CN111731500A - 一种螺旋桨无人机箱内发射仿真方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种螺旋桨无人机箱内发射仿真方法，将螺旋桨无人机箱内发射过程分为四个阶段，分别为箱内滑行阶段、空中火箭助推阶段、无动力滑翔阶段和螺旋桨作用阶段，得到螺旋桨无人机在发射过程中每个阶段的六自由度模型，为计算无人机在发射过程中姿态、高度、速度等信息提供了一种仿真方法。

Description

一种螺旋桨无人机箱内发射仿真方法

技术领域

本发明涉及无人机发射研究技术领域，尤其涉及一种螺旋桨无人机箱内发射仿真方法。

背景技术

目前，通过火箭助推的螺旋桨无人机多采用地面发射架发射的方式，或者将螺旋桨无人机推出发射箱发射的方式，该种发射方式称为零长发射，在无人机发射前螺旋桨随发动机转轴旋转，这种发射方式简单易操作，但运输不便、展开时间长，所以提出了将螺旋桨无人机直接由箱内点火发射的需求。

螺旋桨无人机在发射箱内直接发射的方式，由于箱内空间的限制，螺旋桨在箱内水平固定在无人机上，在发射箱内起动发动机，此时离合器处于分离状态，螺旋桨不随发动机转轴转动，无人机通过火箭助推发射，在无人机出箱后，离合器啮合，螺旋桨随发动机转轴转动为无人机提供推力。在螺旋桨无人机箱内发射过程中，涉及到无人机发射角度、爬升角度、火箭安装角度、离合器啮合时间、飞行速度、反扭矩等对无人机的发射安全起关键影响的因素。真实无人机箱内发射试验的成本较大，仿真的方式具有可重复性、经济性好等特点，是研究螺旋桨无人机箱式发射的重要试验手段，在现有的技术中，尚无螺旋桨无人机箱内发射的相关专利。

发明内容

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种螺旋桨无人机箱内发射仿真方法，能够解决现有技术无法对螺旋桨无人机箱内发射过程仿真的技术问题，能够验证螺旋桨无人机箱内发射过程中对飞行安全性能起重要影响的因素。

技术方案

一种螺旋桨无人机箱内发射仿真方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：螺旋桨无人机箱内发射的第一个阶段为箱内滑行阶段，在无人机发射前，无人机通过上下适配器固定在发射箱内，螺旋桨水平固定在无人机上，发动机在发射箱内起动，离合器处于分离状态，发动机转轴高速旋转而螺旋桨不转，助推火箭通过一定的安装角度固定在无人机上；无人机发射后，助推火箭点火助推，无人机同上下适配器在发射箱滑轨上滑动并一同出箱，计算无人机在箱内滑行时间和无人机完全出箱时的速度；

把箱内滑行阶段的无人机同上下适配器当成一个整体，将无人机的运动视作均加速直线运动，建立无人机机体运动方程：

式中，T为助推火箭的推力，θ_r为助推火箭与无人机的纵向安装角，即火箭推力线与无人机机体纵轴OX的纵向夹角，μ为无人机上下适配器同发射箱滑轨的摩擦系数，F_n为发射箱箱体对无人机上下适配器的法向作用力，m₀、m₁、m₂分别为无人机、上适配器、下适配器的质量，a为无人机同上下适配器在箱内滑行阶段时的加速度，g为无人机箱内发射点的重力加速度，θ₀为无人机箱内发射的发射角度，即无人机在箱内时的初始俯仰角；

无人机箱内滑行时间

式中，L为发射箱滑轨的长度；

无人机完全出箱时的速度

步骤2：螺旋桨无人机箱内发射的第二个阶段为空中火箭助推阶段，无人机在完全出箱后同上下适配器分离，助推火箭继续对无人机进行助推，此时离合器处于分离状态，螺旋桨不随发动机转轴旋转，无人机控制系统控制舵机转动，无人机受到火箭推力、气动力、重力的影响，计算获取无人机在火箭停止助推时的飞行速度、高度和姿态：

进一步地，空中火箭助推持续时间t_r可通过t_r＝t₂-t₁获取，式中，t₂为助推火箭总的助推时间，即助推火箭停止助推的时刻，t₁为步骤1中获取的箱内滑行时间，即火箭在箱内助推的时间；

