1 引言
在现代复杂高威胁的信息战环境中，随着地面防空雷达探测距离不断增加，探测能力不断增强，已经具备多目标探测能力，对空军各类战机的生存力造成很大的威胁。近年来，随着小型无人机的快速发展，其在军事领域的应用越来越广泛,载机在高空将低成本无人机进行大规模投放，蜂群无人机之间通过简单的导航控制，对敌防空区域的雷达进行抵近式干扰、诱骗，使防空雷达的探测能力趋于饱和，为空军飞机和机载武器提供掩护，可大幅度提升载机平台的生存力和突防能力[2-3]。
2015年9月，美国国防高级研究项目局(DARPA)发布了“小精灵”项目，开发具备组网与协同功能的可回收小型无人机系统[4-5]。这种小型无人机可携带模块化侦察或干扰载荷，由大型运输机或轰炸机运送至防区外投放。集群无人机通过三角定位、时频差等无源精确定位与瞄准技术探知目标，通过切断敌方通信甚至向敌数据网络中注入恶意代码实施电子和网络攻击。美国海军研究办公室ONR于2015年公布了“低成本无人机蜂群”(LOCUST)项目，发展在特定区域一起执行掩护、巡逻和攻击地面目标任务的蜂群无人机，并选择使用雷神公司的“郊狼”小型无人机进行试验[6]。同时，美国国防部战略能力办公室联合美国空军也开展类似的“山鹑”项目，如图1所示[7]。
图1 从高空投放的小型无人机
Fig.1 Small UAV dropped from high altitude
随着人工智能、微机电、卫星通信、5G等技术的发展，具有抗毁性强、成本低、作战费效比高等优势的无人机集群，可实施广域分布式多点多向突击，携带不同任务载荷完成不同作战任务。本文分析设计了一款可在高空投放的低成本无人机，通过试验对该无人机关键技术进行了验证，为该无人机下一步设计、试验工作奠定了基础。
2 无人机总体方案设计
2.1 气动方案设计
无人机需通过大型运输机或各类战机进行运输、投放，为了便于装载无人机，一般采用发射管进行贮存、运输。纪秀玲等[8-10]根据巡飞弹折叠翼的低雷诺数、高升力翼型的气动特性，先后提出了设计方法，进行了气动外形和弹翼的折叠设计。袁新波等[11]在迫击炮平台完成了折叠翼无人机的设计和验证。根据空投型无人机的飞行特性，采用大展弦比串列式气动布局，在满足携带足够载荷能力前提下，保证无人机起飞质量小、折叠后尺寸小，同时加工方便、成本低，在有限的空间内最大程度增大了无人机的机翼升力面积。
由于无人机在空中大部分时间是进行巡航飞行，飞行速度在20～40 m/s，不需要较大的机动能力，同时由于机翼要进行折叠，机翼的厚度不能太厚，占用有限的折叠空间[12]。本文选择了3种典型翼型进行参数设计(见表1)。
表1 3种典型翼型参数
Table 1 Comparison of parameters of three typical airfoils
参数NACA6409FX60-100 10.0%EPPLER 360最大厚度/%9.0049.94612.215最大弯度/%5.9933.5371.537后缘角度/%12.013.41612.82下表面光滑度14.71915.6926.496前缘半径/%2.2072.1062.384最大升力系数(CL)1.531.3871.053最大升力攻角/(°)88.515最大升阻比(L/D)68.57651.08947.818最大升阻比状态下的升力系数1.2780.9590.966最大升阻比状态下的攻角53.58
综合考虑无人机飞行高度、飞行速度、发射筒尺寸等参数要求，以及在相同阻力下保持机翼最大的升力，节省动力，最终选择具有最大升阻比的NACA6409翼型，同时基于目标压力分布反设计思路，运用Takanashi迭代程序完成翼型优化设计[13]。
前后机翼均采用碳纤维夹心结构进行制作。后翼设计有翼梢小翼，起到航向稳定的作用。在后翼设计有舵面，舵面偏转方向一致时，进行俯仰控制。舵面进行差动时，进行滚转方向控制。前机翼采用分开式旋转折叠方式，后机翼采用单轴旋转折叠方式。图2为设计的气动布局与结构示意图。
图2 无人机气动布局与结构示意图
Fig.2 Pneumatic layout and structure diagram of UAV
建立外流场计算域为φ15 m×15 m的数值风洞，利用ANSYS进行网格划分、仿真，网格采用四面体非结构化网格，对前翼、后翼的小尺寸边缘(后缘)区域网格进行局部加密。仿真结果如图3所示。
图3 气动仿真结果曲线
Fig.3 Aerodynamic simulation results
经仿真得出：攻角0°～5°时升阻比达到10以上，在1.3°进行巡飞,最有利于增大续航时间。
2.2 动力系统设计及选型
