某无人机火箭助推起飞参数计算
无人机用火箭助推器选型与设计
无人机用火箭助推器选型与设计作者：***来源：《无人机》2018年第10期研究一种无人机用火箭助推器选型与设计问题。
在分析两类助推器特点的基础上，为某型无人机选定了助推器，并对喷管构型、推进剂、壳体材料、绝热层材料及药柱结构等进行了详细设计，地面静止试验证明设计满足需要。
无人机的助推器属于固体火箭发动机。
固体火箭发动机是直接产生推力的喷气推进动力装置，在它内部将固体推进剂燃烧后，以很高的速度向后喷射出工质，由此获得反作用推力，使飞行器向前飞行。
无人机助推器可以在较短时间内给无人机提供较大的推力，使无人机可以利用推力及气动外形能够直接从发射架上起飞。
无人机用火箭助推器作为消耗品，占据了无人机正常使用消耗成本的三分之一以上。
火箭助推器的研制一般要经过推进剂配方设计、装药结构设计、装药壳体设计等，完成设计后需经过温度试验、运输试验、振动冲击等一系列试验，研制成本高。
同时，在生产过程中，每批生产都会产生等额的试验消耗，而无人机作为试验消耗产品存在消耗数量不确定的特点，不可能一次生产很多。
因此，生产成本高。
无人机助推器包含壳体、固体推进剂、前封头、点火器、喷管等部件。
火箭助推器选型与设计是无人机设计的一项重要工作，作为为危险品，研制过程需严格按GJB1026A-1999《固体火箭发动机通用规范》、GJB2018A-2006《无人机发射分系统通用要求》等有关要求进行设计。
基本类型目前，火箭助推器常用药型有两种双基推进剂（DB）和复合推进剂（HTPB）。
双基推进剂助推器（以下简称双基助推器）的主要结构包括前顶蓋、点火器、绝热壳体、双基推进剂、挡药板、喷管等。
双基推进剂主要能量组分为硝化纤维素和爆炸性增塑剂，以及调整燃速的燃速调节剂、降低压力敏感性的压力指数调节剂、保障低压稳定燃烧的燃烧稳定剂等。
由于双基助推器的推进剂燃烧温度相对来说较低（2500K左右）、工作时间较短（l-3s左右），因此除助推器壳体需要热防护外，其他部件一般都不需要进行绝热处理。
高超声速飞行器助推段弹道快速计算方法
文章编号 ：１００５－６７３４（２０１８）０１—０１０９—０６
中国惯性技术 学报
Ｊｏｕｒห้องสมุดไป่ตู้ａｌ ｏｆ Ｃｈｉｎｅｓｅ Ｉｎｅｒｔｉａｌ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ
Ｖｏ１．２６ ＮＯ．１ Ｆｅｂ．２０１８
高超声速 飞行器助推段弹道快速计 算方法
郭玮林 ，鲜 勇，张大巧 ，凌王辉
ＧＵＯ Ｗ ｅｉｌｉｎ，ＸＩＡＮ Ｙｏｎｇ，ＺＨＡＮＧ Ｄａｑｉａｏ，ＬＩＮＧ Ｗ ａｎｇｈｕｉ
（Ｔｈｅ ７ｔｈ Ｄｅｐａｒｔｍｅｎｔ ｏｆＲｏｃｋｅｔ Ｆｏｒｃｅ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｘｉ’ａｎ ７１００２５，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｉｎ ｏｒｄｅｒ ｔｏ ｉｍｐｒｏｖｅ ｔｈｅ ｓｐｅｅｄ ａｎｄ ａｃｃｕｒａｃｙ ｏｆ ｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ｍａｎｅｕｖｅｒａｂｌｅ ｈｙｐｅｒ－ ｓｏｎｉｃ ｖｅｈｉｃｌｅ，ａ ｍｅｔ ｈｏｄ ｆｏｒ ｒｅａｌｉｚｉｎｇ ｔ ｈｅ ａｃｃｕ ｒａｔｅ ａｎｄ ｒａｐｉｄ ｔｒａｊｅｃｔｏｒ ｙ ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ｉｓ ｐｒｏｐｏｓｅｄ，ｗｈｉｃｈ ｃｏｍｂｉｎｅｓ ｔｈｅ ＢＰ ｎｅｕｒａｌ ｎｅｔｗｏｒｋ ｗｉｔｈ Ｌｅｖｅｎｂｅｒｇ－Ｍａｒｑｕａｒｄｔ（Ｌ－Ｍ）ａｌｇｏｒｉｔｈｍ．Ｆｉｒｓｔｌｙ，ｓｅｔｔｉｎｇ ｔｈｅ ｍｕｌｔｉ—ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ａｓ ｔｈｅ ｃｏｎｓｔ ｒａｉ ｎｔ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ，ｔ ｈｅ ｆ ｌｉｇｈｔ ｐｒｏｇｒａｍ ｉｎ ｔ ｈｅ ｂｏｏｓｔ ｐｈａｓｅ ａｎｄ ｔｈｅ ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ｍｏｄｅｌ ｏｆ ｔｒａｊｅｃｔｏｒ ｙ ａｒｅ ｄｅｓｉｇｎｅｄ．Ｔｈｅｎ ｔ ｈｅ ｍａｐｐｉｎｇ ｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐｓ ｏｆ ｌａｕｎｃｈｉｎｇ ｐｏｉｎｔ ａｎｄ ｔｅｒｍｉｎａｌ ｅｎｔ ｒａ ｎｃｅ ｓｔａｔｅ ＶＳ．