技术领域
[0001] 本
发明涉及无人机起飞仿真技术领域，尤其涉及一种单发夹角式火箭助推发射无人机起飞阶段的仿真方法。
背景技术
[0002] 无人机发射系统是无人机的一个重要功能系统，而无人机安全发射包线则属于无人机发射系统的核心参数，旨在保证无人机顺利升空以达到安全的高度与速度飞行。
[0003] 对于采用火箭助推发射方式起飞的无人机，发射起飞阶段故障率高，
风险大，因此为确保飞行安全，需提供无人机安全发射包线，一套成熟的用于火箭助推无人机起飞发射段仿真方法显得十分重要。由于助推火箭在很短的时间(一般为2s左右)内向无人机提供大量
能量，使其速度迅速增加，以达到安全速度，并达到一定的安全高度，时间很短但划分为三个连续阶段：在轨
滑行、脱架至火箭脱落和上升到安全高度、速度飞行阶段；目前采用的发射起飞段仿真方法，虽然也是基于三状态
机体动
力学方程组，能够得到具有一定意义的发射起飞段特性，但仍然存在以下不足：
[0004] 1)针对单个或部分阶段进行分离式研究，虽能够获得某个或部分阶段的力和力矩特性，但难以全局掌握整个发射起飞阶段的飞行特性，而实际飞行中，既希望能够安全
脱轨、脱架，也能够安全爬升达到安全高度、速度，每一个阶段都很重要，连续考虑才能全局了解飞机飞行特性，掌握安全包线，显然仅考虑某个或部分阶段的飞行特性是不够；
[0005] 2)对三状态机体动力学方程组进行了较多简化假设，如忽略了作用在飞机上的
导轨摩擦力、前后
支架支反力、
质量的变化等，严重降低模型的逼真度，从参数敏感性分析，敏感性高的不容简化，而忽略敏感性低也易导致精准度不足；
[0006] 3)对在轨滑行阶段的处理，忽略了脱钩或解
锁前飞机受发射架牵引约束，飞行轨迹实际是弧形运动，简单以平轨滑行的方式处理，在
俯仰角速度等参数上过于保守，进而造成模型失真；此外，对于以俯仰角速度作为输入的控制律设计，忽略牵引约束，既无法模拟真实飞行情况，也不利于指导飞行。
发明内容
[0007] 本发明所解决的技术问题在于提供一种单发夹角式火箭助推发射无人机起飞阶段的仿真方法，以解决上述背景技术中的缺点。
[0008] 本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
[0009] 一种单发夹角式火箭助推发射无人机起飞阶段的仿真方法，首先对在轨滑行、脱架至火箭脱落和上升到安全高度、速度飞行三个阶段的运动机理进行分析，以确定各飞行阶段作用在飞机上的力和力矩，再利用三状态机体运动方程组建立数学模型，并运用Matlab仿真环境以完成数模仿真，具体步骤如下：
[0010] 1)在轨滑行阶段
[0011] ①此阶段飞机系统由
飞行器、发射架和火箭助推器组成，当发射架受力达到倒架启动力后，发射架牵引带来飞机弧形运动提供向下的俯仰角速度，在数学模型中引入俯仰角速度运动特性，利用三状态机体运动方程组建立数学模型：
[0012]
[0013]
[0014] 其中，Fx为合力在机体X轴的分量，Fy为合力在机体Y轴的分量，Fz为合力在机体Z轴的分量，飞机所受的合力为：
发动机推力、火箭推力、导轨摩擦力、前支架支反力、后支架支反力、倒架力、自身重力、升力、阻力；
[0015] ∑Mx为合力矩在机体X轴的分量，∑My为合力矩在机体Y轴的分量，∑Mz为合力矩在机体Z轴的分量，合力矩由推力矩、摩擦力矩、支反力矩、倒架力矩、
气动力矩组成；
[0016] ωx为围绕机体X轴转动的角速度，ωy为围绕机体Y轴转动的角速度，ωz为围绕机体Z轴转动的角速度；
[0017] 仿真过程，根据平尾预偏、发射架安装参数、助推器安装参数等初始输入条件，获得发射起飞的初始高度、
姿态角等初始飞行参数；插值发动机推力曲线和火箭推力曲线，获得不同时刻的推力；根据姿态角、
舵偏角、