进一步地，在速度坐标系下建立无人机气动力方程：

进一步地，在机体坐标系下建立无人机气动力矩方程：

式中，L、Y、D分别为气动力产生的升力、侧力、阻力，M_ql、M_qm、M_qn分别为气动力产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩，ρ为发射地大气密度，v为无人机速度，S为机翼参考面积，b为机翼展长，c为机翼平均气动弦长，C_L、C_Y、C_D分别为升力系数、侧力系数、阻力系数，C_l、C_m、C_n分别为滚转力矩系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数；

进一步地，气动力及气动力矩系数可通过下列方程计算获取：

式中，α为攻角、β为侧滑角，δe、δr、δa分别为升降舵偏角、方向舵偏角、副翼偏角；

进一步地，无人机箱内发射控制系统可通过下列方程计算获取：

式中，q、r、p分别为无人机的俯仰角速度、偏航角速度、滚转角速度，θ、ψ、

分别为无人机的俯仰角、偏航角、滚转角，k_q、k_r、k_p、k_θ、k_ψ、

分别为各项比例系数，θ_g、ψ_g、

分别为发射过程中期望的俯仰角、偏航角、滚转角，为保持无人机的姿态平稳性，θ_g＝θ₀，ψ_g＝ψ₀，

ψ₀为初始发射方向；

在机体坐标系下建立无人机火箭推力方程：

式中，T_x、T_y、T_z分别为助推火箭对无人机推力在三个轴向上的分量，ψ_r为助推火箭与无人机的侧向安装角，即火箭推力线与无人机机体纵轴OX的侧向夹角；

得到机体坐标系下无人机火箭推力产生的力矩方程：

式中，M_rl、M_rm、M_rn为火箭产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩；Δx_r、Δy_r、Δz_r分别为火箭推力作用点与无人机重心的位置偏差；

在机体坐标系下建立无人机的受力方程：

在机体坐标系下建立无人机的力矩方程：

已知无人机所受力F_x、F_y、F_z和所受力矩M_l、M_m、M_n以及无人机的质量m₀、无人机出箱时的速度v_t1、初始俯仰角θ₀、初始偏航角ψ₀、初始滚转角

初始高度h₀、空中火箭助推持续时间t_r，通过无人机六自由度动力学运动学方程，计算获取无人机在火箭停止助推时的飞行速度v_t2、俯仰角θ_t2、偏航角ψ_t2、初始滚转角

初始高度h_t2；

步骤3：螺旋桨无人机箱内发射的第三个阶段为无动力滑翔阶段，无人机在助推火箭停止助推后至螺旋桨提供推力前，无人机不受推力的影响，离合器依旧处于分离状态，螺旋桨未与发动机啮合，无人机受到气动力和重力的影响，计算获取无人机在螺旋桨提供推力前的飞行速度、高度和姿态；

假设无人机在火箭停止助推到螺旋桨提供推力前的持续时间为t_n，即无动力滑翔持续时间为t_n，则无人机无动力滑翔阶段结束的时刻t₃＝t₂+t_n；

在机体坐标系下建立无人机的受力方程：

在机体坐标系下建立无人机的力矩方程：

已知无人机所受力F_x、F_y、F_z和所受力矩M_l、M_m、M_n以及无人机的质量m₀、无人机火箭停止助推时的速度v_t2、俯仰角θ_t2、偏航角ψ_t2、滚转角

飞行高度h_t2、无动力滑翔阶段持续时间t_n，通过无人机六自由度动力学运动学方程，计算获取无人机在螺旋桨开始作用时的飞行速度v_t3、俯仰角θ_t3、偏航角ψ_t3、滚转角

高度h_t3；

步骤4：螺旋桨无人机箱内发射的第四个阶段为螺旋桨作用阶段，无人机离合器啮合过程中，螺旋桨转速随发动机转轴快速变化并稳定，无人机受到螺旋桨的推力和反扭矩、气动力、重力的影响，计算获取无人机在螺旋桨转速稳定后的飞行速度、高度和姿态。

所述的步骤4具体如下：

无人机离合器开始啮合到螺旋桨转速稳定所需要的时间为t_w，螺旋桨转速n可通过n＝n(t)获得，式中，n(t)为螺旋桨转速随时间变换曲线；前进比J可通过

获取，式中，D为螺旋桨的直径，无人机所受螺旋桨作用产生的反扭矩M_q可通过M_q＝C_q(J)ρn²D⁵获取，式中，C_q(J)为随前进比J变化的反扭矩系数；

螺旋桨作用产生的推力T_p可通过

获取，式中，发动机功率P可通过P＝P(n、to)获得，式中，to为发动机风门开度，螺旋桨效率η可通过η＝η(J)获得；

在机体坐标系下建立无人机螺旋桨推力方程：

式中，T_px、T_py、T_pz分别为螺旋桨对无人机推力在三个轴向上的分量，θ_p为螺旋桨推力线与无人机机体纵轴OX的纵向夹角，ψ_p为螺旋桨推力线与无人机机体纵轴OX的侧向夹角；