ｔ ｒａｊｅｃｔｏｒ ｙ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ａｒｅ ｄｅｒｉｖｅｄ ｂｙ ＢＰ ｎｅｕ ｒａｌ ｎｅｔ ｗｏｒｋ ｍｅｔｈｏｄ．Ｆｉ ｎａｌｌｙ，ａ ｊｏｉｎｔ ｎｕｍｅｒ ｉｃａｌ ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ｍｏｄｅｌ ｂａｓｅｄ ｏｎ ＢＰ ｎｅｕｒａｌ ｎｅｔｗｏｒｋ ａｎｄ Ｌ－Ｍ ａｌｇｏｒｉｔｈｍ ｉｓ ｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ，ａ ｎｄ ｔｈｅ ｊｏｉｎｔ ａｌｇｏｒ ｉｔｈｍ ｉｓ ａｄａｐｔｅｄ ｔｏ ｃａｌｃｕｌａｔｅ ｔｈｅ ｂｏｏｓｔｅｒ ｔｒａｊｅｃｔｏｒ ｙ ｏｆ ｖｅｈｉｃｌｅ．Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔ ｈａｔ ｔ ｈｅ ｊｏｉ ｎｔ ａｌｇｏｒ ｉｔ ｈｍ ｂａｓｅｄ ｏｎ ＢＰ ｎｅｕ ｒａｌ ｎｅｔ ｗ ｏｒｋ ａ ｎ ｄ Ｌ－Ｍ ａｌｇｏｒ ｉｔｈｍ ｃａｎ ｑｕｉｃｋｌｙ ａｎｄ ａｃｃｕｒａｔｅｌｙ ｃｏｍｐｌｅｔｅ ｔｈｅ ｂｏｏｓｔｅｒ ｔ ｒａｊｅｃｔｏｒ ｙ ｃａｌｃｕｌａｔｉｏ．ｎ ｏｆ ｍａｎｅｕｖｅｒａｂｌｅ ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ ｖｅｈｉｃｌｅ．Ｔｈｅ ｏｒｂｉｍｌ ａｃｃｕ ｒａｃｙ ｏｆ ｔｅｒｍｉｎａｌ ｈｅｉｇｈｔ，ｖｅｌｏｃｉｔｙ ａｎｄ ｉｎｃｌｉｎａｔｉｏｎ ａｎｇｌｅ ａｒｅ ｗｉｔｈｉｎ ２ ｍ，０．１ ｍ／ｓ ａｎｄ ０．０１。．ｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙ，ａ ｎｄ ｔ ｈｅ ｔ ｒａｊｅｃｔｏｒ ｙ ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ｔａｋｅｓ ｌｅｓｓ ｔ ｈａ ｎ ３ Ｓ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ ｆａｓｔ ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ；ＢＰ ｎｅｕｒａｌ ｎｅｔ ｗ ｏｒｋ；Ｌｅｖｅｎｂｅｒｇ—Ｍａｒｑｕａｒｄｔ ａｌｇｏｒ ｉｔｈｍ；ｊｏｉｎｔ ａｌｇｏｒ ｉｔｈｍ；
火箭有效载荷计算方法
火箭有效载荷计算方法火箭作为一种重要的航天工具，承载着将人类和物体送入太空的重任。
而在设计和发射火箭时，有效载荷的计算是至关重要的一步，它决定了火箭能够携带的物体重量以及任务的成功与否。
本文将介绍火箭有效载荷的计算方法。
一、定义有效载荷是指火箭能够携带的总重量，包括各种负载和燃料。
在计算有效载荷时，需要考虑火箭的结构强度、推力以及燃料质量等因素。
二、计算步骤1. 确定火箭结构强度火箭的结构强度是指火箭在飞行过程中所能承受的最大载荷。
确定火箭结构强度需要考虑火箭的外形、材料以及设计参数等因素，通过力学分析和实验测定来确定。
2. 计算推力推力是火箭能够产生的有效推力，它直接影响到火箭的起飞能力和有效载荷。
常用的计算推力的方法有公式推导和实验测试两种，根据实际情况选择适当的方法进行计算。
3. 确定燃料质量火箭的燃料质量是有效载荷计算中一个重要的参数。
确定燃料质量需要考虑火箭的类型（固体推进剂还是液体推进剂）、燃料的特性以及燃烧效率等因素。
通过实验测试和理论计算等方法确定燃料质量。
4. 计算有效载荷确定了火箭的结构强度、推力和燃料质量后，可以按照以下公式计算有效载荷：有效载荷 = 火箭质量 - 燃料质量其中，火箭质量是指火箭本身的重量，包括火箭结构和各种设备的重量。
通过测量和计算可以得到火箭质量。
五、案例分析以某型号火箭为例，该火箭的结构强度为2000千克，推力为5000牛顿，燃料质量为1000千克。
现需要计算该火箭的有效载荷。
首先，通过力学分析和实验测定得到该火箭的结构强度为2000千克。
然后，根据公式推导和实验测试得到火箭的推力为5000牛顿。
最后，根据实验测试和理论计算确定燃料质量为1000千克。
根据上述计算方法，可以得到该火箭的有效载荷计算结果：有效载荷 = 火箭质量 - 燃料质量=（2000千克 + 1000千克） - 1000千克= 2000千克因此，该火箭的有效载荷为2000千克。
六、总结火箭有效载荷的计算是设计和发射火箭的重要环节之一。
喷管地面状态推力计算