马赫数、高度等获得飞机气动力特性；再根据机体Y轴方向力的平衡，计算得到作用在飞机上的前支架支反力与后支架支反力，从而获得飞机受到的摩擦力；
[0018] ②在Fx达到启动力后，飞机前
支点受到发射架前支架的牵引而作围绕前支架底端支点的弧形运动，此时飞机
重心位置的俯仰角速度为：
[0019] ωz＝Vsj×sin(arcsin(L/Hq))/R
[0020] 其中，Hq为飞机前支点高度，L为飞机的
水平飞行距离，R为飞机实际重心到飞机前支点的距离，Vsj为飞机实际飞行速度；
[0021] ③根据此阶段仿真结束条件，即发射架前支架旋转角度达到倒架角后，结束此阶段仿真，并将此脱轨时刻获得的姿态角、舵偏角、速度等参数作为下一阶段仿真的初始参数输入；
[0022] 2)脱架至火箭脱落阶段
[0023] ①飞机脱架，不再受导轨和飞机前支架的作用力，此阶段飞机系统由飞行器和火箭助推器组成，飞机所受的力包括发动机推力、火箭推力、自身重力、升力、阻力，引入控制律设计的舵偏，通过计算飞机的气动特性，结合飞机系统的质量特性，进行实时仿真；
[0024] ②根据此阶段仿真结束条件，即火箭提供的推力在地面
坐标系Y轴的分量不足以平衡自身重力为止，完成此阶段仿真；在此阶段火箭脱落时刻，分析此时重量、重心、惯量矩、实际飞机重心距发动机推力线垂直距离等参数的瞬态变化，并与姿态角、舵偏角、高度、速度等参数一起作为下一阶段仿真的初始参数输入；
[0025] 3)上升达到安全高度、速度飞行阶段
[0026] ①在此阶段，火箭脱落，飞机系统仅含飞行器，此时飞机受到的力包括发动机推力、自身重力、升力、阻力，引入控制律设计的舵偏，通过计算飞机的气动特性，结合飞机系统的质量特性，进行实时仿真；
[0027] ②根据阶段仿真结束条件，即预先给定的飞行安全高度、速度，完成仿真；
[0028] 通过对上述三个阶段的仿真，逼真模拟给定初始输入条件下的发射起飞段飞行轨迹、高度、速度等特性，以获得可靠的无人机安全发射包线，为无人机安全发射起飞提供有力技术
支撑。
[0029] 在本发明中，为获得安全发射起飞包线，需进行安全性检查，基于安全性约束条件，以循环方式优化搜索初始输入条件。
[0030] 有益效果：本发明通过建立系统、完备的数学模型，逼真模拟给定初始输入条件下的发射起飞段飞行轨迹、高度、速度等特性，进而获得可靠的无人机安全发射包线，为无人机安全发射起飞提供有力技术支撑。
附图说明
[0031] 图1为本发明的较佳
实施例的流程示意图。
[0032] 图2～图3为本发明的较佳实施例中的无人机起飞阶段仿真结果示意图。
具体实施方式
[0033] 为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。
[0034] 参见图1的一种单发夹角式火箭助推发射无人机起飞阶段的仿真方法，首先对在轨滑行、脱架至火箭脱落和上升到安全高度、速度飞行三个阶段的运动机理进行分析，以确定各飞行阶段作用在飞机上的力和力矩，再利用三状态机体运动方程组建立数学模型，并运用Matlab仿真环境以完成数模仿真，具体步骤如下：
[0035] 1)在轨滑行阶段
[0036] ①此阶段飞机系统由飞行器、发射架和火箭助推器组成，考虑倒架启动力、平尾预偏、发射架安装参数、助推器安装参数等初始输入条件，通过计算飞机的气动特性，结合飞机系统的质量特性，建立适用于在轨滑行阶段的数学模型；当发射架受力达到倒架启动力后，发射架牵引带来飞机弧形运动，飞机弧形运动本质是发射架牵引飞机围绕前支架底端支点进行的旋转运动，在该运动过程中，提供一个向下的俯仰角速度，俯仰角速度导致飞机低头，对发射起飞不利，只有在数学模型中引入该运动特性，才能提高安全性，获得更为可靠的发射起飞包线；基于飞行器、发射架和助推器组成的系统，分析飞机所受到的力和力矩，利用三状态机体运动方程组建立数学模型：