得到机体坐标系下无人机螺旋桨推力产生的力矩方程：

式中，M_pl、M_pm、M_pn为螺旋桨推力产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩，Δx_p、Δy_p、Δz_p分别为螺旋桨推力作用点与无人机重心的位置偏差；

在机体坐标系下建立无人机的受力方程：

在机体坐标系下建立无人机的力矩方程：

已知无人机所受力F_x、F_y、F_z和所受力矩M_l、M_m、M_n以及无人机的质量m₀、无人机螺旋桨开始作用时的v_t3、俯仰角θ_t3、偏航角ψ_t3、滚转角

飞行高度h_t3、离合器开始啮合到螺旋桨转速稳定所需要的时间为t_w，通过无人机六自由度动力学运动学方程，计算获取无人机在螺旋桨稳定提供推力时的飞行速度v_t4、俯仰角θt₄、偏航角ψ_t4、滚转角

高度h_t4，并由此计算发射后之后任意时刻t_f的飞行速度v_tf、俯仰角θ_tf、滚转角γ_tf、航向角ψ_tf和飞行高度h_tf。

有益效果

本发明提出的一种螺旋桨无人机箱内发射仿真方法，其已经或者预期取得的有益效果包括：

(1)本方法将螺旋桨无人机箱内发射过程分为四个阶段，分别为箱内滑行阶段、空中火箭助推阶段、无动力滑翔阶段和螺旋桨作用阶段，可以得到螺旋桨无人机在发射过程中每个阶段的六自由度模型，为计算无人机在发射过程中姿态、高度、速度等信息提供了一种仿真方法；

(2)本方法将火箭助推分为箱内滑行和空中助推两个阶段，可以对无人机出箱速度、火箭安装角、初始发射角度等影响发射安全的关键因素进行仿真验证，确保无人机安全出箱以及在空中快速爬升并达到安全飞行速度及姿态；

(3)本方法将离合器啮合前后分为无动力滑翔和螺旋桨作用两个阶段，可以对从火箭停止助推到离合器啮合、螺旋桨提供稳定推力的安全时间范围进行仿真验证，可以对离合器啮合过程中螺旋桨转速的变化过程，并对螺旋桨作用产生的推力、反扭矩进行仿真验证，确保无人机在螺旋桨作用前后无人机的飞行安全。

(4)本方法给出螺旋桨无人机发射过程中的飞行控制模型，可以对无人机期望的飞行姿态和飞行控制参数提供仿真方法。

附图说明

图1为根据本发明的具体实施例提供的螺旋桨无人机箱内发射仿真方法的仿真系统结构框图。

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

本发明提供了一种螺旋桨无人机箱内发射仿真方法，该方法包括：

步骤一：箱内滑行阶段，根据发射箱滑轨的长度、无人机发射角度、助推火箭推力和安装角、无人机和上下适配器质量、适配器同滑轨的摩擦系数，计算获取无人机在箱内滑行时间和无人机完全出箱时的速度；

步骤二，空中火箭助推阶段，根据助推火箭总的助推时间、火箭推力线与无人机重心的位置偏差、无人机气动数据模型、控制系统模型、初始姿态与高度和步骤一获取的箱内滑行时间、无人机完全出箱时的速度，计算获取无人机在火箭停止助推时的飞行速度、高度和姿态等信息；

步骤三，无动力滑翔阶段，根据无人机离合器在啮合开始时刻、无人机气动数据模型、控制系统模型和步骤二获取的火箭停止助推时的飞行速度、高度、姿态，计算获取无人机在离合器啮合开始时刻的飞行速度、高度、姿态等信息；

步骤四，螺旋桨作用阶段，根据无人机离合器啮合到螺旋桨随发动机转轴高速旋转所需的时间和转速变化特性、螺旋桨推力反扭矩模型、无人机气动数据模型、控制系统模型和步骤三获取的离合器开始啮合时的飞行速度、高度、姿态，计算获取无人机在离合器啮合后任意时刻的飞行速度、高度、姿态等信息。

