某无人机火箭助推发射研究
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。
基于可拓学的无人机助推火箭自调整机构的设计与实现
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某无人机火箭助推发射段动态分析与仿真
某无人机火箭助推发射段动态分析与仿真
马威;马大为;崔龙飞
【期刊名称】《机械制造与自动化》
【年(卷),期】2014(000)002
【摘要】为检验某无人机火箭助推发射装置的性能，建立无人机发射系统的三维
实体模型及有限元模型，并基于显式动力学方法对无人机有限元模型进行动力学仿真。
由仿真结果可知，能量平衡关系得到了满足，无人机运动特性均满足设计要求，为无人机的发射提供了一定的参考。
【总页数】4页(P91-93,138)
【作者】马威;马大为;崔龙飞
【作者单位】南京理工大学机械工程学院，江苏南京210094;南京理工大学机械工程学院，江苏南京210094;南京理工大学机械工程学院，江苏南京210094【正文语种】中文
【中图分类】TP391.9
【相关文献】
1.折叠翼无人机火箭助推发射过程影响因素分析与仿真 [J], 夏曼;浦黄忠;甄子洋;
郭小良
2.火箭助推无人机起飞段发射动力学建模与分析 [J], 马威;马大为;胡智琦;庄文许;
王新春
3.某无人机火箭助推发射段动力学仿真 [J], 马威;马大为;崔龙飞;吴跃飞;王新春
4.火箭助推无人机起飞发射段建模与仿真 [J], 李浩;肖前贵;胡寿松
5.无人机单(双)火箭助推发射安全性对比分析 [J], 陈刚
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火箭发射力学实验报告(3篇)
第1篇一、实验目的1. 了解火箭发射的基本原理和力学知识；2. 掌握火箭发射过程中涉及的力学现象；3. 通过实验验证火箭发射的力学原理。
二、实验器材1. 火箭模型（自制或购买）2. 发射台3. 火箭燃料（如酒精、火药等）4. 火箭点火器5. 计时器6. 测量工具（如尺子、天平等）7. 记录表格三、实验原理火箭发射的原理主要基于牛顿第三定律，即“作用力与反作用力相等、方向相反”。
火箭发射时，燃料燃烧产生的高温高压气体向下喷射，对火箭产生向上的推力，从而使火箭克服地球引力，实现升空。
四、实验步骤1. 准备实验器材，确保火箭模型、发射台、燃料、点火器等设备完好；2. 将火箭模型放置在发射台上，确保其稳定；3. 将燃料倒入火箭模型中，根据火箭型号和实验要求确定燃料量；4. 使用点火器点燃燃料，启动火箭发射；5. 观察火箭发射过程中的现象，记录数据；6. 实验结束后，清理实验场地，整理实验器材。
五、实验数据记录与分析1. 记录火箭发射时间、燃料类型、火箭质量、燃料质量、发射角度等数据；2. 分析火箭发射过程中的推力、速度、高度等力学现象；3. 通过实验数据验证火箭发射的力学原理。
六、实验结果1. 火箭发射过程中，推力随着燃料燃烧逐渐减小，直至燃料耗尽；2. 火箭发射速度逐渐增加，直至达到最大速度；3. 火箭发射高度逐渐上升，直至达到最大高度；4. 实验结果验证了火箭发射的力学原理，即牛顿第三定律。
七、实验结论1. 火箭发射过程中，燃料燃烧产生的高温高压气体向下喷射，对火箭产生向上的推力，实现火箭升空；2. 火箭发射过程中，推力、速度、高度等力学现象符合牛顿第三定律；3. 通过本次实验，我们掌握了火箭发射的力学原理，为今后相关研究奠定了基础。
八、实验注意事项1. 实验过程中，确保安全，避免火灾等事故发生；2. 实验操作要规范，注意观察实验现象，准确记录数据；3. 实验结束后，清理实验场地，整理实验器材。
九、实验总结本次实验通过对火箭发射力学原理的验证，使我们更加深入地了解了火箭发射过程中的力学现象。
某无人机火箭助推起飞参数计算
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・
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。
某型无人机助推火箭推力线偏差影响分析
２模型建立
某 型无人机 系统的飞 行控 制 回路采 用的是数字 电路和模 拟
火箭推力线通过组合 体重心。 在实际应用 中某 型无 人机 采用 吊挂 电路混 合方式 ， 当无人机 在飞行 中受到干扰 时， 无人 机的姿态 会 管方式进行 吊挂 ， ， 原理是重力作用下 ， 任 何物体 的重心都是垂直 发生 改变， 陀螺就会首 先感受到无 人机的俯仰 角或倾斜 角波动 。 向下 的。 在无人机火箭助推顶锥 中心设计有 内螺纹 ， 利用钢 丝绳 、 这样 ， 垂直 陀螺的俯仰 电位计和倾斜 电位计 就会有 ０、 电压 信
