CN113120250B - 一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法 - Google Patents

一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法,包括以下步骤:1)选取合适的无人机发射初始攻角;2)建立无人机发射角和火箭安装角的匹配关系;3)选取一系列的无人机发射角,根据步骤(2)中无人机发射角和火箭安装角的匹配关系,求取相应的火箭安装角,形成发射角和安装角的第一映射集合;4)对火箭安装角结构安装可行性判断,将第一映射集合中不满足承力要求的安装角和发射角进行剔除,获得发射角和安装角的第二映射集合;5)针对第二映射集合中的安装角和发射角进行计算,选取满足发射末速度要求的安装角和发射角,获得发射参数集合。本发明是在零长发射无人机设计阶段,选取合适的发射参数,保证零长发射的安全性。

Description

一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法
技术领域
本发明涉及无人机零长发射技术领域,具体是指一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法。
背景技术
无人机零长发射,是指无人机在一个特制支架上,通过火箭助推离开支架实现起飞,利用火箭助推器产生的高能量,短时间内将无人机加速到安全速度和安全高度,火箭燃烧结束后扔掉火箭,由无人机的主发动机完成飞行任务的发射方式。
无人机零长发射的发射参数主要包括:无人机发射角和火箭安装角。无人机发射角是指无人机机体轴与水平面的夹角;火箭安装角是指火箭轴线与无人机机体轴的夹角。这两个参数的选取合适与否,直接影响着无人机零长发射过程中的发射安全。因此,选择合适的无人机发射角和火箭安装角,是无人机零长发射设计工作的重要一环。
近年来,关于无人机零长发射的研究逐渐增多,但它们均未涉及到发射参数的快速选取方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种能在零长发射无人机设计阶段,选取合适的发射参数,保证零长发射的安全性的零长发射无人机发射参数的快速选取方法。
本发明通过下述技术方案实现:一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法,包括以下步骤:
(1)选取合适的无人机发射初始攻角;
(2)建立无人机发射角和火箭安装角的匹配关系;
(3)选取一系列的无人机发射角,根据步骤(2)中无人机发射角和火箭安装角的匹配关系,求取相应的火箭安装角,形成发射角和安装角的第一映射集合;
(4)对火箭安装角结构安装可行性判断,将第一映射集合中不满足承力要求的安装角和发射角进行剔除,获得发射角和安装角的第二映射集合;
(5)针对第二映射集合中的安装角和发射角进行计算,选取满足发射末速度要求的安装角和发射角,获得安装角和发射角的第三映射集合,即为最终适合无人机零长发射的发射参数集合。
本技术放方案的工作原理为,发射初始攻角选取、飞机发射角与火箭安装角的匹配关系建立、发射角和安装角组合生成、火箭安装角结构安装可行性判断和发射末速度满足性判断。所述的发射初始攻角选取,是指选取合适的发射初始攻角,以保证离最大许用攻角和最小许用攻角均具有一定的安全裕度;所述的飞机发射角与火箭安装角的匹配关系建立,是指根据选取的初始攻角,求得无人机合外力与机体轴的夹角,进一步建立飞机发射角与火箭安装角需要满足的关系式;所述的发射角和安装角组合生成,是指生成一系列的满足关系式的角度组合;所述的火箭安装角结构安装可行性判断和发射末速度满足性判断,是指判断生成的组合是否满足结构安装性要求和发射末速度要求,若二者均满足,则可选取为最终发射参数。
为更好的实现本发明,进一步地,所述步骤(1)中,对合适的无人机的发射初始攻角选取过程为,由于无人机的发射攻角应在许用攻角之内,即
αmin≤α≤αmax
其中,α为人机的发射攻角,αmin为无人机的最小许用发射攻角,αmax为无人机的最小许用发射攻角;无人机的发射初始攻角需要距αmin和αmax均有一定的安全裕度,因此选取合适的无人机发射初始攻角为:
α0=(αminmax)/2
其中,α0为无人机的发射初始攻角。
为更好的实现本发明,进一步地,所述步骤(2)中,无人机发射角和火箭安装角的匹配关系的建立过程如下:
发射初始时刻:
无人机体轴X方向受力为:
Figure BDA0003041987640000031