具体地，在步骤一中：螺旋桨无人机箱内发射的第一个阶段为箱内滑行阶段，在无人机发射前，无人机通过上下适配器固定在发射箱内，螺旋桨水平固定在无人机上，发动机在发射箱内起动，离合器处于分离状态，发动机转轴高速旋转而螺旋桨不转，助推火箭通过一定的安装角度固定在无人机上。无人机发射后，助推火箭点火助推，无人机同上下适配器在发射箱滑轨上滑动并一同出箱，计算无人机在箱内滑行时间和无人机完全出箱时的速度。

进一步地，可以把箱内滑行阶段的无人机同上下适配器当成一个整体，将无人机的运动视作均加速直线运动，建立无人机机体运动方程：

式中，T为助推火箭的推力，θ_r为助推火箭与无人机的纵向安装角，即火箭推力线与无人机机体纵轴OX的纵向夹角，μ为无人机上下适配器同发射箱滑轨的摩擦系数，F_n为发射箱箱体对无人机上下适配器的法向作用力，m₀、m₁、m₂分别为无人机(含助推火箭)、上适配器、下适配器的质量，a为无人机同上下适配器在箱内滑行阶段时的加速度，g为无人机箱内发射点的重力加速度，θ₀为无人机箱内发射的发射角度，即无人机在箱内时的初始俯仰角。

进一步地，无人机箱内滑行时间t₁可通过

获取，式中，L为发射箱滑轨的长度。

进一步地，无人机完全出箱时的速度v_t1可通过

获取。

具体地，在步骤二中：螺旋桨无人机箱内发射的第二个阶段为空中火箭助推阶段，无人机在完全出箱后同上下适配器分离，助推火箭继续对无人机进行助推，此时离合器处于分离状态，螺旋桨不随发动机转轴旋转，无人机控制系统控制舵机转动，无人机受到火箭推力、气动力、重力的影响，计算获取无人机在火箭停止助推时的飞行速度、高度和姿态。

进一步地，空中火箭助推持续时间t_r可通过t_r＝t₂-t₁获取，式中，t₂为助推火箭总的助推时间，即助推火箭停止助推的时刻，t₁为步骤一中获取的箱内滑行时间，即火箭在箱内助推的时间。

进一步地，在速度坐标系下建立无人机气动力方程：

进一步地，在机体坐标系下建立无人机气动力矩方程：

式中，L、Y、D分别为气动力产生的升力、侧力、阻力，M_ql、M_qm、M_qn分别为气动力产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩，ρ为发射地大气密度，v为无人机速度，S为机翼参考面积，b为机翼展长，c为机翼平均气动弦长，C_L、C_Y、C_D分别为升力系数、侧力系数、阻力系数，C_l、C_m、C_n分别为滚转力矩系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数。

进一步地，气动力及气动力矩系数可通过下列方程计算获取：

式中，α为攻角、β为侧滑角，δe、δr、δa分别为升降舵偏角、方向舵偏角、副翼偏角。

进一步地，无人机箱内发射控制系统可通过下列方程计算获取：

式中，q、r、p分别为无人机的俯仰角速度、偏航角速度、滚转角速度，θ、ψ、

分别为无人机的俯仰角、偏航角、滚转角，k_q、k_r、k_p、k_θ、k_ψ、

分别为各项比例系数，θ_g、ψ_g、

分别为发射过程中期望的俯仰角、偏航角、滚转角，为保持无人机的姿态平稳性，θ_g＝θ₀，ψ_g＝ψ₀，

ψ₀为初始发射方向。

进一步地，在机体坐标系下建立无人机火箭推力方程：

式中，T_x、T_y、T_z分别为助推火箭对无人机推力在三个轴向上的分量，ψ_r为助推火箭与无人机的侧向安装角，即火箭推力线与无人机机体纵轴OX的侧向夹角。

进一步地，得到机体坐标系下无人机火箭推力产生的力矩方程：

式中，M_rl、M_rm、M_rn为火箭产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩。Δx_r、Δy_r、Δz_r分别为火箭推力作用点与无人机重心的位置偏差。

进一步地，在机体坐标系下建立无人机的受力方程：

进一步地，在机体坐标系下建立无人机的力矩方程：

进一步地，已知无人机所受力F_x、F_y、F_z和所受力矩M_l、M_m、M_n以及无人机的质量m₀、无人机出箱时的速度v_t1、初始俯仰角θ₀、初始偏航角ψ₀、初始滚转角

初始高度h₀、空中火箭助推持续时间t_r，通过无人机六自由度动力学运动学方程，可以计算获取无人机在火箭停止助推时的飞行速度v_t2、俯仰角θ_t2、偏航角ψ_t2、初始滚转角

