CN109583080A - 一种垂直起降运载器多约束弹道快速设计平台及设计方法 - Google Patents

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韦常柱
张亮
崔乃刚
浦甲伦
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Abstract

本发明提出了一种垂直起降运载器多约束弹道快速设计平台及设计方法，属于火箭弹道设计技术领域。所述设计平台及设计方法包括仿真平台主界面模块、弹道快速设计算法选择模块、终端约束选择模块、初始参数设置模块、弹道仿真模块和数据处理与结果显示模块及其对应步骤。所述设计平台及设计方法具有提高了弹道设计和弹道特性分析的应用范围和通用性的特点。

Description

一种垂直起降运载器多约束弹道快速设计平台及设计方法
技术领域
本发明涉及一种垂直起降运载器多约束弹道快速设计平台及设计方法，属于火箭弹道设计技术领域。
背景技术
为了降低空间运载任务的发射成本，可回收垂直起降运载器相关技术的发展受到广泛关注。无论是在初期垂直起降运载器总体论证和设计阶段，还是运载发射任务初期准备阶段，全飞行段精确的弹道快速设计都是重要的技术基础。与传统的运载器运载任务相比，垂直起降飞行器需要精确的返回控制与回收，要求运载器子级分离后精确返回着陆场，要求各子级飞行段终端严格满足高度、速度、倾角约束。但是传统弹道设计方法存在初值敏感、操作复杂、通用性差和无法适应多终端约束问题。
发明内容
本发明为了解决现有技术中传统弹道设计方法存在初值敏感、操作复杂、通用性差和无法适应多终端约束的问题，为了方便垂直起降运载器总体设计人员进行多约束弹道快速设计，验证垂直起降飞行器设计参数与任务参数的合理性与可行性，同时快速设计发射诸元合理、飞行程序可行的标准弹道参数，提出了一种垂直起降运载器多约束弹道快速设计平台及设计方法，具体的：
一种垂直起降运载器多约束弹道快速设计平台，所采取的技术方案如下：
所述平台包括：
用于为垂直起降运载器多约束弹道快速设计提供仿真界面的仿真平台主界面模块；
用于选择弹道快速设计算法的弹道快速设计算法选择模块；
用于垂直起降运载器多约束弹道快速设计过程中选择运载器终端约束的终端约束选择模块；
用于垂直起降运载器多约束弹道初始参数设置的初始参数设置模块；
用于根据垂直起降运载器多约束弹道设计参数进行弹道仿真的弹道仿真模块；
用于进行垂直起降运载器多约束弹道数据处理，并将所述数据处理结果进行绘图、结果分析及数据显示的数据处理与结果显示模块。
进一步地，所述仿真平台主界面模块包括：
用于将设置好的垂直起降运载器多约束弹道设计参数保存为一个工程的工程建立与保存模块；
用于控制垂直起降运载器多约束弹道仿真开始和暂停的仿真开始与暂停主控模块；
用于控制数据处理与结果显示模块进行数据处理和结果显示的数据处理与结果显示主控模块。
进一步地，所述弹道快速设计算法选择模块包括传统的牛顿迭代法、改进的牛顿迭代法、Broyden方法和BFGS算法；
所述终端约束选择模块包括终端高度、速度、倾角约束和轨道六根数约束。所述弹道快速设计算法选择模块用于确定底层所应用的弹道设计算法。
进一步地，所述初始参数设置模块包括：
用于设置垂直起降飞行器参数的垂直起降飞行器参数设置模块；
用于设置垂直起降飞行器发射参数的发射参数设置模块；
用于设置垂直起降飞行器的飞行程序初值的飞行程序初值设置模块。
进一步地，所述垂直起降飞行器参数设置模块包括：
用于选择垂直起降一级分离后发动机工作次数的一级分离后发动机工作次数选择模块；
用于选择迭代轮数的迭代轮数选择模块；
用于选择每轮迭代轮数的维数的维数选择模块；
用于选择迭代控制量的迭代控制量选择模块；
用于选择迭代控制量可行域上限和下限的上下限选择模块；
用于选择迭代目标的迭代目标选择模块；
用于选择迭代目标的参数和精度的迭代目标参数和精度选择模块。