喷管地面状态推力计算喷管地面状态推力计算是航空航天领域中一个重要的环节。
它可以帮助工程师准确地估算飞行器的动力性能，为飞行器的设计和优化提供有力支持。
本文将详细介绍喷管地面状态推力计算的方法、实用案例以及提高计算精度的措施。
一、喷管地面状态推力计算的重要性喷管地面状态推力计算对于飞行器的设计和性能分析具有重要意义。
在地面状态下，飞行器需要克服地球引力、摩擦力等因素，才能实现起飞和飞行。
准确地计算地面状态推力，可以为飞行器的设计提供依据，确保其在实际飞行过程中能够达到预期的性能指标。
二、喷管地面状态推力计算的方法1.喷管地面状态推力计算公式喷管地面状态推力计算通常采用以下公式：F = ρ*A*C*q其中，F表示推力，ρ表示气体密度，A表示喷管面积，C表示喷管出口速度系数，q表示喷管出口流速。
2.喷管地面状态推力计算步骤（1）确定气体密度ρ：根据飞行器所处的高度和大气模型，查询相应的气体密度。
（2）确定喷管面积A：根据喷管的设计参数和飞行器的需求，计算喷管面积。
（3）确定喷管出口速度系数C：根据喷管的设计和飞行器的需求，选择合适的喷管出口速度系数。
（4）确定喷管出口流速q：根据飞行器的性能需求和喷管出口速度系数，计算喷管出口流速。
（5）代入公式，计算推力F。
三、喷管地面状态推力计算的实用案例以一款火箭发动机为例，根据给定的气体密度、喷管面积、喷管出口速度系数和出口流速，可以计算出其在地面状态下的推力。
通过对比计算结果与实际测试数据，可以验证喷管地面状态推力计算方法的准确性。
四、提高喷管地面状态推力计算精度的措施1.采用更精确的气体密度计算方法，例如查询实测数据或使用大气模型进行插值。
2.优化喷管设计，提高喷管出口速度系数和出口流速的匹配度。
3.考虑飞行器所处环境的温度、压力等因素，对计算结果进行修正。
4.结合实际飞行试验数据，不断调整和优化计算方法。
总之，喷管地面状态推力计算在航空航天领域具有重要意义。
火箭推力和质量加速度的计算公式
火箭质量：火 箭的总质量， 包括燃料、发 动机、结构等
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
加速度：火 箭在单位时 间内速度的
变化率
关系公式：火 箭的加速度与 火箭的质量成 反比，与火箭 的推力成正比
推力：火箭发 动机产生的推 力，用于克服 地球引力和空
气阻力
火箭质量与燃料消耗量的关系
火箭质量与燃料消耗量成 正比
燃料消耗量越大，火箭质 量越大
THANK YOU
汇报人：XX
大，加速度越大。
火箭质量与加速度的关 系：火箭质量与火箭的 加速度成反比，质量越
大，加速度越小。
火箭推力、质量与加速度 的综合影响：火箭的推力、 质量和加速度是相互影响 的，需要综合考虑才能得
到最佳的火箭性能。
火箭推力、质量与加速度的优化设计
火箭推力的计算公式 火箭质量的计算公式 火箭加速度的计算公式
火箭推力、质量 与加速度的计算 公式
汇报人：XX
目 录
01 添 加 目 录 项 标 题
02
火箭推力与质量的 关系
03
火箭质量与加速度 的关系
04
火箭推力、质量与 加速度的综合关系
1 添加章节标题
2
火箭推力与质量 的关系
推力与质量的关系
火箭推力与质量 成正比
火箭质量越大， 推力越大
火箭推力与质量 的关系可以通过 公式F=ma表示
火箭质量越大，所需的燃 料消耗量也越大
火箭质量与燃料消耗量的 关系会影响火箭的推力和 加速度
火箭质量与推进剂效率的关系
火箭质量与推进剂效率 的关系：火箭的质量越 大，所需的推进剂越多， 效率越低。
火箭质量与推进剂效率 的关系：火箭的质量越 小，所需的推进剂越少， 效率越高。
某无人机火箭助推发射研究
作者简 介： 田新锋 （９ ６ ） 男 ， １７ 一 ， 硕士 ， 工程师 ， 主要研究方向 ： 无人机总体技术 。
ｎ ｌｓｓｒ ｓ ｌ ｓ ｇｖ ｎ ｔ ｅｅ ｍｉ ｅ ｔ ｅ ｓ ｆ ｒ ａ ｏ ａ ｎｃ ｉ ｇ ａｙ ｉ ｅ ｕ ｔｉ ｉｅ ｏ ｄ ｔｒ ｎ ｈ ａ ｅ ａ ｅ ｆｌｕ ｈ ｎ ．Ｔｈ ｅ ｕ ｔｉ ｓ ｄ ｔ ｒ ｖｄ ｈ ｏ ｅ ｉａ ｅ ｒ ｓ ｌ ｓ ｕ ｅ ｏ ｐ ｏ ｉｅ ａ ｔ ｅ ｒ ｔ ｌ ｃ ｂ ｓｓ ｔ ｈ ａ ｉ ｏ ｔ ｅ ＵＡＶ ａ ｎ ｈｉｇ．ａ ｄ ｃ ｎ ｓ ｔ ｆｅ ｏ ｅ ｇｎ ｅ ｉ ｅ ｄ ｏ ｈｅ ＵＡＶ ａ ｃ ｉ ｇ ｌｃ ｔｏ ｌｕ ｃ ｎ ｎ ａ ａ ｉｉ ｄ ｔ ｎ ｉ ｅ ｒｎｇ ｎ ｅ ｆｔ ｓ ｌｕｎ ｈ ｎ ｏ ａｉｎ． Ｔｈｓ ｉ
ｔ ｅ ｌ ｕ ｃ ｅ ｕ ｉ ｎ ｌｓｓｆ ｒｏｈ ｒＵＡＶｓ ｈ ａ ｎ ｈ ｓ ｃ ｒｔ ａ ａ ｙ ｉ ｏ ｔｅ ｙ ． Ｋ ｅ ｏ ｄｓ ＵＡＶ Ｍ ａｈ ｍａｉａ ｏ ｌ Ｒｏ ｋ ｔｐｒ ｐ ｌｅ ａ ｃ ｙｗ ｒ ｔ ｅ ｔｃ １ｍ ｄｅ ｃ ｅ ． ｏ ｅｌｄ ｌｕｎ ｈ