根据研制经验和借鉴其他经验[14-15]，无人机采用锂电池、无刷电机、螺旋桨动力系统，后推动力方式。为了降低成本，通过对市场的该类产品进行调研选型，A2212型电机搭配5045塑料桨在固定翼、多旋翼上有广泛的应用。选型的电机型号为新西达A2212、1 950 kV，螺旋桨为5045塑料桨。螺旋桨桨叶直接连接在电机轴上。经无人机动力系统测试台测试(如图4所示)，5045型螺旋桨在PWM值1 400时，拉力300 g，功率50 W(见表2)，动力系统满足无人机飞行性能要求。
图4 无人机动力系统测试台图
Fig.4 UAV power system test bench
表2 电机适配3种螺旋桨静态测试结果
Table 2 Static test results of three kinds of propeller for motor adaptation
参数螺旋桨型号PWM值1 2001 4001 5001 600电压/V4.7*4桨11.08 11.08 11.03 11.62 504511.09 11.05 11.03 11.09 503011.03 11.05 11.03 11.01 电流/A4.7*4桨0.33 4.33 6.25 7.72 50450.34 4.54 6.60 8.43 50300.79 4.92 6.89 9.50 转速/(r·min-1)4.7*4桨2 678 9 842 11 369 12 413 50452 578 9 447 10 927 11 990 50302 834 10 109 11 486 12 552 扭矩/(N·m)4.7*4桨0.002 0 0.021 0 0.029 0 0.034 0 50450.001 0 0.022 0 0.029 0 0.037 0 50300.003 0 0.024 0 0.032 0 0.043 0 拉力/g4.7*4桨55.00 78.94 106.35 127.99 5045123.70 298.38 303.00 358.10 503011.00 47.77 70.00 84.69 电机输出功率/W4.7*4桨3.66 47.97 68.96 89.72 50453.72 50.14 72.82 93.49 50308.70 54.34 76.02 104.60
2.3 无人机电气选型
为了降低成本，机载电气采用商用货架产品，对其连接线进行适应性改制。以深圳乐迪公司的Minipix自驾仪为核心搭建整机的电气系统。
自驾仪选用深圳乐迪公司的Mini Pix自驾仪，该自驾仪基于APM硬件进行了适当的改进，配置采用F405处理器，比原版运行速度更快。
利用扩展板与自驾仪的总线接口连接，将GPS、空速计通过该接口与自驾仪连接；数据链通过自驾仪的“TELEM1”数传/OSD接口1与自驾仪连接；好盈5 V/3 A的UBEC通过“POWER”接口与自驾仪连接；遥控接收机与自驾仪的“RC IN”信号输入接口连接；舵机及电调与自驾仪的“ESC”主输出接口连接。其自驾仪及接口如图5所示。
图5 Mini Pix自驾仪及接口图
Fig.5 Mini pix self driving instrument and interface
卫星定位模块采用深圳乐迪公司的Mini M8N GPS，型号TS100(见图6)。采用与陶瓷天线精准匹配的前置LNA低损耗电路设计，在理想滤干扰前提下增强了捕获极弱信号的能力；通过最优电路布局，在捕捉极弱信号的同时有效抑制输入性干扰。50 cm定位精度，开阔地带6 s内搜星可达20颗，极强谷底定位能力。
图6 TS100卫星定位模块图
Fig.6 TS100 satellite positioning module
空速计由皮托静压管和数字处理电路等2个部分组成(见图7)。数字处理电路的数字输出采用I2C接口，补偿范围内的总误差小于1.0%。数字输出对比模拟输出能减少干扰。选用精量电子(深圳)有限公司的MS5525DSO数字压力传感器。
图7 数字处理电路与皮托静压管图
Fig.7 Digital processing circuit and pitot static pressure tube
数据链选用广州雷迅科技的PW-Link数传模块，该模块是由CUAV研发的一款2.4 G无线WIFI数传模块；它可以用于无人机近距离通信或调试，采用外置天线版本。后续可根据飞行器的使用场景，更换不同的数据链。
遥控接收机选用深圳乐迪的R6DSM型2.4G十通道接收机，该接收机采用DSSS和FHSS双扩频抗干扰技术,适用于乐迪九通道遥控器AT9，AT9S；乐迪十通道遥控器AT10，AT10II，质量低至1.5 g，非常适用于微小型飞行器上使用。
3 无人机控制方案设计
根据无人机弹道规划和制导律设计要求，将整个飞行过程分为4个阶段[16]。飞行控制系统在各个阶段的工作状态为：
1) 投放阶段，无人机处于折叠状态，控制不工作；
