CN113204196A - 一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法，所述仿真方法采用发射模拟建模结构完成；发射模拟建模结构可以切换不同的无人机发射构型，包括舵面配置、发射重量；不同的地面发射状态包括发射场高度、发射角，不同的动力匹配包括发动机、定距螺旋桨、变距螺旋桨；不同总冲的火箭配置；不同发射段控制结构控制参数；不同的大气环境模拟等。本发明方法可以实现发射系统优化配置并确保无人机的安全发射，同时可以实现试验试飞数据采集，对模拟结果的置信度进行有效评估。
Description
技术领域
本发明属于无人机技术领域，具体涉及一种火箭助推发射仿真方法。
背景技术
当前无人机已经广泛应用于军用和民用领域。火箭助推零长发射是一种常见的无人机发射方式。此发射方式不受起飞场地的约束，机动性强，扩大了无人机的使用范围。火箭助推发射过程是无人机飞行过程的关键环节，对于安全飞行起决定性作用。火箭助推零长发射模拟平台的建立可以用来重点分析研究无人机发射过程中的无人机气动力、发动机动力、助推火箭推力、发射段控制结构与控制参数、大气环境等因素对发射安全的影响并采集试验数据进行分析比对。由发射模拟平台提供的仿真结果可以真实反映无人机的整个零长发射状态。根据发射过程中无人机的速度、高度是否达到安全速度和安全高度、姿态变化是否平稳可控、舵面偏转量是否小于设定的最大用舵量等判断条件，可以对整个发射过程是否安全可靠进行考核与评估。
传统仿真方法仅仅是针对给定构型无人机的发射状态与其匹配的动力装置、匹配的助推火箭进行有针对性的仿真，仿真状态有限，也不能实现无人机发射状态与动力装置及助推火箭的优化配置。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法，所述仿真方法采用发射模拟建模结构完成；发射模拟建模结构可以切换不同的无人机发射构型，包括舵面配置、发射重量；不同的地面发射状态包括发射场高度、发射角，不同的动力匹配包括发动机、定距螺旋桨、变距螺旋桨；不同总冲的火箭配置；不同发射段控制结构控制参数；不同的大气环境模拟等。本发明方法可以实现发射系统优化配置并确保无人机的安全发射，同时可以实现试验试飞数据采集，对模拟结果的置信度进行有效评估。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下：
一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法，所述仿真方法采用发射模拟建模结构完成；所述发射模拟建模结构包括无人机多构型气动数据库、无人机发射构型气动模型、助推火箭匹配模型、质量特性模型、无人机六自由度模型、控制系统优化模型、动力系统匹配模型、发射场大气环境模型和试验试飞数据采集比对模型；
所述无人机多构型气动数据库包括无人机风洞试验数据库和CFD计算数据库；
所述无人机发射构型气动模型用于解算发射状态无人机的气动力和气动力矩，包括发射过程中火箭助推状态与火箭脱落后爬升状态的不同实际重心位置与参考重心位置之间的气动力矩修正；
所述助推火箭匹配模型用于根据无人机发射构型与发射状态选择不同总冲、不同推力水平、不同作用时间的助推火箭，以满足无人机发射结束后速度与高度的要求；同时能够模拟不同的火箭安装状态，用以研究火箭安装状态对发射过程中无人机姿态的影响量；
所述质量特性模型用于切换发射过程中火箭助推状态与火箭脱落后爬升状态的不同质量特性；当油箱未装满油时，根据发射过程中油心振荡带来无人机重心位置的变化，给出重心位置变化的极限条件；
所述无人机六自由度模型用于解算发射过程中无人机的速度、角速度、位置和姿态；
所述控制系统优化模型包括纵向与横航向控制律结构、控制指令和控制参数；