１ 引 言
无人机作 为现代科技发展 的产物 ， 民用 和军用 在 领域都获 得 了广泛应 用 ， 是在一 些高危 险作业 区 特别 域 。在森林 火灾 中， 于对 火 灾灾 情 掌握 ； 用 在受 毒 害 污染 （ 辐射 ） 核 区域 ， 用于 污染程 度评 估 ； 抗震 抢 险 在 中 ， 于灾情 普 查 。在 军 用领 域 中导 弹射 击 时 ， 于 用 用 导弹毁 伤效果评 估 ； 演 习任 务 中 ， 于 战场态 势 的 在 用
ｍ ｔｏ ｏ ｏ ｌ ｃｎｂ ｓｄｔ ｄ ｔ ｍ ｎ ｅｌ ｎｈｎ ｅｕｉ ｏ ｅ ｕ ａ ｏｈ ｓｐｏｅｔ ｅ ｒｎｅｔ ｅｈｄｎ ｔ ｎｙ ａ ｅｕｅ ｅ ｒ ｉｅｔ ｕ ｃｉｇｓｃ ｒｙｚｎ ，ｂ ｔ ｌ ａ ｒ ｃ ｒ ｅｅ ｅ ｏ ｏ ｅ ｈ ａ ｔ ｓ ｊ ｆ
无人机助推火箭推力线调整装置及方法
文献标识码：A
文章编号：1009-0134(2017)02-0150-03
0 引言
目前，无人机在军事领域和民用领域正发挥着越来越 重要的作用，无人机产业已经成为当前国民经济中重要的 高科技产业之一。在无人机市场当中，中小型无人机市场 需求已经占到无人机市场总体需求的90%以上[1]。
无人机起飞方式是决定其作战灵活性的关键因素 之一。目前，无人机起飞方式有零长发射和滑跑（轨道 滑跑和地面滑跑）起飞两大类[2]。火箭助推发射是国内 外众多中小型固定翼无人机经常采用的一种起飞方式。 无人机采用火箭助推发射起飞，主要是借助固体火箭助 推动力，将无人机由静止状态加速到安全飞行速度和高 度。这种起飞方式一般采用零长发射或短轨发射，不需 要专用机场跑道，对周围自然环境要求较低，可以很好 的满足快速、便捷、机动的野战环境使用要求，从而大 大提高无人机的应用范围[3]。
1 推力线
火箭助推发射是无人机飞行过程中较为复杂的阶 段，是指无人机从静止状态通过助推火箭和发动机推力 （拉力）达到一定的安全飞行高度和飞行速度，并保持 一定飞行姿态的过程。在初始条件确定的情况下，无人 机起飞过程中的速度由助推火箭和发动机推力决定，无 人机起飞过程中的稳定性由无人机机体俯仰角决定。在 起飞阶段，无人机飞行速度较低、舵面控制效果较差, 飞行姿态对发射参数极为敏感。在气动力还不能充分起 作用的发射初期，良好的助推火箭推力线安装角是无人 机发射成功与否的关键因素之一[1]。
物体的重心方向都是竖直向下。竖直吊挂法是指将无人 机机体翻转过来，机腹朝上，通过助推火箭和机体连接 处的挂点竖直吊挂在吊挂装置上，则吊挂所用钢索的方 向必然通过无人机实际重心。因此，竖直钢索的方向即
收稿日期：2017-01-02 作者简介：杨铁江（1978 -），男，硕士，研究方向为无人机工装设计。
火箭发射指标公式源码
火箭发射指标公式源码火箭发射是太空探索中极为重要的一个环节，而火箭发射指标则是评估火箭发射效果的关键参数。
下面我们将以中文生成一篇生动、全面且有指导意义的文章，介绍火箭发射指标的相关公式源码及其意义。
在火箭发射过程中，我们所关心的指标可以分为静态指标和动态指标。
静态指标主要用于评估火箭的设计和配置，而动态指标则用于评估火箭发射过程中的性能和稳定性。
首先，让我们来看看静态指标的计算公式源码。
一、静态指标1. 质量指标（Mass Index）质量指标是评估火箭的质量和性能的关键指标之一。
其计算公式如下：```Mass Index = Payload Mass / Rocket Mass```上述公式中，Payload Mass 指的是火箭携带的有效负载的质量，Rocket Mass 指的是整个火箭系统的质量。
质量指标的值越大，表示火箭的有效载荷相对较大，质量性能相对较好。
2. 高度指标（Altitude Index）高度指标用于评估火箭的最大升空高度，计算公式如下：```Altitude Index = Max Altitude / Atmospheric Altitude```其中，Max Altitude 指的是火箭能够达到的最大升空高度，Atmospheric Altitude 指的是大气层的高度。
高度指标的值越大，表示火箭能够达到更高的升空高度，对太空探索具有更大的潜力。
3. 效率指标（Efficiency Index）效率指标用于评估火箭的动力系统效率，计算公式如下：```Efficiency Index = Thrust / Fuel Consumption```其中，Thrust 指的是火箭推力的大小，Fuel Consumption 指的是火箭燃料的消耗量。
效率指标的值越大，表示火箭的动力系统越高效，能够更有效地利用燃料产生更大的推力。