无人机体轴Z方向受力为:
Figure BDA0003041987640000032
合外力的方向即为初始加速度和初始速度的方向,其与机体轴夹角即为初始攻角,即Fz/Fx=tanα0
因此,无人机发射角和火箭安装角的匹配关系为:
Figure BDA0003041987640000033
其中,F为火箭推力,mg为重力,T为发动机推力,
Figure BDA0003041987640000034
为发动机安装角,均为已知量,θ为无人机发射角,δ为火箭安装角,α0为无人机的发射初始攻角。
为更好的实现本发明,进一步地,所述步骤(3)中,无人机发射角的选取范围为θ∈[10°,30°],其中θ为无人机发射角。
为更好的实现本发明,进一步地,所述步骤(3)中,无人机发射角的选取范围为θ∈[10°,30°],其中θ为无人机发射角。
为更好的实现本发明,进一步地,所述步骤(4)中,对火箭安装角结构安装可行性判断,是判断其对应的火箭安装点是否具备承受火箭推力的承力能力,无人机的火箭安装点的承力能力通过对无人机结构的静力学计算分析获得。
为更好的实现本发明,进一步地,所述步骤(5)中,满足发射末速度要求的安装角和发射角的选取过程为,
(5.1)建立六自由度动力学和运动学方程,具体如下:
Figure BDA0003041987640000041
Figure BDA0003041987640000042
Figure BDA0003041987640000043
Figure BDA0003041987640000044
Figure BDA0003041987640000045
Figure BDA0003041987640000046
Figure BDA0003041987640000047
Figure BDA0003041987640000048
Figure BDA0003041987640000049
Figure BDA00030419876400000410
Figure BDA00030419876400000411
Figure BDA00030419876400000412
Figure BDA00030419876400000413
Figure BDA00030419876400000414
其中,Ftx、Fty、Ftz:合外力在体轴系X、Y、Z上的分量;Mx、My、Mz:合外力矩在体轴系X、Y、Z上的分量;Vxt、Vyt、Vzt:速度矢量在体轴系X、Y、Z上的分量;ωx、ωy、ωz:绕X、Y、Z轴的角速度分量;Ix、Iy、Iz、Ixy:转动惯量和惯量积;
Figure BDA0003041987640000051
地轴速度分量;
Figure BDA0003041987640000055
γ:俯仰角、偏航角、滚转角;α、β:攻角、侧滑角;
(5.2)求取无人机加速度,再对加速度按时间历程进行积分,计算得到无人机的发射末速度,
(5.3)将计算得到的发射末速度与零长发射无人机的要求发射末速度进行比较,即
f=Vend-V0
若f>0,则满足零长发射无人机的发射末速度要求;若f≤0,则不满足零长发射无人机的发射末速度要求;
其中,Vend为计算得到的无人机的发射末速度,V0为零长发射无人机的发射末速度要求;
(5.3)若是方案阶段,无人机的发射末速度则通过火箭燃烧持续时间计算,计算公式如下:
Figure BDA0003041987640000053
其中,F为火箭推力,mg为重力,T为发动机推力,
Figure BDA0003041987640000054
为发动机安装角,均为已知量,m为无人机加火箭的质量,t为火箭燃烧持续时间。
本发明与现有技术相比,具有以下优点及有益效果:
本发明为零长发射类无人机选取合适的发射参数,保证发射过程的安全性,其实施过程简单,并在某无人机的零长发射中得到了验证,证明其结果真实可靠。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述,本发明的其他特征、目的和优点将会变得更为明显:
图1为本发明中方法的流程图;
图2为发明中火箭安装角和火箭安装点关系对应图。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例,所述实施例的示例在附图中示出,其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的,仅用于解释本发明,而不能理解为对本发明的限制。