所述动力系统匹配模型包括不同型号发动机与不同桨径、桨距螺旋桨的匹配，选定发动机后通过调整螺旋桨状态获得更高的发动机输出功率与更高的螺旋桨效率；
所述发射场大气环境模型用于模拟真实大气环境，包括常值风、阵风、紊流、风切变，给出大气环境对发射安全的影响和发射系统的抗风能力评估；
所述试验试飞数据采集比对模型用于实现试验试飞数据采集，并与仿真模拟结果进行比对，对模拟结果的置信度进行评估；
仿真方法步骤如下：
步骤1：在无人机多构型气动数据库中选择无人机发射构型和发射状态；所述无人机发射构型包括发射舵面配置和发射重量，所述发射状态包括发射场高度和发射角；根据发射构型、发射状态与发射场大气环境模型模拟的发射环境，确定无人机发射后的安全速度、安全高度和安全姿态；当油箱未装满油时，在质量特性模型中给出发射过程中油心振荡带来无人机重心位置的变化；
步骤2：在动力系统匹配模型中选择与发射无人机匹配的动力装置初步状态，选定发动机、桨径和可调节桨距初值，选定初始全风门状态并结合螺旋桨匹配发动机初始转速；
步骤3：在助推火箭匹配模型中选择初步火箭总冲、火箭推力、火箭作用时间与火箭安装方式，使无人机助推发射后达到安全速度和安全高度，避开障碍物实现安全发射；
步骤4：在控制系统优化模型中选择初步的无人机纵向与横航向控制结构与控制参数，配置控制结构与控制参数实现无人机发射过程姿态的平稳控制；
步骤5：根据步骤1到步骤4选择的参数进行初步仿真，具体如下：
步骤5-1：将步骤1选择的参数输入无人机发射构型气动模型，输出气动力和力矩给无人机六自由度模型，从而调节发射状态无人机发射构型；
步骤5-2：将步骤2选择的参数输入无人机六自由度模型，调节无人机发射状态发动机全风门，调节桨距从而调节发动机与螺旋桨匹配转速，吸收发动机输出功率，进而提高发射状态动力系统有效推力；
步骤5-3：将步骤3选择的参数输入无人机六自由度模型，调节火箭总冲与火箭安装方式，根据步骤5-1的发射构型调节火箭总冲，以此满足发射安全速度要求；根据发射姿态调节火箭安装方式，包括纵向安装角与侧向安装角；所述纵向安装角大小影响发射过程中火箭能量转化为无人机动能与势能的分配量，同时影响发射过程的负迎角大小；所述侧向安装角方向与大小用来调节无人机横航向姿态，减小螺旋桨反扭矩对于横航向姿态的影响。
步骤5-4：无人机输出飞行状态参数给控制系统优化模型，控制系统优化模型调节无人机纵向与横航向控制结构与控制参数，通过动力系统匹配模型作用在无人机上，使得无人机在当前发射系统下实现姿态平稳，舵面偏转量小于设定的最大用舵量；
步骤6：无人机输出飞行状态参数给发射场大气环境模型，根据当前无人机系统发射状态，加入大气环境模拟，记录无人机系统的抗风能力，再由无人机发射构型气动模型控制无人机；
步骤7：采用上述步骤得出的所有状态参数进行试验试飞，飞行结束后采集飞行数据，将试验试飞数据与仿真模拟数据通过试验试飞数据采集比对模型进行比对分析。
进一步地，所述无人机多构型气动数据库中的数据包括无人机带动力状态不同构型的纵向、横航向气动特性、各个舵面的舵效和动导数。
进一步地，所述火箭安装状态包括火箭纵向安装角与侧向安装角。
进一步地，所述质量特性包括重量、转动惯量和重心位置。
本发明的有益效果如下：
1、本发明方法可以切换不同的无人机发射构型和地面发射状态，研究与之对应不同系统的优化配置，包含不同的火箭总冲、火箭安装状态、发动机状态、螺旋桨状态、控制结构与控制参数等。
2、本发明方法可以切换不同的动力匹配(发动机、螺旋桨)，研究不同发动机与各类螺旋桨(不同桨径、桨距)的匹配及动力输出是否满足安全发射的要求。
3、本发明方法可以切换不同的火箭配置，包含不同的火箭总冲、不同的火箭推力水平、不同的作用时间、不同的火箭安装状态(火箭纵向安装角与侧向安装角)。
