一種采用質(zhì)心推算的無人機(jī)推力線校正法
【專利摘要】本發(fā)明涉及無人機(jī)發(fā)射系統(tǒng)測試【技術(shù)領(lǐng)域】，具體的說，是涉及一種采用質(zhì)心推算的無人機(jī)推力線校正法，包括如下步驟：a.將總裝完畢的無人機(jī)水平方向固定好，并將火箭助推器安裝在無人機(jī)機(jī)身的一側(cè)；b.測量出無人機(jī)水平放置時的質(zhì)心；c.將飛機(jī)質(zhì)心和火箭筒推力座安裝支點兩點之間的連線確定為推力線所在的直線；d.根據(jù)計算出的推力線調(diào)整火箭助推器推力座安裝角度，使火箭筒軸線和推力線重合；e.將調(diào)整好推力座角度的飛機(jī)安裝在火箭助推器上。本發(fā)明的有益效果在于：該法對體積、重量較大的無人機(jī)較為適用；在無人機(jī)非滿油狀態(tài)時，該方案所測得的無人機(jī)推力線比懸掛法更逼近無人機(jī)發(fā)射時的實際推力線，提高了無人機(jī)零長發(fā)射的成功率。
【專利說明】一種采用質(zhì)心推算的無人機(jī)推力線校正法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及無人機(jī)發(fā)射系統(tǒng)測試【技術(shù)領(lǐng)域】，具體的說，是涉及一種采用質(zhì)心推算的無人機(jī)推力線校正法。
【背景技術(shù)】
[0002]無人駕駛飛機(jī)簡稱“無人機(jī)”，是利用無線電遙控設(shè)備和自備的程序控制裝置操縱的不載人飛機(jī)。機(jī)上無駕駛艙，但安裝有自動駕駛儀、程序控制裝置等設(shè)備。無人機(jī)起飛的方式之一，是采用助推火箭發(fā)射升空，廣泛用于空中偵察、監(jiān)視、通信、反潛、電子干擾等。
[0003]發(fā)射系統(tǒng)是無人機(jī)的一個重要功能系統(tǒng)，是滿足無人機(jī)機(jī)動靈活、重復(fù)使用以及高生存能力等多種需求的必要技術(shù)保障。火箭助推器在短時間內(nèi)將無人機(jī)加速到一定的速度和高度，具有機(jī)動靈活、通用性強(qiáng)、應(yīng)用范圍廣等優(yōu)點，幾乎可適用于任何類型的無人機(jī)發(fā)射。使用火箭助推器發(fā)射一般采用兩種方式:一種是零長發(fā)射方式，另一種是短軌發(fā)射方式，無論采用哪種方式，都需要測量出無人機(jī)推力線，所以，無人機(jī)推力線的測量是無人機(jī)發(fā)射系統(tǒng)測試技術(shù)的關(guān)鍵技術(shù)之一。
[0004]零長發(fā)射要求火箭推力線必須準(zhǔn)確通過無人機(jī)的重心，當(dāng)前小型的無人機(jī)推力線的校正通常采用的是懸掛法，圖1——圖3示出了現(xiàn)有技術(shù)中懸掛法測量無人機(jī)推力線的步驟原理，先按照圖1所示方式用吊繩3將無人機(jī)吊起，圖中I為無人機(jī)，2為火箭助推器，3為吊繩，4為火箭助推器的軸線，將無人機(jī)吊起后，吊繩與火箭助推器的軸線并不重合共線，因此需要按照圖2所示方式調(diào)整火箭助推器2推力座的安裝角度，使火箭助推器軸線和吊繩重合共線，當(dāng)調(diào)整好以后，按照圖3所示方式將火箭助推器2安裝固定即可。
[0005]該法對體積、重量較大的無人機(jī)使用不便，通用性不強(qiáng)，而且當(dāng)無人機(jī)處于非滿油狀態(tài)時，懸掛法校正的推力線與無人機(jī)實際狀態(tài)會有較大偏差，這將導(dǎo)致無人機(jī)零長發(fā)射失敗的可能性增大。
[0006]零長發(fā)射:采用火箭助推器推動無人機(jī)起飛并在無人機(jī)起飛后拋棄火箭助推器的發(fā)射方式。
[0007]推力線:能夠使無人機(jī)以滿足一定角度發(fā)射的推力所在的直線。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，適應(yīng)現(xiàn)實需要，提供一種采用質(zhì)心推算的無人機(jī)推力線校正法。
[0009]為了實現(xiàn)本發(fā)明的目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為:
一種采用質(zhì)心推算的無人機(jī)推力線校正法，其特征在于，包括如下步驟:
a.將總裝完畢的無人機(jī)水平方向固定好，并將火箭助推器安裝在無人機(jī)機(jī)身的一側(cè)；
b.測量出無人機(jī)水平放置時的質(zhì)心；
c.將飛機(jī)質(zhì)心和火箭筒推力座安裝支點兩點之間的連線確定為推力線所在的直線；
d.根據(jù)計算出的推力線調(diào)整火箭助推器推力座安裝角度，使火箭筒軸線和推力線重合；
e.將調(diào)整好推力座角度的飛機(jī)安裝在火箭助推器上。
[0010]本發(fā)明的有益效果在于:
1.該法對體積、重量較大的無人機(jī)較為適用；
2.在無人機(jī)非滿油狀態(tài)時，該方案所測得的無人機(jī)推力線比懸掛法更逼近無人機(jī)發(fā)射時的實際推力線，提高了無人機(jī)零長發(fā)射的成功率。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0011]圖1為現(xiàn)有技術(shù)中懸掛法測量無人機(jī)推力線的步驟一的原理示意圖；
圖2為現(xiàn)有技術(shù)中懸掛法測量無人機(jī)推力線的步驟二的原理示意圖；
圖3為現(xiàn)有技術(shù)中懸掛法測量無人機(jī)推力線的步驟三的原理示意圖；
圖4為本發(fā)明校正法尋找質(zhì)心的原理示意圖；
圖5為圖4的應(yīng)用原理圖。
【具體實施方式】
[0012]下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明進(jìn)一步說明:
實施例:參見圖4，圖5。
[0013]一種采用質(zhì)心推算的無人機(jī)推力線校正法，包括如下步驟:
a.將總裝完畢的無人機(jī)I水平方向固定好，本實施例設(shè)計了一個質(zhì)量質(zhì)心測量臺5，將總裝完畢的無人機(jī)在測量臺上水平固定，將火箭助推器安裝在測量臺的一側(cè)；
b.測量出無人機(jī)水平放置時的質(zhì)心；
本實施例采取這樣的方式:如圖2所示，在測量臺上設(shè)置三個稱重傳感器，即第一傳感器6，第二傳感器7，第三傳感器8，坐標(biāo)系OXYZ為無人機(jī)坐標(biāo)軸，坐標(biāo)系O’ V Y’為測量臺
上坐標(biāo)系，h為三個稱重傳感器和參考軸O’ Y’的垂直距離，H1為第一傳感器6、第二傳感
器7和參考軸O’ V的垂直距離，第三傳感器8在O’ X’軸上。
[0014]無人機(jī)O X軸和測量臺的O’ V軸重合，無人機(jī)O XY平面和測量臺的O’ V Y’平面平行，點9為無人機(jī)在O’ V Y’平面的質(zhì)心位置，則有W =Wi +W2 +W3
式中η為無人機(jī)的質(zhì)量，WWw3分別為6、7、8三點處稱重傳感器的實測值。由此得出無人機(jī)的質(zhì)量。
[0015]各點的分質(zhì)量測出后，根據(jù)力和力矩平衡原理在平面O’ V Y’內(nèi)對O’ V取矩可得無人機(jī)在O’X’Y’平面內(nèi)的徑向質(zhì)心
通過調(diào)整無人機(jī)的配重使式中的W1 = W2，由此
【權(quán)利要求】
1.一種采用質(zhì)心推算的無人機(jī)推力線校正法，其特征在于，包括如下步驟: a.將總裝完畢的無人機(jī)水平方向固定好，并將火箭助推器安裝在無人機(jī)機(jī)身的一側(cè)； b.測量出無人機(jī)水平放置時的質(zhì)心； c.將飛機(jī)質(zhì)心和火箭筒推力座安裝支點兩點之間的連線確定為推力線所在的直線； d.根據(jù)計算出的推力線調(diào)整火箭助推器推力座安裝角度，使火箭筒軸線和推力線重 e.將調(diào)整好推力座角度的.飛機(jī)安裝在火箭助推器上。
【文檔編號】B64F1/04GK103434650SQ201310339311
【公開日】2013年12月11日 申請日期:2013年8月6日 優(yōu)先權(quán)日:2013年8月6日
【發(fā)明者】王業(yè)冉, 胡錦華, 江維, 朱軍, 辜志剛, 王欣, 吳劍靜, 賈義海, 薛丹, 傅飛, 喻玉華, 余洪, 李永剛, 邊銘, 孔慧俊, 雷明章 申請人:江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司