单级异步感应电磁推进器优化研究

摘    要：为满足小型无人机起飞要求，选择异步感应电磁弹射系统为研究对象。建立单级异步感应电磁弹射器系统模型并应用Maxwell进行仿真分析。搭建了电磁弹射系统仿真试验平台，对影响系统发射性能的参数应用参数优化法进行分析，得到与系统最佳匹配的结构参数，试验结果表明该电磁弹射器可以满足小型无人机的起飞要求，优化设计异步感应电磁弹射系统，降低了系统的复杂性。

关键词：电磁弹射系统;无人机;Maxwell;电磁弹射器;

弹射技术是一种基于能量转化的直线发射技术。随着电磁学的发展，将高功率电源中储存的电能转化为驱动线圈电磁能，再由驱动线圈中电磁能转化为发射体动能的电磁弹射器应运而生。其原理是发射体受安培力或洛伦兹力的作用下，加速到预定速度[1,2,3,4,5]。电磁弹射系统推进电枢沿轴向加速运动，并可以根据发射要求改变电磁力大小，抛体电枢加速度大小和出口速度大小，其具有无机械接触、电磁力可控、末速度大、效率高等优点[6]。

小型无人机发射采用多筒发射，电磁弹射电源充电时间短，一次发射后可以快速充电进行下次发射，响应时间短，适应现代信息战争快速响应要求。

本文针对小型折叠翼和扑翼无人机的发射需求，应用Ansys Maxwell软件对单级异步感应电磁弹射系统模型进行仿真计算，研究不同结构参数对系统性能的影响。

1 结构参数对系统影响分析

定义一个驱动线圈固定不动作为1线圈，抛体电枢为2线圈。设在1线圈中通入随时间变化的电流I1，在2线圈中感应出的电流为I2。电流I1在2线圈A1点处所产生的磁场强度为B1，在A2点处所产生的磁场强度为B2。两点在轴向方向上所受电磁力分别为：

在径向方向上所受电磁力大小为：

假设驱动线圈中电流大小为I1，自感为L1，自感磁链为φ1。电枢中电流大小为I2，自感为L2，自感磁链为φ2，驱动线圈中电流I1产生的与电枢交链的磁链为φ21，驱动线圈对电枢的互感系数为M21，电枢中电流I2产生的与驱动线圈交链的磁链为φ12，电枢对驱动线圈的互感系数为M12[7,8,9]。

根据能量守恒定律，电磁力做的功等于电磁能量的变化，即：

由1线圈产生的且与2线圈形成铰链的磁通为：

求得1线圈和2线圈的互感为：

设1线圈和2线圈的半径分别为r1、r2，两线圈圆心之间的距离为d，小体积电流单元I1dl1和小体积单元dla的空间夹角为Ø得到：

最后求得：

将式（9）经过变换可得：

μ0-空气磁导率。

随着线圈2受电磁力作用沿轴向开始运动，其与线圈1的相对位置发生改变，求得两线圈的互感梯度为：

2 单级异步感应电磁弹射系统仿真模型建立与分析

(1）小型无人机弹射方案设计指标

本文以小型无人机为弹射对象，要求无人机出口速度为30 m/s，过载不能大于150 g等要求。结构参数：最大外直径95 mm，长度500 mm，质量3 kg。以发射效率为15%以上为设计目标，系统电容总储能应不小于9000 k J，故选择电容器的初始电压为650 V，电容容量为5000μF。

(2）单级异步感应电磁弹射系统有限元模型建立与分析

根据小型无人机起飞要求和过载要求，选择合适的电容进行激励。抛体电枢的受力曲线和对应的速度曲线如图1所示：

图1 抛体电枢受力曲线与速度曲线 

由图1可以看出抛体电枢受力在1.9 ms、3.7 ms发生了较大的两次加速，在5.4 ms时加速力达到峰值8.3471 k N。在此之后抛体所受的电磁力开始下降，直到10 ms左右电磁力下降到0 N左右，抛体电枢不再加速，最终抛体电枢的出口末速度为19.294 2 m/s。图2中分别显示了2 ms、4 ms、6 ms抛体电枢和驱动线圈绕组不同时刻磁场强度变化规律。可以看出在2 ms驱动线圈中磁场主要集中在A相绕组的内层。4 ms时磁场集中在B相绕组的内层。6 ms时磁场集中在C相绕组的内层。通过图中可以看出驱动线圈和抛体电枢的磁场随时间向轴向运动，幅值也随着时间沿轴向运动，这就是驱动线圈所产生的行波磁场。

图2 不同时刻磁场变化图 

3 单级异步感应电磁推进器优化

首先分析抛体电枢长度对系统影响，在其他条件不变的情况下，分别设置三种长度的抛体电枢，分别是145 mm、290 mm、435 mm。由图3可知当抛体电枢长度为145 mm时，由于其与驱动线圈绕组耦合较差，其受力曲线较小且在12.8 ms以后所受反力较大，导致抛体电枢的出口末速度达不到小型无人机起飞要求。当抛体电枢长度为435 mm时，由于其质量较大，虽然其耦合效果比290 mm抛体电枢更高，所受电磁力峰值和受力面积更大，但是其质量更大，导致其出口末速度较小，效率比290 mm电枢更小。虽然能够达到小型无人机起飞要求，但是其不符合便携性条件。综合分析290 mm耦合效果较好、质量较轻、加速力更平稳，所产生的过载不超过小型无人机承受极限，抛体电枢出口末速度高，故本文选用290 mm长度的抛体电枢。

图3 不同长度抛体电枢受力与速度曲线 

其次分析不同抛体电枢外径对系统影响。抛体电枢外径设置为三组，分别为24.5 mm、49 mm和98 mm。如图4所示，可以看到24.5 mm的抛体电枢受力曲线和速度曲线都比较小，在抛体电枢内径较小，质量更轻的情况下，反而其所受的电磁力最小，说明在一定限度内更小的抛体电枢外径反而会减小抛体电枢和驱动线圈之间的耦合效果。由图5不同半径下驱动线圈的自感曲线可知，驱动线圈的自感随着半径的增加而增加。对于98 mm外径的抛体电枢，其受力曲线和速度曲线都要比49 mm的小。由上述分析可知当抛体电枢半径小于一定值后，其与驱动线圈的耦合效果急剧下降，导致抛体电枢的受力和出口速度都相对较低；但是当抛体电枢半径大于一定值后，由于其质量增加，导致其所受电磁力和出口速度都减小了。所以对于本系统存在一个最佳的抛体电枢半径。

图4 不同外径抛体电枢受力与速度曲线  

图5 不同外径驱动线圈自感  

综上分析增加抛体电枢的厚度有百弊而无一利，在抛体电枢厚度满足其材料强度大于其所受径向电磁力即可，不会破坏抛体电枢结构，而造成不必要的摩擦和导致系统的轴对称性改变。

4 结束语

针对小型无人机的发射要求、抗过载要求和抗电磁干扰要求，建立了电磁弹射系统模型，选择异步感应电磁弹射系统为本文研究对象，通过简化模型法推导出将抛体电枢和驱动线圈等效为单匝线圈时，得到抛体电枢所受电磁推力的数学表达，进而得到影响系统发射性能的结构参数。应用参数优化方法仿真分析了异步感应电磁弹射系统的结构参数对系统的具体影响情况，通过仿真，得到一种既满足小型无人机起飞要求，又对于系统最佳的结构参数。仿真结果优化设计了异步感应电磁弹射系统，降低了系统的复杂性，为电磁弹射系统研究打下了理论基础和实验验证条件。

参考文献

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文章来源：工业控制计算机