一种垂直起降运载器多约束弹道快速设计方法，所采取的技术方案如下：
所述方法包括：
用于为垂直起降运载器多约束弹道快速设计提供仿真界面的仿真平台主界面步骤；
用于选择弹道快速设计算法的弹道快速设计算法选择步骤；
用于垂直起降运载器多约束弹道快速设计过程中选择运载器终端约束的终端约束选择步骤；
用于垂直起降运载器多约束弹道初始参数设置的初始参数设置步骤；
用于根据垂直起降运载器多约束弹道设计参数进行弹道仿真的弹道仿真步骤；
用于进行垂直起降运载器多约束弹道数据处理，并将所述数据处理结果进行绘图、结果分析及数据显示的数据处理与结果显示步骤。
进一步地，所述仿真平台主界面步骤包括：
用于将设置好的垂直起降运载器多约束弹道设计参数保存为一个工程的工程建立与保存步骤；
用于控制垂直起降运载器多约束弹道仿真开始和暂停的仿真开始与暂停主控步骤；
用于控制数据处理与结果显示步骤进行数据处理和结果显示的数据处理与结果显示主控步骤。
进一步地，所述弹道快速设计算法选择步骤包括传统的牛顿迭代法、改进的牛顿迭代法、Broyden方法和BFGS算法；
所述终端约束选择步骤包括终端高度、速度、倾角约束和轨道六根数约束。所述弹道快速设计算法选择步骤用于确定底层所应用的弹道设计算法。
进一步地，所述初始参数设置步骤包括：
用于设置垂直起降飞行器参数的垂直起降飞行器参数设置步骤；
用于设置垂直起降飞行器发射参数的发射参数设置步骤；
用于设置垂直起降飞行器的飞行程序初值的飞行程序初值设置步骤。
进一步地，所述垂直起降飞行器参数设置步骤包括：
用于选择垂直起降一级分离后发动机工作次数的一级分离后发动机工作次数选择步骤；
用于选择迭代轮数的迭代轮数选择步骤；
用于选择每轮迭代轮数的维数的维数选择步骤；
用于选择迭代控制量的迭代控制量选择步骤；
用于选择迭代控制量可行域上限和下限的上下限选择步骤；
用于选择迭代目标的迭代目标选择步骤；
用于选择迭代目标的参数和精度的迭代目标参数和精度选择步骤。
本发明有益效果：
本发明提出的一种垂直起降运载器多约束弹道快速设计平台是一种能够进行垂直起降运载器多约束弹道快速设计的集成平台，为垂直起降运载器总体设计人员提供选择多种弹道快速设计的功能，
用户根据需要选择不同的弹道设计算法，设置不同的垂直起降运载器参数和运载任务参数进行弹道计算和弹道设计仿真，可以实现对不同形态弹道的数值仿真和弹道设计，采用模块化思想构建计算速度快精度高，能够适应不同运载任务、不同回收任务，提高了弹道设计和弹道特性分析的应用范围和通用性。
本发明提供的所述垂直起降运载器多约束弹道快速设计平台中的弹道快速设计算法选择模块以及上述各参数设置模块协同形成一种垂直起降运载器参数数据库，便于多种型号垂直起降飞行器的比较分析及平台功能的扩充：平台将目前成熟的弹道设计计算方法集成在一个计算方法库中，采用模块化构建、面向对象设计，方便不同专业水平的用户使用。底层算法采用VC++语言编写，具有人机交互界面，计算速度快，易于不同平台间的移植，便于各种用户的使用。
本发明提出的弹道快速设计算法选择模块，提供四种弹道快速设计方法供用户选择，并提示每种方法的优缺点和适用性，用户可根据实际需求自由、便捷地进行选择相应的弹道设计方法；最后，可通过数据处理与结果显示子模块，显示弹道设计结果和弹道设计偏差，并将弹道设计各项参数以绘图的形式显示出来，更加形象，方便用户对弹道设计与弹道计算结果进行观察与分析。
附图说明
图1是垂直起降运载器多约束弹道快速设计软件平台弹道迭代设计方法选择及发射、落点等参数设置界面；
图2是垂直起降运载器多约束弹道快速设计软件平台程序运行显示界面。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明做进一步说明，但本发明不受实施例的限制。
实施例1：
一种垂直起降运载器多约束弹道快速设计平台，所采取的技术方案如下：
所述平台包括：
用于为垂直起降运载器多约束弹道快速设计提供仿真界面的仿真平台主界面模块；
