一种适用于运载火箭级间冷分离的实现方法技术

本发明专利技术公开了一种适用于运载火箭级间冷分离的实现方法，利用单影响因子迭代法对多影响因子解耦，逐个剥离求解单个影响因子的边界值，并利用目标函数求解上面级姿态，将单个影响因子变化对应的上面级姿态与姿态要求对比剔除，以缩小每个影响因子的偏差取值范围；将影响因子在对应的偏差取值范围内离散化，多个影响因子在对应偏差取值范围内的参数自由组合形成参数组合；利用ADAMS对所有的参数组合遍历仿真，每次仿真结果与姿控要求进行比对直到遍历所有影响因子的取值，剔除仿真结果不符合姿控要求的参数组合，以进一步缩小每个影响因子的偏差取值范围；本发明专利技术以上面级姿态为导向，缩小了每个影响因子的偏差取值范围，减少ADAMS仿真工作量。ADAMS仿真工作量。ADAMS仿真工作量。

【技术实现步骤摘要】
一种适用于运载火箭级间冷分离的实现方法


[0001]本专利技术涉及箭级间冷分离
，具体涉及一种适用于运载火箭级间冷分离的实现方法。

技术介绍

[0002]冷分离又称为减速分离，主要依靠辅助反推装置使下面级减速或使上面级加速，在两级拉开一定距离时，上面级发动机才点火建立推力。若辅助反推装置提供的推力有限，若下面级在分离后还存在后效推力，则存在下面级追击上面级、发生碰撞的可能性。冷分离要考虑气动、质量特性、环境、两级动力特性、飞行控制等因素的影响，实现安全分离，即分离间隙足够大，上面级发动机喷管在拔出过程中不与壳段内部的仪器、支架等发生碰撞；不发生远场追击碰撞。
[0003]现有的冷分离方案中，一般使用小火箭作为辅助反推装置，直接作用于下面级分离体上产生反推力以实现下面级的减速，而对上面级不产生影响，但是随着分离系统对低冲击、可检可测要求的提升，火工品不能满足越来越高分离要求，非火工作动辅助反推装置成为了新兴的发展方向。非火工作动辅助反推装置与小火箭的喷出高压高速气流产生推力的作用原理不同，而是需要同时作用于上面级、下面级两分离体上，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种适用于运载火箭级间冷分离的实现方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤100、利用单影响因子迭代法解耦火箭级间冷分离过程的多影响因子，逐个剥离求解单个影响因子的偏差取值范围，通过目标函数求解上面级姿态；步骤200、逐一选择单个所述影响因子对应偏差取值范围的参数，根据所述目标函数获取单个所述影响因子的参数变化对应的上面级姿态，并将所述上面级姿态与姿态要求对比剔除，以缩小每个所述影响因子的偏差取值范围；步骤300、将所述影响因子在所述步骤200得到的偏差取值范围内离散化，多个所述影响因子在对应偏差取值范围内的参数自由组合形成参数组合；步骤400、利用ADAMS对所有的参数组合遍历仿真，每次仿真结果与姿控要求进行比对直到遍历所有影响因子的取值，剔除仿真结果不符合所述姿控要求的参数组合，以进一步缩小每个所述影响因子的偏差取值范围。2.根据权利要求1所述的一种适用于运载火箭级间冷分离的实现方法，其特征在于：火箭级间分离的影响因子包括质量特性、后效推力特性和反推力特性，多因素的取值变化则造成了不同的偏差工况；所述质量特性的质量偏差包含七个参数，分别为：质量偏差、三维方向的心位置偏差和三维度的转动惯量偏差；所述后效推力特性的后效推力偏差包含三个参数，分别为：推力大小偏差、推力方向偏差、推力作用时间偏差；所述反推力特性的反推力偏差包含三个参数，分别为：推力大小偏差、推力方向偏差、推力作用时间偏差。3.根据权利要求2所述的一种适用于运载火箭级间冷分离的实现方法，其特征在于，利用所述目标函数求解上面级姿态的实现方式为：在地面建立固定坐标系，在上面级建立随上面级运动的移动坐标系；在所述固定坐标系取一个微小的时间步长，根据所述上面级当前的受力求得加速度和角加速度，对时间积分得到速度和角速度，再对所述速度和角速度积分得到上面级质心位移和上面级姿态角；通过所述固定坐标系与所述移动坐标系之间的坐标转换将位移和角度转换至所述移动坐标系，得到新的力和力矩的向量以重新计算坐标转换后的上面级质心位移和上面级姿态角，所述上面级质心位移和上面级姿态角组成上面级姿态；其中，所述上面级姿态角为所述上面级与所述移动坐标系的三维坐标值轴之间的转动角度。4.根据权利要求2所述的一种适用于运载火箭级间冷分离的实现方法，其特征在于：在步骤200中，单影响因子迭代法的实现方法为：步骤201、获取解耦的多个影响因子，且对多个所述影响因子进...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨毅强，张延瑞，李新宇，李秦峰，
申请(专利权)人：中国科学院力学研究所，
类型：发明
国别省市：