2) 稳定飞行阶段，无人机从圆形发射筒释放，滚转通道指令为0，通过俯仰通道的控制，实现无人机由下降俯冲状态，切换至水平飞行状态；
3) 滑翔过程中，这时候主要通过控制滚转姿态来间接控制飞行器的航向，从而将飞行器导引到预定航点周围/绕航点螺旋下降，另外通过俯仰通道的控制来调节下降速率；
4) 动力飞行阶段，达到任务飞行高度(或者是滑翔最低高度)后，动力系统开始工作，通过控制滚转姿态来间接控制飞行器的航向，并且通过俯仰通道的控制来维持平飞或俯冲的动作。
经分析，无人机从发射筒释放到水平飞行控制较为复杂，建立该无人机的该阶段纵向控制Simulink仿真模型。如图8所示。在仿真系统中，设定无人机的俯仰角期望为0°，设定初始状态为：俯仰角θ=-80°，水平速度Vx=2 m/s(对地速度)，垂直速度Vz=20 m/s(对地速度)，推力为10 N，分析改初过程中速度、高度、姿态角、迎角等状态量的变化，进而分析无人机的大姿态角(伞降)改初能力。
图8 无人机控制Simulink仿真模型示意图
Fig.8 Simulink simulation model of UAV Control
无人机在2.44 s内改平(有震荡)，2.72 s后高度不再下降，改初过程最大下降高度为39.47 m。部分状态量变化曲线如图9所示。根据仿真结果，无人机可以在较快的时间内完成改初。升降舵舵面设计是合理的，舵效可以满足无人机伞降改初过程的要求。
图9 带迎角控制器的改初过程状态量变化曲线
Fig.9 Change curve of state quantity in initial modification process with angle of attack controller
4 关键技术试验验证
4.1 无人机结构强度、刚度地面验证试验
由于折叠机翼的厚度较薄，强度和刚度设计余量较小，需在飞行试验前进行强度、刚度测试。试验过程为操作人员将装配好的无人机固定于车顶，驾驶员将汽车的速度提升至72 km/h,观察机翼的变化，并通过舵面的驱动，验证后翼舵面驱动机构的可靠性，如图10所示。经试验验证，机翼刚强度、后翼舵面驱动机构满足使用要求。
图10 强度、刚度地面验证试验场景图
Fig.10 Strength and stiffness ground verification test
4.2 俯仰通道PID控制参数测定试验
通过地面跑车试验确定合适的俯仰通道PID控制参数。在飞行器达到72 km/h的速度时，给定抬头100%的升降舵量扰动，自驾仪进行自动控制，确定满足在受扰动后30s内恢复稳定飞行状态的PID参数(如图11所示)。
图11 扰动下俯仰姿态角、俯仰角速率控制效果曲线
Fig.11 Control effect curve of pitch attitude angle and pitch angle rate under disturbance
4.3 地面弹射飞行试验
无人机采用弹射起飞方式，油门及舵面在弹射过程中进行锁定，在离架之后启动电机[17]。整个过程采用Auto飞行模式，通过设置合理的航点，验证气动样机具备飞行的能力，其试验现场如图12所示。
图12 地面弹射飞行试验场景图
Fig.12 Ground ejection flight test
4.4 空中投放飞行试验
利用多旋翼无人机将实验无人机上升到一定高度，然后释放样机，样机根据预定程序进行姿态修正，完成初始改平飞，最后滑翔降落。试验流程如图13所示。
图13 空中投放试验流程框图
Fig.13 Air drop test flow chart
对整个投放-稳定飞行过程的自驾仪机载数据进行分析，其完成投放过程的时间为4 s。在释放的瞬间由于“头重尾轻”，出现样机低头情况，随着样机的飞行速度提升，舵效增加，飞行在4 s内完成了-80°下落至水平飞行的姿态修正。空中投放过程如图14所示。
图14 空中投放过程示意图
Fig.14 Air delivery process
5 结论
设计和试制了一种机翼可折叠、高空投放的小型无人机，完成了关键飞行状态下控制系统方案设计、仿真，验证了该无人机的飞行性能，可在较短时间内完成初始转平飞状态。同时完成了原理样机的地面弹射起飞与中低空投放试验，为样机高空投放打下了基础。
[1] 陈永超，高欣宝，李天鹏，等.远程制导火箭弹发展现状及关键技术[J].飞航导弹，2016(09)：71-74.
Chen Y C,Gao X B,Li T P,et al.Development status and key technologies of long-range guided rocket[J].Aerodynamic Missile Journal,2016(09)：71-74.
