CN106444836B - 一种无控探空火箭抗干扰设计方法 - Google Patents

Abstract

为了减小探空火箭任务载荷释放点和火箭残骸落点的性能散布，本发明提供一种无控探空火箭抗干扰设计方法，其包括以下步骤：(1)选择箭体静稳定度和发动机推力作为抗干扰设计变量；(2)通过仿真确定弹道性能偏差规律建立六自由度弹道模型；(3)确定抗干扰设计变量的取值；(4)确定发射条件。该方法通过六自由度弹道仿真的方法确定弹体的发动机推力特性、质量特性、稳定裕度，以此来减小这种弹道性能偏差，降低飞行任务和探测任务的风险，并减小残骸落点散布。本方法在几乎不增加成本的情况下有效的减少了无控探空火箭的弹道性能偏差，该方法适合各种探空火箭、火箭弹等无控箭弹的总体设计。

Description

一种无控探空火箭抗干扰设计方法

技术领域

本发明属于飞行器总体设计技术领域，主要涉及到为了减小探空火箭任务载荷释放点和火箭残骸落点的性能散布而提出的火箭总体指标的确定方法。

背景技术

探空火箭是进行空间探测和科学试验不可或缺的有效工具，在气象探测、空间环境探测、生物实验及空间新技术验证等领域取得了大量应用成果。对于需要利用降落伞进行载荷回收的探测任务应满足在任务载荷释放高度动压满足开伞要求，对于不需要降落伞回收的探测任务则主要满足任务载荷的速度、高度和姿态等要求。而由于探空火箭本身存在发动机性能偏差、结构偏差、气动系数偏差和外在的风干扰的影响，会造成弹道性能偏差，给飞行任务和探测任务带来风险。同时，弹道性能偏差会造成较大的火箭残骸落点散布，需要较大的安全区域，增加了发射成本。

发明内容

为了解决无控探空火箭弹道性能偏差的问题，本发明提出一种无控探空火箭抗干扰设计方法，该方法通过六自由度弹道仿真的方法确定弹体的发动机推力特性、质量特性、稳定裕度，以此来减小这种弹道性能偏差，降低飞行任务和探测任务的风险，并减小残骸落点散布。

本发明的技术方案是：

一种无控探空火箭抗干扰设计方法，包含以下步骤：

步骤一：选取抗干扰设计变量；

选择箭体静稳定度和发动机推力作为抗干扰设计变量。

步骤二：建立六自由度弹道模型；

本发明建立的六自由度弹道模型是包含风干扰、发动机性能偏差、结构偏差、气动偏差的六自由度弹道模型。风干扰包括风的作用高度和风速，发动机性能偏差包括推力作用线偏斜、推力作用线横移、总冲偏差、工作时间偏差、发动机推力大小偏差，结构偏差包括箭体质量偏差、箭体转动惯量偏差、质心偏差，气动偏差指气动力计算的各种偏差。

步骤三：确定抗干扰设计变量的取值；

将抗干扰设计变量在其变化范围内等间隔取值，对每一取值结果通过步骤二的六自由度弹道模型进行蒙特卡洛打靶仿真，从而确定该取值下弹道散布范围，通过将每一个取值点的弹道散布进行一一对应，即可得到无控探空火箭弹道散布随抗干扰设计变量变化曲线，通过变化曲线可以选取弹道散布最小的点对应的抗干扰设计变量。

步骤四：确定发射条件；

当抗干扰设计变量确定后即完成了总体参数的确定，在总体参数的指导下完成全箭的制造，当全箭制造完成后，可以利用地面发动机试车和三自由度转台工具进行推力偏差和结构偏差的测量，并根据发射场地的实测风进行风修计算，以此来确定发射角、方位角和工作时序。

步骤一中选取抗干扰设计变量说明如下：

通过分析弹道散布产生原因可知，增加火箭飞行速度和稳定力矩可以减小各种干扰因素的影响，在总体参数中，对火箭飞行速度和稳定力矩影响最大的是发动机推力和静稳定度，因此选择箭体静稳定度和发动机推力作为抗干扰设计变量。

