一种运载火箭分离体的弹道设计方法技术

本申请的实施例提供了一种运载火箭分离体的弹道设计方法，所述方法包括：基于程序转弯参数以及发射射向，对分离体在级间分离前的飞行过程进行仿真建模，以确定级间分离时分离体的分离时间、分离位置、分离体质量以及分离速度，再对分离体在飞行过程中的受力情况进行仿真建模，以确定分离体的仿真落地点相对目标落点的落地偏差，基于落地偏差修正当前程序转弯参数以及发射射向，基于程序转弯参数和发射射向设计运载火箭分离体的标准弹道。本申请在一定程度上可以合理设计运载火箭分离体的弹道，从而提高分离体落区控制的有效性和降低分离体落区控制的难度。离体落区控制的难度。离体落区控制的难度。

【技术实现步骤摘要】
一种运载火箭分离体的弹道设计方法


[0001]本申请涉及弹道设计
，具体而言，涉及一种运载火箭分离体的弹道设计方法。

技术介绍

[0002]随着社会发展和人口数量增加，国内可规划为分离体落区的面积在逐渐减小。为了缩小运载火箭分离体的落点散布范围，需要在分离体上增加控制系统，因此本领域技术人员需要在在运载火箭发射前设计分离体的标准弹道，在实际飞行过程中，可以控制分离体跟踪标准弹道飞行，大大减小落点散范围。
[0003]所以，本领域技术人员急需一种合理的分离体弹道设计方法，提高分离体落区控制的有效性和降低分离体落区控制的难度。