为使本发明的目的、工艺条件及优点作用更加清楚明白,结合以下实施实例,对本发明作进一步详细说明,但本发明的实施方式不限于此,在不脱离本发明上述技术思想情况下,根据本领域普通技术知识和惯用手段,做出各种替换和变更,均应包括在本发明的范围内,此处所描述的具体实施实例仅用以解释本发明,并不用于限定本发明。
实施例1:
本实施例提供了一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法,其具体流程如图1所示,包括以下步骤:
(1)选取合适的无人机发射初始攻角;
(2)建立无人机发射角和火箭安装角的匹配关系;
(3)选取一系列的无人机发射角,根据步骤(2)中无人机发射角和火箭安装角的匹配关系,求取相应的火箭安装角,形成发射角和安装角的第一映射集合;
(4)对火箭安装角结构安装可行性判断,将第一映射集合中不满足承力要求的安装角和发射角进行剔除,获得发射角和安装角的第二映射集合;
(5)针对第二映射集合中的安装角和发射角进行计算,选取满足发射末速度要求的安装角和发射角,获得安装角和发射角的第三映射集合,即为最终适合无人机零长发射的发射参数集合。
实施例2:
本实施例在上述实施例的基础上,进一步限定了步骤(1),零长发射的整个过程,无人机的攻角由无人机自身的气动外形所决定。在实际发射过程中,由于制造或装配等误差,火箭推力线和无人机重心并不完全处于一条直线上,无人机会出现抬头或低头现象,攻角会相应地增加或减小。所述步骤(1)中,对合适的无人机的发射初始攻角选取过程为,由于无人机的发射攻角应在许用攻角之内,即
αmin≤α≤αmax
其中,α为人机的发射攻角,αmin为无人机的最小许用发射攻角,αmax为无人机的最小许用发射攻角;无人机的发射初始攻角需要距αmin和αmax均有一定的安全裕度,因此选取合适的无人机发射初始攻角为:
α0=(αminmax)/2
其中,α0为无人机的发射初始攻角。本实施例的其他部分与上述实施例相同,不再赘述。
实施例3:
本实施例在上述实施例的基础上,进一步限定了步骤(2),所述步骤(2)中,无人机发射角和火箭安装角的匹配关系的建立过程如下:
发射初始时刻:
无人机体轴X方向受力为:
Figure BDA0003041987640000081
无人机体轴Z方向受力为:
Figure BDA0003041987640000082
合外力的方向即为初始加速度和初始速度的方向,其与机体轴夹角即为初始攻角,即Fz/Fx=tanα0
因此,无人机发射角和火箭安装角的匹配关系为:
Figure BDA0003041987640000083
其中,F为火箭推力,mg为重力,T为发动机推力,
Figure BDA0003041987640000084
为发动机安装角,均为已知量,θ为无人机发射角,δ为火箭安装角,α0为无人机的发射初始攻角。本实施例的其他部分与上述实施例相同,不再赘述。
实施例4:
本实施例在上述实施例的基础上,进一步限定了步骤(3),所述步骤(3)中,无人机发射角的选取范围为θ∈[10°,30°],其中θ为无人机发射角。选取一系列的飞机发射角θ,求取相应的δ,形成发射角和安装角的组合1。
Figure BDA0003041987640000085
发射过程中,无人机会由于重心和推力线的不完全重合而出现低头或抬头,若θ较小,则当无人机低头时,存在掉高风险。若θ较大,当无人机抬头时,同样风险较大,因此,建议选取θ∈[10°,30°]为宜。本实施例的其他部分与上述实施例相同,不再赘述。
实施例5:
本实施例在上述实施例的基础上,进一步限定步骤(4),所述步骤(4)中,对火箭安装角结构安装可行性判断,是判断其对应的火箭安装点是否具备承受火箭推力的承力能力,无人机的火箭安装点的承力能力通过对无人机结构的静力学计算分析获得。设计状态下,无人机的火箭推力线应通过飞机重心,以使火箭推力不产生俯仰力矩,以减轻无人机发射中的姿态变化。因此,当无人机的设计重心一定时,选取不同的火箭安装角,火箭在机体上的安装点位置必然不一致。如附图2所示。通常,火箭推力F较大,数倍于飞机自身的重力。因此,火箭安装点需要具备较高的承力能力。因此,在第一映射集合的火箭安装角中,判断其对应的火箭安装点是否具备承受火箭推力F的承力能力。将不满足承力要求的安装角,进行剔除,获得第二映射集合。本实施例的其他部分与上述实施例相同,不再赘述。
实施例6:
本实施例在上述实施例的基础上,进一步限定步骤(5),所述步骤(5)中,满足发射末速度要求的安装角和发射角的选取过程为,
(5.1)建立六自由度动力学和运动学方程,具体如下:
Figure BDA0003041987640000091
Figure BDA0003041987640000092
Figure BDA0003041987640000093
Figure BDA0003041987640000094
Figure BDA0003041987640000095
Figure BDA0003041987640000096
Figure BDA0003041987640000097
Figure BDA0003041987640000098
Figure BDA0003041987640000101
Figure BDA0003041987640000102
Figure BDA0003041987640000103
Figure BDA0003041987640000104
Figure BDA0003041987640000105
Figure BDA0003041987640000106
其中,Ftx、Fty、Ftz:合外力在体轴系X、Y、Z上的分量;Mx、My、Mz:合外力矩在体轴系X、Y、Z上的分量;Vxt、Vyt、Vzt:速度矢量在体轴系X、Y、Z上的分量;ωx、ωy、ωz:绕X、Y、Z轴的角速度分量;Ix、Iy、Iz、Ixy:转动惯量和惯量积;
Figure BDA0003041987640000107
地轴速度分量;
Figure BDA0003041987640000108
γ:俯仰角、偏航角、滚转角;α、β:攻角、侧滑角;
(5.2)求取无人机加速度,再对加速度按时间历程进行积分,计算得到无人机的发射末速度,
(5.3)将计算得到的发射末速度与零长发射无人机的要求发射末速度进行比较,即
f=Vend-V0
若f>0,则满足零长发射无人机的发射末速度要求;若f≤0,则不满足零长发射无人机的发射末速度要求;
其中,Vend为计算得到的无人机的发射末速度,V0为零长发射无人机的发射末速度要求;
(5.3)若是方案阶段,无人机的发射末速度则通过火箭燃烧持续时间计算,计算公式如下:
Figure BDA0003041987640000111
其中,F为火箭推力,mg为重力,T为发动机推力,
Figure BDA0003041987640000112
为发动机安装角,均为已知量,m为无人机加火箭的质量,t为火箭燃烧持续时间。本实施例的其他部分与上述实施例相同,不再赘述。
实施例7:
本实施例采用上述方法,针对250kg级别无人机,其发动机推力为1500N,火箭推力为8000N,最大可用攻角和最小可用攻角分别为10°和-6°。选取发射角组合[10°、15°、20°、25°、30°],得到其火箭安装角对应为[15.3°、14.9°、14.5°、14°、13.3°];其中,火箭安装角为14°时,其在机身上的火箭安装点刚好位于加强框上,最具备承力条件,同时,计算其发射末速度为61m/s,满足55m/s的发射末速度要求,故最终选取了发射角25°,安装角14°。该无人机已通过试飞进行验证,发射过程中,飞行姿态变化平稳,发射过程安全,验证了该方法的正确性。本实施例的其他部分与上述实施例相同,不再赘述。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例,本领域的普通技术人员可以理解:在不脱离本发明的原理和宗旨下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型,本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (5)

1.一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法,其特征在于,包括以下步骤:
(1)选取无人机发射初始攻角;
(2)建立无人机发射角和火箭安装角的匹配关系;具体建立过程如下:
发射初始时刻:
无人机体轴X方向受力为:
Figure FDA0003454920060000011
无人机体轴Z方向受力为:
Figure FDA0003454920060000012
合外力的方向即为初始加速度和初始速度的方向,其与机体轴夹角即为初始攻角,即Fz/Fx=tanα0,
因此,无人机发射角和火箭安装角的匹配关系为:
Figure FDA0003454920060000013
其中,F为火箭推力,mg为重力,T为发动机推力,
Figure FDA0003454920060000014
为发动机安装角,均为已知量,θ为无人机发射角,δ为火箭安装角,α0为无人机的发射初始攻角;