步骤二中建立六自由度弹道模型说明如下：

探空火箭从发射到残骸落地共经历了四个阶段：发射离轨段、助推段、自由飞行段、残骸落地段。其中助推段和自由飞行段仅仅是少了一个推力，所以将这两个阶段合为一个阶段——火箭飞行段。

发射离轨阶段受力分析如图1，

S21.对于发射离轨段进行建模：

其中，v_x为探空火箭沿导轨方向的速度，v_y为探空火箭垂直导轨方向的速度，P为发动机推力，μ为探空火箭前后两个定向钮与导轨的摩擦系数，G为探空火箭重力，为探空火箭发射角，为探空火箭俯仰角，m为探空火箭质量，x为探空火箭沿导轨方向运动距离，ω_z为探空火箭转动角速度，J为探空火箭绕后定向钮的转动惯量。

在式(1)中，当探空火箭的前定向钮未离开发射车导轨时M_z＝0，当探空火箭离开发射车导轨后M_z如式(2)所示:

其中L_R为探空火箭后定向钮到火箭对称轴的距离，L_c为探空火箭后定向钮到探空火箭质心的轴向距离。

S22火箭飞行段模型为：

其中R为空气动力，g为引力加速度，r为探空火箭到地心的矢量，mω_e×(ω_e×r)为离心惯性力，为哥氏惯性力。ω_e为地球转动角速度，P为发动机推力，当助推段结束即进入自由飞行段时，将推力P置为零。I为箭体自身的转动惯量，ω_T为箭体自身的转动角速度，M_st为作用在火箭上的气动力矩，M_d为火箭相对大气有转动时引起的阻尼力矩，M_P为推力作用线偏斜、推力作用线横移、质心横移引起的附加推力矩，M_R为质心横移引起的附加气动力矩。

M_P具体形式为：

其中η为推力作用线偏斜角，ε_p为推力作用线横移距离，A_η为推力作用线偏斜方位角，A_εp为推力作用线横移方向，R_cp为质心到推力作用点的矢量。

M_R具体形式为：

其中R_cx为横移后质心到推力作用点的矢量，R_x、R_y、R_z为气动力在发射系中的分量。

风是主要的弹道干扰因素，本发明在设计初始阶段及考虑干扰因素的影响，所以在六自由度弹道模型中需要加入风干扰模型。

当考虑风干扰时，首先把风速矢量W沿发射系各轴进行分解：

则飞行速度定义为：

其中V_x、V_y、V_z为箭体在发射系中的速度分量。

气流速度倾角θ_w和气流航迹偏航角σ_w定义为：

通过坐标转换可以得到：

ψ、γ为箭体的姿态角，可以通过箭体的加速度积分得到，参数α_w、β_w和V_w分别为箭体相对于空气的速度、攻角和侧滑角，这三个量仅用于计算空气动力和空气动力矩。

S23残骸落地段模型为：

m₁为残骸的质量，残骸所受气动力R需要考虑风的影响，所以：

其中：

W_x、W_y、W_z分别为风速在发射系中的分量。C_r为残骸气动阻力系数，S_r为残骸参考面积，ρ为箭体飞行高度的大气密度，V为箭体飞行速度。

步骤三中确定抗干扰设计变量的取值的说明如下：

对于步骤一中所选取的设计变量可以根据工程经验确定取值范围，静稳定裕度不超过20％，发动机推力的取值需要根据全箭的轴线过载限制n_x和全箭质量m选取，如公式15所示：

P≤n_xmg (15)

其中g为引力系数。

当设计变量取值范围确定后，对其进行等间隔划分，以每一个划分点的取值为设计值，带入总体参数中进行六自由弹道仿真，利用蒙特卡洛打靶仿真得到该取值下的弹道散布结果。蒙特卡洛打靶方法定义如下：