二、动态指标1. 加速度指标（Acceleration Index）加速度指标用于评估火箭发射过程中的加速度情况，计算公式如下：```Acceleration Index = Final Velocity / Launch Time```其中，Final Velocity 指的是火箭在发射过程中达到的最终速度，Launch Time 指的是火箭的发射时间。
计算火箭飞行空气阻力系数
计算火箭飞行空气阻力系数在计算火箭飞行中的空气阻力系数时，首先需要明确空气阻力的概念。
空气阻力是物体在与流体（例如空气）接触时受到的阻碍运动的力。
对于火箭而言，空气阻力通常是一个重要的因素，它会对火箭的速度、轨迹和燃料消耗等产生影响。
因此，了解和计算空气阻力系数对于火箭的设计和性能评估具有重要意义。
空气阻力系数（也称为阻力系数或阻力系数Cd）是描述物体在运动中所受到的空气阻力的比例关系。
它与物体的形状、表面特性和运动状态等密切相关。
一般来说，空气阻力系数越大，物体所受到的空气阻力越大，火箭的速度会受到更大的限制。
火箭的空气阻力系数可以通过实验、计算或模拟等方法进行估算。
以下介绍几种常见的计算方法：流体动力学方法：这种方法通常基于流体动力学原理，对复杂的流体流动现象进行数值模拟或实验测量，从而获得空气阻力系数。
这种方法较为精确，但也比较复杂和耗时。
直接测量方法：这种方法是通过实验设备直接测量空气阻力系数。
具体方法可以是在风洞中对模型进行测试，或在实际的火箭发射过程中通过传感器等装置测量比例关系。
经验公式法：这种方法是基于大量实验数据积累的经验公式，通过对物体的形状和特点进行简化，从而得到合理的空气阻力系数估算结果。
经验公式法通常适用于常见、简单形状的物体，对于复杂的火箭形状可能需要进行适当的修正。
在实际应用中，计算火箭飞行的空气阻力系数往往需要结合多种方法，综合考虑不同因素的影响。
此外，还需要考虑火箭的速度、空气密度、物体表面的粗糙度、所受到的风向和风速等因素，以获得更准确的结果。
总结起来，计算火箭飞行的空气阻力系数是一个复杂而重要的问题。
不同的计算方法可能适用于不同的情况，需要综合考虑多个因素来获得准确的结果。
对于火箭设计和性能评估等应用来说，准确计算空气阻力系数具有重要意义，可以为火箭的改进和优化提供有价值的参考。
极品火箭助推指标公式
极品火箭助推指标公式摘要：1.极品火箭助推指标公式的概述2.公式中的各个参数及其含义3.如何使用公式进行计算4.公式的应用案例5.结论正文：一、极品火箭助推指标公式的概述极品火箭助推指标公式是一种计算火箭助推器性能的数学模型，该公式主要用来衡量火箭助推器的推力、燃料消耗和效率等方面的性能指标。
在火箭科研和设计领域，该公式具有重要的参考价值。
二、公式中的各个参数及其含义极品火箭助推指标公式包含以下几个参数：1.F：火箭助推器的总推力，单位为牛顿（N）2.m：火箭的质量，单位为千克（kg）3.g：重力加速度，一般取值为9.8 m/s4.I：火箭的转动惯量，单位为千克·米（kg·m）5.θ：火箭助推器喷口的喷射角度，单位为弧度（rad）6.β：火箭助推器的燃油消耗率，单位为千克/秒（kg/s）7.η：火箭助推器的效率，无单位三、如何使用公式进行计算根据上述参数，可以使用以下公式计算火箭助推器的性能指标：1.F = β * m * g * cos(θ) / I2.η = (F * h) / (β * m * g * h)其中，h 表示火箭助推器的高度。
四、公式的应用案例假设某火箭助推器的总推力为1000000 N，质量为1000 kg，转动惯量为1000 kg·m，喷射角度为45°，燃油消耗率为5 kg/s，火箭助推器的高度为1000 m。
代入公式，可以得到：1.F = β * m * g * cos(θ) / I = 5 * 1000 * 9.8 * cos(45°) / 1000 = 4900 N2.η = (F * h) / (β * m * g * h) = (4900 * 1000) / (5 * 1000 * 9.8 * 1000) = 0.5从计算结果可以看出，该火箭助推器的效率为0.5，表明该助推器在完成任务的过程中，有一半的能量被浪费。
火箭发动机的性能参数
火箭发动机的基本性能参数（1）推力火箭发动机的推力就是作用在发动机内外表面的各种力的合力。
图3-2所示为发动机的推力室，它由燃烧室和和喷管两部分组成。
作用在推力室上的力有推进剂在燃烧室内燃烧产生的燃气压力p e ,外界的大气压力p 0，以及高温燃气进过喷管以很高的速度向后喷出所产生的反作用力。