用于选择弹道快速设计算法的弹道快速设计算法选择模块；
用于垂直起降运载器多约束弹道快速设计过程中选择运载器终端约束的终端约束选择模块；
用于垂直起降运载器多约束弹道初始参数设置的初始参数设置模块；
用于根据垂直起降运载器多约束弹道设计参数进行弹道仿真的弹道仿真模块；
用于进行垂直起降运载器多约束弹道数据处理，并将所述数据处理结果进行绘图、结果分析及数据显示的数据处理与结果显示模块。
其中，所述仿真平台主界面模块包括：
用于将设置好的垂直起降运载器多约束弹道设计参数保存为一个工程的工程建立与保存模块；
用于控制垂直起降运载器多约束弹道仿真开始和暂停的仿真开始与暂停主控模块；
用于控制数据处理与结果显示模块进行数据处理和结果显示的数据处理与结果显示主控模块。
所述弹道快速设计算法选择模块包括传统的牛顿迭代法、改进的牛顿迭代法、Broyden方法和BFGS算法；
所述弹道快速设计算法选择模块还包括用于提示用户每种弹道快速设计算法的优缺点和适用性的算法提示模块。
所述终端约束选择模块包括终端高度、速度、倾角约束和轨道六根数约束。所述弹道快速设计算法选择模块用于确定底层所应用的弹道设计算法。
所述初始参数设置模块包括：
用于设置垂直起降飞行器参数的垂直起降飞行器参数设置模块；
用于设置垂直起降飞行器发射参数的发射参数设置模块；
用于设置垂直起降飞行器的飞行程序初值的飞行程序初值设置模块。
所述垂直起降飞行器参数设置模块包括：
用于选择垂直起降一级分离后发动机工作次数的一级分离后发动机工作次数选择模块；
用于选择迭代轮数的迭代轮数选择模块；
用于选择每轮迭代轮数的维数的维数选择模块；
用于选择迭代控制量的迭代控制量选择模块；
用于选择迭代控制量可行域上限和下限的上下限选择模块；
用于选择迭代目标的迭代目标选择模块；
用于选择迭代目标的参数和精度的迭代目标参数和精度选择模块。
本实施例提出的垂直起降运载器多约束弹道快速设计平台，用户在使用过程包括：
步骤一、在Windows 7及以上版本环境中打开垂直起降运载器多约束弹道快速设计方法集成平台软件，编译.exe文件通过后进入仿真平台主界面模块；
步骤二、在仿真平台主界面中，分别利用一级分离后发动机工作次数选择模块和弹道快速设计算法选择模块选择垂直起降一级分离后发动机工作次数和迭代方法，并利用垂直起降飞行器参数设置模块对迭代轮数、迭代控制量与迭代目标量进行选择；其中具体设置包括：迭代轮数的选择、每轮迭代轮数的维数选择、迭代控制量及其可行域上下限选择、迭代目标量及其参数和精度选择，从而进行精确的弹道迭代设计，提高算法的通用性、可靠性；
步骤三、在仿真平台主界面模块中，利用发射参数设置模块对发射点参数(发射方位角、经度、纬度、高程)以及落点(经度、纬度)参数进行选择；
步骤四、程序开始仿真后，通过数据处理与结果显示模块以及数据处理与结果显示主控模块的协同运行使仿真平台主界面弹出程序实时运行结果，便于用户查看程序运行进程和停止程序运行，界面显示程序运行状态以及各个具体参数名称和数值；
步骤五、程序运行结束后，通过数据处理与结果显示模块以及数据处理与结果显示主控模块的协同运行对数据进行绘图及结果分析，绘图软件使用Qt绘图类QCustomPlot对仿真结果进行显示；即完成了垂直起降运载器多约束弹道快速设计。
其中，所述弹道快速设计算法选择模块中的改进的牛顿迭代法为本申请人的在先发明专利申请：垂直起降可重复使用运载器通用快速弹道迭代设计方法(CN2018110506751)中记载的在广义牛顿迭代方法基础上进行改进而形成的改进牛顿迭代方法，所述利用改进的牛顿迭代方法进行弹道迭代设计的具体过程为：
步骤1：针对迭代控制量和迭代目标量维数确定x∈D的非线性方程组的解，所述非线性方程组为：
F(x)＝0 (0-2)