将六自由弹道仿真参数进行拉偏，从而得到该参数拉偏条件下的弹道结果，与未拉偏的结果进行比较，即可得到该参数拉偏下的弹道偏差。

通过以上步骤可以得到不同划分点下的弹道散布结果，利用最小二乘法、高斯拟合等拟合方法即可得到弹道散布随设计变量变化的曲线，通过手动寻找弹道散布最小点所对应的设计变量的取值，既可以得到设计最优的抗干扰设计变量取值。

步骤四中确定发射条件的说明如下：

当抗干扰设计变量确定后既可以指导各分系统设计，从而完成全箭的制造，当全箭制造完成后，利用地面发动机试车技术和三自由转台技术可以测量得到箭体的推力偏差和结构偏差，同时根据发射场地的实测风进行风修计算，风修计算及将推力偏差、结构偏差、风干扰带入六自由度弹道模型中，计算得带在这些偏差下的弹道偏差，根据偏差结果调整发射角和发射方位角，当实际弹道低于指标要求时增加发射角，反之则减小，当实际弹道偏向发射平面的左侧时，则增大发射方位角，反之则减小。

本方法经过了大量的仿真，能在一定程度上减小探空火箭的弹道性能散布，降低飞行任务和探测任务的风险。该方法具有如下优点：

(1)利用完整的六自由度弹道进行了仿真，可以精确的得到所需要的发动机参数、静稳定度参数，从而指导总体指标的给定，而现在计算机硬件水平不断提高，仿真可以很快完成；

(2)该方法适合探空火箭、火箭弹等无控箭弹总体设计；

(3)几乎不增加成本的情况下减少无控探空火箭的弹道性能偏差。

附图说明

图1为探空火箭发射离轨阶段受力分析；

图2为探空火箭抗干扰设计方法流程图；

图3为六自由度弹道模型；

图4为弹道偏差随推力变化曲线；

图5为弹道偏差随静稳定裕度变化曲线；

图6为原方案分离点高度散布；

图7为原方案分离点动压散布；

图8为原方案残骸落点散布；

图9为抗干扰设计方法分离点高度散布；

图10为抗干扰设计方法原方案分离点动压散布；

图11为抗干扰设计方法原方案残骸落点散布；

具体实施方式

下面结合附图，以某气象探空火箭为例，对本方法的具体实施方式作进一步的说明。

本发明提出的一种无控探空火箭抗干扰设计方法的流程图如图2所示。

步骤一：选取抗干扰设计变量；

选择火箭静稳定度和发动机推力作为抗干扰设计变量。

步骤二：搭建六自由度仿真模型

按照发明内容中的技术方案搭建包含各种偏差量和干扰的六自由度模型，如图3所示。

步骤三：确定设计变量取值

根据某气象探空火箭初始设计参数，可以得到全弹道静稳定裕度变化趋势，利用该趋势，调整初始静稳定裕度，静稳定裕度变化范围取为：10％-20％。推力变化仍为原方案的变化方式，推力大小变化范围为原推力的80％-150％。通过蒙特卡洛打靶实验，做出弹道散布随设计变量变化的曲线图，结果如图4、5所示。由仿真结果选择推力增加20％，静稳定裕度选择12％。

步骤四：确定发射条件

当分系统设计完成后，可以测试出发动机推力作用线偏斜角、推力作用线横移距离、环境风，将这些干扰因素带入弹道模型进行仿真，从而确定发射角、方位角和工作时序。

为了验证抗干扰设计方法的效果，将原方案和经过抗干扰设计方法设计过后的方案在相同的偏差和干扰条件下进行蒙特卡洛打靶仿真，结果如图6-11所示。

Claims (2)

