某无人机火箭助推发射段动力学仿真
无人机发射过程仿真与参数敏感性分析
型无人机 为例 一 进行 了仿真计算 ， 并与实际试飞结果进行 了比较 。 结果表明．两者具有 良好 的一致性 。 此外，
对气动参数、控制系统参数和 火箭 安装参数等多种因素对无人机起 飞性 能的影响进行 了参数敏感 性分析 。
关 键 词 ：无人机 ；仿真 ；参数敏感性 ；发射 文献标识码 ：Ａ 中国分类号 ：Ｖ２ ９ ７ ；Ｖ２ ２ １ １．
用。 这是 因 为， 一方面 ， 真实试 飞受 时间 、 地等多 场 种 因素 的 限制 ， 并具 有 一定 的 风 险性 ； 另一 方 面 ， 仿 真技 术也 以其“ 美 价廉 ” 物 而颇 受 工程技 术 人员 的青 睐 。仿 真程序 能够 在 计算 机上 再现实 际 飞行
的全 过 程 ． 一 点 的重 要 意 义 在于 它 能够 为设 计 这
Ｃ 一Ｃ ３ ８
（） ２
Ｃ 一 ｃ ＋ Ｃ ＋ Ｃ ｑ十 Ｃ ＆ 。 ＋ Ｃ
无人机在 发射结束后 ， 必须确保其能达到一
Ｃ 一Ｃ ａ Ｃ ０
＋Ｃ ｐ Ｃ ｒ ｐ ＝
Ｃ —Ｃ ４＋ Ｃ ＋Ｃ ＋Ｃ｝ ＋Ｃ ｔ ｌ 社 ｛ ． ｒ 定的高度和速度 ， 否则 ． 难以保证飞行安全。在起 ２ 中可 以清楚 地看 到 横 航 向参数 对 纵 向参 飞过程 中， 靠发 动机 的拉 力很难 满 足这 一要求 ， 从 式 （ ） 单 要解 决 这一 问题 ， 通常 采 用 的 方法 是 利 用 助推 火 数的影响， 同传统的方法有所不同， 这 计算结果证 这种估算 方法是 行 之有效 的 。 箭。 助推火箭 必 须在很 短的 时间 内 ， 向无人机提 供 明，
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第２ Ｏ卷
第 １期
飞
行
力
学
Ｖｏ ． ０ ＮＯ １ １２ ．
航空航天技术中的结构动力学分析与仿真
航空航天技术中的结构动力学分析与仿真航空航天技术的发展离不开结构动力学分析与仿真。
在航空航天领域，结构动力学分析与仿真是评估和改进载荷、振动与静态应力以及结构疲劳寿命等关键参数的重要手段。
本文将讨论航空航天技术中的结构动力学分析与仿真的意义、方法以及应用。
一、结构动力学分析的意义结构动力学分析是通过模拟载荷情况下结构的振动和应力响应，来评估结构的可靠性和安全性。
在航空航天工程中，结构动力学分析有以下几个重要意义：1. 评估结构可靠性：结构动力学分析能够通过模拟不同的载荷情况，分析结构的振动和应力响应，从而评估结构的可靠性和安全性，为设计和改进结构提供依据。
2. 优化结构设计：结构动力学分析可以帮助工程师发现结构中的问题和瓶颈，从而优化结构的设计。
通过分析振动模态以及应力分布等参数，可以针对性地提出结构改进的方案，提高结构的性能和可靠性。
3. 降低结构疲劳寿命：结构动力学分析可以通过模拟结构的振动和应力响应，评估结构的疲劳寿命。
通过合理设计和调整结构的刚度和减振装置，可以降低结构的疲劳损伤，延长结构的使用寿命。
二、结构动力学分析的方法结构动力学分析主要涉及模态分析、应力分析和疲劳寿命评估等方法。
下面分别介绍这些方法：1. 模态分析：模态分析是分析结构的振动特性和模态形态的方法。
通过利用有限元分析软件，可以计算和分析出结构中的振动特征模态，包括自由振动模态和强迫振动响应模态。
模态分析结果可以帮助确定结构的固有频率、振动模态和模态质量等信息。
2. 应力分析：应力分析是研究结构在不同载荷下的应力分布和应力集中的方法。
通过建立结构的有限元模型，在给定的载荷条件下，可以计算结构中各点的应力响应。
应力分析可以帮助发现结构中的应力集中区域和高应力区域，从而进行优化设计和改进。
3. 疲劳寿命评估：疲劳寿命评估是通过模拟结构在不同工况下的应力响应，计算并评估结构的疲劳寿命。
疲劳寿命评估是航空航天技术中非常重要的一部分，可以帮助确定结构的使用寿命和维修周期，保证结构的可靠性和安全性。
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
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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