螺栓 将无人机 吊起 ， 如无人机 的重心调配 到 了设计重 心， 则 助推 号输 出 。 ０、 电信号经 Ａ ／ Ｄ转 换后送 入飞控器 再经 Ｄ ／ Ａ变换 后
由助推 火箭的总 冲、 安装 参数和无 人机发动机 的推力决 定。 某型
无人机采用单发夹角 式发射方 式， 如果助推火箭推力线没有通过
组合体重心 ， 由于助推火箭推力较大 ， 在横 向产生较大的力矩 ， 会
造成无人机横航 向姿态 呈发散 趋势。 因此必须考虑助推 火箭推 力 线偏差对发射性能 的Ｕ Ａ Ｖ： Ｒ ｏ ｃ ｋ ｅ ｔ ｂ ｏ ｏ ｓ ｔ ｅ ｒ Ｔ ｈ ｒ ｕ ｓ ｔ ｌ ｉ ｎ ｅ： Ｌ ａ ｔ ｅ ｒ ａｌ — ｄ ｉ ｒ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ
Ｏ引言
称， 推力线容 易出现横 向偏角 ， 必须给定一个可允许范 围， 在此误
２ ０１ ７ ． 鲴
某型 无人机助推火箭 推力线 偏差影响分析
陈 慧 杰
（ ９ ２ ４ １ ９ 部 队， 辽宁兴城 ，１ ２ ５ １ ０ ６ ）
摘 要 ： 通过对无人机发射 段进 行受力分析 ， 结合无人机气动 数据及所采用 的控 制方式， 对某 型无人 机助推火箭推力线 偏差
日本无人机的研究开发现状与动向
验,约两年内可投入战场,将安装在部分库存的HARM上。
同时在开发的是A GM288E 外型,它引入了双模AAR GM导引头。
它包括一个W波段毫米波传感器、一个具有更大频率覆盖与更大视场的共形被动寻的导引头及GPS/INS。
另外, AAR GM将采用数字接收机。
A GM288E构型的另一部分是在快枪(QuickBolt)计划下的演示技术。
它具有两个特点,作战毁伤指示模式和发射前接收外部信息的内置式战术接收机。
在近几个月中,海军展示了A GM288E的几个主要特点。
AAR GM试验已进行5次导弹发射,以验证导引头的效果,即使被攻击雷达停止辐射。
另外,军方近期完成了其首次快枪计划试验,在这次试验中,演习了作战毁伤指示或武器撞击评估爆炸信息功能。
指示能力将在2003年3月和4月的试验中采用。
A GM288E的正常开发阶段将于2003财年开始。
产品升级将赋予几乎所有的HARM以精确打击能力,其它导弹的升级正在考虑之中。
备选方案之一是68.1kg的HARM。
利用新炸药的爆破杀伤战斗部可提高战斗部效能。
然而,迄今为止,没有进行这些计划。
制造全新反雷达导弹以补充五角大楼库存的需要也迫在眉睫。
然而,现有HARM的库存充足并可延长服役寿命,因而妨碍了数年内的新导弹计划。
张纯学武器系统日本无人机的研究开发现状与动向 最近几年,世界各国都在积极进行无人机的研究开发。
在日本,无人机的研究开发规模虽不如诸大国,但其历史很久,早在20世纪50年代就着手进行,现在仍有几种无人机研究开发计划正进行中,简要介绍日本的无人机研究开发现状与今后的动向。
1 研究用无人机20世纪50年代初日本开始研究无人机系统。
该无人机系统是从高速进出目标地区进行实时观测为目的的研究用无人机系统,由无人机和车载控制系统组成。
该无人机在机体前端装有电视摄像机,采用可以高速飞行的三角机翼和液体火箭推进装置,总质量380kg,翼展3m。
由于当时的电子技术尚处电子管时代,机体内部被电子管所占,而且没有适合高速型无人机用的发动机,所以不得不采用火箭推进方式。
某无人机火箭助推发射段动力学仿真
四 川 兵 工 学 报
２ ０ １ ３年 １ ０月
【 武器装备理论与技术】
ｄ ｏ ｉ ： １ ０ ． １ １ ８ ０ ９ ／ ｓ ｃ ｂ ｇ ｘ ｂ ２ ０ １ ３ ． １ ０ ． ０ ０ ９
某 无 人机 火 箭 助 推发 射 段 动 力学 仿真
马 威 ， 马大为 ， 崔龙飞 ， 吴跃飞 ， 王新春
Ａｅ ｒ ｉ ａ ｌ Ｖｅ ｈｉ ｃ ｌ ｅ ｗｉ ｔ ｈ Ｒｏ ｃ ｋ ｅ ｔ Ｂｏ ｏ ｓ ｔ ｅ ｒ
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某型无人机火箭助推发射系统设计及分析
摘 要：无人机火箭助推发射是一种零长发射方式。 为了满足某型无人机零长发射需求，按照技术要求设计了某型
无人机的火箭助推发射系统。 发射系统采用单发夹角式发射方式，倒伏式发射架。 根据无人机与火箭助推器组合