[2] 岳凡，胥银华，郭泽民.美军小型低成本无人蜂群发展运用及对策[J].国防科技,2021(02)：27-31.
Yue F,Xu Y H,Guo Z M.Development,application and countermeasures of small and low-cost unmanned bee swarm in US army[J].National Defense Science and Technongy,2021(02)：27-31.
[3] 许赟.美空军低成本可消耗无人作战飞机分析[J].中国航空报，2019(05)：1-3.
Xu Y.Analysis of the US Air Force’s low-cost expendable unmanned combat aircraft[J].China Aviation News，2019(05)：1-3.
[4] 李龙，郑天慧.低成本可消耗飞行器及其动力发展分析[J].航空动力学报，2021(03)：11-14.
Li L,Zheng T H.Analysis of low-cost expendable aircraft and its power development[J].Journal of Aerospace Power，2021(03)：11-14.
[5] 朱超磊，袁成.美国马赛克战体系中无人机技术发展分析[J].飞航导弹，2020(09)：1-10.
Zhu C L,Yuan C.Analysis of UAV technology development in US Mosaic warfare system[J].Aerodynamic Missile Journal 2020(09)：1-10.
[6] 姜俊新.无人机蜂群对防空作战的威胁与对策[J].国防科技，2019(06)：108-113.
[7] 如何应对集群式无人机作战，这里有高招[Z/OL].(2019-04-19)，http://m.sohu.com/a/309079934_329822?ivk_sa=1024320u&strategyid=00014.
How to deal with the swarm drone warfare,Here is the tip[Z/OL].(2019-04-19)，http://m.sohu.com/a/309079934_329822?ivk_sa=1024320u&strategyid=00014.
[8] 纪秀玲，何光林.管式发射巡飞弹的气动特点及设计[J].北京理工大学学报，2008，28(11):953-956.
Ji X L,He G L.Aerodynamic characteristics of gun-launched loitering munitions and its shape design[J].Transactions of Beijing Institute of Technology，2008，28(11):953-956.
[9] 金立堂.巡飞弹气动外形设计[D].南京：南京理工大学，2006.
Jin L T.Aerodynamic shape design of loitering munitions[D].Nanjing：Nanjing University of Science and Technology,2006.
[10]陶福兴，张恒，李杰.一种小型单兵巡飞弹的气动外形设计[J].弹箭与制导学报，2015，35(06):111-118.
Tao F X，Zhang H，Li J.The aerodynamic design of small man-portable loitering munition[J].Journal of Projectiles，Rockets，Missiles and Guidance,2015，35(06):111-118.
[11]袁新波，江多琨，周前进，等.某型迫击炮射无人机应用研究[J].兵器装备工程学报，2018，39(06):105-109.
Yuan X B,Jiang D K,Zhou Q J,et al.Research on the application of a mortar-launched unmanned aerial vehicle[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2018，39(06):105-109.
[12]张国庆，杨树兴.基于低雷诺数串置翼型气动特性研究[J].计算力学学报，2010，27(04):733-737.
Zhang G Q,Yang S X.Aerodynamic characteristics of tandem airfoil based on low Reynolds number[J].Journal of Computational Mechanics,2010，27(04):733-737.
[13]Takanashi S.An iterative procedure for three-dimensional transonic wing design by the integral equation method[C]//Proc.of the 2nd Applied Aerodynamics Conference(AIAA),1984.
[14]吴超，袁先士，薛劲光，等.小型巡飞弹电动推进系统设计及试验验证[J].航空动力学报，2021，36(01):88-96.
Wu C,Yuan X S,Xue J G,et al.Design and test verification of small loitering munition electric-powered propulsion system[J].Journal of Aerospace Power,2021，36(01):88-96.
[15]欧继洲，陈军，李浩成.巡飞弹可用动力形式的技术概述与发展趋势[J].兵器装备工程学报，2018，39(07):61-66.
Ou J Z,Chen J,Li H C.Technical overview and development trends of propulsion systems for loitering munitions[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2018，39(07):61-66.
[16]南曦.机载巡飞弹弹道规划与制导律设计[D].哈尔滨：哈尔滨工业大学，2013.
Nan X.Trajectory programming and guidance laws design for loiter missiles released by airplane[D].Harbin：Harbin Institute of Technology,2013.
[17]李永泽，陈华，陈伟.炮射无人机弹机转换过程弹道特性[J].系统仿真技术，2018，14(04):270-274.
Li Y Z,Chen Y,Chen W.Ballistic characteristics of projectile-aircraft transition process for gunshot UAV[J].System Simulation Technology,2018，14(04):270-274.