一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法技术

本发明专利技术涉及运载火箭制导控制领域，尤其涉及一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法，包括步骤S1：获得箭体坐标系下的相对来流速度矢量；步骤S2：计算箭体坐标系到轴线偏斜体坐标系的坐标转换矩阵；步骤S3：将运载火箭的相对来流速度矢量从箭体坐标系转换到轴线偏斜体坐标系；步骤S4：根据运载火箭的相对来流速度矢量在轴线偏斜体坐标系各坐标轴上的分量，计算总攻角和来流方位角；步骤S5：根据总攻角和来流方位角计算运载火箭所受的气动力和气动力矩。本发明专利技术能够适用于新型运载火箭基于总攻角和来流方位角的气动模型，能够实现考虑箭体轴线偏斜的运载火箭仿真计算，进而完成箭体轴线偏斜对运载火箭的影响分析，提高运载火箭性能和可靠性。运载火箭性能和可靠性。运载火箭性能和可靠性。

【技术实现步骤摘要】
一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法


[0001]本专利技术涉及运载火箭制导控制领域，尤其涉及一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法。

技术介绍

[0002]运载火箭在飞行过程中，不可避免地会受到各种因素的干扰，使运载火箭偏离预定的飞行轨迹而产生误差。其中，箭体加工装配误差导致的箭体轴线偏斜使箭体轴线与理论轴线不再重合，箭体外形也相应发生变化，改变了总攻角和来流方位角，进而改变运载火箭所受气动力，是一种影响较大的干扰因素。
[0003]现有考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法仅适用于传统的基于攻角和侧滑角的气动模型，无法适用于新型运载火箭基于总攻角和来流方位角的气动模型。如何根据运载火箭相对来流速度矢量和轴线偏斜参数，计算考虑轴线偏斜的总攻角和来流方位角，进而计算出运载火箭所受气动力和气动力矩，以实现考虑箭体轴线偏斜的运载火箭仿真计算，完成箭体轴线偏斜对运载火箭制导控制的影响分析，提高运载火箭性能和可靠性，是本领域急需解决的技术问题。