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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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推进剂性能评估及动力学模拟
推进剂性能评估及动力学模拟在航天实践中，推进剂作为飞行器的动力来源起着关键作用。
而推进剂性能评估和动力学模拟是提高飞行器推进效率和可靠性的重要手段，也是推进剂研究的重要方向之一。
推进剂性能评估是指对推进剂在实际使用环境下的物理、化学、热学特性进行测试、分析和评价，确认其是否符合设计要求和使用规范的一系列工作。
推进剂性能评估不仅需要考虑推进剂在静态条件下的特性，也需要考虑推进剂在高速飞行时的动态性能。
因此，推进剂性能评估包含静态实验和动态实验两个方面。
静态实验的主要目的是评估推进剂的化学、物理性质以及稳定性等。
一般包括：零点检查、密度测定、黏度测定、闪点测量、燃点测量等。
另外，还需要考虑推进剂在储存、转运、加注、排放等过程中对环境的危险性评估。
通过静态实验评估，可得到推进剂的物化性能数据，为设计飞行器提供依据。
动态实验是指在热场环境下，测试推进剂的热化学特性。
动态实验主要包括热分解机理分析、气相反应动力学测定、燃烧特性测试、喷射性能测定等。
热分解机理分析可帮助确定推进剂的分解路径，确保推进剂稳定性。
气相反应动力学测定可确定推进剂的燃烧性能和爆炸性能。
燃烧特性测试可以了解推进剂的燃烧过程及特性，改进推进剂燃烧性能。
推进剂动力学模拟则是针对推进剂的运动特性进行分析和预测，为推进剂设计和工程应用提供参考和依据。
建立推进剂动力学模型需要考虑推进剂的物理特性，利用计算机模拟系统对推进剂的燃烧过程进行模拟，预测推进剂的燃烧性能和工况。
目前，推进剂动力学模拟主要应用于发动机燃烧室和尾焰的流场和热场计算、尾喷管静压计算和喷流抛出角度等方向。
推进剂性能评估和动力学模拟的目的在于，为推进剂的研制提供了理论和实践的保障，提高了飞行器的燃烧效率和安全性。
随着技术的不断进步，推进剂性能评估和动力学模拟将进一步发展，为我国航天技术的快速发展提供支持和保障。
2025届高考物理一轮复习资料第三章牛顿运动定律第2讲牛顿第二定律的基本应用
第2讲牛顿第二定律的基本应用学习目标 1.会用牛顿第二定律分析计算物体的瞬时加速度。
2.掌握动力学两类基本问题的求解方法。
3.知道超重和失重现象，并会对相关的实际问题进行分析。
1.2.3.4.1.思考判断(1)已知物体受力情况，求解运动学物理量时，应先根据牛顿第二定律求解加速度。
(√)(2)运动物体的加速度可根据运动速度、位移、时间等信息求解，所以加速度由运动情况决定。
(×)(3)加速度大小等于g的物体一定处于完全失重状态。
(×)(4)减速上升的升降机内的物体，物体对地板的压力大于物体的重力。
(×)(5)加速上升的物体处于超重状态。
(√)(6)物体处于超重或失重状态时其重力并没有发生变化。
(√)(7)根据物体处于超重或失重状态，可以判断物体运动的速度方向。
(×)2.(2023·江苏卷，1)电梯上升过程中，某同学用智能手机记录了电梯速度随时间变化的关系，如图所示。
电梯加速上升的时段是()A.从20.0 s到30.0 sB.从30.0 s到40.0 sC.从40.0 s到50.0 sD.从50.0 s到60.0 s答案A考点一瞬时问题的两类模型两类模型例1 (多选)(2024·湖南邵阳模拟)如图1所示，两小球1和2之间用轻弹簧B相连，弹簧B与水平方向的夹角为30°，小球1的左上方用轻绳A悬挂在天花板上，绳A与竖直方向的夹角为30°，小球2的右边用轻绳C沿水平方向固定在竖直墙壁上。
两小球均处于静止状态。
已知重力加速度为g，则()图1A.球1和球2的质量之比为1∶2B.球1和球2的质量之比为2∶1C.在轻绳A突然断裂的瞬间，球1的加速度大小为3gD.在轻绳A突然断裂的瞬间，球2的加速度大小为2g答案BC解析对小球1、2受力分析如图甲、乙所示，根据平衡条件可得F B＝m1g，F B sin30°＝m2g，所以m1m2＝21，故A错误，B正确；在轻绳A突然断裂的瞬间，弹簧弹力未来得及变化，球2的加速度大小为0，弹簧弹力F B＝m1g，对球1，由牛顿第二定律有F合＝2m1g cos 30°＝m1a，解得a＝3g，故C正确，D错误。
无人机气动弹射动力学仿真与优化
