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
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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
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。
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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
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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