运载火箭的飞行性能参数设计方法、装置和电子设备制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种运载火箭的飞行性能参数设计方法、装置和电子设备，涉及运载火箭参数设计的技术领域，运载火箭的飞行性能参数设计方法包括：确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数；基于设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数，确定飞行阶段，建立飞行性能参数模型；将飞行性能参数模型按飞行阶段分解建模，并建立两级弹道计算流程；获取设计变量的数值；将设计变量的数值输入到飞行性能参数模型中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值，本发明专利技术建立了统一的运载火箭的飞行性能参数的设计流程，能够将运载火箭的飞行性能参数设计问题转化为建立模型并通过模型进行求取参数的过程，提高了设计效率，且缩短了设计时间。

Design method, device and electronic equipment for flight performance parameters of launch vehicle

【技术实现步骤摘要】
运载火箭的飞行性能参数设计方法、装置和电子设备
本专利技术涉及运载火箭参数设计
，尤其是涉及一种运载火箭的飞行性能参数设计方法、装置和电子设备。
技术介绍
随着科学技术的发展，现代小卫星的优势越来越明显，世界范围内小卫星发射需求不断增加。目前可靠可行的小卫星入轨搭乘的运载器，一般为化学燃料供能的小型运载火箭。运载火箭具有很多种推进剂形态的动力系统，固体发动机、液体发动机、固液发动机；运载火箭还具有多种结构形式和级数：一级结构火箭、二级结构火箭，各级间或串联或并联或分别串联并联等。计算上述运载火箭的飞行性能参数设计中，需要针对某一确定型号的运载火箭，进行其弹道的计算。不同于工程阶段的弹道设计，运载火箭初步设计阶段的弹道设计具有如下特点：需要一定的精度以保证未来详细设计时具备工程精度下的入轨能力，同时尽量简化模型以减少设计时间、保证设计效率。因此传统的飞行性能计算包含三类参数(控制参数，动力性能参数，以及气动参数)，再结合龙格库塔积分方法，通过优化方法即可得寻求一条可行弹道。然而众所周知，龙哥库塔方法从某一初值开始积分，最终得到终值处的轨道参数，只能按时间顺序积分且无法实现并行计算。这样在实际的运载火箭初步设计过程中，每设计一次就要进行较长时间的寻求可行弹道过程，则优化过程设计出不同种类的运载火箭，实际上共需要二者乘积步数(运载火箭数乘以每次可行弹道寻找步数)来实现一次完整的设计优化，耗时极长。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术的目的在于提供运载火箭的性能参数设计方法、装置和电子设备，建立了统一的运载火箭的飞行性能参数的设计流程，实现飞行过程的分段并行计算，在满足需求精度的情况下，提高了设计效率，且缩短了设计时间。本专利技术实施例提供了一种运载火箭的飞行性能参数设计方法，所述方法包括：确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数；基于所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，确定飞行阶段，建立飞行性能参数模型；将所述飞行性能参数模型按飞行阶段分解建模，并建立两级弹道计算流程；获取所述设计变量的数值；将所述设计变量的数值输入到所述弹道计算流程中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值。进一步地，所述两级弹道计算流程的步骤，包括：将火箭飞行弹道的计算分为两级进行，分别为系统级和子系统级；所述子系统级包含多个子系统，每个所述子系统内按照其各自所述飞行阶段进行独立建模；保证每个所述子系统中的目标设置为与所述系统级的下传参数偏差最小；所述系统级负责判断每个所述子系统的上传参数中相同的变量，以使所述子系统的上传参数偏差最小，若此偏差不满足要求，系统级继续计算并下传参数到子系统级，与上一步骤形成弹道循环计算；其中，所述系统级的下传参数、所述子系统级的上传参数为两级之间共有的耦合变量，为各段飞行参数的初值和终值。进一步地，所述弹道循环计算的步骤包括：所述系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则下传参数至子系统级进行计算；子系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则上传参数至系统级再次计算。进一步地，基于所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，确定飞行阶段，建立所述飞行性能参数模型的步骤，包括：根据所述设计变量，建立质心运动学函数；根据所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，建立大气参数函数；确定飞行阶段，并选取每一个所述飞行阶段的飞行控制函数；基于所述设计变量、所述火箭结构参数、所述大气参数函数以及所述飞行控制函数，建立气动函数；建立地球引力函数；基于所述发动机性能参数、所述气动函数和所述地球引力函数，建立所述质心动力学函数；根据所述质心运动学函数和所述质心动力学函数，建立所述飞行性能参数模型。进一步地，在将所述设计变量的数值输入到所述飞行性能参数模型中，得到所述运载火箭的所述飞行性能参数的数值的步骤之后，所述方法还包括：根据所述飞行性能参数的数值，进行建立具有所述飞行性能参数的数值的模型，并将所述模型转换为文件形式，进行存储，以便于后续工作人员使用。本申请还提供一种运载火箭的飞行性能参数设计装置，所述装置包括：确定模块，用于确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数；建立模块，用于基于所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，确定飞行阶段，建立飞行性能参数模型；分解模块，用于将所述飞行性能参数模型按飞行阶段分解，并建立两级弹道计算流程；获取模块，用于获取所述设计变量的数值；计算模块，用于将所述设计变量的数值输入到所述弹道计算流程中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值。进一步地，所述分解模块，包括：第一分析模块：用于将火箭飞行弹道的计算分为两级，分别为系统级和子系统级；第二分析模块：所述子系统级包含多个子系统，用于将每个所述子系统内按照其各自所述飞行阶段进行独立建模；第三分析模块：用于保证每个所述子系统中的目标设置为与所述系统级的下传参数偏差最小；第四分析模块：所述系统级用于负责判断每个所述子系统的上传参数中相同的变量，以使所述子系统的上传参数偏差最小，若此偏差不满足要求，系统级继续计算并下传参数到子系统级，与上一步骤形成弹道循环计算；其中，所述系统级的下传参数、所述子系统级的上传参数为两级之间共有的耦合变量，为各段飞行参数的初值和终值。进一步地，所述第四分析模块，用于:在所述系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则下传参数至所述子系统级进行计算；在所述子系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则上传参数至所述系统级再次计算。进一步地，所述建立模块，包括：第一建立模块，用于根据所述设计变量，建立质心运动学函数；第二建立模块，用于根据所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，建立大气参数函数；确定飞行阶段，并选取每一个所述飞行阶段的飞行控制函数，基于所述设计变量、所述火箭结构参数、所述大气参数函数以及所述飞行控制函数，建立气动函数，建立地球引力函数，基于所述发动机性能参数、所述气动函数和所述地球引力函数，建立所述质心动力学函数；第三建立模块，用于根据所述质心运动学函数和所述质心动力学函数，建立所述飞行性能参数模型。本申请还提供一种电子设备，包括存储器、处理器，所述存储器中存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述的方法的步骤。本专利技术实施例带来了以下有益效果：确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数，基于设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数，建立飞行性能参数模型，获取设计变量的数值，将设计变量的数值带入到飞行性能参数模型中，计算飞行性能参数模型，得到运载火箭的飞行性能参数的数值，本专利技术建立了统一的运载火箭的飞行性本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种运载火箭的飞行性能参数设计方法，其特征在于，所述方法包括：/n确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数；/n基于所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，确定飞行阶段，建立飞行性能参数模型；/n将所述飞行性能参数模型按飞行阶段分解建模，并建立两级弹道计算流程；/n获取所述设计变量的数值；/n将所述设计变量的数值输入到所述弹道计算流程中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值。/n