其中，x(k)∈D是近似解，k表示迭代轮数，D表示迭代控制量的可行域；迭代控制量x为第一步中所述参数，即各飞行段的时间和程序角指令，具体包括自由滑行段的飞行时间t1、俯仰角变化率偏航角变化率动力调整段发动机工作时间t2，自由再入段飞行时间t3，动力减速段发动机工作时间t4，气动再入段飞行时间t5，动力着陆段偏航角变化率F(x)为所述各分型段的时间和程序指令的迭代方程；并利用数值差分的方法求解F(x)的微分矩阵；
步骤2：若F(x)在x(k)附近可微，则在x(k)附近将F(x)线性化，线性化后获得F(x)线性化模型如下：
F(x)≈F(x(k))+F'(x(k))(x-x(k)) (0-3)
其中，F’(x(k))表示雅可比矩阵，由此可获得x(k)附近方程组近似地简化成线性方程组：
F(x(k))+F'(x(k))(x-x(k))＝0 (0-4)
当F'(x(k))非奇异时，线性方程组存在惟一解，记所述唯一解为x(k+1)，其中，所述唯一解为：
x(k+1)＝x(k)-[F'(x(k))]-1F(x(k)) (0-5)
其中，所述唯一解x(k+1)为迭代控制量和迭代目标量维数的迭代模型；
步骤3：当迭代控制量多于目标量时，雅克比矩阵A不是满秩的，为使用牛顿迭代，所求逆矩阵为广义逆矩阵，对于矩阵A有满秩分解A＝Fm×rGr×n(列满秩×行满秩)，则
A+＝GH(GGH)-1FH＝GH(FHAGH)-1FH (0-6)
将A+代替式(0-5)中[F'(x(k))]-1即可得到迭代控制量多于目标量时雅克比逆矩阵。
为保证弹道迭代设计过程中，终端约束偏差单调递减将所述步骤2所述迭代模型改进为迭代控制量和迭代目标量维数的迭代更新模型，所述迭代更新模型如下：
x(k+1)＝x(k)-ηA+F(x(k)) (0-7)
其中，η为松弛因子；A+为雅克比矩阵的广义逆矩阵。
所述松弛因子的模型为：
实施例2
一种垂直起降运载器多约束弹道快速设计方法，所采取的技术方案如下：
所述方法包括：
用于为垂直起降运载器多约束弹道快速设计提供仿真界面的仿真平台主界面步骤；
用于选择弹道快速设计算法的弹道快速设计算法选择步骤；
用于垂直起降运载器多约束弹道快速设计过程中选择运载器终端约束的终端约束选择步骤；
用于垂直起降运载器多约束弹道初始参数设置的初始参数设置步骤；
用于根据垂直起降运载器多约束弹道设计参数进行弹道仿真的弹道仿真步骤；
用于进行垂直起降运载器多约束弹道数据处理，并将所述数据处理结果进行绘图、结果分析及数据显示的数据处理与结果显示步骤。
其中，所述仿真平台主界面步骤包括：
用于将设置好的垂直起降运载器多约束弹道设计参数保存为一个工程的工程建立与保存步骤；
用于控制垂直起降运载器多约束弹道仿真开始和暂停的仿真开始与暂停主控步骤；
用于控制数据处理与结果显示步骤进行数据处理和结果显示的数据处理与结果显示主控步骤。
所述弹道快速设计算法选择步骤包括传统的牛顿迭代法、改进的牛顿迭代法、Broyden方法和BFGS算法；
所述弹道快速设计算法选择步骤还包括用于提示用户每种弹道快速设计算法的优缺点和适用性的算法提示步骤。
所述终端约束选择步骤包括终端高度、速度、倾角约束和轨道六根数约束。所述弹道快速设计算法选择步骤用于确定底层所应用的弹道设计算法。
所述初始参数设置步骤包括：
用于设置垂直起降飞行器参数的垂直起降飞行器参数设置步骤；
用于设置垂直起降飞行器发射参数的发射参数设置步骤；
用于设置垂直起降飞行器的飞行程序初值的飞行程序初值设置步骤。
所述垂直起降飞行器参数设置步骤包括：
用于选择垂直起降一级分离后发动机工作次数的一级分离后发动机工作次数选择步骤；
用于选择迭代轮数的迭代轮数选择步骤；
用于选择每轮迭代轮数的维数的维数选择步骤；
用于选择迭代控制量的迭代控制量选择步骤；
用于选择迭代控制量可行域上限和下限的上下限选择步骤；
用于选择迭代目标的迭代目标选择步骤；
用于选择迭代目标的参数和精度的迭代目标参数和精度选择步骤。