方式对气动力进行了修正，考虑了发射过程中重心变化的影响。 在对发射过程进行受力分析的基础上，建立发射过
第 ４１ 卷 第 ４ 期
指挥控制与仿真
２０１９ 年 ８ 月
Ｃｏｍｍａｎｄ Ｃｏｎｔｒｏｌ ＆ Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ
Ｖｏｌ ４１ Ｎｏ ４
Ａｕｇ ２０１９
文章编号：１６７３⁃３８１９（２０１９）０４⁃０１２０⁃０６
某型无人机火箭助推发射系统设计及分析
安佳宁
（ 中国人民解放军 ９２４１９ 部队， 辽宁 兴城 １２５１０６）
综合考虑各种因素，采用下托式单枚火箭助推夹角式
收稿日期： ２０１９⁃０１⁃２２
修回日期： ２０１９⁃０２⁃２４
作者简介： 安佳宁（１９８５—） ，男，陕西西安人，硕士，工程师，
研究方向为无人机总体设计。
了设计方案和参数选取的合理性。
１ 发射架系统设计
发射架系统设计主要包括发射架设计、助推器连
接方式和脱落方式选择。
程数学模型。 利用仿真方法，研究火箭安装偏差对无人机起飞性能的影响，结合工程实践对某型无人机发射参数进
行设计。 实际飞行数据表明，该发射系统满足需求，系统工作状态良好。
关键词：无人机； 火箭助推； 发射架； 发射仿真
中图分类号：Ｖ２７９ 文献标志码：Ａ ＤＯＩ：１０．３９６９ ／ ｊ．ｉｓｓｎ．１６７３⁃３８１９．２０１９．０４．０２３
Ｌａｕｎｃｈ Ｓｙｓｔｅｍ Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｆｏｒ Ｕｎｍａｎｎｅｄ
舰载无人机作战使用及关键技术研究
可装载视频放大器 , 增强雷达反 射信号 ; 也可对无人机做特殊设 计 , 再配上适当的电子设备 , 模 拟有人驾驶飞机雷达发射特征的 信号 , 或转发对方雷达信号 , 吸 引对方预警系统 ,实施诱骗 。 2. 4 执行空中作战任务
无人机体积小 , 结构紧凑 , 大量使用模块化的电子设备和微 型武器系统 , 造价仅为有人驾驶 飞机的十分之一甚至百分之几 , 而且不存在人员伤亡或被俘的危 险 , 因此 , 逐渐担负起空中作战 的任务 。执行空中作战任务的无 人作战飞机包括无人战斗机 、无 人轰炸机和无人攻击机等 , 主要 用于发现 、识别和摧毁敌固定和 移动目标 ,用火力压制敌防空力 量以及与空中目标进行格斗 。 2. 5 用作反辐射攻击武器
无人机具有续航时间长 、飞 行高度高 、不易被对方发现与攻 击的特点 。机上可搭载电视摄像 机 、光电 /红外 /紫外 、前视红外 传感器 、激光指示器 、合成孔径 雷达等多种传感器 ,对可能发生 武装冲突 、局部战争的海域进行 长时间的实时侦察 、监视 ; 一旦 发生冲突和战争 , 便可实施多批 量 、大纵深 、全天候 、立体化的 全向侦 察 , 搜 集 敌 方 的 作 战 情 报 , 及时传送到己方舰载或岸基 指挥控制中心 。 2. 2 空中电子压制和干扰
2) 目前各国配署的舰载无 人机的 最 大 负 载 、最 大 活 动 范 围 、最大留空时间等受到一定的 限制 , 因而它们的使用功能比较 单一 , 无法成建制 、成系统地形 成战斗力 ;
无人机自力起飞方式研究
收稿日期：2018-04-16修回日期：2018-05-07作者简介：叶帅辰（1994-），男，辽宁沈阳人，博士研究生。
研究方向：飞行器制导与控制。
摘要：对目前无人机主流的自力起飞方式进行了一一列举；详细阐释了不同起飞方式的特点、工作原理及各自的局限性；其次，分类介绍了国内外在无人机自力起飞领域的最新研究进展。
最后，对不同种自力起飞方式进行了比较，给出相关技术指标，对比了各自的优缺点，并对无人机自力起飞技术的发展趋势进行了展望。
关键词：无人机，自力起飞，火箭助推发射，滑跑起飞，垂直起降中图分类号：V279；TJ8文献标识码：ADOI ：10.3969/j.issn.1002-0640.2019.04.002引用格式：叶帅辰，姚晓先.无人机自力起飞方式研究［J ］.火力与指挥控制，2019，44（4）：6-11.