初始高度h_t2。

具体地，在步骤三中，螺旋桨无人机箱内发射的第三个阶段为无动力滑翔阶段，无人机在助推火箭停止助推后至螺旋桨提供推力前，无人机不受推力的影响，离合器依旧处于分离状态，螺旋桨未与发动机啮合，无人机受到气动力和重力的影响，计算获取无人机在螺旋桨提供推力前的飞行速度、高度和姿态。

进一步地，假设无人机在火箭停止助推到螺旋桨提供推力前的持续时间为t_n，即无动力滑翔持续时间为t_n，则无人机无动力滑翔阶段结束的时刻t₃可通过t₃＝t₂+t_n获取。

进一步地，在机体坐标系下建立无人机的受力方程：

进一步地，在机体坐标系下建立无人机的力矩方程：

进一步地，已知无人机所受力F_x、F_y、F_z和所受力矩M_l、M_m、M_n以及无人机的质量m₀、无人机火箭停止助推时的速度v_t2、俯仰角θ_t2、偏航角ψ_t2、滚转角

飞行高度h_t2、无动力滑翔阶段持续时间t_n，通过无人机六自由度动力学运动学方程，可以计算获取无人机在螺旋桨开始作用时的飞行速度v_t3、俯仰角θ_t3、偏航角ψ_t3、滚转角

高度h_t3。

具体地，在步骤四中，螺旋桨无人机箱内发射的第四个阶段为螺旋桨作用阶段，无人机离合器啮合过程中，螺旋桨转速随发动机转轴快速变化并稳定，无人机受到螺旋桨的推力和反扭矩、气动力、重力的影响，计算获取无人机在螺旋桨转速稳定后的飞行速度、高度和姿态。

进一步地，无人机离合器开始啮合到螺旋桨转速稳定所需要的时间为t_w，螺旋桨转速n可通过n＝n(t)获得，式中，n(t)为螺旋桨转速随时间变换曲线。前进比J可通过

获取，式中，D为螺旋桨的直径，无人机所受螺旋桨作用产生的反扭矩M_q可通过M_q＝C_q(J)ρn²D⁵获取，式中，C_q(J)为随前进比J变化的反扭矩系数。

进一步地，螺旋桨作用产生的推力T_p可通过

获取，式中，发动机功率P可通过P＝P(n、to)获得，式中，to为发动机风门开度，螺旋桨效率η可通过η＝η(J)获得。

进一步地，在机体坐标系下建立无人机螺旋桨推力方程：

式中，T_px、T_py、T_pz分别为螺旋桨对无人机推力在三个轴向上的分量，θ_p为螺旋桨推力线与无人机机体纵轴OX的纵向夹角，ψ_p为螺旋桨推力线与无人机机体纵轴OX的侧向夹角。

进一步地，得到机体坐标系下无人机螺旋桨推力产生的力矩方程：

式中，M_pl、M_pm、M_pn为螺旋桨推力产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩，Δx_p、Δy_p、Δz_p分别为螺旋桨推力作用点与无人机重心的位置偏差。

进一步地，在机体坐标系下建立无人机的受力方程：

进一步地，在机体坐标系下建立无人机的力矩方程：

进一步地，已知无人机所受力F_x、F_y、F_z和所受力矩M_l、M_m、M_n以及无人机的质量m₀、无人机螺旋桨开始作用时的v_t3、俯仰角θ_t3、偏航角ψ_t3、滚转角

飞行高度h_t3、离合器开始啮合到螺旋桨转速稳定所需要的时间为t_w，通过无人机六自由度动力学运动学方程，可以计算获取无人机在螺旋桨稳定提供推力时的飞行速度v_t4、俯仰角θ_t4、偏航角ψ_t4、滚转角

高度h_t4，并由此可以计算发射后之后任意时刻t_f的飞行速度v_tf、俯仰角θ_tf、滚转角γ_tf、航向角ψ_tf和飞行高度h_tf。

如图1所示，根据本发明的具体实施例提供了一种螺旋桨无人机箱内发射仿真方法，该方法包括：

步骤一：螺旋桨无人机箱内发射的第一个阶段为箱内滑行阶段，在无人机发射前，无人机通过上下适配器固定在发射箱内，螺旋桨水平固定在无人机上，发动机在发射箱内起动，离合器处于分离状态，发动机转轴高速旋转而螺旋桨不转，助推火箭通过一定的安装角度固定在无人机上。无人机发射后，助推火箭点火助推，无人机同上下适配器在发射箱滑轨上滑动并一同出箱，计算无人机在箱内滑行时间和无人机完全出箱时的速度。