由于喷管开口，作用在推力室内外壁的压力不平衡，产生向前的一部分推力，加上喷气流所产生的反作用力，发动机推力的合力为 e e e A p p mu F )(0-+= （3.1） 式中，F 为发动机推力（N ）；m 为喷气的质量流率，即单位时间的质量流量(kg/s);e u 为喷管出口的喷气速度（m/s ）；p e 为推力室内燃气的压力（Pa ）；p 0为外界大气的压力（Pa ）;e A 为喷管出口的截面积（m 2）从公式（3.1）可知，火箭发动机的推力由两部分组成。
第一部分是由动量定理导出的mu e 项，它是推力的主要部分，占总推力的90%以上。
成为动推力。
它的大小取决于喷气的质量流率和喷气速度，前者实际上等于单位时间推进剂的消耗量。
为了获得更高的喷气速度，要求采用高能的推进剂，并使推进剂的化学能尽可能多地转换为燃气的动能。
第二部分是由于喷管出口处燃气压力和大气压力不同所产生的A(p 0p e -)项，与喷管出口面积及外界大气的压力有关，称为静推力。
显然，静推力随外界大气压力的减小而增大。
这是3.2.1节讲过的 火箭发动机的主要特点之一。
为方便起见，定义p e =p o 时发动机的工作状态为设计状态。
在设计状态下静推力等于零，总推力等于动推力，称之为特征推力或额定推力。
用F e 表示，则:F e =mu e (3.2)一般情况下，发动机的额定推力是不变的。
发动机在接近真空的条件下工作时，p 0 =0，这时的推力称为真空推力，发动机的推力达到最大值。
(2)冲量和总冲物理学中定义作用力和作用时间的乘积为冲量。
对于火箭发动机，推力与工作时间的乘积就是发动机的总冲量，简称总冲。
火箭助推无人机起飞段发射动力学建模与分析
Ｍ Ａ Ｗｅ ｉ ， Ｍ Ａ Ｄａ— ｗｅ ｉ ， Ｈ Ｕ Ｚｈｉ —ｑ ｉ ， ＺＨ ＵＡＮＧ Ｗｅ ｎ —ｘ ｎ 。， Ｗ ＡＮＧ Ｘｉ ｎ ～ｃ ｈｕ ｎ
（ １ ． Ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ｏ ｆ Ｍｅ ｃ ｈ ａ ｎ ｉ ｃ ａ ｌ Ｅ ｅ ｎ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ ， Ｎａ ｎ ｊ ｉ ｎ ｇ Ｕｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅ ａ ｎ ｄ Ｔｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ， Ｎａ ｍｉ ｎ ｇ ２ １ ０ ０ ９ ４ ， Ｃｈ ｉ ｎ ａ ；
ｓ ｉ ｏ ｎ ａ ｎ ｇｌ ｅ ． ‘
机在 导轨 上运 动阶 段 的发 射 动 力 学数 学模 型 ， 推 导
其 离轨 发 射 运 动 方 程 组 。 然 后 利 用 Ｍａ ｔ ｌ ａ ｂ软 件 分
别取 不 同的导轨 长度 和 发射 倾 角进 行仿 真计 算 ， 得
到无人机 离轨 运 动规 律 和 离轨 运动 参 数 ， 并 对 无人
动 力学特 性 ， 建立其 发 射 动 力 学模 型 并进 行 仿 真 分
析 。 依 据 某 无 人 机 发 射 运 动 的 实 际 问题 ， 建 立 无 人
ｍｏｖ ｅ ｍｅ ｎｔ ｃ ｈ ａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｒ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ｓ ｏ ｆ ＵＡＶ ａ ｒ ｅ ｒ ｅ ｌ ａ ｔ ｅ ｄ ｔ ｏ ｒ ａ ｉ ｌ ｌ ｅ ｎｇ ｔ ｈ ａ ｎｄ ｅ ｍｉ ｓ ｓ ｉ ｏ ｎ ａ ｎｇ ｌ ｅ。ａ ｎ ｄ ＵＡＶ ｃ ａ ｎ ｂｅ ｌ ａ ｕｎ ｃ ｈ ｅ ｄ ｓ ａ ｆ ｅ ｌ ｙ ｉ ｎ ａ ｃ ｅ ｒ ｔ ａ ｉ ｎ ｔ ｒ ａ ｃ ｋ ｌ ｅ ｎｇ ｔ ｈ ａ ｎｄ ｅ ｍｉ ｓ —
无人机推力计算
无人机推力计算摘要：一、无人机推力计算的重要性二、影响无人机推力的因素1.无人机重量2.空气密度3.飞行速度4.爬升率5.气温三、无人机推力计算公式及步骤四、实际应用案例解析五、推力计算在无人机飞行中的注意事项正文：无人机作为一种新兴的航空技术，已经在多个领域展现出强大的潜力。
在无人机的设计、制造和飞行过程中，推力计算是一项关键任务。
合理的推力计算有助于确保无人机在飞行过程中具备良好的性能，避免因推力不足或过剩导致的飞行事故。
本文将详细介绍无人机推力计算的方法和注意事项，以期为无人机驾驶员和爱好者提供实用的指导。
一、无人机推力计算的重要性无人机推力计算的重要性体现在以下几个方面：1.确保飞行安全：合理的推力计算可以保证无人机在各种飞行条件下具备足够的动力，避免因动力不足导致的失控、坠机等安全事故。