无人机自力起飞方式研究叶帅辰，姚晓先（北京理工大学宇航学院，北京100081）Self-power Take-off Method ofUnmanned Aerial Vehicles （UAVs ）YE Shuai-chen ，YAO Xiao-xian（School of Aerospace Engineering ，Beijing Institute of Technology ，Beijing 100081，China ）Abstract ：Current self -power take -off methods of UAVs are enumerated.The characteristics ，working principles and flaws of each methods are presented.Current states of self-power UAVs ’take-off at home and aboard are introduced.Different kinds of self -power UAVs ’take -off methods are compared and future developing trend of UAVs ’taking off is prospected.Key words ：unmanned aerial vehicles ，self-power take-off ，rocket boosting launch ，taxiing take-off ，vertical take-off and landCitation format ：YE S C ，YAO X X.Self-power take-off method of Unmanned Aerial Vehicles （UAVs ）［J ］.Fire Control &Command Control ，2019，44（4）：6-11.0引言无人机的概念是美国在20世纪20年代提出的，世界上第一架无人机“Kettering Bug ”由美国陆军通讯部队（Army Signal Corps ）于1918年研制成功，最初无人机的作用较为单一，常被作为航空炸弹使用。
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 —
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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 。
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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
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２１ ０２年 ４月
宇航 计 测 技 术
Ｊｕ ｎ ｌｏ ｔ ｎ ｕｉ ｔｏｏ ｙａ ｄ Ｍｅ ｓ ｒｍｅ ｔ ｏ ｒ ａ ｆＡｓ ｏ ａ ｔ Ｍｅｒｌｇ ｎ ａ ｕｅ ｎ ｒ ｃ
Ａｐｒ ２ ２ ．， ０１
第３ ２卷
第 ２期
Ｖｏ． １３２， Ｎｏ． ２
文 章 编 号 ：０ ０ ７ ０ （０ ２ ２ ０ ３ — ３ １０ — ２２ ２ １ ）０ — ０ ０ ０
人机 火箭 助推发射 过程 风险。对发射过程进行分段处理 ， 建立 了各段飞行 的数学模 型 ， 最后 给出了实例分析结 果 ，
确定 了安 全发射 区域 ， 为该型无人机使 用发射提供 理论依 据 ， 足该型无 人机发射 场选址 的工程需要 。提 出 的无 满
人机 火箭 助推 发射 过程 阶段分析方法 ， 不仅可以用于本系统发射安全 区域确定 ， 对于其他无人 机发射安全分析 ， 也 具有 一定的工程借 鉴意义。
关键 词 无人机 数学模型 火箭助推发射
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中 图 分 类 号 ：４ ０ Ｖ ３
文献 标 识 码 ： Ａ
某 无 人 机 火 箭 助 推 发 射 研 究
田新锋 薛 鹏 李 红泉
（ 国人 民解放 军 ９ ４ ９部 队 ， 中 ２１ 兴城 １５ ０ ） ２ １ ６
摘 要 无人机作为现代科技发展的产物， 可以在高危险区域作业而得到了广泛应用。分析研究了该型无
收 稿 日期 ：０ １ １ ０ ，修 回 日期 ：０ ２ ０ — ７ ２ １一ｌ— ６ ２ １ — １ １
观察 ， 可用于战场效果评估 ； 亦 在战争 中 ， 还可 用于敌
情 侦查等等 。
某无人机系统 由机体 、 发射 车 、 地面测 控站 、 录 摄
任务设备、 配套检测设备和火工品等部分组成。采用 上单翼 、 双尾撑 、 后推式总体气动 布局 ， 飞行平 稳度高 、 续航 时间长 ； 采用综 合航 电系统 ， 有人工 控制 、 序 具 程 控制 和应急控制 三种控 制模式 ； 有卫 星 、 具 无线 电 、 航 程推算三种定位及组合导航方式 ； 具有在云 、 、 （ 雾 雨 中