一种无人机火箭助推发射推力轴线设计的制作方法

1.本发明属于无人机发射技术领域，具体涉及一种无人机火箭助推发射推力轴线设计。


背景技术：

2.中小型无人机常采用火箭助推方式来完成起飞过程，这种起飞方式可使无人机在短时间内从静止状态迅速达到理想的爬升飞行状态，实现零长起飞，该发射方式具有操作便捷、快速，对发射场地要求低，为在野战环境中使用无人机带来了很多便捷的条件。
3.但火箭助推发射具有一定风险，在火箭助推器巨大推力作用时间内，无人机速度和姿态角变化剧烈，其重心和质量的分布也随助推火箭的燃烧而呈现复杂的变化规律，在发射起飞初期（发射后1秒内），无人机飞行速度低，此时气动性能较差，舵面操作产生的力矩小，火箭助推器推力线偏离重心很可能造成姿态失控。
4.无人机发射推力轴线直接影响到发射过程的安全性，在现有的推力轴线调整条件下，合理的推力轴线角度设计尤为重要，对比分析地面推力轴线测量与调整和无人机发射前两种状态，火箭助推器实际装配角度偏差、推力轴线测量误差、发射前发动机对燃油的消耗、火箭推力影响结构变形等因素均会造成实际的推力轴线偏离重心。
5.传统的发射仿真建模方式其通过建模进行发射仿真，一般仅考虑到火箭推力、发动机推力、控制系统操作和无人机气动特性影响，得到火箭助推器实际装配角度偏差范围和控制余量，然而要保证发射的安全，应综合考虑火箭助推器装配偏差、无人机发射前燃油消耗、发射时结构变形的影响。


