考虑外弹道约束的单室双推固体火箭发动机配比参数设计方法技术

本发明专利技术属于制导火箭总体设计技术领域，具体涉及一种考虑外弹道约束的单室双推固体火箭发动机配比参数设计方法，包括：步骤1：外回路内弹道寻优；步骤2：内回路外弹道寻优

【技术实现步骤摘要】
考虑外弹道约束的单室双推固体火箭发动机配比参数设计方法


[0001]本专利技术属于制导火箭总体设计
，具体涉及一种考虑外弹道约束的单室双推固体火箭发动机配比参数设计方法。

技术介绍

[0002]在制导火箭设计过程中，固体火箭发动机的设计对整个方案的可行性有着决定性影响。伴随制导火箭远程化的发展趋势，为满足射程要求，对固体火箭发动机的比冲、总冲等要求越来越高。这一系列要求对外弹道影响很大，在提高射程的同时，也造成主动段结束时火箭弹速度过大，对应的热环境越发严酷。为保证制导火箭的结构安全，一般需要对头部、舵前缘等薄弱位置增加热防护，增加了制导火箭的总成本，也造成结构呆重增加，降低了方案的最优性。
[0003]单室多推力固体火箭发动机是一种在同燃烧室内实现多级推力的火箭发动机，其主要优点是推力的分级可显著改善制导火箭的速度特性，一般以单室双推使用较为广泛。在总体设计过程中，对两级推力的工作时间比、总冲比这类配比参数一般以工程经验给出，缺少针对性设计。而此类配比参数对制导火箭的加速过程影响很大，稠密大气层内的加速过程又决定了制导火箭的最大热环境及射程能力，是提高弹药综合性能的一个重要设计途径。