进一步地，可以把箱内滑行阶段的无人机同上下适配器当成一个整体，将无人机的运动视作均加速直线运动，建立无人机机体运动方程：

进一步地，无人机箱内滑行时间t₁可通过

获取。

进一步地，无人机完全出箱时的速度v_t1可通过

获取。

步骤二：螺旋桨无人机箱内发射的第二个阶段为空中火箭助推阶段，无人机在完全出箱后同上下适配器分离，助推火箭继续对无人机进行助推，此时离合器处于分离状态，螺旋桨不随发动机转轴旋转，无人机控制系统控制舵机转动，无人机受到火箭推力、气动力、重力的影响，计算获取无人机在火箭停止助推时的飞行速度、高度和姿态。

进一步地，空中火箭助推持续时间t_r可通过t_r＝t₂-t₁获取。

进一步地，在速度坐标系下建立无人机气动力方程：

进一步地，在机体坐标系下建立无人机气动力矩方程：

进一步地，气动力及气动力矩系数可通过下列方程计算获取：

进一步地，无人机箱内发射控制系统可通过下列方程计算获取：

进一步地，在机体坐标系下建立无人机火箭推力方程：

进一步地，得到机体坐标系下无人机火箭推力产生的力矩方程：

进一步地，在机体坐标系下建立无人机的受力方程：

进一步地，在机体坐标系下建立无人机的力矩方程：

在步骤三中，螺旋桨无人机箱内发射的第三个阶段为无动力滑翔阶段，无人机在助推火箭停止助推后至螺旋桨提供推力前，无人机不受推力的影响，离合器依旧处于分离状态，螺旋桨未与发动机啮合，无人机受到气动力和重力的影响，计算获取无人机在螺旋桨提供推力前的飞行速度、高度和姿态。

进一步地，假设无人机在火箭停止助推到螺旋桨提供推力前的持续时间为t_n，即无动力滑翔持续时间为t_n，则无人机无动力滑翔阶段结束的时刻t₃可通过t₃＝t₂+t_n获取。

进一步地，在机体坐标系下建立无人机的受力方程：

进一步地，在机体坐标系下建立无人机的力矩方程：

在步骤四中，螺旋桨无人机箱内发射的第四个阶段为螺旋桨作用阶段，无人机离合器啮合过程中，螺旋桨转速随发动机转轴快速变化并稳定，无人机受到螺旋桨的推力和反扭矩、气动力、重力的影响，计算获取无人机在螺旋桨转速稳定后的飞行速度、高度和姿态。

进一步地，无人机离合器开始啮合到螺旋桨转速稳定所需要的时间为t_w，螺旋桨转速n可通过n＝n(t)获得，前进比J可通过

获取，无人机所受螺旋桨作用产生的反扭矩M_q可通过M_q＝C_q(J)ρn²D⁵获取。

进一步地，螺旋桨作用产生的推力T_p可通过

获取，发动机功率P可通过P＝P(n、to)获得，螺旋桨效率η可通过η＝η(J)获得。

进一步地，在机体坐标系下建立无人机螺旋桨推力方程：

进一步地，得到机体坐标系下无人机螺旋桨推力产生的力矩方程：

进一步地，在机体坐标系下建立无人机的受力方程：

进一步地，在机体坐标系下建立无人机的力矩方程：

进一步地，已知每个阶段无人机所受力F_x、F_y、F_z和所受力矩M_l、M_m、M_n以及无人机的质量m₀、无人机速度v、俯仰角θ、偏航角ψ、滚转角

飞行高度h、每个阶段时间t，可通过无人机六自由度动力学运动学方程，可以计算获取无人机在箱内发射过程中任意时刻t_f的飞行速度v_tf、俯仰角θ_tf、滚转角γ_tf、航向角ψ_tf和飞行高度h_tf。

进一步地，已知无人机所受力F_x、F_y、F_z和所受力矩M_l、M_m、M_n以及无人机的质量m₀、无人机螺旋桨开始作用时的v_t3、俯仰角θ_t3、偏航角ψ_t3、滚转角

飞行高度h_t3、离合器开始啮合到螺旋桨转速稳定所需要的时间为t_w，通过无人机六自由度动力学运动学方程，可以计算获取无人机在螺旋桨稳定提供推力时的飞行速度v_t4、俯仰角θ_t4、偏航角ψ_t4、滚转角