4、本发明方法可以考虑油箱未装满油时，发射过程中油心振荡带来无人机重心位置的变化，给出重心位置变化的极限条件。
5、本发明方法可以切换不同的发射状态控制结构与控制参数，研究不同系统及不同大气环境状态下的控制参数优化配置。
6、本发明方法可以模拟不同的发射场大气环境，研究大气环境对发射安全的影响，给出发射系统的抗风能力评估。
7、本发明方法可以实现试验试飞数据采集，并与模拟结果进行比对，对模拟结果的置信度进行有效评估。
附图说明
图1为本发明的发射模拟建模结构框图。
图2为本发明无人机火箭助推发射仿真方法的示意图；
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
本发明提供一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法。该仿真方法可以实现发射系统优化配置并确保无人机的安全发射，同时可以实现试验试飞数据采集，并与模拟结果进行比对，对模拟结果的置信度进行有效评估。
如图1所示，一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法，所述仿真方法采用发射模拟建模结构完成；所述发射模拟建模结构包括无人机多构型气动数据库、无人机发射构型气动模型、助推火箭匹配模型、质量特性模型、无人机六自由度模型、控制系统优化模型、动力系统匹配模型、发射场大气环境模型和试验试飞数据采集比对模型；
所述发射模拟建模结构配备强大的数据库支持，除了不同构型无人机气动数据库(CFD计算数据库、风洞试验数据库)，还包括：火箭数据库、动力装置数据库(发动机、螺旋桨)、控制结构与控制参数数据库、大气环境数据库等。
在无人机发射过程中，受到的外力描述如下：重力G、气动力Faero、螺旋桨推力和法向力Fprop、火箭推力和分离力Frocket等；受到的力矩描述如下：气动力矩Maero、气动力由气动参考重心移动到实际重心的附加力矩Mcg、螺旋桨力矩(其中包括推力力矩、法向力力矩、反扭矩)Mprop、火箭力矩(其中包括推力力矩、分离力力矩)Mrocket等。
上述模型的具体组成及功能描述如下：
所述无人机多构型气动数据库包括无人机风洞试验数据库和CFD计算数据库；
所述无人机发射构型气动模型用于解算发射状态无人机的气动力和气动力矩，包括发射过程中火箭助推状态与火箭脱落后爬升状态的不同实际重心位置与参考重心位置之间的气动力矩修正；
所述助推火箭匹配模型用于根据无人机发射构型与发射状态选择不同总冲、不同推力水平、不同作用时间的助推火箭，以满足无人机发射结束后速度与高度的要求；同时能够模拟不同的火箭安装状态(火箭纵向安装角与侧向安装角)，用以研究火箭安装状态对发射过程中无人机姿态的影响量；
所述质量特性模型用于切换发射过程中火箭助推状态与火箭脱落后爬升状态的不同质量特性，其中包括重量、转动惯量和重心位置；当油箱未装满油时，根据发射过程中油心振荡带来无人机重心位置的变化，给出重心位置变化的极限条件；
所述无人机六自由度模型用于解算发射过程中无人机的速度、角速度、位置和姿态；
所述控制系统优化模型包括纵向与横航向控制律结构、控制指令和控制参数；
所述动力系统(发动机与螺旋桨)匹配模型包括不同型号发动机与不同桨径、桨距螺旋桨的匹配，选定发动机后通过调整螺旋桨状态获得更高的发动机输出功率与更高的螺旋桨效率；
所述发射场大气环境模型用于模拟真实大气环境，包括常值风、阵风、紊流、风切变，给出大气环境对发射安全的影响和发射系统的抗风能力评估；
所述试验试飞数据采集比对模型用于实现试验试飞数据采集，并与仿真模拟结果进行比对，对模拟结果的置信度进行评估；
如图2为仿真方法示意图，图中标注量的说明如下：
1、气动数据库(无人机多构型气动数据库)：Lon-纵向气动特性，包含静导数、动导数、舵效；Lat-横航向气动特性，包含静导数、动导数、舵效。