技术实现思路

[0004](一)要解决的技术问题
[0005]本专利技术要解决的技术问题是：如何在单室双推固体火箭发动机总冲及总工作时间限制的条件下，通过两级工作时间、两级总冲的配比参数设计，降低外弹道弹体头部驻点、舵翼前缘等薄弱位置的最大热流率，同时提高射程能力。
[0006](二)技术方案
[0007]为了解决上述技术问题，本专利技术提供一种考虑外弹道约束的单室双推固体火箭发动机配比参数设计方法，所述方法实施过程如下：
[0008]步骤1：外回路内弹道寻优；
[0009]外回路寻优为发动机内弹道配比参数的解算；取一级工作时间占总工作时间的比例k1、一级总冲占两级总冲的比例k2为寻优参数，将外弹道计算作为寻优解算的动力学函数，将内弹道配比参数的优化问题转化为双参数的最优控制问题；
[0010]该最优控制问题采用内点法进行解算，比例k1、寻优参数k2的偏导采用有限差分进行求解，在迭代初期预设定初始值，避免迭代失效；此时外回路内弹道配比参数的优化问题即搜索k1、k2使性能指标最小，设置外回路寻优的性能指标为最大热流与最大射程的加权：
[0011][0012]式中：J为性能指标；ω1∈[0,1]，为热环境相对射程的权重值，为1则表示仅关注热流率的降低，为0则表示仅关注射程的提升；Q
δ
为外弹道弹上关注部位最大热流；S
max
为外弹道最大射程；Q
scale
、S
scale
分别为最大热流、最大射程归一化参数，取期望最大热流与期望射程；
[0013]解算过程中设置两级推力约束，单室双推两级推力比不应大于设计极限参数k
max
，得参数约束如下：
[0014][0015]步骤2：内回路外弹道寻优；
[0016]在发动机配比参数寻优过程中，外弹道优化计算作为内弹道优化的内回路；基于高斯伪谱法在球面坐标系下建立考虑完整气动环境的标准模型，对应的动力学模型如下：
[0017][0018][0019][0020][0021][0022]式中：r为地心距；V为弹速；θ为弹道倾角；S为射程；P为发动机推力；α为攻角；X为阻力，Y升力；g为重力加速度；m为全弹质量；mdot为发动机秒流量。以r、S、V、θ、m、α为状态量，攻角变化率为控制量，由瞬时平衡假设建立攻角与舵偏角的联系；内回路以射程为性能指标，即：
[0023]J＝
‑
S
end
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(8)
[0024]热流率按如下公式进行计算：
[0025][0026]式中：K
Q
为与结构相关参数；ρ为大气密度；
[0027]步骤3：内外回路综合；
[0028]在内回路解算收敛后，首先将全弹道最大热流率与最大射程加权，作为外回路的性能指标；之后外回路根据该性能指标的值与配比参数的迭代状态对内弹道解算是否收敛进行判定，若未收敛，则将内回路末次计算结果作为初值，更新外弹道优化的初值猜想，从而加快内回路的解算速度；当外回路内弹道寻优解算满足收敛精度要求后，解算结束，输出单室双推固体火箭发动机的最优时间配比、最优总冲配比参数。
[0029](三)有益效果
[0030]本专利技术针对总体设计过程中固体火箭发动机配比参数的最优设计问题提出一种简单、可靠的优化解算方法，能够有效提高总体发动机指标的先进性，降低全弹热防护成本，提高弹药射程能力，促进方案的高效优化迭代。
[0031]与现有技术相比较，本专利技术主要是在制导火箭总体设计过程中，采用内弹道与外
弹道联合优化的方法设计单室双推固体火箭发动机关键配比参数，降低外弹道热环境约束，降低弹体高热区域材料的结构风险，降低热防护成本，同时提高全弹的最大射程能力。
[0032]该方法简单、可靠，解算过程收敛迅速，能够在不显著提升固体火箭发动机技术实现难度的前提下，通过单室双推固体火箭发动机两级时间、总冲配比参数的优化设计，降低中、远程制导火箭的经济成本及结构防热难度，促进制导火箭设计水平的提升。
附图说明
[0033]图1为内弹道与外弹道双回路优化框架示意图；
[0034]图2为弹道对比曲线示意图；
[0035]图3为头部及舵前缘最大热流率对比曲线示意图；
[0036]图4为海拔高度对比曲线示意图；
[0037]图5为速度对比曲线示意图。
具体实施方式
[0038]为使本专利技术的目的、内容和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本专利技术的具体实施方式作进一步详细描述。
[0039]本专利技术提供一种考虑外弹道约束的单室双推固体火箭发动机配比参数设计方法，在进行发动机内弹道关键参数设计时考虑外弹道热环境、射程等约束；其为考虑外弹道约束条件下，求解单室双推固体火箭发动机总冲及时间最优配比的双参优化迭代方法；并提供了单室双推固体火箭发动机内弹道与外弹道联合设计的内外环最优解算框架。
[0040]为解决现有技术问题，本专利技术提供一种考虑外弹道约束的单室双推固体火箭发动机配比参数设计方法，所述方法的双回路寻优解算流程如图1所示；所述方法实施过程如下：
[0041]步骤1：外回路内弹道寻优；
[0042]外回路寻优为发动机内弹道配比参数的解算；取一级工作时间占总工作时间的比例k1、一级总冲占两级总冲的比例k2为寻优参数，将外弹道计算作为寻优解算的动力学函数，将内弹道配比参数的优化问题转化为双参数的最优控制问题；
[0043]该最优控制问题采用内点法进行解算，比例k1、寻优参数k2的偏导采用有限差分进行求解，在迭代初期预设定初始值，避免迭代失效；此时外回路内弹道配比参数的优化问题即搜索k1、k2使性能指标最小，设本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种考虑外弹道约束的单室双推固体火箭发动机配比参数设计方法，其特征在于，所述方法实施过程如下：步骤1：外回路内弹道寻优；外回路寻优为发动机内弹道配比参数的解算；取一级工作时间占总工作时间的比例k1、一级总冲占两级总冲的比例k2为寻优参数，将外弹道计算作为寻优解算的动力学函数，将内弹道配比参数的优化问题转化为双参数的最优控制问题；该最优控制问题采用内点法进行解算，比例k1、寻优参数k2的偏导采用有限差分进行求解，在迭代初期预设定初始值，避免迭代失效；此时外回路内弹道配比参数的优化问题即搜索k1、k2使性能指标最小，设置外回路寻优的性能指标为最大热流与最大射程的加权：式中：J为性能指标；ω1∈[0,1]，为热环境相对射程的权重值，为1则表示仅关注热流率的降低，为0则表示仅关注射程的提升；Q
δ
为外弹道弹上关注部位最大热流；S
max
为外弹道最大射程；Q
scale
、S
scale
分别为最大热流、最大射程归一化参数，取期望最大热流与期望射程；解算过程中设置两级推力约束，单室双推两级推力比不应大于设计极限参数k
max
，得参数约束如下：步骤2：内回路外弹道寻优；在发动机配比参数寻优过程中，外弹道优化计算作为内弹道优化的内回路；基于高斯伪谱法在球面坐标系下建立考虑完整气动环境的标准模型，对应的动力学模型如下：坐标系下建立考虑完整气动环境的标准模型，对应的动力学模型如下：坐标系下建立考虑完整气动环境的标准模型，对应的动力学模型如下：坐标系下建立考虑完整气动环境的标准模型，对应的动力学模型如下：坐标系下建立考虑完整气动环境的标准模型，对应的动力学模型如下：式中：r为地心距；V为弹速；θ为弹道倾角；S为射程；P为发动机推力；α为攻角；X为阻力，Y升力；g为重力加速度；m为全弹质量；mdot为发动机秒流量；以r、S、V、θ、m、α为状态量，攻角变化率为控制量，由瞬时平衡假设建立攻角与舵偏角的联系；内回路以射程为性能指标，即：J＝
‑
S
end
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(8)热流率按如下公式进行计算：式中：K
Q
...

【专利技术属性】
技术研发人员：乔浩，高晓波，毛瑞，杨波，杜凤怀，娄江，白风科，李庚，王鹏，张瑶，黄若超，
申请(专利权)人：西安现代控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：