高度h_t4，并由此可以计算发射后之后任意时刻t_f的飞行速度v_tf、俯仰角θ_tf、滚转角γ_tf、航向角ψ_tf和飞行高度h_tf。

综上所述：该螺旋桨无人机箱内发射仿真方法，解决了现有技术中螺旋桨无人机零长发射仿真的不足，为优化螺旋桨无人机箱内发射过程中涉及到的飞行控制算法、出箱速度、发射角度、火箭安装角度、离合器啮合时间、螺旋桨反扭矩等影响发射安全的重要因素给出了一套完整的仿真方法，确保螺旋桨无人机箱内发射过程的安全性。

Claims (2)

1.一种螺旋桨无人机箱内发射仿真方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：螺旋桨无人机箱内发射的第一个阶段为箱内滑行阶段，在无人机发射前，无人机通过上下适配器固定在发射箱内，螺旋桨水平固定在无人机上，发动机在发射箱内起动，离合器处于分离状态，发动机转轴高速旋转而螺旋桨不转，助推火箭通过一定的安装角度固定在无人机上；无人机发射后，助推火箭点火助推，无人机同上下适配器在发射箱滑轨上滑动并一同出箱，计算无人机在箱内滑行时间和无人机完全出箱时的速度；

把箱内滑行阶段的无人机同上下适配器当成一个整体，将无人机的运动视作均加速直线运动，建立无人机机体运动方程：

式中，T为助推火箭的推力，θ_r为助推火箭与无人机的纵向安装角，即火箭推力线与无人机机体纵轴OX的纵向夹角，μ为无人机上下适配器同发射箱滑轨的摩擦系数，F_n为发射箱箱体对无人机上下适配器的法向作用力，m₀、m₁、m₂分别为无人机、上适配器、下适配器的质量，a为无人机同上下适配器在箱内滑行阶段时的加速度，g为无人机箱内发射点的重力加速度，θ₀为无人机箱内发射的发射角度，即无人机在箱内时的初始俯仰角；

无人机箱内滑行时间

式中，L为发射箱滑轨的长度；

无人机完全出箱时的速度

步骤2：螺旋桨无人机箱内发射的第二个阶段为空中火箭助推阶段，无人机在完全出箱后同上下适配器分离，助推火箭继续对无人机进行助推，此时离合器处于分离状态，螺旋桨不随发动机转轴旋转，无人机控制系统控制舵机转动，无人机受到火箭推力、气动力、重力的影响，计算获取无人机在火箭停止助推时的飞行速度、高度和姿态：

进一步地，空中火箭助推持续时间t_r可通过t_r＝t₂-t₁获取，式中，t₂为助推火箭总的助推时间，即助推火箭停止助推的时刻，t₁为步骤1中获取的箱内滑行时间，即火箭在箱内助推的时间；

进一步地，在速度坐标系下建立无人机气动力方程：

进一步地，在机体坐标系下建立无人机气动力矩方程：

式中，L、Y、D分别为气动力产生的升力、侧力、阻力，M_ql、M_qm、M_qn分别为气动力产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩，ρ为发射地大气密度，v为无人机速度，S为机翼参考面积，b为机翼展长，c为机翼平均气动弦长，C_L、C_Y、C_D分别为升力系数、侧力系数、阻力系数，C_l、C_m、C_n分别为滚转力矩系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数；

进一步地，气动力及气动力矩系数可通过下列方程计算获取：

式中，α为攻角、β为侧滑角，δe、δr、δa分别为升降舵偏角、方向舵偏角、副翼偏角；

进一步地，无人机箱内发射控制系统可通过下列方程计算获取：

式中，q、r、p分别为无人机的俯仰角速度、偏航角速度、滚转角速度，θ、ψ、

分别为无人机的俯仰角、偏航角、滚转角，k_q、k_r、k_p、k_θ、k_ψ、

分别为各项比例系数，θ_g、ψ_g、

分别为发射过程中期望的俯仰角、偏航角、滚转角，为保持无人机的姿态平稳性，θ_g＝θ₀，ψ_g＝ψ₀，

ψ₀为初始发射方向；

在机体坐标系下建立无人机火箭推力方程：

式中，T_x、T_y、T_z分别为助推火箭对无人机推力在三个轴向上的分量，ψ_r为助推火箭与无人机的侧向安装角，即火箭推力线与无人机机体纵轴OX的侧向夹角；

得到机体坐标系下无人机火箭推力产生的力矩方程：

式中，M_rl、M_rm、M_rn为火箭产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩；Δx_r、Δy_r、Δz_r分别为火箭推力作用点与无人机重心的位置偏差；

