本發(fā)明涉及無人機(jī)氣動設(shè)計，具體涉及一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法。
背景技術(shù)：
1、目前，無人機(jī)在軍事領(lǐng)域和民用領(lǐng)域正發(fā)揮著越來越重要的作用?；鸺?、零長發(fā)射起飛，是中小型固定翼無人機(jī)經(jīng)常采用的一種起飛方式。這種方式對起飛環(huán)境要求相對較低，不需要專用機(jī)場，可很好的滿足無人機(jī)野外使用要求。
2、火箭助推發(fā)射是無人機(jī)的起飛方式之一，其利用火箭的高能量，短時間內(nèi)將無人機(jī)加速到安全速度和安全高度，其具體又可分為零長發(fā)射和短軌發(fā)射。短軌發(fā)射，是指無人機(jī)在助推火箭作用下，首先沿著短軌滑行一段距離，之后離開短軌，靠著助推火箭繼續(xù)完成起飛過程。短軌發(fā)射的助推火箭參數(shù)主要包括：火箭安裝角(火箭軸線與無人機(jī)機(jī)體軸的夾角)、火箭推力大小、火箭燃燒時間、火箭總沖(推力*持續(xù)時間)等?；鸺齾?shù)的選取合適與否，直接影響著無人機(jī)短軌發(fā)射過程中的發(fā)射安全。因此，選擇合適的火箭參數(shù)，是無人機(jī)短軌發(fā)射設(shè)計工作的重要一環(huán)。本發(fā)明提供一種快速選取短軌發(fā)射無人機(jī)的火箭參數(shù)的方法。其目的是在短軌發(fā)射無人機(jī)方案設(shè)計階段，選取合適的火箭參數(shù)，保證短軌發(fā)射的安全性，并快速完成助推火箭的選型。
技術(shù)實現(xiàn)思路
1、本發(fā)明旨在解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的問題，提供一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法，可快速為短軌發(fā)射類無人機(jī)選取合適的助推火箭參數(shù)，實現(xiàn)發(fā)射方案的快速確定和助推火箭的快速選型，保證發(fā)射過程的安全性。
2、本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)的：
3、一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法，包括以下步驟：
4、步驟一、根據(jù)結(jié)構(gòu)安裝可行性對火箭安裝角進(jìn)行初選；
5、步驟二、火箭安裝角與火箭推力匹配關(guān)系建立；
6、步驟三、根據(jù)發(fā)射過載確定最優(yōu)的火箭推力；
7、步驟四、火箭燃燒時間和總沖確定；
8、步驟五、火箭質(zhì)量迭代。
9、優(yōu)選的，所述步驟一中，首先根據(jù)無人機(jī)的結(jié)構(gòu)承力框位置和無人機(jī)設(shè)計重心，對無人機(jī)的火箭安裝角進(jìn)行初選。
10、優(yōu)選的，所述步驟二中，對發(fā)射過程進(jìn)行受力分析，短軌上運動時，無人機(jī)和火箭的組合體受力為：
11、平行于短軌方向：
12、垂直于短軌方向：
13、式中，f為火箭推力，m、m1分別為無人機(jī)和火箭的質(zhì)量，t為發(fā)動機(jī)推力，為發(fā)動機(jī)安裝角，θ為無人機(jī)發(fā)射角，δ為火箭安裝角，μ為無人機(jī)和短軌之間的摩擦系數(shù)，g為重力加速度。
14、優(yōu)選的，初始未知時，火箭質(zhì)量為0.1倍飛機(jī)質(zhì)量。
15、優(yōu)選的，根據(jù)fz＝0和[δ1、δ2、δ3……]，求得對應(yīng)的火箭推力[f1、f2、f3……]。
16、優(yōu)選的，發(fā)射過程中，無人機(jī)的最大過載為：
17、
18、應(yīng)保證滿足：
19、nx＜n0??(4)；
20、式中，n0為無人機(jī)設(shè)計過載。
21、優(yōu)選的，在滿足式(4)后，選取較大的nx，無人機(jī)姿態(tài)角變化近似為：
22、dθ＝0.5*dw*t2＝0.5*f*l/i*t2＝0.5(l/i)*(f*t)*t??(5)；
23、式中，dθ為姿態(tài)角的變化量，dw為角加速度，l為重心與推力線的相對距離，i為轉(zhuǎn)動慣量，t為火箭燃燒時間，f*t為火箭總沖，可見，相同的f*t下，t越?。患磃越大，nx越大，姿態(tài)變化量越小。
24、優(yōu)選的，在[f1、f2、f3……]和[δ1、δ2、δ3……]中得出最優(yōu)的f和δ。
25、優(yōu)選的，確定火箭燃燒時間和總沖時，無人機(jī)運動近似為直線運動，無人機(jī)在機(jī)體軸方向，根據(jù)沖量定理，有：