1.一种无控探空火箭抗干扰设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一：选取抗干扰设计变量；

选择箭体静稳定度和发动机推力作为抗干扰设计变量；

步骤二：建立六自由度弹道模型；

步骤三：确定抗干扰设计变量的取值；

将抗干扰设计变量在其变化范围内等间隔取值，对每一取值结果通过步骤二的六自由度弹道模型进行蒙特卡洛打靶仿真，从而确定该取值下弹道散布范围，通过将每一个取值点的弹道散布进行一一对应，即可得到无控探空火箭弹道散布随抗干扰设计变量变化曲线，通过变化曲线可以选取弹道散布最小的点对应的抗干扰设计变量；

步骤四：确定发射条件；

当抗干扰设计变量确定后即完成了总体参数的确定，在总体参数的指导下完成全箭的制造，当全箭制造完成后，可以利用地面发动机试车和三自由度转台工具进行推力偏差和结构偏差的测量，并根据发射场地的实测风进行风修计算，以此来确定发射角、方位角和工作时序。

2.根据权利要求1所述的无控探空火箭抗干扰设计方法，其特征在于，步骤二中建立六自由度弹道模型的方法如下：

探空火箭从发射到残骸落地共经历了四个阶段：发射离轨段、助推段、自由飞行段、残骸落地段，其中将助推段和自由飞行段这两个阶段合为一个阶段——火箭飞行段；现针对发射离轨段、火箭飞行段和残骸落地段进行建模：

S21.对于发射离轨段进行建模：

其中，v_x为探空火箭沿发射车导轨方向的速度，v_y为探空火箭垂直发射车导轨方向的速度，P为发动机推力，μ为探空火箭前后两个定向钮与发射车导轨的摩擦系数，G为探空火箭重力，为探空火箭发射角，为探空火箭俯仰角，m为探空火箭质量，x为探空火箭沿发射车导轨方向运动距离，ω_z为探空火箭转动角速度，J为探空火箭绕后定向钮的转动惯量；在式(1)中，当探空火箭的前定向钮未离开发射车导轨时M_z＝0，当探空火箭离开发射车导轨后M_z如式(2)所示:

其中L_R为探空火箭后定向钮到火箭对称轴的距离，L_c为探空火箭后定向钮到探空火箭质心的轴向距离；

S22.火箭飞行段模型为：

其中R为空气动力，g为引力加速度，r为探空火箭到地心的矢量，mω_e×(ω_e×r)为离心惯性力，为哥氏惯性力，ω_e为地球转动角速度，P为发动机推力，当助推段结束即进入自由飞行段时，将发动机推力P置为零；I为箭体自身的转动惯量，ω_T为箭体自身的转动角速度，M_st为作用在火箭上的气动力矩，M_d为火箭相对大气有转动时引起的阻尼力矩，M_P为推力作用线偏斜、推力作用线横移、质心横移引起的附加推力矩，M_R为质心横移引起的附加气动力矩；

M_P的形式为：

其中η为推力作用线偏斜角，ε_p为推力作用线横移距离，A_η为推力作用线偏斜方位角，为推力作用线横移方向，R_cp为质心到推力作用点的矢量；

M_R的形式为：

其中R_cx为横移后质心到推力作用点的矢量，R_x、R_y、R_z为气动力在发射系中的分量；

当考虑风干扰时，首先把风速矢量W沿发射系各轴进行分解：

则飞行速度定义为：

其中V_x、V_y、V_z为探空火箭在发射系中的速度分量；

气流速度倾角θ_w和气流航迹偏航角σ_w定义为：

通过坐标转换可以得到：

ψ、γ为探空火箭的姿态角，可以通过探空火箭的加速度积分得到，参数α_w、β_w和V_w分别为探空火箭相对于空气的速度、攻角和侧滑角；

S23残骸落地段模型为：

m₁为残骸的质量，残骸所受气动力R需要考虑风的影响，所以：

其中：

W_x、W_y、W_z分别为风速在发射系中的分量；C_r为残骸气动阻力系数，S_r为残骸参考面积，ρ为箭体飞行高度的大气密度，V为箭体飞行速度。