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭的飞行性能参数设计方法，其特征在于，所述方法包括：
确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数；
基于所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，确定飞行阶段，建立飞行性能参数模型；
将所述飞行性能参数模型按飞行阶段分解建模，并建立两级弹道计算流程；
获取所述设计变量的数值；
将所述设计变量的数值输入到所述弹道计算流程中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值。


2.根据权利要求1所述的运载火箭的飞行性能参数设计方法，其特征在于，所述两级弹道计算流程的步骤，包括：
将火箭飞行弹道的计算分为两级进行，分别为系统级和子系统级；
所述子系统级包含多个子系统，每个所述子系统内按照其各自所述飞行阶段进行独立建模；
保证每个所述子系统中的目标设置为与所述系统级的下传参数偏差最小；
所述系统级负责判断每个所述子系统的上传参数中相同的变量，以使所述子系统的上传参数偏差最小，若此偏差不满足要求，系统级继续计算并下传参数到子系统级，与上一步骤形成弹道循环计算；
其中，所述系统级的下传参数、所述子系统级的上传参数为两级之间共有的耦合变量，为各段飞行参数的初值和终值。


3.根据权利要求2所述的运载火箭的飞行性能参数设计方法，其特征在于，所述弹道循环计算的步骤包括：
所述系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则下传参数至子系统级进行计算；
子系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则上传参数至系统级再次计算。


4.根据权利要求1所述的运载火箭的飞行性能参数设计方法，其特征在于，基于所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，确定飞行阶段，建立所述飞行性能参数模型的步骤，包括：
根据所述设计变量，建立质心运动学函数；
根据所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，建立大气参数函数；确定飞行阶段，并选取每一个所述飞行阶段的飞行控制函数；基于所述设计变量、所述火箭结构参数、所述大气参数函数以及所述飞行控制函数，建立气动函数；建立地球引力函数；基于所述发动机性能参数、所述气动函数和所述地球引力函数，建立所述质心动力学函数；
根据所述质心运动学函数和所述质心动力学函数，建立所述飞行性能参数模型。


5.根据权利要求1所述的运载火箭的飞行性能参数设计方法，其特征在于，在将所述设计变量的数值输入到所述飞行性能参数模型中，得到所述运载火箭的所述飞行性能参数的数值的步骤之后，所述方法还包括：
根据所述飞行性能参数的数值，进行建立具有所述飞行性能参数的数值的模型，并将所述模型转换为文件形式，进行存储，以便于后续工作人员使...

【专利技术属性】
技术研发人员：蔡国飙，王鹏程，韩志龙，朱浩，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11