CN110990947B

CN110990947B - 一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法

Info

Publication number: CN110990947B
Application number: CN201911134560.5A
Authority: CN
Inventors: 陈刚; 洪剑锋; 毛师彬; 姚琳; 王晓东
Original assignee: No 60 Institute of Headquarters of General Staff of PLA
Current assignee: No 60 Institute of Headquarters of General Staff of PLA
Priority date: 2019-11-19
Filing date: 2019-11-19
Publication date: 2023-07-25
Anticipated expiration: 2039-11-19
Also published as: CN110990947A

Abstract

本发明提出的是一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法，该方法包括以下步骤：（一）将火箭助推无人机发射过程分为无人机在架固定、无人机沿架滑行、无人机与发射架完全分离至助推器工作结束、助推器工作结束至助推器完全脱离、无人机继续飞行共五个阶段；（二）建立无人机六自由度动力学方程组，在此基础上，在ADAMS软件中建立无人机发射系统多刚体动力学模型；（三）基于气动吹风数据，建立可实时计算不同飞行姿态下气动力的气动力计算模型和气动力矩的气动力矩计算模型；（四）建立无人机发射过程的飞控系统模型；（五）搭建无人机发射段多场耦合联合仿真数据交互平台。

Description

一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法

技术领域

本发明涉及一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法，属于火箭助推无人机发射仿真分析领域。

背景技术

无人机使用火箭助推发射方式,具有便捷、快速、对发射场地要求低、适合于野战环境等优点，得到了广泛应用；但采用火箭助推发射方式的无人机，发射安全性受到的影响因素较多，包括：发射架干扰、助推器吊挂偏差、助推器推力温度特性干扰、助推器安装与分离前后对组合体质心的影响、涡喷发动机推力对飞机姿态的影响、闭锁力释放前后的干扰等。

为提高火箭助推无人机的发射安全性，通常在无人机的发射阶段，飞控系统即介入，对飞机的发射端姿态进行主动控制；可见，火箭助推无人机的发射过程涉及到了系统结构设计-气动特性-飞控设计等多个方面，属于典型的多物理场耦合问题；目前常用的发射段单一类型仿真方法(数学模型仿真方法、动力学仿真方法)，无法实现对火箭助推无人机发射过程的高精度仿真模拟。

发明内容

本发明提供的是一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法，其目的旨在用于实现无人机火箭助推器发射过程的高精度仿真分析，为无人机发射安全性评估以及发射系统的优化设计提供支撑。

本发明的技术解决方案：一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法，该方法包括以下步骤：

(一)将火箭助推无人机发射过程分为无人机在架固定、无人机沿架滑行、无人机与发射架完全分离至助推器工作结束、助推器工作结束至助推器完全脱离、无人机继续飞行共五个阶段；