2、大气环境模型(发射场大气环境模型)：MSLAlt-海拔高度；AGLAlt-场高；Winds-常值风速设定；Vground-地速；Vwind-空速；DCM-坐标转换矩阵；pressure-压强；temperature-温度；rho-密度；a-音速；Velocity_Wind-考虑不同风场后的风速；Velocitydot_Wind-考虑不同风场后的风加速度；AngularRates_Wind-考虑不同风场后的风角速度；AngularAccelerations_Wind-考虑不同风场后的风角加速度。
3、气动模型(无人机发射构型气动模型)：Vwind-空速；de-升降舵偏角；da-副翼偏角；dr-方向舵偏角；Q-动压；pqr-角速度在机体轴分量；Faero-气动力；Maero-气动力矩。
4、质量特性模型：SFC-燃油消耗率；Mass-质量；CGpos-重心位置(包含满油及油箱未装满时重心位置的动态变化)；Inertia-转动惯量。
5、助推火箭模型(助推火箭匹配模型)：Faero-气动力；Mass-质量；；Euler-欧拉角；CGpos-重心位置；Alpha_Rocket-火箭纵向安装角；Beta_Rocket-火箭侧向安装角；F_Rocket-火箭作用力；M_Rocket-火箭作用力矩。
6、无人机六自由度运动方程(无人机六自由度模型)：Force-合力；Moment-合力矩；Inertia-转动惯量；DCM-坐标转换矩阵；Euler-欧拉角；pdot qdot rdot-角加速度在机体轴分量；pqr-角速度在机体轴分量。
7、控制系统模型：Euler-欧拉角；pqr-角速度在机体轴分量；MSLAlt-海拔高度；Vwind-空速；de-升降舵偏角；da-副翼偏角；dr-方向舵偏角；Th-风门。
8、动力系统模型(控制系统优化模型)：Th-风门；n-转速；MSLAlt-海拔高度；SFC-燃油消耗率；Power-发动机功率；Torque-扭矩；Vwind-空速；rho-密度；Fprop-螺旋桨拉力；Mprop-反扭矩；Pprop-螺旋桨功率。
9、试验试飞数据采集比对模型：MSLAlt-海拔高度；AGLAlt-场高；Vground-地速；Vwind-空速；de da dr-升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角；pqr-角速度在机体轴分量；Euler-欧拉角；Th-风门；n-转速。
具体步骤如下：
步骤1：在无人机多构型气动数据库中选择无人机发射构型和发射状态；所述无人机发射构型包括发射舵面配置和发射重量，所述发射状态包括发射场高度和发射角；根据发射构型、发射状态与发射场大气环境模型模拟的发射环境，确定无人机发射后的安全速度、安全高度和安全姿态；当油箱未装满油时，在质量特性模型中给出发射过程中油心振荡带来无人机重心位置的变化；
步骤2：在动力系统匹配模型中选择与发射无人机匹配的动力装置初步状态，选定发动机、桨径和可调节桨距初值，选定初始全风门状态并结合螺旋桨匹配发动机初始转速；
步骤3：火箭作为零长发射方式的关键部件，在非常短的时间内要提供足够大的推力使得无人机在发射过程中获得足够的动能和势能。在助推火箭匹配模型中选择初步火箭总冲、火箭推力、火箭作用时间与火箭安装方式，使无人机助推发射后达到安全速度和安全高度，避开障碍物实现安全发射；
步骤4：在控制系统优化模型中选择初步的无人机纵向与横航向控制结构与控制参数，配置控制结构与控制参数实现无人机发射过程姿态的平稳控制；
步骤5：根据步骤1到步骤4选择的参数进行初步仿真，具体如下：