无人机气动弹射动力学仿真与优化卢伟;马晓平;周明;杨会涛【摘要】The constitution, structure, working principle and launching process of an UAV pneumatic launcher are described.Dynamic mathematical model of the pneumatic launcher is analyzed and established by using the simulta-neous constraint method based on the closing-vector-circle method and the equations of force balance by simplifying its physical model.In order to get the parameters such as the variations of velocity and acceleration with time, the dynamic simulation model of the launching process is established in the environment of Matlab/Simulink.By combi-ning Genetic Algorithm with Simulink, the simulation and optimization of the pneumatic launcher are realized .The results and their analysis show preliminarily that: the pneumatic catapult launcher suppresses the drawbacks of the existing launch devices such as requiring substantial space, acceleration peak,and low efficiency of track;it offers significant theoretical reference for the manufacture of the UAV pneumatic launcher .After optimization,the launch -ing length is shortened, the maximum of acceleration decreased and the acceleration wave is reduced.A working platform is offered for the modeling, simulation and optimization of the UAV pneumatic launcher.%介绍了一种无人机气动弹射系统的组成、结构、工作原理和发射过程。
火箭发动机动力系统优化设计与仿真
火箭发动机动力系统优化设计与仿真火箭发动机是航天运载器的关键部件，其性能直接关系到航天器的发射能力和载荷能力。
为了提高火箭发动机的性能，需要进行动力系统的优化设计与仿真。
本文将详细介绍火箭发动机动力系统优化设计与仿真的方法与技术。
一、火箭发动机动力系统的组成与工作原理火箭发动机动力系统主要由燃烧室、喷管、喷嘴和涡轮泵等组成。
火箭发动机的工作原理是通过将燃料和氧化剂混合燃烧产生的高压高温气体排出喷管和喷嘴，从而产生巨大的推力。
二、火箭发动机动力系统优化设计的目标火箭发动机动力系统优化设计的目标是提高发动机的性能，具体包括提高工作效率、增加推力和降低燃料消耗。
三、火箭发动机动力系统优化设计的方法与技术1. 流场仿真：通过数值计算方法对火箭发动机的流场进行仿真，从而优化燃烧室和喷管的结构。
流场仿真可以有效预测气体流动情况、压力与温度分布等参数，通过改变喷管形状和燃烧室结构，优化燃烧过程，实现最佳的气体扩散和推力输出。
2. 燃烧过程仿真：通过燃烧室内燃料和氧化剂的燃烧过程仿真，可以优化燃烧室的结构和燃烧参数，提高燃烧效率。
燃烧过程仿真可以通过数值模拟计算燃料和氧化剂的反应速度、混合比例、燃烧产物生成等参数，通过调整燃烧室的结构和工作参数，实现最佳的燃烧效果。
3. 涡轮泵仿真：涡轮泵作为火箭发动机的动力来源，其性能直接影响到飞行器的发射能力。
通过涡轮泵的仿真，可以优化涡轮泵的叶轮结构和工作参数，提高涡轮泵的效率和输出功率。