(二)建立无人机六自由度动力学方程组，在此基础上，在ADAMS软件中建立无人机发射系统多刚体动力学模型；

(三)基于气动吹风数据，建立可实时计算不同飞行姿态下气动力的气动力计算模型和气动力矩的气动力矩计算模型；

(四)建立无人机发射过程的飞控系统模型；

(五)搭建无人机发射段多场耦合联合仿真数据交互平台。

本发明的有益效果是：

(1)实现了发射过程的结构-气动-飞控相耦合的多场耦合仿真，显著提高了发射仿真精度；提升了该类型无人机发射过程的建模精度，能够为发射安全性的提升提供支撑；

(2)多场耦合仿真分析方法计算效率较高，有助于实施对发射系统安全性的快速评估；

(3)多场耦合仿真模型各子模型之间相对独立，对其中某子模型进行修改时，不会对其它子模型产生影响；

(4)多场耦合仿真模型中的动力学子模型，能够较好的处理发射系统中的接触非线性约束关系；

(5)运用多场耦合仿真分析方法，能够在无人机设计阶段，对整体设计方案进行预测评估，评估结果以曲线、动画的形式实时给出，有助于设计者更加直观的对设计方案进行评价；

(6)能够替代部分试验，显著缩短研制周期，降低研制成本。

附图说明

附图1为本发明方法流程示意图。

附图2为发射系统三维模型示意图(包含闭锁销结构、无人机传力锥座结构)。

附图3为通过本发明建立的发多场耦合联合仿真模型示意图。

附图4为通过本发明得到的无人机发射过程俯仰姿态曲线。

附图5为无人机发射过程速度变化曲线。

具体实施方式

一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法，该方法包括以下步骤：

(三)基于气动吹风数据，建立可实时计算不同飞行姿态下气动力(F_x，F_y，F_z)的气动力计算模型和气动力矩(M_x，M_y，M_z)的气动力矩计算模型；

(四)建立无人机发射过程的飞控系统模型；

(五)选择出无人机发射系统多刚体动力学模型、气动力计算模型、气动力矩计算模型、飞控系统模型之间的数据交互参数，基于MATLAB/Simulink，搭建无人机发射段多场耦合联合仿真数据交互平台，实现以上各个子模型之间的数据实时交互仿真。

所述火箭助推无人机发射过程的五个阶段，每个阶段特点及受力特性如下：

无人机在架固定为第一阶段，该阶段，无人机固定在发射架上，此状态下，无人机受到的所有外力形成的合力大小为0，无人机受到的各个外力形成的合力矩大小为0；

无人机沿架滑行为第二阶段，该阶段，火箭助推器开始工作，在火箭助推器的推力作用下，闭锁销逐渐解锁，无人机沿发射架滑动；此阶段：在无人机前轴的推动下，发射架前支撑向前转动；无人机开始向前移动，闭锁销受到的闭锁力由0逐渐增大，当无人机的移动距离达到一定数值时，闭锁力达到最大值，无人机继续移动，闭锁销迅速被完全剪断，闭锁销的闭锁力(Fe)快速减小为0；所述闭锁力的大小随无人机移动距离的变化而变化，闭锁力的计算借助ADAMS中的非线性插值函数(AKISPL)进行计算，插值形式为：Fe＝AKISPL(无人机位移，0，闭锁力，0)；

无人机与发射架完全分离至助推器工作结束为第三阶段，该阶段，火箭助推器持续工作直至结束，在火箭助推器的推力作用下，无人机离开发射架，且无人机速度与高度持续增加；与前两个阶段相比，不同之处在于：无人机与发射架之间已完全分离，涡喷发动机持续工作，火箭助推器前端锥窝与机身传力锥座紧密接触约束；

助推器工作结束至助推器完全脱离为第四阶段，该阶段，火箭助推器已结束工作，在气动力、重力以及锥座处接触力的综合作用下，助推器逐步与无人机完全分离；与第三阶段相比，不同之处在于：机身上传力锥座与火箭助推器前端锥窝之间的接触力(Fc)迅速减小，并最终减小为0；此状态下：涡喷发动机持续工作，火箭助推器推力降为0，火箭助推器前端锥窝与机身传力锥座之间的接触由第三阶段的紧密接触约束逐渐变为松接触，并最终分离；

无人机继续飞行为第五阶段，该阶段，涡喷发动机持续工作，在飞控系统的控制下，无人机按照预设规律继续飞行；在重力的作用下，火箭助推器逐渐坠落至地面。

本发明将整个发射系统各部分均假设为刚体，建立发射过程数学模型，具体为：建立无人机六自由度动力学方程组，在此基础上，建立基于ADAMS软件的无人机发射系统多刚体动力学模型。

所述无人机六自由度动力学方程组：

其中：F_a为机身前支点与发射前支撑之间的接触力，F_b为机身后支点与发射后支撑之间的接触力，F_c为机身上传力锥座与火箭助推器前端锥窝之间的接触力，F_d为涡喷发动机推力，F_e为闭锁销的闭锁力，G为各部件总重力，F_f为火箭助推器尾端与火箭托架之间的接触力，F_x、F_y、F_z分别为整机气动力在机体坐标系X轴、Y轴、Z轴的三个分量，M_x、M_y、M_z分别为整机气动力对无人机质心形成的合力矩在机体坐标系X轴、Y轴、Z轴的三个分量，ω_x、ω_y、ω_z分别为绕机体坐标系X轴、Y轴和Z轴的转动角速度，I_x、I_y、I_z、I_zx、I_xy分别为绕机体坐标系X轴、Y轴和Z轴的转动惯量，V_x、V_y、V_z分别为机体坐标系X轴、Y轴和Z轴的三个速度分量。

