[發明專利]一種單發夾角式火箭助推發射無人機起飛階段的仿真方法

在審

• 申請號: 201711231763.7
• 申請日: 2017-11-30
• 公開（公告）號: CN108108524A
• 公開（公告）日: 2018-06-01
• 發明（設計）人: 楊廣;蔣盼盼;黃琪;韓濤鋒;符松海
• 申請（專利權）人: 江西洪都航空工業集團有限責任公司
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 南昌新天下專利商標代理有限公司 36115
• 代理人: 施秀瑾

1.一種單發夾角式火箭助推發射無人機起飛階段的仿真方法，其特征在于，首先對在軌滑行、脫架至火箭脫落和上升到安全高度、速度飛行三個階段的運動機理進行分析，以確定各飛行階段作用在飛機上的力和力矩，再利用三狀態機體運動方程組建立數學模型，并運用Matlab仿真環境以完成數模仿真，具體步驟如下：

1)在軌滑行階段

①此階段飛機系統由飛行器、發射架和火箭助推器組成，當發射架受力達到倒架啟動力后，發射架牽引帶來飛機弧形運動提供向下的俯仰角速度，在數學模型中引入俯仰角速度運動特性，利用三狀態機體運動方程組建立數學模型：

m ( dv x t d t + ω y v z t - ω z v y t ) = F x m ( dv y t d t + ω z v x t - ω x v z t ) = F y m ( dv z t d t + ω x v y t - ω y v x t ) = F z ]]>

I x dω x d t = ΣM x - ( I z - I y ) ω y ω z - I x y ( ω z ω x - dω y d t ) I y dω y d t = ΣM y - ( I x - I z ) ω z ω x + I x y ( ω y ω z + dω x d t ) I z dω z d t = ΣM z - ( I y - I x ) ω x ω y - I x y ( ω y 2 - ω x 2 ) ]]>

其中，Fx為合力在機體X軸的分量，Fy為合力在機體Y軸的分量，Fz為合力在機體Z軸的分量，飛機所受的合力為：發動機推力、火箭推力、導軌摩擦力、前支架支反力、后支架支反力、倒架力、自身重力、升力、阻力；

∑Mx為合力矩在機體X軸的分量，∑My為合力矩在機體Y軸的分量，∑Mz為合力矩在機體Z軸的分量，合力矩由推力矩、摩擦力矩、支反力矩、倒架力矩、氣動力矩組成；

ωx為圍繞機體X軸轉動的角速度，ωy為圍繞機體Y軸轉動的角速度，ωz為圍繞機體Z軸轉動的角速度；

②在Fx達到啟動力后，飛機前支點受到發射架前支架的牽引而作圍繞前支架底端支點的弧形運動，此時飛機重心位置的俯仰角速度為：

ωz＝Vsj×sin(arcsin(L/Hq))/R

其中，Hq為飛機前支點高度，L為飛機的水平飛行距離，R為飛機實際重心到飛機前支點的距離，Vsj為飛機實際飛行速度；

③根據此階段仿真結束條件，即發射架前支架旋轉角度達到倒架角后，結束此階段仿真，并將此脫軌時刻獲得的飛行參數作為下一階段仿真的初始參數輸入；

2)脫架至火箭脫落階段

①飛機脫架，不再受導軌和飛機前支架的作用力，此階段飛機系統由飛行器和火箭助推器組成，飛機所受的力包括發動機推力、火箭推力、重力、升力、阻力，引入控制律設計的舵偏，通過計算飛機的氣動特性，結合飛機系統的質量特性，進行實時仿真；

②根據此階段仿真結束條件，即火箭提供的推力在地面坐標系Y軸的分量不足以平衡自身重力為止，完成此階段仿真；在此階段火箭脫落時刻，分析此時重量、重心、慣量矩、實際飛機重心距發動機推力線垂直距離等參數的瞬態變化，獲得火箭脫落時刻的飛行參數，并將此飛行參數作為下一階段仿真的初始參數輸入；

3)上升達到安全高度、速度飛行階段

①在此階段，火箭脫落，飛機系統僅含飛行器，此時飛機受到的力包括發動機推力、重力、升力、阻力，引入控制律設計的舵偏，通過計算飛機的氣動特性，結合飛機系統的質量特性，進行實時仿真；

②根據階段仿真結束條件，即預先給定的飛行安全高度、速度，完成仿真；

通過對上述三狀態仿真，逼真模擬給定初始輸入條件下的發射起飛段飛行軌跡、高度、速度等特性，進而獲得無人機安全發射包線。

2.根據權利要求1所述的一種單發夾角式火箭助推發射無人機起飛階段的仿真方法，其特征在于，為獲得安全發射起飛包線，需進行安全性檢查，基于安全性約束條件，以循環方式優化搜索初始輸入條件。