四、火箭发动机动力系统优化设计的实例以液体火箭发动机为例，通过对动力系统的流场仿真、燃烧过程仿真和涡轮泵仿真，可以提高液体火箭发动机的推力和燃烧效率。
首先，通过流场仿真，优化燃烧室和喷管的结构，改变喷管的形状和尺寸，改变喷嘴的角度和面积，实现最佳的气体扩散和推力输出。
其次，通过燃烧过程仿真，优化燃烧室的结构和燃烧参数，调整燃料和氧化剂的混合比例和供给方式，提高燃料的燃烧效率，减少燃料的消耗。
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・
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
无人机气压弹射起飞动力学仿真分析
无人机气压弹射起飞动力学仿真分析李德庚1，周明2，黄迟1，陈建龙1，汪强1（1.西安爱生无人机技术有限公司，西安710065；2.西北工业大学，西安710072）摘要：基于气压弹射装置的工作原理，建立弹射过程的动力学模型，针对影响弹射起飞的4个关键参数（充气压力、发射角、储气瓶容积和活塞直径）进行了数值仿真计算和分析，分析结果表明，给定无人机和滑车质量时，充气压力和气缸活塞直径对发射加速过程影响显著，发射角和储气瓶容积的改变对发射初始过程影响极小。
最终将仿真结果和试验数据进行比对，验证了动力学模型的正确性，对气压弹射装置的研制设计具有重要的参考价值和工程意义。
关键词：无人机；气压弹射；动力学模型；数值仿真中图分类号:V279文献标志码:A文章编号：1002-2333（2020）12-0096-04 Dynamic Simulation and Analysis on Pneumatic Catapult-assisted Take-off of UAVLI Degeng1,ZHOU Ming2,HUANG Chi1,CHEN Jianlong1,WANG Qiang1(1.Xi’an ASN UAV Technology Co.,Ltd.,Xi’an710065,China;2.Northwestern Polytechnical University,Xi’an710072,China) Abstract:The dynamic models of catapult-assisted take-off(C.A.T.O.)are built on the basis of the principle of pneumatic catapult.Four key parameters which includes charge pressure,launch angle,the cylinder volume and piston diameter areinvestigated into the simulation.The analysis indicates that charge pressure and piston diameter have a deep effect on the takeoff velocity,launch angle and the cylinder volume affect it lightly when the mass of UAV and the shuttle is certain. Finally,the simulation results are compared with experiment results,which proves the correctness of the dynamic models, and also provides an important theoretical value and engineering significance.Keywords:UAV;pneumatic catapult;dynamic models;numerical simulation0引言如今，军事科技发展迅速，无人机已成为各国信息化军事装备中不可或缺的一员，并承担越来越重要的作用。
Matlab火箭动力学模拟与控制方法讲解
Matlab火箭动力学模拟与控制方法讲解导言：随着航空航天技术的不断发展，火箭动力学在航天领域中扮演着至关重要的角色。
而Matlab作为一种强大的仿真工具，能够为火箭动力学的模拟和控制提供便利。
本文将会对Matlab火箭动力学模拟与控制方法进行详细讲解。
一、火箭动力学模拟火箭动力学模拟是对火箭在飞行过程中的运动进行数学建模，并在计算机上进行仿真。