除整机气动力，其余所有外力形成的合力F在机体坐标系下的投影分别为F_x，F_y，F_z；除整机气动力，无人机受到的其余各个外力对质心形成的合力矩M在机体坐标系下的投影分别为M_x，M_y，M_z。

所述根据无人机六自由度动力学方程组，在ADAMS软件中建立无人机发射系统多刚体动力学模型，包括含以下几个关键步骤：

①无人机发射系统三维模型建立：在NX中对各部件进行装配，建立无人机发射系统的三维模型，并以(.x_t)格式导入到ADAMS软件中；

②关键坐标系的建立，主要包括：在无人机质心位置处，建立随无人机运动的质心坐标系和机体坐标系、一个固定的地面参考坐标系；在无人机尾喷管的中心位置处，建立随无人机运动的涡喷发动机推力参考坐标系；在无人机尾喷管的中心位置处，建立随无人机运动的涡喷发动机推力参考坐标系；在火箭助推器喷管的中心位置处，建立随火箭助推器运动的推力参考坐标系；在火箭助推器喷管的质心位置处，建立随火箭助推器运动的质心参考坐标系；

③各关键部件质量特性的施加，主要包括：无人机自身的质量和转动惯量以等效质量形式施加，其参考坐标系为无人机质心坐标系；发射架按照各部件材料属性形式施加；火箭助推器的质量和转动惯量以等效质量形式施加，其参考坐标系为火箭助推器质心坐标系；

④关键部件之间约束副的施加，主要包括：转动副、固定副、接触副；例如：为了实现发射前支撑与发射架之间的转动运动，在转动中心建立两者之间的转动约束副；为了实现发射架与地面之间的相对固定，在发射架中心建立两者之间的固定约束副；为了实现无人机与发射架之间的相对接触约束，在无人机前支点与发射前支撑之间、无人机后支点与发射后支撑之间、无人机传力锥座与火箭助推器前端锥窝之间、火箭助推器尾端与火箭托架之间建立两者之间的接触约束副；

所述接触力(指F_a、F_b、F_c、F_f四种接触力)的计算借助ADAMS中的非线性接触函数(contact)进行计算；其中，接触类型选择“体对体”(solid to solid)，摩擦力计算选择库伦摩擦力计算方法(Coulomb)；

⑤关键载荷的施加，主要包括：无人机气动力以及气动力矩、涡喷发动机推力、火箭助推器推力、闭锁销闭锁力以及重力；其中：无人机气动力三个分量F_x、F_y、F_z及气动力矩三个分量M_x、M_y、M_z的作用点均施加在无人机质心上，方向沿着机体坐标系的三个坐标轴；涡喷发动机推力作用点施加在无人机尾喷管中心，方向沿着涡喷发动机推力参考坐标系的X轴；火箭助推器推力作用点施加在助推器喷管中心，方向沿着火箭助推器推力参考坐标系的X轴；闭锁销闭锁力施加在闭锁销轴的中心位置；重力以重力场的形式施加到整个系统中。

