为pv
1.
＝
0v01.
，可根据体积变化计算出发射过程中压力变化，则蓄能器中的压力变化满足下式：其中：p1为发射过程中蓄能器的压力；p0为蓄能器的初始压力；v0为蓄能器的初始体积；v1为油缸中进入油液的体积；蓄能器通过大流量控制阀进入油缸，流量控制阀打开时会产生一定的节流压差，根据流量方程可得油缸中的压力满足下式：其中，ρ为油液密度，q为流量，c
d
为流量系数，a
o
为过流面积；流量q可表示为：q＝av
g
活塞油缸运动满足：v
g
＝a
g
dt其中，a
g
为油缸运动件加速度，为作用在油缸上绳索张力之和，m
f
为油缸运动件的重量；f
g
＝p1a其中，a为油缸运动件的有效面积；无人机的计算，对于无人机的发射，其运动过程满足下式：v
f
＝a
f
×
dta
f
＝(f
1-f
f
)/m
f
其中，v
f
为无人机速度，a
f
为无人机加速度，f
f
无人机运动过程中受到阻力，m
f
为无人机重量，f1为无人机受到的钢索张力。
6.根据权利要求5所述无人机一体化发射回收系统，其特征在于，在步骤3中，回收过程的模型也主要包括滑轮系统、液压系统、无人机三个模块，对于滑轮系统，其滑轮系统计算模型与发射时基本一致，滑轮的运动模型为：与发射过程相反，绳索的形变量，对于第1段绳索的形变量可表示为：δl＝s
f-s
i
对于第2-6段绳索的形变量可表示为：δl＝s
i-s
i+1-s
g
其中，s
g
为油缸位移，s
i+1
为第i+1个滑轮的转动量，s
i
为第i个滑轮的转动量；无人机的运动方程：a
f
＝(-f
1-f
f
)/m
f
液压系统的计算油缸运动件的运动方程为：v
g
＝a
g
dt对于液压力f
g
＝p1a，其中p1为油缸压力，油缸压力p1可表示为：p1＝p0+δp其中，p0为蓄能器压力，δp为节流压差；其中，ρ为油液密度，q为流量，c
d
为流量系数，a
o
为过流面积.流量q可表示为：q＝av
g
其中，p0为蓄能器压力，可表示为：其中，v0为蓄能器初始容积，v1为蓄能器体积变化，v1＝s
g
a。

技术总结
本发明提出一种无人机一体化发射回收系统的设计方法包括能量吸收释放模块、导轨模块、驱动索模块；能量吸收释放模块包括步骤1，设计无人机一体化发射回收系统结构；步骤2，设计无人机发射和回收的过程并确定参数；步骤3，设计无人机发射和回收的过程中蓄能器的控制策略；步骤4，根据蓄能器的控制策略对蓄能器进行设计。本发明采用液压系统进行发射和回收，适用于重量至400kg，速度至140km/h的中型无人机发射和回收。减小了系统的重量和尺寸，也增加了系统对于复杂地形和特殊情况的适应性和灵活性。灵活性。灵活性。


技术研发人员：郭晓波 高春晓 王斌 崔永玲 曹晓玲
受保护的技术使用者：中国船舶集团有限公司第七〇四研究所
技术研发日：2022.10.21
技术公布日：2023/5/16