(3)选取一系列的无人机发射角,根据步骤(2)中无人机发射角和火箭安装角的匹配关系,求取相应的火箭安装角,形成发射角和安装角的第一映射集合;
(4)对火箭安装角结构安装可行性判断,将第一映射集合中不满足承力要求的安装角和发射角进行剔除,获得发射角和安装角的第二映射集合;
(5)针对第二映射集合中的安装角和发射角进行计算,选取满足发射末速度要求的安装角和发射角,获得安装角和发射角的第三映射集合,即为最终适合无人机零长发射的发射参数集合。
2.根据权利要求1所述的一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法,其特征在于,所述步骤(1)中,对无人机的发射初始攻角选取过程为,由于无人机的发射攻角应在许用攻角之内,即
αmin≤α≤αmax
其中,α为人机的发射攻角,αmin为无人机的最小许用发射攻角,αmax为无人机的最小许用发射攻角;无人机的发射初始攻角需要距αmin和αmax均有一定的安全裕度,因此选取合适的无人机发射初始攻角为:
α0=(αminmax)/2
其中,α0为无人机的发射初始攻角。
3.根据权利要求1或2所述的一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法,其特征在于,所述步骤(3)中,无人机发射角的选取范围为θ∈[10°,30°],其中θ为无人机发射角。
4.根据权利要求1或2所述的一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法,其特征在于,所述步骤(4)中,对火箭安装角结构安装可行性判断,是判断其对应的火箭安装点是否具备承受火箭推力的承力能力,无人机的火箭安装点的承力能力通过对无人机结构的静力学计算分析获得。
5.根据权利要求1或2所述的一种零长发射无人机发射参数的快速选取方法,其特征在于,所述步骤(5)中,满足发射末速度要求的安装角和发射角的选取过程为,
(5.1)建立六自由度动力学和运动学方程,具体如下:
Figure FDA0003454920060000021
Figure FDA0003454920060000022
Figure FDA0003454920060000031
Figure FDA0003454920060000032
Figure FDA0003454920060000033
Figure FDA0003454920060000034
Figure FDA0003454920060000035
Figure FDA0003454920060000036
Figure FDA0003454920060000037
Figure FDA0003454920060000038
Figure FDA0003454920060000039
Figure FDA00034549200600000310
Figure FDA00034549200600000311
Figure FDA00034549200600000312
其中,Ftx、Fty、Ftz:合外力在体轴系X、Y、Z上的分量;Mx、My、Mz:合外力矩在体轴系X、Y、Z上的分量;Vxt、Vyt、Vzt:速度矢量在体轴系X、Y、Z上的分量;ωx、ωy、ωz:绕X、Y、Z轴的角速度分量;Ix、Iy、Iz、Ixy:转动惯量和惯量积;
Figure FDA00034549200600000313
地轴速度分量;θ、
Figure FDA00034549200600000314
γ:俯仰角、偏航角、滚转角;α、β:攻角、侧滑角;
(5.2)求取无人机加速度,再对加速度按时间历程进行积分,计算得到无人机的发射末速度,
(5.3)将计算得到的发射末速度与零长发射无人机的要求发射末速度进行比较,即
f=Vend-V0
若f>0,则满足零长发射无人机的发射末速度要求;若f≤0,则不满足零长发射无人机的发射末速度要求;
其中,Vend为计算得到的无人机的发射末速度,V0为零长发射无人机的发射末速度要求;
(5.3)若是方案阶段,无人机的发射末速度则通过火箭燃烧持续时间计算,计算公式如下:
Figure FDA0003454920060000041
其中,F为火箭推力,mg为重力,T为发动机推力,
Figure FDA0003454920060000042
为发动机安装角,均为已知量,m为无人机加火箭的质量,t为火箭燃烧持续时间。
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