[发明专利]一种螺旋桨无人机箱内发射仿真方法

权利要求书

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。