技术实现思路

[0004]本申请的实施例提供了一种运载火箭分离体的弹道设计方法，进而至少在一定程度上可以合理设计运载火箭分离体的弹道，从而提高分离体落区控制的有效性和降低分离体落区控制的难度。
[0005]本申请的其他特性和优点将通过下面的详细描述变得显然，或部分地通过本申请的实践而习得。
[0006]根据本申请的一个方面，提供了一种运载火箭分离体的弹道设计方法，所述方法包括：S1：获取所述分离体的程序转弯参数以及发射射向；S2：基于所述程序转弯参数以及所述发射射向，对所述分离体在级间分离前的飞行过程进行仿真建模，以确定级间分离时所述分离体的分离时间、分离位置、分离体质量以及分离速度；S3：基于所述分离时间、所述分离位置、所述分离体质量以及所述分离速度，对所述分离体在飞行过程中的受力情况进行仿真建模，以确定所述分离体的仿真落地点相对目标落点的落地偏差；S4：如果所述落地偏差大于预设偏差值，则基于所述落地偏差修正当前所述程序转弯参数以及所述发射射向，并返回执行步骤S2，如果所述落地偏差小于或等于所述预设偏差值，则执行步骤S5；S5：确定当前所述程序转弯参数为目标程序转弯参数，确定当前所述发射射向为目标发射射向，基于所述目标程序转弯参数和所述目标发射射向设计所述运载火箭分离体的标准弹道。
[0007]在本申请的一些实施例中，所述确定级间分离时分离体的分离速度，包括：获取级间分离时所述运载火箭的火箭速度；获取级间分离时所述分离体相对所述运载火箭的相对速度；根据所述火箭速度和所述相对速度，确定所述分离体在发射坐标系下分离速度分量。
[0008]在本申请的一些实施例中，所述分离体的飞行过程包括上升段以及下降段，所述对所述分离体在飞行过程中的受力情况进行仿真建模，包括：对所述分离体处于所述上升段时的气动力受力情况进行仿真建模；对所述分离体处于所述下降段时的气动力受力情况进行仿真建模；对所述分离体处于飞行过程时受到的地球引力进行仿真建模。
[0009]在本申请的一些实施例中，所述对所述分离体处于所述上升段时的气动力受力情况进行仿真建模，包括：构建所述分离体的箭体坐标系，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力为：
[0010]QDLx＝CA
·
Q
·
S
[0011]所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力为0，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力为0；其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力，CA为轴向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，S为所述分离体的特征面积。
[0012]在本申请的一些实施例中，所述对所述分离体处于所述下降段时的气动力受力情况进行仿真建模，包括：如果所述分离体的飞行高度大于或等于预设高度，构建所述分离体的箭体坐标系，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力为：
[0013]QDLx＝CA
·
Q
·
S
[0014]所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力为0，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力为0；其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力，CA为轴向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，Q为动压，S为所述分离体的特征面积。
[0015]在本申请的一些实施例中，所述对所述分离体处于所述下降段时的气动力受力情况进行仿真建模，还包括：如果所述分离体的飞行高度小于预设高度，构建所述分离体的箭体坐标系，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力为：
[0016]QDLx＝CA
·
Q
·
S
[0017]所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力为：
[0018]QDLy＝CN
·
Q
·
S
[0019]所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力为0；其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力，CA为轴向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，QDLy为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力，CN为法向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，Q为动压，S为所述分离体的特征面积。
[0020]在本申请的一些实施例中，所述确定所述分离体的仿真落地点相对目标落点的落地偏差，包括：获取所述目标落点；根据所述分离体在飞行过程中的受力情况的仿真建模结果，确定所述仿真落地点；基于所述目标落点以及所述仿真落地点，确定所述分离体在发射坐标系下的x向落地偏差以及z向落地偏差。
[0021]在本申请的一些实施例中，所述基于所述落地偏差修正当前所述程序转弯参数以及所述发射射向，包括：基于所述x向落地偏差，修正当前所述程序转弯参数；基于所述z向落地偏差，修正当前所述发射射向。
[0022]在本申请的一些实施例中，按照以下公式修正当前所述程序转弯参数以及当前所述发射射向：
[0023]A
n+1
＝A
n
‑
ΔZ/K1；
[0024]FIG
n+1
＝FIG
n
‑
ΔX/K2；
[0025]其中，A
n
为当前所述发射射向，A
n+1
为一次修正后的发射射向，ΔZ为所述z向落地偏差，K1为第一修正系数，所述第一修正系数根据所述运载火箭以及所述分离体的规格确定，FIG
n
为当前所述程序转弯参数，FIG
n+1
为一次修正后的程序转弯参数，ΔX为所述x向落
地偏差，K2为第二修正系数，所述第二修正系数根据所述运载火箭以及所述分离体的规格确定。
[0026]在本申请的一些实施例中，所述基于所述目标程序转弯参数和所述目标发射射向设计所述运载火箭分离体的标准弹道，包括：
[0027]根据所述目标程序转弯参数设计所述运载火箭分离体的弹道俯仰角。
[0028]基于上述方案，本申请至少有以下优点或进步效果：
[0029]本申请提供的一种运载火箭分离体的弹道设计方法，通过仿真建模模拟分离体的实际飞行过程，确定仿真落地偏差，并基于落地偏差修正程序转弯系数和射向，通过一定程度的循环计算，不断降低仿真落地偏差至可接受范围内，能够运载火箭发射前合理设计分离体标准弹道本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭分离体的弹道设计方法，其特征在于，所述方法包括：S1：获取所述分离体的程序转弯参数以及发射射向；S2：基于所述程序转弯参数以及所述发射射向，对所述分离体在级间分离前的飞行过程进行仿真建模，以确定级间分离时所述分离体的分离时间、分离位置、分离体质量以及分离速度；S3：基于所述分离时间、所述分离位置、所述分离体质量以及所述分离速度，对所述分离体在飞行过程中的受力情况进行仿真建模，以确定所述分离体的仿真落地点相对目标落点的落地偏差；S4：如果所述落地偏差大于预设偏差值，则基于所述落地偏差修正当前所述程序转弯参数以及所述发射射向，并返回执行步骤S2，如果所述落地偏差小于或等于所述预设偏差值，则执行步骤S5；S5：确定当前所述程序转弯参数为目标程序转弯参数，确定当前所述发射射向为目标发射射向，基于所述目标程序转弯参数和所述目标发射射向设计所述运载火箭分离体的标准弹道。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定级间分离时分离体的分离速度，包括：获取级间分离时所述运载火箭的火箭速度；获取级间分离时所述分离体相对所述运载火箭的相对速度；根据所述火箭速度和所述相对速度，确定所述分离体在发射坐标系下分离速度分量。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述分离体的飞行过程包括上升段以及下降段，所述对所述分离体在飞行过程中的受力情况进行仿真建模，包括：对所述分离体处于所述上升段时的气动力受力情况进行仿真建模；对所述分离体处于所述下降段时的气动力受力情况进行仿真建模；对所述分离体处于飞行过程时受到的地球引力进行仿真建模。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述对所述分离体处于所述上升段时的气动力受力情况进行仿真建模，包括：构建所述分离体的箭体坐标系，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力为：QDLx＝CA
·
Q
·
S所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力为0，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力为0；其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力，CA为轴向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，S为所述分离体的特征面积。5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述对所述分离体处于所述下降段时的气动力受力情况进行仿真建模，包括：如果所述分离体的飞行高度大于或等于预设高度，构建所述分离体的箭体坐标系，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力为：QDLx＝CA
·
Q
·
S所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力为0，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力为0；
其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘克龙，邹延兵，汪潋，王志军，黎桪，李晓苏，张昌涌，左湛，周鑫，岳小飞，黄晓平，李钧，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：