步骤5-1：将步骤1选择的参数输入无人机发射构型气动模型，输出气动力和力矩给无人机六自由度模型，从而调节发射状态无人机发射构型；不同发射重量下由于舵面(增升装置)配置不同，会对发射后的安全速度要求不同，降低安全速度要求可以在后续火箭总冲选择中降低火箭总冲；
步骤5-2：将步骤2选择的参数输入无人机六自由度模型，调节无人机发射状态发动机全风门，调节桨距从而调节发动机与螺旋桨匹配转速，从而吸收更多的发动机输出功率，进而提高发射状态动力系统有效推力；
步骤5-3：将步骤3选择的参数输入无人机六自由度模型，调节火箭总冲与火箭安装方式，根据步骤5-1的发射构型调节火箭总冲，以此满足发射安全速度要求；根据发射姿态调节火箭安装方式，包括纵向安装角与侧向安装角；所述纵向安装角大小影响发射过程中火箭能量转化为无人机动能与势能的分配量，同时影响发射过程的负迎角大小；所述侧向安装角方向与大小用来调节无人机横航向姿态，减小螺旋桨反扭矩对于横航向姿态的影响。
步骤5-4：无人机输出飞行状态参数给控制系统优化模型，控制系统优化模型调节无人机纵向与横航向控制结构与控制参数，通过动力系统匹配模型作用在无人机上，使得无人机在当前发射系统下实现姿态平稳，各个舵面的用舵量均在合理的范围内，舵面偏转量小于设定的最大用舵量；
步骤6：无人机输出飞行状态参数给发射场大气环境模型，根据当前无人机系统发射状态，加入大气环境模拟，记录无人机系统的抗风能力，再由无人机发射构型气动模型控制无人机；
步骤7：采用上述步骤得出的所有状态参数进行试验试飞，飞行结束后采集飞行数据，将试验试飞数据与仿真模拟数据通过试验试飞数据采集比对模型进行比对分析。
Claims (4)
1.一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法，其特征在于，所述仿真方法采用发射模拟建模结构完成；所述发射模拟建模结构包括无人机多构型气动数据库、无人机发射构型气动模型、助推火箭匹配模型、质量特性模型、无人机六自由度模型、控制系统优化模型、动力系统匹配模型、发射场大气环境模型和试验试飞数据采集比对模型；
所述无人机多构型气动数据库包括无人机风洞试验数据库和CFD计算数据库；
所述无人机发射构型气动模型用于解算发射状态无人机的气动力和气动力矩，包括发射过程中火箭助推状态与火箭脱落后爬升状态的不同实际重心位置与参考重心位置之间的气动力矩修正；
所述助推火箭匹配模型用于根据无人机发射构型与发射状态选择不同总冲、不同推力水平、不同作用时间的助推火箭，以满足无人机发射结束后速度与高度的要求；同时能够模拟不同的火箭安装状态，用以研究火箭安装状态对发射过程中无人机姿态的影响量；
所述质量特性模型用于切换发射过程中火箭助推状态与火箭脱落后爬升状态的不同质量特性；当油箱未装满油时，根据发射过程中油心振荡带来无人机重心位置的变化，给出重心位置变化的极限条件；
所述无人机六自由度模型用于解算发射过程中无人机的速度、角速度、位置和姿态；
所述控制系统优化模型包括纵向与横航向控制律结构、控制指令和控制参数；
所述动力系统匹配模型包括不同型号发动机与不同桨径、桨距螺旋桨的匹配，选定发动机后通过调整螺旋桨状态获得更高的发动机输出功率与更高的螺旋桨效率；
所述发射场大气环境模型用于模拟真实大气环境，包括常值风、阵风、紊流、风切变，给出大气环境对发射安全的影响和发射系统的抗风能力评估；
所述试验试飞数据采集比对模型用于实现试验试飞数据采集，并与仿真模拟结果进行比对，对模拟结果的置信度进行评估；
仿真方法步骤如下：
步骤1：在无人机多构型气动数据库中选择无人机发射构型和发射状态；所述无人机发射构型包括发射舵面配置和发射重量，所述发射状态包括发射场高度和发射角；根据发射构型、发射状态与发射场大气环境模型模拟的发射环境，确定无人机发射后的安全速度、安全高度和安全姿态；当油箱未装满油时，在质量特性模型中给出发射过程中油心振荡带来无人机重心位置的变化；