在Matlab中，利用动力学方程和控制方程可以模拟出火箭的姿态、速度、加速度等参数，从而为火箭设计和控制提供重要的参考依据。
1. 火箭动力学方程火箭动力学方程是描述火箭运动规律的重要基础。
通常来说，火箭的动力学方程可以分为姿态方程和运动学方程。
姿态方程用于描述火箭在三维空间中的姿态变化。
通过旋转矩阵和四元数等方法，可以得到火箭的姿态矩阵，并计算出姿态控制所需的力矩。
运动学方程则用于描述火箭的速度、加速度等关键参数。
通过质量、推力、空气阻力等因素的综合考虑，可以计算出火箭的运动学参数。
2. 火箭控制方程火箭的控制方程是实现姿态控制的重要手段。
通过使用比例控制、积分控制、微分控制等方法，可以将火箭的姿态与期望姿态进行对比，并计算出所需的控制力矩。
在Matlab中，可以利用控制工具箱提供的函数和工具，快速实现火箭的控制方程。
通过调整控制参数和控制策略，可以使火箭在飞行过程中实现精确的姿态控制。
二、火箭动力学控制方法在实际的火箭发射过程中，控制是保证火箭正确运行的重要手段。
Matlab提供了一系列的控制方法，可以帮助设计师更好地实现火箭动力学控制。
1. PID控制PID控制是一种经典的控制方法，适用于各种控制系统。
在火箭动力学模拟中，PID控制可以通过调节比例、积分和微分参数，实现控制系统的稳定性和精确性。
在Matlab中，可以通过使用pid函数来设计PID控制器，并将其应用于火箭动力学模拟中。
通过模拟不同参数的效果，可以找到最优的控制参数，从而实现火箭的稳定飞行。
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
火箭助推器翼伞回收动力学仿真与试验分析
火箭助推器翼伞回收动力学仿真与试验分析随着航空航天技术的不断发展，火箭助推器的使用在卫星发射和航天任务中变得越来越普遍。
但是，在火箭的过程中，会产生大量的废弃物，其中包括助推器。
为了更好地利用这些废弃物，提高资源利用效率，科研人员开始尝试对助推器进行回收。
这不仅可以减少浪费，同时也能降低环境污染，提高整个航空航天行业的可持续发展。
然而，火箭助推器的回收并不容易。
传统的回收方案往往需要涉及复杂的技术和高昂的成本。
因此，考虑采用翼伞回收方案成为了科研人员们研究的主要方向。
翼伞回收是通过在助推器上安装一个翼伞，形成升力，以实现回收和降落的过程。
在这个过程中，火箭助推器需要经历复杂的动力学行为，包括降落速度、高度、稳定性、翼伞面积和结构等方面，因此，针对火箭助推器翼伞回收过程的动力学仿真和试验分析显得尤为重要。
本文旨在深入研究火箭助推器翼伞回收过程中的动力学行为，通过仿真模拟和试验分析，寻求更加合理的回收方案，为航空航天技术的可持续发展做出贡献。
首先，本文对翼伞通用动力学模型进行分析，并且在MATLAB/Simulink软件中建立相应的模型。
然后，仿真模拟了助推器的翼伞回收过程，对模型进行了性能和稳定性分析。
通过对模型进行参数优化和控制器设计，达到了更好的降落效果。
同时，本文也对翼伞的结构设计进行了系统的分析，考虑了方案可行性和可靠性等方面。
其次，作者利用实验室条件，进行了翼伞回收方案的试验验证。
在此过程中，设计了不同比例缩小的助推器，并在特定高度下进行了翼伞回收试验。
通过试验结果的分析，验证了仿真模型的可行性和准确性。
并根据实验结果，对仿真模型进行优化调整，进一步提高了翼伞回收效果。
最后，本文总结了所得到的实验结果，提出了火箭助推器翼伞回收方案的优化方向。
在日后的翼伞回收方案设计和实验研究中，将有助于提高回收效率和资源利用效率。
综上所述，本文对火箭助推器翼伞回收过程进行了深入的动力学仿真和试验分析。
翼伞回收是一个复杂的技术问题，但是在现今的环境保护和可持续发展要求下，必须考虑回收利用的问题。
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
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 —
飞行器的动力学建模与仿真
飞行器的动力学建模与仿真飞行器的动力学建模与仿真在航空航天领域中起着重要的作用。
通过建立准确的数学模型和进行仿真模拟，我们可以更好地理解飞行器的运行原理、评估设计方案的性能，并优化飞行控制系统。
本文将介绍飞行器动力学建模的基本原理和常用方法，并探讨仿真方法的应用。
一、飞行器动力学建模飞行器动力学是研究飞行器在空中运动规律和受力情况的学科。