建立不同飞行姿态下气动力(F_x，F_y，F_z)计算模型和气动力矩(M_x，M_y，M_z)计算模型，具体如下：

无人机不同飞行姿态下气动力和气动力矩计算过程如下：

(1)首先，设定以下几个参量：

Sref：机翼面积；Bref：翼展；Cref：平均气动弦长；α：攻角；β：侧滑角；Q_v：动压；ρ：空气密度；v：无人机质心速度；

(2)其次，计算整机气动力系数：

全机升力系数：CL＝CL_{_α}+CL_{_ele}

全机阻力系数：CD＝CD_{_α}+CD_{_ele}

全机侧力系数：CY＝CY_{_β}+CY_{_ail}+CY_{_rud}

其中：

CL_{_α}为攻角引起的全机升力系数；CL_{_ele}为升降舵引起的全机升力系数；

CD_{_α}为攻角引起的全机阻力系数；CD_{_ele}为升降舵引起的全机阻力系数；

CY__β为侧滑角引起的全机侧力系数；CY__ail为副翼舵引起的全机侧力系数；CY__rud为方向舵引起的全机侧力系数；

(3)再次，计算风轴系下的无人机气动力：

全机升力：L＝Q_v·Sref·CL

全机阻力：D＝Q_v·Sref·CD

全机侧力：Y＝Q_v·Sref·CY

(4)再次，计算机体坐标系下的无人机气动力：

将风轴系下的气动力，投影到无人机机体坐标系下，得到了机体坐标系下的无人机气动力计算式：

F_x＝-D·cosαcosβ+L·sinα-Y cosαsinβ

Fy＝D·sinβ+Y·cosβ

F_z＝D·sinαcosβ-L·cosα-Y sinαsinβ；

(5)最后，计算机体坐标系下的无人机气动力矩：

机体坐标系下的无人机气动力矩计算式：

M_x＝Cl·Q_v·Sref·Bref

M_y＝Cm·Q_v·Sref·Cref

M_z＝Cn·Q_v·Sref·Cref

其中：Cl为滚转力矩系数；Cm为俯仰力矩系数；Cn为偏航力矩系数。

根据建立的气动力和气动力矩计算公式，在MATLAB/Simulink中搭建气动力(矩)求解计算模块，具体为：

(1)要计算得到不同飞行姿态下气动力和气动力矩，需要有足够的设计输入量，除了无人机的常量设计参数，还包括无人机的实时运动参量；实时运动参量包括无人机的三个姿态角以及角速度，无人机质心速度、加速度、高度，迎角和侧滑角；三个姿态角为无人机的俯仰角、偏航角、侧倾角；

(2)不同飞行姿态下气动力和气动力矩，还受到无人机的控制舵出舵量对气动特性参数的影响，无人机的控制舵出舵量含出舵角速率；此部分涉及到无人机的飞控系统，所述飞控系统基于某种反馈控制策略进行建立；

(3)无人机的实时运动参量，将从基于ADAMS软件的无人机发射系统多刚体动力学模型中实时获取，获取方法为：

①在ADAMS多刚体动力学模型中，建立无人机实时运动参量的测量函数(measure)；

②建立各测量函数对应的状态变量(variable)，并通过控制输出函数(controlplant export)，向ADAMS输出子函数(ADAMS_sub)实时输出各运动参量测量结果；

③在MATLAB/Simulink中，通过adams_sys命令调用输出子函数(ADAMS_sub)，并通过Simulink中的数据实时传递功能，将各运动参量实时输出到MATLAB/Simulink中的气动力(矩)计算模块；

(4)基于MATLAB/Simulink计算平台得到的气动力和气动力矩，以状态变量(variable)的形式，通过控制输出函数(control plant export)实时调用，并输入到ADAMS多刚体动力学模型中，为无人机实时运动参量的计算提供输入。

所述无人机发射过程的飞控系统，一般包含俯仰控制、滚转控制、偏航控制三个子系统；飞控系统模型通常基于某种反馈控制策略进行建立：其输入参量是无人机的飞行姿态参量，包含三个姿态角位移及其对应的角速度；其输出参量是无人机的控制舵出舵量及其对应的舵偏角速度；三个姿态角位移为俯仰、滚转、偏航；

所述飞控系统模型在MATLAB/Simulink中搭建；

无人机的实时飞行姿态参量，将从基于ADAMS软件的无人机发射系统多刚体动力学模型中实时获取；飞控系统模型的输出参量提供给气动力和气动力矩计算模型，作为无人机实时气动力(矩)计算的输入参量。

本发明能够实现无人机火箭助推器发射段的多物理场实时交互式仿真。

实施例1

一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法，具体方法如下:建立包含无人机、发射架、助推器的三维模型，并将其导入多体动力学软件ADAMS，对各部件赋予质量属性；根据各部件之间的相互作用关系创建相应的约束关系，包括接触约束副、固定副、转动副和圆柱副；通过Spline函数和AKISPL插值方法在模型中施加助推器推力载荷和闭锁力载荷；为消除部件之间缝隙以及接触约束的初始干扰，动力学模型中，助推器推力以及涡喷发动机推力延迟0.5s施加，即发射起始时刻相对计算起始时刻延后0.5s；采用状态变量法(State Variable)，选取靶机运动参数以及姿态参数作为输出状态变量，选取靶机气动力以及气动力矩作为输入状态变量；通过控制输出函数(control plant export)，创建发射动力学模型，供数据交互平台调用。