步骤2：在动力系统匹配模型中选择与发射无人机匹配的动力装置初步状态，选定发动机、桨径和可调节桨距初值，选定初始全风门状态并结合螺旋桨匹配发动机初始转速；
步骤3：在助推火箭匹配模型中选择初步火箭总冲、火箭推力、火箭作用时间与火箭安装方式，使无人机助推发射后达到安全速度和安全高度，避开障碍物实现安全发射；
步骤4：在控制系统优化模型中选择初步的无人机纵向与横航向控制结构与控制参数，配置控制结构与控制参数实现无人机发射过程姿态的平稳控制；
步骤5：根据步骤1到步骤4选择的参数进行初步仿真，具体如下：
步骤5-1：将步骤1选择的参数输入无人机发射构型气动模型，输出气动力和力矩给无人机六自由度模型，从而调节发射状态无人机发射构型；
步骤5-2：将步骤2选择的参数输入无人机六自由度模型，调节无人机发射状态发动机全风门，调节桨距从而调节发动机与螺旋桨匹配转速，吸收发动机输出功率，进而提高发射状态动力系统有效推力；
步骤5-3：将步骤3选择的参数输入无人机六自由度模型，调节火箭总冲与火箭安装方式，根据步骤5-1的发射构型调节火箭总冲，以此满足发射安全速度要求；根据发射姿态调节火箭安装方式，包括纵向安装角与侧向安装角；所述纵向安装角大小影响发射过程中火箭能量转化为无人机动能与势能的分配量，同时影响发射过程的负迎角大小；所述侧向安装角方向与大小用来调节无人机横航向姿态，减小螺旋桨反扭矩对于横航向姿态的影响。
步骤5-4：无人机输出飞行状态参数给控制系统优化模型，控制系统优化模型调节无人机纵向与横航向控制结构与控制参数，通过动力系统匹配模型作用在无人机上，使得无人机在当前发射系统下实现姿态平稳，舵面偏转量小于设定的最大用舵量；
步骤6：无人机输出飞行状态参数给发射场大气环境模型，根据当前无人机系统发射状态，加入大气环境模拟，记录无人机系统的抗风能力，再由无人机发射构型气动模型控制无人机；
步骤7：采用上述步骤得出的所有状态参数进行试验试飞，飞行结束后采集飞行数据，将试验试飞数据与仿真模拟数据通过试验试飞数据采集比对模型进行比对分析。
2.根据权利要求1所述的一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法，其特征在于，所述无人机多构型气动数据库中的数据包括无人机带动力状态不同构型的纵向、横航向气动特性、各个舵面的舵效和动导数。
3.根据权利要求1所述的一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法，其特征在于，所述火箭安装状态包括火箭纵向安装角与侧向安装角。
4.根据权利要求1所述的一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法，其特征在于，所述质量特性包括重量、转动惯量和重心位置。
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| CN202110424352.XA CN113204196A (zh) | 2021-04-20 | 2021-04-20 | 一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法 |
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| CN202110424352.XA Pending CN113204196A (zh) | 2021-04-20 | 2021-04-20 | 一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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