建立准确的动力学模型是分析和优化飞行器性能的关键。
飞行器动力学模型通常包括飞行器的几何特性、大气环境、飞行器结构、发动机等因素。
1. 几何特性建模飞行器的几何特性主要包括质心位置、气动特性和运动约束等。
质心位置是飞行器稳定性和操纵性的关键因素，可以根据飞行器的布局和质量分布来计算。
气动特性涉及到飞行器及其组件的空气动力学特性，可以通过实验和计算来获取。
运动约束是根据飞行器的操纵限制和运动学方程建立的。
2. 大气环境建模大气环境对飞行器的运动状态和气动特性具有重要影响。
大气环境建模通常需要考虑的参数包括气温、气压、密度和风速等。
这些参数可以根据实测数据或气象模型来获得。
3. 结构建模飞行器的结构特性对其运动状态和控制性能有着直接影响。
飞行器的结构建模需要考虑结构材料、质量分布、刚性和柔性等因素。
常用的方法包括有限元分析和模态分析等。
4. 发动机建模发动机是飞行器的动力来源，对其性能进行建模是飞行器动力学建模的重要一环。
发动机模型需要考虑燃油消耗、推力输出和发动机特性等。
二、飞行器动力学仿真飞行器的动力学仿真是通过数值计算模拟飞行器的运动过程，以评估和优化飞行器的性能。
飞行器动力学仿真可以分为飞行器整体仿真和子系统仿真两个层次。
飞行器整体仿真是模拟飞行器在飞行过程中的动力学行为。
通过求解飞行器的运动方程和运动学关系，可以得到飞行器的位置、速度、姿态和动力响应等相关参数。
飞行器整体仿真通常使用数值计算方法，如广义坐标法、欧拉法或龙格-库塔法等。
子系统仿真是模拟飞行器不同部件的动力学行为。
火箭发动机射流动力学仿真研究
１计算模型
本文采用数值模拟方法对某型火箭发动机单机和整体燃气射流场以 及导流槽内部燃气射流流场分布进行射流动力学仿真研究，研究流场中 温度、压力、速度等参数的分布特性，验证数值仿真方法的可靠性，同 时为导流槽方案优化设计提供有价值的数据，对导流槽设计及试验具有 重要的指导意义以及实用价值。
区内的气流方向为在Ｃ点与Ⅲ区内的流动方向匹配，形成ＴＢＣＣＢ扩张
的锥形激波。ＢＣ激波在自由边界上反射，在ＢＢ截面上将形成一系列膨
胀波，燃气流开始膨胀。在ＢＢ截面以后的流动有两种情况，一种是当
６２．中国制造 万业方信息数化．据２００８年１２月
喷管出口燃气流压力比很小时，马赫盘半径较大，ＢＣＣＢ激波后的燃气 流为亚声速流动ｔ另一种则是喷管出口燃气流压比不太小时，马赫盘半 径较小，燃气流经过ＢＣＣＢ激波后仍为超声速流动，但压力已经高于外 界环境大气压，形成超声速欠膨胀流动。Ｉ型发动机燃气流在ＢＢ截面以 后的流动属于亚声速轴对称射流，而ＩＩ型发动机燃气流在ＢＢ截面以后 的流动为超声速欠膨胀轴对称射流。详细的计算方法参见文献【ｌ】。
图７导流槽射流冲击壁面温度分布
对照仿真结果和实际发射过程中的测量结果，通过分析导流槽内部 燃气射流流场的分布特性，可知流场结构和热力学参数的分布规律基本 相同，导流面上承受发动机燃气射流冲击的部位，特别是ＩＩ型发动机出 口燃气射流的位置是烧蚀最严重的位置．在与导流面发生相互作用以 后，燃气射流被导流面导引，向下游出口处扩散，最终离开导流槽，流 向远离发射台的位置。由壁面典型温度的变化情况可知，数值仿真结果 与实测结果变化过程基本一致，壁面的最高温度的位置和出现时间也基 本相同。一方面，通过仿真与实测结果的对比，验证了仿真计算的简化
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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
ＭＡ Ｗｅ ｉ ，ＭＡ Ｄａ — ｗｅ ｉ ，ＣＵＩ Ｌ ｏ ｎ ｇ — ｆ ｅ ｉ ，Ｗ Ｕ Ｙｕ ｅ — ｆ ｅ ｉ ，Ｗ ＡＮＧ Ｘｉ ｎ — ｃ ｈ ｕ ｎ
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中图 分 类 号 ： Ｔ Ｈ１ ２ ２ 文 献标 识码 ： Ａ 文章 编 号 ： １ ０ ０ ６— ０ ７ ０ ７ （ ２ ０ １ ３ ） １ ０— ０ ０ ３ ２— ０ ５
Ｔｈ ｅ Ｄｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ Ｓ ｉ ｍ ｕｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｎ Ｌａ ｕ ｎｃ ｈ ｉ ｎ ｇ Ｐｈａ ｓ ｅ ｆ ｏ ｒ Ｕｎ ｍａ ｎｎ ｅ ｄ