在机体坐标系下建立无人机的受力方程：

在机体坐标系下建立无人机的力矩方程：

已知无人机所受力F_x、F_y、F_z和所受力矩M_l、M_m、M_n以及无人机的质量m₀、无人机出箱时的速度v_t1、初始俯仰角θ₀、初始偏航角ψ₀、初始滚转角

初始高度h₀、空中火箭助推持续时间t_r，通过无人机六自由度动力学运动学方程，计算获取无人机在火箭停止助推时的飞行速度v_t2、俯仰角θ_t2、偏航角ψ_t2、初始滚转角

初始高度h_t2；

步骤3：螺旋桨无人机箱内发射的第三个阶段为无动力滑翔阶段，无人机在助推火箭停止助推后至螺旋桨提供推力前，无人机不受推力的影响，离合器依旧处于分离状态，螺旋桨未与发动机啮合，无人机受到气动力和重力的影响，计算获取无人机在螺旋桨提供推力前的飞行速度、高度和姿态；

假设无人机在火箭停止助推到螺旋桨提供推力前的持续时间为t_n，即无动力滑翔持续时间为t_n，则无人机无动力滑翔阶段结束的时刻t₃＝t₂+t_n；

在机体坐标系下建立无人机的受力方程：

在机体坐标系下建立无人机的力矩方程：

已知无人机所受力F_x、F_y、F_z和所受力矩M_l、M_m、M_n以及无人机的质量m₀、无人机火箭停止助推时的速度v_t2、俯仰角θ_t2、偏航角ψ_t2、滚转角

飞行高度h_t2、无动力滑翔阶段持续时间t_n，通过无人机六自由度动力学运动学方程，计算获取无人机在螺旋桨开始作用时的飞行速度v_t3、俯仰角θ_t3、偏航角ψ_t3、滚转角

高度h_t3；

步骤4：螺旋桨无人机箱内发射的第四个阶段为螺旋桨作用阶段，无人机离合器啮合过程中，螺旋桨转速随发动机转轴快速变化并稳定，无人机受到螺旋桨的推力和反扭矩、气动力、重力的影响，计算获取无人机在螺旋桨转速稳定后的飞行速度、高度和姿态。

2.根据权利要求1所述的一种螺旋桨无人机箱内发射仿真方法，其特征在于所述的步骤4具体如下：

无人机离合器开始啮合到螺旋桨转速稳定所需要的时间为t_w，螺旋桨转速n可通过n＝n(t)获得，式中，n(t)为螺旋桨转速随时间变换曲线；前进比J可通过

获取，式中，D为螺旋桨的直径，无人机所受螺旋桨作用产生的反扭矩M_q可通过M_q＝C_q(J)ρn²D⁵获取，式中，C_q(J)为随前进比J变化的反扭矩系数；

螺旋桨作用产生的推力T_p可通过

获取，式中，发动机功率P可通过P＝P(n、to)获得，式中，to为发动机风门开度，螺旋桨效率η可通过η＝η(J)获得；

在机体坐标系下建立无人机螺旋桨推力方程：

式中，T_px、T_py、T_pz分别为螺旋桨对无人机推力在三个轴向上的分量，θ_p为螺旋桨推力线与无人机机体纵轴OX的纵向夹角，ψ_p为螺旋桨推力线与无人机机体纵轴OX的侧向夹角；

得到机体坐标系下无人机螺旋桨推力产生的力矩方程：

式中，M_pl、M_pm、M_pn为螺旋桨推力产生的滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩，Δx_p、Δy_p、Δz_p分别为螺旋桨推力作用点与无人机重心的位置偏差；

在机体坐标系下建立无人机的受力方程：

在机体坐标系下建立无人机的力矩方程：

已知无人机所受力F_x、F_y、F_z和所受力矩M_l、M_m、M_n以及无人机的质量m₀、无人机螺旋桨开始作用时的v_t3、俯仰角θ_t3、偏航角ψ_t3、滚转角

飞行高度h_t3、离合器开始啮合到螺旋桨转速稳定所需要的时间为t_w，通过无人机六自由度动力学运动学方程，计算获取无人机在螺旋桨稳定提供推力时的飞行速度v_t4、俯仰角θ_t4、偏航角ψ_t4、滚转角

高度h_t4，并由此计算发射后之后任意时刻t_f的飞行速度v_tf、俯仰角θ_tf、滚转角γ_tf、航向角ψ_tf和飞行高度h_tf。

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