[發明專利]一種螺旋槳無人機箱內發射仿真方法

有效

• 申請號: 202010541756.2
• 申請日: 2020-06-15
• 公開（公告）號: CN111731500B
• 公開（公告）日: 2022-11-18
• 發明（設計）人: 安彬;楊俊鵬;孟毛毛;李博
• 申請（專利權）人: 西安愛生技術集團公司;西北工業大學
• 主分類號: B64F1/04
• 分類號: B64F1/04
• 代理公司: 西安凱多思知識產權代理事務所(普通合伙) 61290
• 代理人: 劉新瓊

本發明涉及一種螺旋槳無人機箱內發射仿真方法，將螺旋槳無人機箱內發射過程分為四個階段，分別為箱內滑行階段、空中火箭助推階段、無動力滑翔階段和螺旋槳作用階段，得到螺旋槳無人機在發射過程中每個階段的六自由度模型，為計算無人機在發射過程中姿態、高度、速度等信息提供了一種仿真方法。

技術領域

本發明涉及無人機發射研究技術領域，尤其涉及一種螺旋槳無人機箱內發射仿真方法。

背景技術

目前，通過火箭助推的螺旋槳無人機多采用地面發射架發射的方式，或者將螺旋槳無人機推出發射箱發射的方式，該種發射方式稱為零長發射，在無人機發射前螺旋槳隨發動機轉軸旋轉，這種發射方式簡單易操作，但運輸不便、展開時間長，所以提出了將螺旋槳無人機直接由箱內點火發射的需求。

螺旋槳無人機在發射箱內直接發射的方式，由于箱內空間的限制，螺旋槳在箱內水平固定在無人機上，在發射箱內起動發動機，此時離合器處于分離狀態，螺旋槳不隨發動機轉軸轉動，無人機通過火箭助推發射，在無人機出箱后，離合器嚙合，螺旋槳隨發動機轉軸轉動為無人機提供推力。在螺旋槳無人機箱內發射過程中，涉及到無人機發射角度、爬升角度、火箭安裝角度、離合器嚙合時間、飛行速度、反扭矩等對無人機的發射安全起關鍵影響的因素。真實無人機箱內發射試驗的成本較大，仿真的方式具有可重復性、經濟性好等特點，是研究螺旋槳無人機箱式發射的重要試驗手段，在現有的技術中，尚無螺旋槳無人機箱內發射的相關專利。

發明內容

要解決的技術問題

為了避免現有技術的不足之處，本發明提出一種螺旋槳無人機箱內發射仿真方法，能夠解決現有技術無法對螺旋槳無人機箱內發射過程仿真的技術問題，能夠驗證螺旋槳無人機箱內發射過程中對飛行安全性能起重要影響的因素。

技術方案

一種螺旋槳無人機箱內發射仿真方法，其特征在于步驟如下：

步驟1：螺旋槳無人機箱內發射的第一個階段為箱內滑行階段，在無人機發射前，無人機通過上下適配器固定在發射箱內，螺旋槳水平固定在無人機上，發動機在發射箱內起動，離合器處于分離狀態，發動機轉軸高速旋轉而螺旋槳不轉，助推火箭通過一定的安裝角度固定在無人機上；無人機發射后，助推火箭點火助推，無人機同上下適配器在發射箱滑軌上滑動并一同出箱，計算無人機在箱內滑行時間和無人機完全出箱時的速度；

把箱內滑行階段的無人機同上下適配器當成一個整體，將無人機的運動視作均加速直線運動，建立無人機機體運動方程：

式中，T為助推火箭的推力，θ_r為助推火箭與無人機的縱向安裝角，即火箭推力線與無人機機體縱軸OX的縱向夾角，μ為無人機上下適配器同發射箱滑軌的摩擦系數，F_n為發射箱箱體對無人機上下適配器的法向作用力，m₀、m₁、m₂分別為無人機、上適配器、下適配器的質量，a為無人機同上下適配器在箱內滑行階段時的加速度，g為無人機箱內發射點的重力加速度，θ₀為無人機箱內發射的發射角度，即無人機在箱內時的初始俯仰角；

無人機箱內滑行時間式中，L為發射箱滑軌的長度；

無人機完全出箱時的速度

步驟2：螺旋槳無人機箱內發射的第二個階段為空中火箭助推階段，無人機在完全出箱后同上下適配器分離，助推火箭繼續對無人機進行助推，此時離合器處于分離狀態，螺旋槳不隨發動機轉軸旋轉，無人機控制系統控制舵機轉動，無人機受到火箭推力、氣動力、重力的影響，計算獲取無人機在火箭停止助推時的飛行速度、高度和姿態：