进一步地，根据气动计算以及吹风数据，在MATLAB中编写气动载荷计算程序，并封装为一个可供Matlab/Simulink调用的气动力(矩)计算模型；根据发射段的靶机姿态控制要求，在Matlab/Simulink中建立靶机发射阶段的姿态控制器；将气动载荷计算子模块与姿态控制器合并，封装为气动—控制系统模块，该模块的输入量为靶机的运动参量，输出量为气动载荷；其中该模块的数据输入输出依靠基于Matlab/Simulink搭建的数据交互平台来实现。

进一步地，基于Matlab/Simulink搭建数据实时交互平台，该平台实现了发射动力学模型、气动力(矩)计算模型、飞控系统模型之间的数据实时交互。

实施例2

(1)建立发射系统三维模型；

(2)建立发射系统动力学模型；

(3)建立气动力(矩)计算模型；

(4)建立飞控系统模型。

所述建立发射系统三维模型：对发射系统中的无人机、发射架、火箭助推器进行合理简化，然后按照发射要求进行装配，将装配后的发射系统三维模型导出为Parasolid.x_t格式文件。

所述建立发射系统动力学模型：将导出的发射系统三维模型Parasolid.x_t格式文件导入到多体动力学软件ADAMS中；发射架各部件按照实际材料赋予质量属性；根据三维数模测得的无人机质心、质量以及质心坐标系下的转动惯量，在动力学模型中建立对应的无人机质心坐标系，并对无人机的质量以及转动惯量进行赋值，且参考坐标系选取为质心坐标系；根据火箭助推器的质心、质量以及质心坐标系下的转动惯量，在动力学模型中建立对应的质心坐标系，并对火箭助推器的质量以及转动惯量进行赋值，且参考坐标系选取为质心坐标系；根据各部件之间的相互作用关系创建相应的约束关系，其中架体与大地之间、助推器托架与架体之间为固定副，无人机前支撑轴与前支撑之间、无人机后支撑轴与发射架之间、助推器与传力锥座之间、助推器与助推器托架之间为接触副，发射架翻转架与架体之间一侧为转动副，另一侧为圆柱副；动力学模型中，将助推器推力曲线的时间轴延迟0.5s施加，通过Spline函数和AKISPL插值方法在模型中施加推器推力，格式为AKISPL(time,0,Spline_Huojiantuili，0)，自变量为(time)；通过Spline函数和AKISPL插值方法在模型中施加闭锁力，格式为AKISPL(MEA_X,0,Spline_Bisuoli，0)，自变量为闭锁力参考点相对位移(MEA_X)；无人机涡喷发动机尾喷管中心处加一个集中力，大小根据发动机起飞段推力进行赋值，但推力时刻延迟0.5s，通过if函数实现，格式为if(time-0.5:0,0,WopenF)；选取无人机运动参数以及姿态参数作为输出状态变量，格式为Variable(MEA_XX)，选取靶机气动力以及气动力矩作为输入状态变量，格式为VARVAL(Variable_XX)；在控制输出函数(control plant export)中，填写输入输出信号，创建发射动力学模型，供数据交互平台调用。

所述建立气动力(矩)计算模型、飞控系统模型：该模块的输入量为无人机的运动参量，包括无人机的姿态角以及角速度，无人机质心速度、加速度、高度，迎角和侧滑角；输出量为气动载荷，包括气动力和气动力矩。

本发明未详细阐述部分属于本领域技术人员的公知技术，本发明技术方案中涡喷发动机、无人机、发射架、火箭助推器等相互之间的结构关系均为本领域技术人员的公知技术。

本发明可扩展应用于无人驾驶飞行器的发射领域，包括无人机、导弹、巡飞弹等。

Claims

1.一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法，其特征是该方法包括以下步骤：

(四)建立无人机发射过程的飞控系统模型；

(五)搭建无人机发射段多场耦合联合仿真数据交互平台；

所述无人机六自由度动力学方程组如下：

其中：F_a为机身前支点与发射前支撑之间的接触力，F_b为机身后支点与发射后支撑之间的接触力，F_c为传力锥座与火箭助推器前端锥窝之间的接触力，F_d为涡喷发动机推力，F_e为闭锁销的闭锁力，G为发射系统各个部件的总重力，F_f为火箭助推器尾端与火箭托架之间的接触力，F_x、F_y、F_z分别为整机气动力在机体坐标系X轴、Y轴、Z轴的三个分量，M_x、M_y、M_z分别为整机气动力对无人机质心形成的合力矩在机体坐标系X轴、Y轴、Z轴的三个分量，ω_x、ω_y、ω_z分别为绕机体坐标系X轴、Y轴和Z轴的转动角速度，I_x、I_y、I_z、I_zx、I_xy分别为绕机体坐标系X轴、Y轴和Z轴的转动惯量，v_x、v_y、v_z分别为无人机绕机体坐标系X轴、Y轴和Z轴的三个速度分量；

