1.一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法，其特征在于，所述仿真方法采用发射模拟建模结构完成；所述发射模拟建模结构包括无人机多构型气动数据库、无人机发射构型气动模型、助推火箭匹配模型、质量特性模型、无人机六自由度模型、控制系统优化模型、动力系统匹配模型、发射场大气环境模型和试验试飞数据采集比对模型；
所述无人机多构型气动数据库包括无人机风洞试验数据库和cfd计算数据库；
所述无人机发射构型气动模型用于解算发射状态无人机的气动力和气动力矩，包括发射过程中火箭助推状态与火箭脱落后爬升状态的不同实际重心位置与参考重心位置之间的气动力矩修正；
所述助推火箭匹配模型用于根据无人机发射构型与发射状态选择不同总冲、不同推力水平、不同作用时间的助推火箭，以满足无人机发射结束后速度与高度的要求；同时能够模拟不同的火箭安装状态，用以研究火箭安装状态对发射过程中无人机姿态的影响量；
所述质量特性模型用于切换发射过程中火箭助推状态与火箭脱落后爬升状态的不同质量特性；当油箱未装满油时，根据发射过程中油心振荡带来无人机重心位置的变化，给出重心位置变化的极限条件；
所述无人机六自由度模型用于解算发射过程中无人机的速度、角速度、位置和姿态；
所述控制系统优化模型包括纵向与横航向控制律结构、控制指令和控制参数；
所述动力系统匹配模型包括不同型号发动机与不同桨径、桨距螺旋桨的匹配，选定发动机后通过调整螺旋桨状态获得更高的发动机输出功率与更高的螺旋桨效率；
所述发射场大气环境模型用于模拟真实大气环境，包括常值风、阵风、紊流、风切变，给出大气环境对发射安全的影响和发射系统的抗风能力评估；
所述试验试飞数据采集比对模型用于实现试验试飞数据采集，并与仿真模拟结果进行比对，对模拟结果的置信度进行评估；
仿真方法步骤如下：
步骤1：在无人机多构型气动数据库中选择无人机发射构型和发射状态；所述无人机发射构型包括发射舵面配置和发射重量，所述发射状态包括发射场高度和发射角；根据发射构型、发射状态与发射场大气环境模型模拟的发射环境，确定无人机发射后的安全速度、安全高度和安全姿态；当油箱未装满油时，在质量特性模型中给出发射过程中油心振荡带来无人机重心位置的变化；
步骤2：在动力系统匹配模型中选择与发射无人机匹配的动力装置初步状态，选定发动机、桨径和可调节桨距初值，选定初始全风门状态并结合螺旋桨匹配发动机初始转速；
步骤3：在助推火箭匹配模型中选择初步火箭总冲、火箭推力、火箭作用时间与火箭安装方式，使无人机助推发射后达到安全速度和安全高度，避开障碍物实现安全发射；
步骤4：在控制系统优化模型中选择初步的无人机纵向与横航向控制结构与控制参数，配置控制结构与控制参数实现无人机发射过程姿态的平稳控制；
步骤5：根据步骤1到步骤4选择的参数进行初步仿真，具体如下：
步骤5-1：将步骤1选择的参数输入无人机发射构型气动模型，输出气动力和力矩给无人机六自由度模型，从而调节发射状态无人机发射构型；
步骤5-2：将步骤2选择的参数输入无人机六自由度模型，调节无人机发射状态发动机全风门，调节桨距从而调节发动机与螺旋桨匹配转速，吸收发动机输出功率，进而提高发射状态动力系统有效推力；
步骤5-3：将步骤3选择的参数输入无人机六自由度模型，调节火箭总冲与火箭安装方式，根据步骤5-1的发射构型调节火箭总冲，以此满足发射安全速度要求；根据发射姿态调节火箭安装方式，包括纵向安装角与侧向安装角；所述纵向安装角大小影响发射过程中火箭能量转化为无人机动能与势能的分配量，同时影响发射过程的负迎角大小；所述侧向安装角方向与大小用来调节无人机横航向姿态，减小螺旋桨反扭矩对于横航向姿态的影响。
步骤5-4：无人机输出飞行状态参数给控制系统优化模型，控制系统优化模型调节无人机纵向与横航向控制结构与控制参数，通过动力系统匹配模型作用在无人机上，使得无人机在当前发射系统下实现姿态平稳，舵面偏转量小于设定的最大用舵量；
步骤6：无人机输出飞行状态参数给发射场大气环境模型，根据当前无人机系统发射状态，加入大气环境模拟，记录无人机系统的抗风能力，再由无人机发射构型气动模型控制无人机；
步骤7：采用上述步骤得出的所有状态参数进行试验试飞，飞行结束后采集飞行数据，将试验试飞数据与仿真模拟数据通过试验试飞数据采集比对模型进行比对分析。
2.根据权利要求1所述的一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法，其特征在于，所述无人机多构型气动数据库中的数据包括无人机带动力状态不同构型的纵向、横航向气动特性、各个舵面的舵效和动导数。
3.根据权利要求1所述的一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法，其特征在于，所述火箭安装状态包括火箭纵向安装角与侧向安装角。
4.根据权利要求1所述的一种中小型无人机火箭助推发射仿真方法，其特征在于，所述质量特性包括重量、转动惯量和重心位置。