2.提高飞行性能：根据实际飞行需求，合理调整推力，可以提高无人机的飞行速度、爬升率等性能指标。
3.延长飞行时间：通过优化推力计算，可以降低无人机能耗，从而延长飞行时间。
4.节省成本：合理推力计算有助于选购适配的无人机发动机，降低购机成本。
二、影响无人机推力的因素1.无人机重量：无人机重量增加，所需推力也会相应增加。
2.空气密度：空气密度影响无人机的推力，密度越大，推力需求越大。
3.飞行速度：飞行速度与推力成正比，速度越快，所需推力越大。
4.爬升率：爬升率与推力密切相关，爬升率越高，所需推力越大。
5.气温：气温对空气密度产生影响，进而影响无人机的推力。
气温越高，空气密度越小，推力需求越大。
三、无人机推力计算公式及步骤1.公式：无人机推力= （无人机重量+ 载荷重量）/（空气密度× 爬升率× 飞行速度）2.步骤：（1）确定无人机重量和载荷重量。
（2）查找当地空气密度数据。
（3）确定飞行速度和爬升率。
（4）代入公式计算推力。
四、实际应用案例解析以一款某品牌无人机为例，已知参数如下：无人机重量：2kg载荷重量：1kg空气密度：1.2 kg/m飞行速度：20m/s爬升率：5m/s代入公式计算推力：无人机推力= （2kg + 1kg）/（1.2 kg/m × 5m/s × 20m/s）= 0.0588 kN根据计算结果，选择一款推力大于0.0588 kN的发动机即可。
四火箭助推无人机起飞与降落控制算法
四火箭助推无人机起飞与降落控制算法
田威力;闫兆武;李文;贾栋
【期刊名称】《航空工程进展》
【年(卷),期】2024(15)1
【摘要】固定翼无人机起降过程对场地要求高,这限制了其应用与发展。
为此,提出四火箭助推无人机实现短距离起降的方案,并对火箭助推无人机起降控制算法进行研究。
设计火箭助推无人机起降过程的控制策略;建立无人机气动力、助推火箭作用力、发动机推力及控制律数学模型,构建无人机起降过程的动力学方程;设计一种基于PID控制的控制算法,控制目标无人机在各种干扰环境下安全稳定地完成起降过程;利用MATLAB软件编程进行仿真计算,并通过对比仿真结果与试飞结果,来验证该控制算法的有效性。
结果表明:所设计的控制算法及控制律满足目标无人机起降过程的控制要求。
【总页数】13页(P105-117)
【作者】田威力;闫兆武;李文;贾栋
【作者单位】南昌航空大学飞行器工程学院;南昌航空大学通航学院
【正文语种】中文
【中图分类】V279;V249.1
【相关文献】
1.火箭助推无人机起飞段发射动力学建模与分析
2.基于COTS的无人机火箭助推起飞设计思路
3.某无人机火箭助推起飞参数计算
4.火箭助推无人机起飞发射段建模与仿真
5.无人机起飞与降落的控制技术分析研究
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
ｇ ｒ ｅ ａ ｔ ｌ ｙ ａ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｔ ｈ ｅ ｓ ａ ｆ ｅ ｔ ｙ ｏ ｆ ｌ ａ ｕ ｎ ｃ ｈ． Ｔｏ ｓ ｏ ｌ ｖｅ ｔ ｈ ｅ ｐ ｒ ｏ ｂ ｌ ｅ ｍ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｃ ｏ ｍｐ ｌ ｅ ｘ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｔ ｒ ａ ｄ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｆ ｏ ｒ ｔ ｈ ｅ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｏ ｆ ｔ ｈ ｏ ｓ ｅ
了参 数分 析 、模 型 简化 、参数 计 算 ，最后 对 计 算结 果进 行 系统 仿真 验证 。仿真 结 果表 明：该 方 法物 理 意 义明确 、简 单 可行 ，可用 于该 无人 机 助推 起 飞 时的 参数 计算 ， 为确 定发射 系统 总体 方案 提供 设 计依 据 。
关键 词 ：无人 机 ； 火箭 ；模 型 ；能量 ；仿 真
２０１ ３． ０５
兵 工 自 动 化
Ｏｒ ｄ ｎ ａ ｎ ｃ ｅ Ｉ ｎｄ ｕｓ ｔ ｒ ｙ Ａｕ ｔ ｏ ｍａ ｔ ｉ ｏ ｎ ・ ２ ５・
３ ２ （ ５ ）
ｄ ｏ ｉ ： １ Ｏ ． ７ ６ ９ ０ ／ ｂ ｇ ｚ ｄ ｈ． ２ ０１ ３ ． ０ ５ ． ０ ０７
某 无人机 火 箭助 推起 飞参数 计 算
中图 分类 号 ：Ｔ Ｊ ８ ６ 文献标 志 码 ：Ａ