技术实现思路

[0004]本专利技术解决的技术问题是：填补现有技术的空缺，提出了一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法，根据运载火箭相对来流速度矢量和轴线偏斜参数，计算考虑轴线偏斜的总攻角和来流方位角，进而计算出运载火箭所受气动力和气动力矩，以实现考虑箭体轴线偏斜的运载火箭仿真计算，完成箭体轴线偏斜对运载火箭制导控制的影响分析，提高运载火箭性能和可靠性。
[0005]本专利技术的目的可通过下列技术方案来实现：
[0006]一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法，包括以下步骤：
[0007]步骤S1：定义运载火箭箭体坐标系，并获得箭体坐标系下的相对来流速度矢量[V
x1 V
y1 V
z1
]T
；
[0008]步骤S2：根据运载火箭的箭体轴线偏斜参数，计算箭体坐标系到轴线偏斜体坐标系的坐标转换矩阵
[0009]步骤S3：将运载火箭的相对来流速度矢量从箭体坐标系转换到轴线偏斜体坐标系；
[0010]步骤S4：根据运载火箭的相对来流速度矢量在轴线偏斜体坐标系各坐标轴上的分量，计算总攻角α
Q
和来流方位角Φ
Q
；
[0011]步骤S5：根据总攻角α
Q
和来流方位角Φ
Q
，计算运载火箭所受的气动力[R
x1 R
y1 R
z1
]T
和气动力矩[M
Rx1 M
Ry1 M
Rz1
]T
。
[0012]优选的，在步骤S1中，箭体坐标系为：箭体坐标系的原点O为运载火箭的质心，OX1轴沿着运载火箭的理论箭体轴线指向头部，OY1轴在运载火箭的纵对称平面内，垂直于OX1轴
并指向基准方向，OZ1轴与OX1轴、OY1轴组成右手坐标系。
[0013]优选的，在步骤S2中，箭体轴线偏斜参数包括轴线偏斜角η和轴线偏斜方向角ρ；
[0014]其中，轴线偏斜角η为箭体轴线矢量与箭体坐标系中的OX1轴间的夹角；
[0015]轴线偏斜方向角ρ为箭体坐标系中的OY1轴到箭体轴线矢量在箭体坐标系的Y1OZ1平面上的投影的夹角；其中，将运载火箭头部为正面进行观察，逆时针旋转为正。
[0016]优选的，在步骤S2中，箭体坐标系到轴线偏斜体坐标系的坐标转换矩阵计算方法如下：
[0017][0018]其中，ρ为轴线偏斜方向角，η为轴线偏斜角。
[0019]优选的，在步骤S3中，轴线偏斜体坐标系为：轴线偏斜体坐标系的原点O为运载火箭的质心，OX
t
轴沿着运载火箭的实际箭体轴线指向头部，OY
t
轴在运载火箭的纵对称平面内，垂直于OX
t
轴并指向基准方向，OZ
t
轴与OX
t
轴、OY
t
轴组成右手坐标系。
[0020]优选的，在步骤S3中，运载火箭的相对来流速度矢量从箭体坐标系转换到轴线偏斜体坐标系，计算方法如下：
[0021][0022]其中，[V
tx V
ty V
tz
]T
为轴线偏斜体坐标系下的相对来流速度矢量，为坐标转换矩阵，[V
x1 V
y1 V
z1
]T
为箭体坐标系下的相对来流速度矢量。
[0023]优选的，在步骤S4中，总攻角α
Q
为运载火箭的相对来流速度的矢量与箭体坐标系中的OX1轴间的夹角。
[0024]优选的，在步骤S4中，来回方位角Φ
Q
为轴线偏斜体坐标系的负OY
t
轴到运载火箭的相对来流速度矢量在箭体坐标系Y
t
OZ
t
平面上的投影的夹角，其中，将运载火箭头部为正面进行观察，逆时针旋转为正。
[0025]优选的，其特征在于，在步骤S4中，计算总攻角α
Q
和来流方位角Φ
Q
进一步包括，计算方法如下：
[0026][0027][0028]其中，在轴线偏斜体坐标系下，V
tx
表示相对来流速度在OX
t
轴方向上的分量，V
ty
表示相对来流速度在OY
t
轴方向上的分量，V
tz
表示相对来流速度在OZ
t
轴方向上的分量。
[0029]优选的，在步骤S5中，计算运载火箭所受的气动力[R
x1 R
y1 R
z1
]T
和气动力矩[M
Rx1 M
Ry1 M
Rz1
]T
，进一步包括：
[0030]计算气动力[R
x1 R
y1 R
z1
]T
：
[0031][0032]其中，q为动压，S为特征面积，C
x1
为轴向力系数，C
n
为法向力系数，C
x1
和C
n
均为总攻角α
Q
、来流方位角Φ
Q
和马赫数的函数；
[0033]计算气动力矩[M
Rx1 M
Ry1 M
Rz1
]T
：
[0034][0035]其中，[L
Rx1 L
Ry1 L
Rz1
]T
为气动压心在箭体坐标系下的位置矢量，[L
Rx1 L
Ry1 L
Rz1
]T
是总攻角α
Q
和马赫数的函数，马赫数为运载火箭的速度与周围介质声速之比。
[0036]与现有技术相比，本专利技术存在以下至少一种技术效果：
[0037]本专利技术提出的一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤S1：定义运载火箭箭体坐标系，并获得所述箭体坐标系下的相对来流速度矢量[V
x1 V
y1 V
z1
]
T
；步骤S2：根据所述运载火箭的箭体轴线偏斜参数，计算所述箭体坐标系到轴线偏斜体坐标系的坐标转换矩阵步骤S3：将所述运载火箭的所述相对来流速度矢量从所述箭体坐标系转换到所述轴线偏斜体坐标系；步骤S4：根据所述运载火箭的所述相对来流速度矢量在所述轴线偏斜体坐标系各坐标轴上的分量，计算总攻角α
Q
和来流方位角Φ
Q
；步骤S5：根据所述总攻角α
Q
和所述来流方位角Φ
Q
，计算所述运载火箭所受的气动力[R
x1 R
y1 R
z1
]
T
和气动力矩[M
Rx1 M
Ry1 M
Rz1
]
T
。2.根据权利要求1所述的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，在所述步骤S1中，所述箭体坐标系为：所述箭体坐标系的原点O为所述运载火箭的质心，OX1轴沿着所述运载火箭的理论箭体轴线指向头部，OY1轴在所述运载火箭的纵对称平面内，垂直于所述OX1轴并指向基准方向，OZ1轴与所述OX1轴、所述OY1轴组成右手坐标系。3.根据权利要求2所述的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，在所述步骤S2中，所述箭体轴线偏斜参数包括轴线偏斜角η和轴线偏斜方向角ρ；其中，所述轴线偏斜角η为箭体轴线矢量与所述箭体坐标系中的所述OX1轴间的夹角；所述轴线偏斜方向角ρ为所述箭体坐标系中的所述OY1轴到所述箭体轴线矢量在所述箭体坐标系的Y1OZ1平面上的投影的夹角；其中，将运载火箭头部为正面进行观察，逆时针旋转为正。4.根据权利要求3所述的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，在所述步骤S2中，所述箭体坐标系到所述轴线偏斜体坐标系的所述坐标转换矩阵计算方法如下：其中，ρ为所述轴线偏斜方向角，η为所述轴线偏斜角。5.根据权利要求2所述的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，在所述步骤S3中，所述轴线偏斜体坐标系为：所述轴线偏斜体坐标系的原点O为所述运载火箭的所述质心，OX
t
轴沿着所述运载火箭的实际箭体轴线指向头部，OY
t
轴在所述运载火箭的纵对称平面内，垂直于所述OX
t
轴并指向基准方向，OZ
t
轴与所述OX
t
轴、所述OY
t
轴组成右手坐标系。6.根据权利要求1所述的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，在所述步骤S3中，所述运载火箭的所述相对来流速度矢量从所述箭体坐标系转换到所述轴线偏斜体坐标系，计算方法如下：
其中，[V
tx V
ty V
tz
]
T
为所述轴线偏斜体坐标...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈尔康，毛承元，王立扬，陈韦贤，谢立，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：