（ Ｎ ａ ｎ ｊ ｉ ｎ ｇ Ｕ ｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅ ａ ｎ ｄ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ，Ｎ ａ ｎ ｊ ｉ ｎ ｇ ２ １ ０ ０ ９ ４ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
Ａｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ：Ｆ ｏ ｒ ｔ ｈ ｅ ｓ ｔ ｕ ｄ ｙ ｏ ｆ ｄ ｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ ｃ ｈ ａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｒ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ｓ ｏ ｆ ｃ ｅ ｒ ｔ ａ ｉ ｎ Ｕｎ ｍａ ｎ ｎ ｅ ｄ Ａｅ ｒ ｉ ａ ｌ Ｖｃ ｈ ｉ ｃ ｌ ｅ（ ＵＡ Ｖ）ｗｉ ｔ ｈ ｂ ｏ ｏ ｓ ．
（ 南京理工大学 机械工程学 院， 南京 ２ １ ０ ０ ９ ４ ）
摘要 ： 为研究某无人机火箭助推发射起飞段的动力学 特性 ， 建立其 动力学模 型并进行 了仿真 ； 依据某无 人机 的真实 结构和实际发射情况 ， 建立无人机发射系统的三维实体模型 ， 导入 Ａ Ｄ Ａ Ｍ Ｓ中 ， 并基于多刚体动力学方法对无人 机仿 真模 型进行动力学仿真 ； 通过仿真分析 ， 得 出了无 人机平 稳起飞 的合 适 的火 箭安装 角和机体发 射角 ， 为无人机 发射 技术提供 了一定的参考 。 关键词 ： 无人机 ； 起 飞段 ； 动力学仿真
ＡＭＳ ．ａ ｌ ｓ ｏ ｔ ｈ ｅ ｍｕ ｌ ｔ ｉ ． ｂ ｏ ｄ ｙ ｄ ｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ ｓ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｉ Ｓ ａ ｄ ｏ ｐ ｔ ｅ ｄ ｔ ｏ ｃ ａ ｒ ｒ ｙ ｏ ｕ ｔ ｄ ｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｆ ｏ ｒ Ｕ ＡＶ
综观 国内外无人机 的发展现状 ， 无 人机在军事领 域的应 用 日益广泛 ， 正 在成 为现 代高科 技战 争 中不 可或缺 的武器 。 其 中， 无人 机箱 式发 射系统 构成 部件众 多 、 系统 复杂 。无 人 机和发射箱之 间、 系统各 部分之 间相互 作用 、 相互制约 ， 系统 的刚度 、 阻尼 和质量矩 阵都 随时间不 断地改变 。整个 系统构
ａ ｎ ｄ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｅ ｄ． Ａｃ ｃ ｏ ｒ ｄ ｉ ｎ ｇ ｔ ｏ ｔ ｈｅ ｒ ｅ ａ ｌ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ＵＡＶ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ａ ｃ ｔ ｕ ａ ｌ ｅ ｍｉ ｓ ｓ ｉ ｏ ｎ ｓ ｉ ｔ ｕ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ，ａ ｔ ｈ ｒ ｅ ｅ － ｄ ｉ — ｍｅ ｎ ｓ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ ｓ ｏ ｌ ｉ ｄ ｍｏ ｄ ｅ ｌ ｏ ｆ ｔ ｈｅ ＵＡＶ ｌ ａ ｕ ｎ ｃ ｈ ｉ ｎ ｇ ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ ｉ ｓ ｅ ｓ ｔ ａ ｂ ｌ ｉ ｓ ｈ ｅ ｄ，ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｎ ｉ ｔ ｉ ｓ ｉ ｍｐ ｏ ｒ ｔ ｅ ｄ ｉ ｎ ｔ ｏ ｔ ｈ ｅ ＡＤ－
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