[0037]
[0038]
[0039] 其中，Fx为合力在机体X轴的分量，Fy为合力在机体Y轴的分量，Fz为合力在机体Z轴的分量，飞机所受的合力为：发动机推力、火箭推力、导轨摩擦力、前支架支反力、后支架支反力、倒架力、自身重力、升力、阻力；
[0040] ∑Mx为合力矩在机体X轴的分量，∑My为合力矩在机体Y轴的分量，∑Mz为合力矩在机体Z轴的分量，合力矩由推力矩、摩擦力矩、支反力矩、倒架力矩、气动力矩组成；
[0041] ωx为围绕机体X轴转动的角速度，ωy为围绕机体Y轴转动的角速度，ωz为围绕机体Z轴转动的角速度；
[0042] 仿真过程，根据平尾预偏、发射架安装参数、助推器安装参数等初始输入条件，获得发射起飞的初始高度、姿态角等初始飞行参数；插值发动机推力曲线和火箭推力曲线，以获得不同时刻的推力；根据姿态角、舵偏角、马赫数、高度等获得飞机气动力特性；再根据机体Y轴方向力的平衡，计算得到作用在飞机上的前支架支反力与后支架支反力，从而获得飞机受到的摩擦力；
[0043] ②在Fx达到启动力后，飞机前支点受到发射架前支架的牵引而作围绕前支架底端支点的弧形运动，此时飞机重心位置的俯仰角速度为：
[0044] ωz＝Vsj×sin(arcsin(L/Hq))/R
[0045] 其中，Hq为飞机前支点高度，L为飞机的水平飞行距离，R为飞机实际重心到飞机前支点的距离，Vsj为飞机实际飞行速度；
[0046] ③根据此阶段仿真结束条件，即发射架前支架旋转角度达到倒架角后，结束此阶段仿真，并将此脱轨时刻获得的姿态角、舵偏角、速度等参数存储作为下一阶段仿真的初始参数输入；
[0047] 2)脱架至火箭脱落阶段
[0048] ①飞机脱架，不再受导轨和飞机前支架的作用力，此阶段飞机系统由飞行器和火箭助推器组成，飞机所受的力包括发动机推力、火箭推力、重力、升力、阻力，引入控制律设计的舵偏，通过计算飞机的气动特性，结合飞机系统的质量特性，进行实时仿真；
[0049] ②根据此阶段仿真结束条件，即火箭提供的推力在地面坐标系Y轴的分量不足以平衡自身重力为止，完成此阶段仿真；在此阶段火箭脱落时刻，分析此时重量、重心、惯量矩、实际飞机重心距发动机推力线垂直距离等参数的瞬态变化，并与姿态角、舵偏角、高度、速度等参数一起作为下一阶段仿真的初始参数输入；
[0050] 3)上升达到安全高度、速度飞行阶段
[0051] ①在此阶段，火箭脱落，飞机系统仅含飞行器，此时飞机受到的力包括发动机推力、重力、升力、阻力，引入控制律设计的舵偏，通过计算飞机的气动特性，结合飞机系统的质量特性，进行实时仿真；
[0052] ②根据阶段仿真结束条件，即预先给定的飞行安全高度、速度，完成仿真；
[0053] 通过对上述三状态仿真，逼真模拟给定初始输入条件下的发射起飞段飞行轨迹、高度、速度等特性，以获得可靠的无人机安全发射包线，为无人机安全发射起飞提供有力技术支撑。
[0054] 在本实施例中，为获得安全发射起飞包线，需进行安全性检查，基于安全性约束条件，以循环方式优化搜索初始输入条件，以某型飞机为例，安全性约束条件假定为：发射起飞段不允许掉高，迎角不大于20°，航迹角不小于6.5°，俯仰角不大于30°，仿真时间4s，仿真结果如图2～图3所示，从图中可知，该初始状态在安全发射包线内，能够满足安全发射起飞要求。
[0055] 以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征以及本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和
说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的
权利要求书及其等效物界定。