技术实现要素：

6.发明的目的针对上述技术问题，本发明提供了一种无人机火箭助推发射推力轴线设计，用以解决背景技术中提到的技术问题。
7.技术方案为了达到上述目的，本发明提供的技术方案为：一种无人机火箭助推发射推力轴线设计，包括以下步骤，步骤1：根据选型的火箭助推器，设计合理的无人机发射角和火箭助推器安装角；步骤2：综合考虑实际准备流程，明确发射前地面开车燃油的消耗量，计算确定消耗燃油对无人机重心的影响；步骤3：仿真计算选用的火箭助推器发射时推力对无人机承力结构变形的影响；步骤4：综合分析推力线影响因素，在推力轴线设定预偏角度，使得火箭助推器推力轴线在发射时能通过实际重心。
8.进一步的改进在于：步骤1中，根据笛卡尔坐标轴系建立无人机机体结构模型，采用实际无人机重量重心数据和火箭助推器重量重心数据，结合火箭助推器承力结构站位、
发动机推力轴线、无人机外形尺寸和火箭助推器尺寸，迭代出合理的火箭助推器推力轴线和机体轴线之间角度以及无人机发射角。
9.进一步的改进在于：步骤2中，采用等效模型计算燃油消耗对重心变化的影响，转换成火箭助推器推力轴线的变化量。
10.进一步的改进在于：步骤3中，进行强度仿真计算结构变形量和变形方向，转换成火箭助推器推力轴线的变化量。
11.进一步的改进在于：步骤4中，综合分析推力线影响因素，在俯仰方向的推力轴线设定预偏角度，使得火箭助推器推力轴线在发射时能通过实际重心。
12.进一步的改进在于：推力线影响因素还包括燃油箱移动和变形影响。
13.进一步的改进在于：推力线影响因素还包括发射架影响。
14.进一步的改进在于：推力线影响因素还包括发射过程中火箭重量变化影响。
15.有益效果本发明提供的技术方案，与现有技术相比，具有以下有益效果：本发明综合考虑实际发射工况，在火箭助推器推力轴线完全通过无人机系统重心的基础上，设计合理的推力轴线预偏角度，确保在燃油系统消耗和结构变形影响后，推力轴线能通过无人机系统实际重心，增加系统发射安全裕度。
16.本发明设计分析燃油消耗和结构变形等因素的影响，合理调整推力线角度减小发射时火箭助推器的推力偏离重心程度，确保无人机发射更安全。
附图说明
17.图1为本发明翻转吊挂法测试图；图2为本发明地面推力线示意图。
具体实施方式
18.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“页”、“底”“内”、“外”、"顺时针”、“逆时针”、“同轴"、“底部”、“一端”、“顶部”、“另一端”、“一侧”、“前部”、“两端”、“两侧”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
19.此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
20.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”、“设有”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
21.现参考附图，其中各图示的目的仅在于显示某些示例性的实施例，而不旨在对本发明进行限制。在各附图中，相同的附图标记表示相同或相应的部分。各附图中的尺寸和比例也仅用于示意，而不应被解释为对本发明的缩限，这些尺寸可能相对于实际产品有所放大。
实施例
22.本实施例提供了一种无人机火箭助推发射推力轴线设计，包括以下步骤，步骤1：根据选型的火箭助推器，设计合理的无人机发射角和火箭助推器安装角；步骤2：综合考虑实际准备流程，明确发射前地面开车燃油的消耗量，计算确定消耗燃油对无人机重心的影响；步骤3：仿真计算选用的火箭助推器发射时推力对无人机承力结构变形的影响；步骤4：综合分析推力线影响因素，在推力轴线设定预偏角度，使得火箭助推器推力轴线在发射时能通过实际重心。
23.其中，步骤2和3的顺序可调整，只要在发射前，综合分析出推力线影响因素即可。
24.具体的，步骤1中，根据笛卡尔坐标轴系建立无人机机体结构模型，采用实际无人机重量重心数据和火箭助推器重量重心数据，结合火箭助推器承力结构站位、发动机推力轴线、无人机外形尺寸和火箭助推器尺寸，迭代出合理的火箭助推器推力轴线和机体轴线之间角度以及无人机发射角。
25.其中，推力线影响因素还包括燃油箱移动和变形影响。
26.燃油箱移动和变形影响预估：根据不同的燃油箱系统设计，翻转吊挂时的影响也不相同，现采用翻转吊挂法测试如图1所示，翻转吊挂法为本领域常规技术手段，在此不做赘述，分析计算基于机体坐标轴系，设定全机称重时重心位置为（x0，y0，z0），重量为m0，翻转吊挂时机体轴与机身纵轴夹角为θ，初始燃油箱与机体结构底部紧密接触，翻转后燃油箱与机体结构背部紧密接触，固定位置在机体轴向上为移动量为δz，则飞机此时重心位置为（x0，y0，z
0+
δz）；机体姿态稳定后，设定燃油箱长度为δl，受重力影响从后油箱有δv0升燃油流动到前油箱，前油箱体积膨胀，后油箱顶部充满空气，此时重心沿x轴移动量δx为：此时飞机重心位置移动到（x
0-δx，y0，z0+δz），在忽略工装测量误差，通过飞机重心变化可以求出燃油箱移动和变形造成推力线测量夹角偏差为δα1。
27.步骤2中，无人机发射前一般将发动机调整至“最大”油门状态，而无人机转运可能导致燃油系统通气管路漏油、涡喷发动机起动时喷油消耗、发动机起动过程耗油，发动机启动后进行系统检查，发动机在不同油门状态下工作，均会产生燃油消耗。无人机发射时存在极大的纵向过载（不考虑燃油箱变形影响），会导致燃油箱前部燃油流向后部，可采用等效模型计算燃油消耗对重心变化的影响，转换成火箭助推器推力轴线的变化量。
28.发射时燃油变化对重心影响评估：设定运输及飞机安装到发射架过程中燃油通过通气管路漏出量为δv1l，发动机起动过程中燃油消耗量为δv2l，“慢车”状态下燃油消耗量为δv3l，发射油门过程中燃油消耗量为δv4l，则发射前燃油总消耗量为δv=δv1+δv2+δ
v3+δv4l，转化为重量为；无人机在发射时按确定的发射角发射，同时发射时存在较大纵向过载，在纵向过载下燃油会向后移动，造成飞机重心向后方移动，最终造成飞机抬头，通过以上数据可以求出发射时燃油消耗和流动，发射时全机重量为m1=m
0-δm，重心位置移动至，通过以上数据可以求出火箭助推器推力线偏差为δα2。
29.其中，步骤3中，机体上承受火箭助推器推力的结构，在地面推力线测量与调整时仅受无人机自重的影响，可认为无变形，但发射时该结构受到巨大的火箭推力而变形，需进行强度仿真计算结构变形量和变形方向，转换成火箭助推器推力轴线的变化量。
30.发射承力结构变形影响：根据火箭助推器厂家提供的火箭平均推力，对机体结构进行有限元仿真求出发射锥等承力结构变形量，评估出结构变形造成推力线变化δα3。
31.推力线影响因素还包括发射架影响。
32.发射架发射时锁定飞机支点，但飞机离开发射架时需通过火箭推力切断剪切销，发射支架倒伏一定角度后再打开前支点锁钩，该过程中会造成飞机离架后出现低头现象。根据统计的试验数据，倒伏式发射架最终会使得无人机离架后俯仰角减小约5
°
。
33.推力线影响因素还包括发射过程中火箭重量变化影响。火箭助推过程中重量逐渐减小，在发射仿真中建模，此处忽略。
34.其中，步骤4中，综合分析推力线影响因素，在俯仰方向的推力轴线设定预偏角度，使得火箭助推器推力轴线在发射时能通过实际重心，即分析所有对推力线影响因素分析，对无法建模仿真的因素先进行总体评估，求出偏差矢量和，放入实际推力线设计，在此推力线夹角的设计基础上，进行发射仿真的推力线拉偏，最终得到的仿真结果用于实际推力线测量与调整，最终能保障发射安全。
35.如图2所示，在地面进行推力轴线测量与调整试验时，测量筒与吊挂绳沿机体侧向无偏移（即如图2的δb=0），在机身对称面的推力轴线偏离测量筒重心一定位置，使得发射时重心变化后能通过推力轴线（即如图2的δa≠0）。
36.以上所述实施例仅表达了本发明的某种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制；应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围；因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