Ｌ ａ ｕ ｎ ｃ ｈ Ｐ ａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｓ Ｃａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｆ ｏ ｒ Ｃｅ ｒ ｔ ａ ｉ ｎ Ｔｙ ｐ ｅ ＵＡＶ
Ｔ ｉ ａ ｎ Ｘｉ ｎ ｆ ｅ ｎ ｇ ， Ｚ ｈ ｅ ｎ ｇ Ｃ ｈ ｅ ｎ ｇ ｊ ｕ ｎ
（ Ｎｏ ． ９ ２ ４ １ ９ Ｕ ｎ ｉ ｔ ｏ ｆＰ Ｌ Ａ， Ｘｉ ｎ ｇ ｃ ｈ ｅ ｎ ｇ １ ２ ５ １ ０ ６ Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ） Ａｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ：Ｔ ｈ ｅ ｓ ａ ｆ ｅ ｔ ｙ ｌ ａ ｕ ｎ ｃ ｈ ｏ ｆ ｕ ｎ ｍａ ｎ ｎ ｅ ｄ ａ ｅ ｒ ｉ ａ ｌ ｖ ｅ ｈ ｉ ｃ ｌ ｅ（ ＵＡ Ｖ）ｉ ｓ ｔ ｈ ｅ ｐ ｒ ｅ ｍｉ ｓ ｅ ｏ ｆ ｉ ｔ ｓ ｆ ｌ ｉ ｇ ｈ ｔ ． Ｔ ｈ ｅ ｌ ａ ｕ ｎ ｃ ｈ ｐ ａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｓ
田新 锋 ，郑 成 军
（ 中 国 人 民解 放 军 ９ ２ ４ １ ９部 队 ， 辽 宁 兴 城 １ ２ ５ １ ０ ６ ）
摘要 ：无人 机 安全 发射 是 正 常飞行 的前提 ，其发 射 参数 的优 劣直接 影 响发 射 安全 。针 对 常规 方 法进 行发 射 参数
设 计 时 ，联 立求 解 复 杂的 问题 ，提 出依 据 能 量 法对 系统 发射 参 数进 行 简化 计 算 的方 法 。在 系统 建模 的基 驾 驶 飞 机 相 比较 ， 无 人 机 的 起 飞 方 式 更
加 灵 活 和 多样 。 这 是 因为 无 人 机 上 没 有 人 员 ，其 运
熟 ，但 联 立 求 解 复 杂 。笔 者 提 出一 种 简 便 可 行 的 方 法 对 发 射 的相 关 参 数 进 行 计 算 ， 为此 类 无 人 机 发 射
ｐ ａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｓ ，ｔ ｈ ｅ ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｌ ｕ ｎ ｃ ｈ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ ｉ ｓ ｃ ｏ ｎ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｅ ｄ ｕ ｓ ｉ ｎ ｇ ｅ ｎ ｅ ｒ ｇ ｙ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ． Ｂａ ｓ ｅ ｏ ｎ ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｃ ｏ ｎ ｓ ｔ ｕｃ ｒ ｔ ｉ ｏ ｎ ，ｔ ｈ ｅ ｐ ａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ，ｔ ｈ ｅ ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｓ ｉ ｍｐｌ ｉ ｉｃ ｆ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｐ ａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｃ ａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｒ ｅ ｃ ｏ ｍｐ ｌ ｅ ｔ ｅ ｄ． Ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ ｏ ｆ ｔ ｈ ｉ ｓ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｈ ａ ｖ ｅ ｂ ｅ ｅ ｎ ｔ ｅ ｓ ｔ ｅ ｄ ｂ ｙ ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ．Ｔ ｈ ｅ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ ｈ ｏ ｗｓ ｔ ｈ ａ ｔ ｔ ｈ ｉ ｓ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｈ ａ ｓ ｄ ｅ ｉｎ ｆ ｉ ｔ ｅ ｐ ｈ ｙ ｓ ｉ ｃ ａ ｌ ｓ ｅ ｎ ｓ ｅ ａ ｎ ｄ ｉ ｓ ｓ ｉ ｍｐ ｌ ｅ