26、
27、式中，d為氣動阻力，隨速度變化而變化：
28、d＝0.5*ρ*v2*s*cd0＝0.5*ρ*(nx*g*t)2*s*cd0??(7)；
29、其中，ρ為密度，s為全機(jī)參考面積，cd0為零度攻角阻力系數(shù)，代入式(6)中，有：
30、∫ddt＝ρ*nx2*g2*s*cd0*t3/6??(8)；
31、其中：∫ddt是在t時間內(nèi)對阻力進(jìn)行積分；
32、結(jié)合式(6)和式(8)，即可求得火箭燃燒時間t和火箭的總沖f*t。
33、優(yōu)選的，當(dāng)火箭總沖確定后，火箭總能量即確定，可實現(xiàn)火箭的初步選型，選型后可從火箭生產(chǎn)商處獲得火箭的質(zhì)量。
34、優(yōu)選的，由于步驟二、步驟三和步驟四中，火箭質(zhì)量暫按0.1倍飛機(jī)質(zhì)量進(jìn)行考慮，因此，可將火箭的真實質(zhì)量和計算中用到的質(zhì)量進(jìn)行對比，若差異小于10％，則可忽略該差異；若差異大于10％，則可將火箭的真實質(zhì)量代入步驟二、步驟三和步驟四中，進(jìn)行迭代，獲取最終的火箭發(fā)射參數(shù)。
35、本技術(shù)方案的有益效果如下：
36、一、本發(fā)明提供的一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法，可快速為短軌發(fā)射類無人機(jī)選取合適的助推火箭參數(shù)，實現(xiàn)發(fā)射方案的快速確定和助推火箭的快速選型，保證發(fā)射過程的安全性。
37、二、本發(fā)明提供的一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法，實施過程簡單，在多型無人機(jī)的短軌發(fā)射中得到充分驗證，證明其結(jié)果真實可靠。
1.一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法，其特征在于：所述步驟一中，首先根據(jù)無人機(jī)的結(jié)構(gòu)承力框位置和無人機(jī)設(shè)計重心，對無人機(jī)的火箭安裝角進(jìn)行初選。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法，其特征在于：所述步驟二中，對發(fā)射過程進(jìn)行受力分析，短軌上運動時，無人機(jī)和火箭的組合體受力為：
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法，其特征在于：初始未知時，火箭質(zhì)量為0.1倍飛機(jī)質(zhì)量。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法，其特征在于：根據(jù)fz＝0和[δ1、δ2、δ3……]，求得對應(yīng)的火箭推力[f1、f2、f3……]。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法，其特征在于：發(fā)射過程中，無人機(jī)的最大過載為：
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法，其特征在于：在滿足式(4)后，選取較大的nx，無人機(jī)姿態(tài)角變化近似為：
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法，其特征在于：在[f1、f2、f3……]和[δ1、δ2、δ3……]中得出最優(yōu)的f和δ。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法，其特征在于：確定火箭燃燒時間和總沖時，無人機(jī)運動近似為直線運動，無人機(jī)在機(jī)體軸方向，根據(jù)沖量定理，有：
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法，其特征在于：當(dāng)火箭總沖確定后，火箭總能量即確定，可實現(xiàn)火箭的初步選型，選型后可從火箭生產(chǎn)商處獲得火箭的質(zhì)量。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的一種短軌發(fā)射無人機(jī)火箭參數(shù)的快速選取方法，其特征在于：由于步驟二、步驟三和步驟四中，火箭質(zhì)量暫按0.1倍飛機(jī)質(zhì)量進(jìn)行考慮，因此，可將火箭的真實質(zhì)量和計算中用到的質(zhì)量進(jìn)行對比，若差異小于10％，則可忽略該差異；若差異大于10％，則可將火箭的真實質(zhì)量代入步驟二、步驟三和步驟四中，進(jìn)行迭代，獲取最終的火箭發(fā)射參數(shù)。