刘关心

中国人民解放军92419 部队

本文描述了火箭助推无人机发射的过程，提出无人机安全发射的基本原则，设计火箭安装角度、无人机发射角度计算方法，建立了无人机的多体系统动力学方程，并通过仿真计算验证角度方法计算的合理性，为无人机发射系统总体方案设计提供依据。

火箭助推起飞是无人机通用的发射方式之一，尤其适用于亚声速和高亚声速无人机。发射时，安装在零长发射架上的无人机，在助推火箭推力的作用下飞离发射装置，助推火箭能在很短的时间内向无人机提供大量的机械能，使无人机在火箭脱落时达到自身安全飞行的高度和速度，并在火箭脱落后依靠自身的发动机飞行。

火箭助推发射方式具有占地面积小、受环境条件影响小等特点，可以很好满足快速、机动的使用要求。但火箭助推发射方式需考虑的因素较多，其中火箭安装参数、无人机发射角度参数是无人机能够顺利起飞的基础，如果参数选择不当，很容易导致发射失败。本文提出了火箭助推无人机起飞的发射角度和火箭安装角度设计的基本原则，并以小型无人机为例进行发射参数设计，通过仿真计算验证参数设计的合理性。

无人机火箭助推发射的参数设计

火箭安装角度设计原则

火箭的安装角度计算应满足以下基本要求：

（1）火箭安装角度应该满足火箭推力线经过无人机重心或在无人机重心下方；

（2）火箭安装角度应满足推力座与无人机机身主受力构件的有效链接；

（3）火箭安装角度应满足火箭壳体与无人机机身下表面互不干涉。

计算火箭助推器安装角度时，首先在无人机机身上安装火箭助推器底座的承力结构件，然后根据底座和重心位置计算火箭助推器安装角度，最后根据火箭外形和无人机机体外形优化设计安装角度。

无人机发射角度设计原则

无人机发射角度直接影响发射后的安全，这个角度的计算应满足两点基本要求，即无人机发射起飞角度应满足火箭在竖直方向的推力大于全机重力，以及应满足火箭工作结束后，无人机获得足够的安全飞行速度和高度。

计算无人机发射起飞角度时，首先根据火箭助推器推力计算出其在重力方向的分力，该分力应大于无人机的重力，据此可以计算出发射架竖起角度；然后根据火箭总冲并按照动力学方程，计算火箭工作结束后无人机的飞行速度和爬升高度；最后对爬升高度和飞行速度进行验证，确保爬升高度大于30m，飞行速度大于1.2倍失速速度。

某小型无人机发射参数设计

某小型无人机起飞采用火箭助推发射，最大起飞重量60kg，机身直径260mm，重心位于机身中轴面上；初步选取火箭助推器总冲为5kN·s、燃烧时间2.5s。图1为无人机与发射架对接初步设计，β为助推火箭安装角度、θ为无人机发射角度。

图1 无人机与发射架对接示意图。

助推火箭安装角度计算

首先在无人机重心位置后方的机身上选择火箭助推器推力主要受力框，根据该机设备布置和主要构件布置，选择机身重心后的某隔框安装火箭推力座，该隔框距离重心位置的纵向距离为450mm。由此得到重心与初选位置机身下表面间连线与水平面的夹角：

以该角度为基础，绘制火箭推力座与火箭外形，并根据火箭推力座与隔框的连接前后调整其位置，优化助推火箭安装角，同时对火箭与机身间的间距进行检查。根据火箭安装角度设计原则，通过上述步骤不断优化，最终得到火箭安装角为16°。

无人机发射角度计算

首先根据火箭助推器推力、安装角度和发射架的关系计算出无人机发射角度：

其中，F为火箭助推器平均推力，β为火箭助推器安装角度，m为无人机最大起飞重量，θ为无人机发射角度。由此计算出：

因此，可初步选取发射架竖起角度为21°。在不考虑发动机推力的情况下，根据火箭助推器总冲可计算出火箭助推器燃烧结束时无人机的飞行速度V和爬升高度H：

其中，F为火箭助推器平均推力，t为火箭助推器燃烧时间。由此计算出火箭助推器燃烧结束时无人机的飞行速度和高度：

通过对无人机气动数据分析计算，该无人机的失速速度为50.4m/s。在不考虑发动机推力和气动力的情况下，火箭助推器燃烧结束时无人机飞行速度为71.33m/s，大于失速速度的1.4倍，高度超过了30m，满足安全起飞要求。

无人机发射段仿真与分析

助推发射段运动方程

在发射阶段，作用在无人机上的外力有重力G、发动机推力P、助推火箭推力F、气动力R，通常气动力R又由升力L和阻力D组成，如图2所示。

图2 作用在无人机上的外力。

火箭助推发射过程可以简化为在铅垂平面内运动做不倾斜、无侧滑的运动，此时无人机对称面与质心运动轨迹所在的铅垂面相重合，飞行速度矢量和作用于无人机的外力均在无人机对称面内，方程如下：

其中，F是火箭助推器推力，P是发动机推力，L是升力，D是气动阻力。升力计算公式为L =0.5ρv2cys，阻力计算公式为D =0.5ρv2cds，式中cL为升力系数，cd为阻力系数，ρ为空气密度，s为机翼面积，cL、cd为实验求出的无因次数值，一般通过风洞实验测定。

仿真结果及分析

通过Matlab/Simulink软件建立发射段仿真模型，选取助推火箭在无人机上的安装角度为16°，无人机发射架起竖角度为21°，发动机状态为最大推力，对无人机在助推火箭工作结束后达到的飞行速度、飞行高度进行仿真。通过仿真，无人机发射段飞行速度、飞行高度随时间变化关系分别如图3、图4所示。

图3 无人机发射段飞行速度随时间变化曲线。

图4 无人机发射段飞行高度随时间变化曲线。

从图3、图4中看出，火箭助推器燃烧结束后无人机飞行速度为90m/s、高度为60m，飞行速度大于安全起飞速度、高度高于安全起飞高度，安全裕度较大，无人机可以安全起飞。

针对无人机火箭助推发射方式，设计了火箭安装角和发射架竖起角的计算方法，建立了无人机发射受力模型和运动方程，并以某小型无人机为例进行仿真分析，验证了参数计算的合理性。本文提出的关于无人机火箭助推发射的参数计算方法和过程，可以为无人机发射系统总体方案设计提供依据，也可以为火箭助推无人机发射应用提供技术支撑。