根据无人机六自由度动力学方程组，在ADAMS软件中建立无人机发射系统多刚体动力学模型，包括以下步骤：

②关键坐标系的建立，包括：在无人机质心位置处，建立随无人机运动的质心坐标系和机体坐标系、一个固定的地面参考坐标系；在无人机尾喷管的中心位置处，建立随无人机运动的涡喷发动机推力参考坐标系；在无人机尾喷管的中心位置处，建立随无人机运动的涡喷发动机推力参考坐标系；在火箭助推器喷管的中心位置处，建立随火箭助推器运动的推力参考坐标系；在火箭助推器喷管的质心位置处，建立随火箭助推器运动的质心参考坐标系；

③各关键部件质量特性的施加，包括：无人机自身的质量和转动惯量以等效质量形式施加，其参考坐标系为无人机质心坐标系；发射架按照各部件材料属性形式施加；火箭助推器的质量和转动惯量以等效质量形式施加，其参考坐标系为火箭助推器质心坐标系；

④关键部件之间约束副的施加，包括：转动副、固定副、接触副；为了实现发射前支撑与发射架之间的转动运动，在转动中心建立两者之间的转动约束副；为了实现发射架与地面之间的相对固定，在发射架中心建立两者之间的固定约束副；为了实现无人机与发射架之间的相对接触约束，在无人机前支点与发射前支撑之间、无人机后支点与发射后支撑之间、无人机传力锥座与火箭助推器前端锥窝之间、火箭助推器尾端与火箭托架之间建立两者之间的接触约束副；

所述接触力的计算借助ADAMS中的非线性接触函数进行计算；其中，接触类型选择“体对体”，摩擦力计算选择库伦摩擦力计算方法；

⑤关键载荷的施加，包括：无人机气动力以及气动力矩、涡喷发动机推力、火箭助推器推力、闭锁销闭锁力以及各个部件重力；其中：无人机气动力三个分量F_x、F_y、F_z及气动力矩三个分量M_x、M_y、M_z的作用点均施加在无人机质心上，方向沿着机体坐标系的三个坐标轴；涡喷发动机推力作用点施加在无人机尾喷管中心，方向沿着涡喷发动机推力参考坐标系的X轴；火箭助推器推力作用点施加在助推器喷管中心，方向沿着火箭助推器推力参考坐标系的X轴；闭锁销闭锁力施加在闭锁销轴的中心位置；重力以重力场的形式施加到整个系统中。

2.根据权利要求1所述的一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法，其特征是所述火箭助推无人机发射过程的五个阶段，每个阶段特点及受力特性如下：

无人机沿架滑行为第二阶段，该阶段，火箭助推器开始工作，在火箭助推器的推力作用下，闭锁销逐渐解锁，无人机沿发射架滑动；此阶段：在无人机前轴的推动下，发射架前支撑向前转动；无人机开始向前移动，闭锁销受到的闭锁力由0逐渐增大，当无人机的移动距离达到一定数值时，闭锁力达到最大值，无人机继续移动，闭锁销迅速被完全剪断，闭锁销的闭锁力快速减小为0；所述闭锁力的大小随无人机移动距离的变化而变化，闭锁力的计算借助ADAMS中的非线性插值函数进行计算，插值形式为：Fe＝AKISPL(无人机位移，0，闭锁力，0)；

无人机与发射架完全分离至助推器工作结束为第三阶段，该阶段，火箭助推器持续工作直至结束，在火箭助推器的推力作用下，无人机离开发射架，且无人机速度与高度持续增加；与前两个阶段相比，不同之处在于：无人机与发射架之间已完全分离，涡喷发动机持续工作，火箭助推器前端锥窝与传力锥座紧密接触约束；

