本發明涉及無人機氣動設計，具體涉及一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法。
背景技術：
1、目前，無人機在軍事領域和民用領域正發揮著越來越重要的作用。火箭助推、零長發射起飛，是中小型固定翼無人機經常采用的一種起飛方式。這種方式對起飛環境要求相對較低，不需要專用機場，可很好的滿足無人機野外使用要求。
2、火箭助推發射是無人機的起飛方式之一，其利用火箭的高能量，短時間內將無人機加速到安全速度和安全高度，其具體又可分為零長發射和短軌發射。短軌發射，是指無人機在助推火箭作用下，首先沿著短軌滑行一段距離，之后離開短軌，靠著助推火箭繼續完成起飛過程。短軌發射的助推火箭參數主要包括：火箭安裝角(火箭軸線與無人機機體軸的夾角)、火箭推力大小、火箭燃燒時間、火箭總沖(推力*持續時間)等。火箭參數的選取合適與否，直接影響著無人機短軌發射過程中的發射安全。因此，選擇合適的火箭參數，是無人機短軌發射設計工作的重要一環。本發明提供一種快速選取短軌發射無人機的火箭參數的方法。其目的是在短軌發射無人機方案設計階段，選取合適的火箭參數，保證短軌發射的安全性，并快速完成助推火箭的選型。
技術實現思路
1、本發明旨在解決現有技術中存在的問題，提供一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法，可快速為短軌發射類無人機選取合適的助推火箭參數，實現發射方案的快速確定和助推火箭的快速選型，保證發射過程的安全性。
2、本發明的目的是通過以下技術方案實現的：
3、一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法，包括以下步驟：
4、步驟一、根據結構安裝可行性對火箭安裝角進行初選；
5、步驟二、火箭安裝角與火箭推力匹配關系建立；
6、步驟三、根據發射過載確定最優的火箭推力；
7、步驟四、火箭燃燒時間和總沖確定；
8、步驟五、火箭質量迭代。
9、優選的，所述步驟一中，首先根據無人機的結構承力框位置和無人機設計重心，對無人機的火箭安裝角進行初選。
10、優選的，所述步驟二中，對發射過程進行受力分析，短軌上運動時，無人機和火箭的組合體受力為：
11、平行于短軌方向：
12、垂直于短軌方向：
13、式中，f為火箭推力，m、m1分別為無人機和火箭的質量，t為發動機推力，為發動機安裝角，θ為無人機發射角，δ為火箭安裝角，μ為無人機和短軌之間的摩擦系數，g為重力加速度。
14、優選的，初始未知時，火箭質量為0.1倍飛機質量。
15、優選的，根據fz＝0和[δ1、δ2、δ3……]，求得對應的火箭推力[f1、f2、f3……]。
16、優選的，發射過程中，無人機的最大過載為：
17、
18、應保證滿足：
19、nx＜n0??(4)；
20、式中，n0為無人機設計過載。
21、優選的，在滿足式(4)后，選取較大的nx，無人機姿態角變化近似為：
22、dθ＝0.5*dw*t2＝0.5*f*l/i*t2＝0.5(l/i)*(f*t)*t??(5)；
23、式中，dθ為姿態角的變化量，dw為角加速度，l為重心與推力線的相對距離，i為轉動慣量，t為火箭燃燒時間，f*t為火箭總沖，可見，相同的f*t下，t越小；即f越大，nx越大，姿態變化量越小。
24、優選的，在[f1、f2、f3……]和[δ1、δ2、δ3……]中得出最優的f和δ。
25、優選的，確定火箭燃燒時間和總沖時，無人機運動近似為直線運動，無人機在機體軸方向，根據沖量定理，有：
26、
27、式中，d為氣動阻力，隨速度變化而變化：
28、d＝0.5*ρ*v2*s*cd0＝0.5*ρ*(nx*g*t)2*s*cd0??(7)；
29、其中，ρ為密度，s為全機參考面積，cd0為零度攻角阻力系數，代入式(6)中，有：
30、∫ddt＝ρ*nx2*g2*s*cd0*t3/6??(8)；
31、其中：∫ddt是在t時間內對阻力進行積分；
32、結合式(6)和式(8)，即可求得火箭燃燒時間t和火箭的總沖f*t。
33、優選的，當火箭總沖確定后，火箭總能量即確定，可實現火箭的初步選型，選型后可從火箭生產商處獲得火箭的質量。
34、優選的，由于步驟二、步驟三和步驟四中，火箭質量暫按0.1倍飛機質量進行考慮，因此，可將火箭的真實質量和計算中用到的質量進行對比，若差異小于10％，則可忽略該差異；若差異大于10％，則可將火箭的真實質量代入步驟二、步驟三和步驟四中，進行迭代，獲取最終的火箭發射參數。
35、本技術方案的有益效果如下：
36、一、本發明提供的一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法，可快速為短軌發射類無人機選取合適的助推火箭參數，實現發射方案的快速確定和助推火箭的快速選型，保證發射過程的安全性。
37、二、本發明提供的一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法，實施過程簡單，在多型無人機的短軌發射中得到充分驗證，證明其結果真實可靠。
1.一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據權利要求1所述的一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法，其特征在于：所述步驟一中，首先根據無人機的結構承力框位置和無人機設計重心，對無人機的火箭安裝角進行初選。
3.根據權利要求2所述的一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法，其特征在于：所述步驟二中，對發射過程進行受力分析，短軌上運動時，無人機和火箭的組合體受力為：
4.根據權利要求3所述的一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法，其特征在于：初始未知時，火箭質量為0.1倍飛機質量。
5.根據權利要求4所述的一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法，其特征在于：根據fz＝0和[δ1、δ2、δ3……]，求得對應的火箭推力[f1、f2、f3……]。
6.根據權利要求5所述的一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法，其特征在于：發射過程中，無人機的最大過載為：
7.根據權利要求6所述的一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法，其特征在于：在滿足式(4)后，選取較大的nx，無人機姿態角變化近似為：
8.根據權利要求7所述的一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法，其特征在于：在[f1、f2、f3……]和[δ1、δ2、δ3……]中得出最優的f和δ。
9.根據權利要求8所述的一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法，其特征在于：確定火箭燃燒時間和總沖時，無人機運動近似為直線運動，無人機在機體軸方向，根據沖量定理，有：
10.根據權利要求9所述的一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法，其特征在于：當火箭總沖確定后，火箭總能量即確定，可實現火箭的初步選型，選型后可從火箭生產商處獲得火箭的質量。
11.根據權利要求10所述的一種短軌發射無人機火箭參數的快速選取方法，其特征在于：由于步驟二、步驟三和步驟四中，火箭質量暫按0.1倍飛機質量進行考慮，因此，可將火箭的真實質量和計算中用到的質量進行對比，若差異小于10％，則可忽略該差異；若差異大于10％，則可將火箭的真實質量代入步驟二、步驟三和步驟四中，進行迭代，獲取最終的火箭發射參數。