技术特征：
1.一种无人机火箭助推发射推力轴线设计，其特征在于，包括以下步骤，步骤1：根据选型的火箭助推器，设计合理的无人机发射角和火箭助推器安装角；步骤2：综合考虑实际准备流程，明确发射前地面开车燃油的消耗量，计算确定消耗燃油对无人机重心的影响；步骤3：仿真计算选用的火箭助推器发射时推力对无人机承力结构变形的影响；步骤4：综合分析推力线影响因素，在推力轴线设定预偏角度，使得火箭助推器推力轴线在发射时能通过实际重心。2.根据权利要求1所述的一种无人机火箭助推发射推力轴线设计，其特征在于，步骤1中，根据笛卡尔坐标轴系建立无人机机体结构模型，采用实际无人机重量重心数据和火箭助推器重量重心数据，结合火箭助推器承力结构站位、发动机推力轴线、无人机外形尺寸和火箭助推器尺寸，迭代出合理的火箭助推器推力轴线和机体轴线之间角度以及无人机发射角。3.根据权利要求1所述的一种无人机火箭助推发射推力轴线设计，其特征在于，步骤2中，采用系统等效模型计算燃油消耗对重心变化的影响，转换成火箭助推器推力轴线的变化量。4.根据权利要求1所述的一种无人机火箭助推发射推力轴线设计，其特征在于，步骤3中，进行强度仿真计算结构变形量和变形方向，转换成火箭助推器推力轴线的变化量。5.根据权利要求1所述的一种无人机火箭助推发射推力轴线设计，其特征在于，步骤4中，综合分析推力线影响因素，在俯仰方向的推力轴线设定预偏角度，使得火箭助推器推力轴线在发射时能通过实际重心。6.根据权利要求1所述的一种无人机火箭助推发射推力轴线设计，其特征在于，推力线影响因素还包括燃油箱移动和变形影响。7.根据权利要求1所述的一种无人机火箭助推发射推力轴线设计，其特征在于，推力线影响因素还包括发射架影响。8.根据权利要求1所述的一种无人机火箭助推发射推力轴线设计，其特征在于：推力线影响因素还包括发射过程中火箭重量变化影响。

技术总结
本发明提供了一种无人机火箭助推发射推力轴线设计，包括以下步骤，根据选型的火箭助推器，设计合理的无人机发射角和火箭助推器安装角；综合考虑实际准备流程，明确发射前地面开车燃油的消耗量，计算确定消耗燃油对无人机重心的影响；仿真计算选用的火箭助推器发射时推力对无人机承力结构变形的影响；综合分析推力线影响因素，在推力轴线设定预偏角度，使得火箭助推器推力轴线在发射时能通过实际重心；本发明综合考虑实际发射工况，在火箭助推器推力轴线完全通过无人机系统重心的基础上，设计合理的推力轴线预偏角度，确保在燃油系统消耗和结构变形影响后，推力轴线能通过无人机系统实际重心，增加系统发射安全裕度。增加系统发射安全裕度。增加系统发射安全裕度。


技术研发人员：饶细波 王冬李 薛影
受保护的技术使用者：芜湖创联航空装备产业研究院有限公司
技术研发日：2023.01.29
技术公布日：2023/7/19