助推器工作结束至助推器完全脱离为第四阶段，该阶段，火箭助推器已结束工作，在气动力、火箭助推器重力以及传力锥座处接触力的综合作用下，助推器逐步与无人机完全分离；与第三阶段相比，不同之处在于：传力锥座与火箭助推器前端锥窝之间的接触力迅速减小，并最终减小为0；此状态下：涡喷发动机持续工作，火箭助推器推力降为0，火箭助推器前端锥窝与传力锥座之间的接触由第三阶段的紧密接触约束逐渐变为松接触，并最终分离；

3.根据权利要求1所述的一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法，其特征是所述建立可实时计算不同飞行姿态下气动力计算模型和气动力矩计算模型，具体如下：

无人机不同飞行姿态下气动力和气动力矩计算过程如下：

(1)首先，设定以下几个参量：

Sref：机翼面积；Bref：翼展；Cref：平均气动弦长；α：攻角；β：侧滑角

Q_v：动压；ρ：空气密度；v：无人机质心速度；

(2)其次，计算整机气动力系数：

全机升力系数：CL＝CL_{_α}+CL_{_ele}

全机阻力系数：CD＝CD_{_α}+CD_{_ele}

全机侧力系数：CY＝CY_{_β}+CY_{_ail}+CY_{_rud}

其中：

CY_{_β}为侧滑角引起的全机侧力系数；CY_{_ail}为副翼舵引起的全机侧力系数；CY_{_rud}为方向舵引起的全机侧力系数；

(3)再次，计算风轴系下的无人机气动力：

全机升力：L＝Q_v·Sref·CL

全机阻力：D＝Q_v·Sref·CD

全机侧力：Y＝Q_v·Sref·CY

(4)再次，计算机体坐标系下的无人机气动力：

F_x＝-D·cosαcosβ+L·sinβ-Ycosαsinβ

F_y＝D·sinβ+Y·sinβ

FD·sinαcosβ-L·cosα-Ysinαsinβ；

(5)最后，计算机体坐标系下的无人机气动力矩：

机体坐标系下的无人机气动力矩计算式：

M_x＝C1·Q_v·Sref·Bref

M_y＝Cm·Q_v·Sref·Cref

M_z＝Cn·Q_v·Sref·Cref

其中：C1为滚转力矩系数；Cm为俯仰力矩系数；Cn为偏航力矩系数；

根据建立的气动力和气动力矩计算公式，在MATLAB/Simulink中搭建气动力和气动力矩计算模型，具体为：

(2)不同飞行姿态下气动力和气动力矩，还受到无人机的控制舵出舵量对气动特性参数的影响，无人机的控制舵出舵量含出舵角速率；

②建立各测量函数对应的状态变量(variable)，并通过控制输出函数(controlplantexport)，向ADAMS输出子函数(ADAMS_sub)实时输出各运动参量测量结果；

③在MATLAB/Simulink中，通过adams_sys命令调用输出子函数(ADAMS_sub)，并通过Simulink中的数据实时传递功能，将各运动参量实时输出到MATLAB/Simulink中的气动力(矩)计算模型；

(4)基于MATLAB/Simulink计算平台得到的气动力和气动力矩，以状态变量(variable)的形式，通过控制输出函数(controlplant export)实时调用，并输入到ADAMS多刚体动力学模型中，为无人机实时运动参量的计算提供输入。

4.根据权利要求1所述的一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法，其特征是所述无人机发射过程的飞控系统，包含俯仰控制、滚转控制、偏航控制三个子系统；所述飞控系统模型基于某种反馈控制策略进行建立：其输入参量是无人机的飞行姿态参量，包含三个姿态角位移及其对应的角速度；其输出参量是无人机的控制舵出舵量及其对应的舵偏角速度；三个姿态角位移为俯仰、滚转、偏航；

所述飞控系统模型在MATLAB/Simulink中搭建；

无人机的实时飞行姿态参量，将从基于ADAMS软件的无人机发射系统多刚体动力学模型中实时获取；飞控系统模型的输出参量提供给气动力和气动力矩计算模型，作为无人机实时气动力和气动力矩计算的输入参量。

5.根据权利要求1所述的一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法，其特征是所述搭建无人机发射段多场耦合联合仿真数据交互平台，具体为：选择出无人机发射系统多刚体动力学模型、气动力计算模型、气动力矩计算模型、飞控系统模型之间的数据交互参数，基于MATLAB/Simulink，搭建无人机发射段多场耦合联合仿真数据交互平台，实现以上各个模型之间的数据实时交互仿真。