本实施例所述垂直起降运载器多约束弹道快速设计方法，首先，在Windows 7及以上版本环境中打开垂直起降运载器多约束弹道快速设计方法集成平台软件，编译.exe文件通过后进入仿真平台主界面；然后在仿真平台主界面中，分别利用一级分离后发动机工作次数选择模块和弹道快速设计算法选择模块选择垂直起降一级分离后发动机工作次数和迭代方法，并利用垂直起降飞行器参数设置模块对迭代轮数、迭代控制量与迭代目标量进行选择；其中具体设置包括：迭代轮数的选择、每轮迭代轮数的维数选择、迭代控制量及其可行域上下限选择、迭代目标量及其参数和精度选择，从而进行精确的弹道迭代设计，提高算法的通用性、可靠性；随后，在仿真平台主界面模块中，利用发射参数设置模块对发射点参数(发射方位角、经度、纬度、高程)以及落点(经度、纬度)参数进行选择；在程序开始仿真后，通过数据处理与结果显示模块以及数据处理与结果显示主控模块的协同运行使仿真平台主界面弹出程序实时运行结果，便于用户查看程序运行进程和停止程序运行，界面显示程序运行状态以及各个具体参数名称和数值；最后在，程序运行结束后，通过数据处理与结果显示模块以及数据处理与结果显示主控模块的协同运行对数据进行绘图及结果分析，绘图软件使用Qt绘图类QCustomPlot对仿真结果进行显示；即完成了垂直起降运载器多约束弹道快速设计。
虽然本发明已以较佳的实施例公开如上，但其并非用以限定本发明，任何熟悉此技术的人，在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做各种改动和修饰，因此本发明的保护范围应该以权利要求书所界定的为准。

Claims (10)

1.一种垂直起降运载器多约束弹道快速设计平台，其特征在于，所述平台包括：
用于为垂直起降运载器多约束弹道快速设计提供仿真界面的仿真平台主界面模块；
用于选择弹道快速设计算法的弹道快速设计算法选择模块；
用于垂直起降运载器多约束弹道快速设计过程中选择运载器终端约束的终端约束选择模块；
用于垂直起降运载器多约束弹道初始参数设置的初始参数设置模块；
用于根据垂直起降运载器多约束弹道设计参数进行弹道仿真的弹道仿真模块；
用于进行垂直起降运载器多约束弹道数据处理，并将所述数据处理结果进行绘图、结果分析及数据显示的数据处理与结果显示模块。
2.根据权利要求1所述垂直起降运载器多约束弹道快速设计平台，其特征在于，所述仿真平台主界面模块包括：
用于将设置好的垂直起降运载器多约束弹道设计参数保存为一个工程的工程建立与保存模块；
用于控制垂直起降运载器多约束弹道仿真开始和暂停的仿真开始与暂停主控模块；
用于控制数据处理与结果显示模块进行数据处理和结果显示的数据处理与结果显示主控模块。
3.根据权利要求1所述垂直起降运载器多约束弹道快速设计平台，其特征在于，所述弹道快速设计算法选择模块包括传统的牛顿迭代法、改进的牛顿迭代法、Broyden方法和BFGS算法；
所述终端约束选择模块包括终端高度、速度、倾角约束和轨道六根数约束。
4.根据权利要求1所述垂直起降运载器多约束弹道快速设计平台，其特征在于，所述初始参数设置模块包括：
用于设置垂直起降飞行器参数的垂直起降飞行器参数设置模块；
用于设置垂直起降飞行器发射参数的发射参数设置模块；
用于设置垂直起降飞行器的飞行程序初值的飞行程序初值设置模块。
5.根据权利要求4所述垂直起降运载器多约束弹道快速设计平台，其特征在于，所述垂直起降飞行器参数设置模块包括：
用于选择垂直起降一级分离后发动机工作次数的一级分离后发动机工作次数选择模块；、
用于选择迭代轮数的迭代轮数选择模块；
用于选择每轮迭代轮数的维数的维数选择模块；
用于选择迭代控制量的迭代控制量选择模块；
用于选择迭代控制量可行域上限和下限的上下限选择模块；
用于选择迭代目标的迭代目标选择模块；
用于选择迭代目标的参数和精度的迭代目标参数和精度选择模块。
6.一种垂直起降运载器多约束弹道快速设计方法，其特征在于，所述方法包括：
用于为垂直起降运载器多约束弹道快速设计提供仿真界面的仿真平台主界面步骤；
用于选择弹道快速设计算法的弹道快速设计算法选择步骤；
用于垂直起降运载器多约束弹道快速设计过程中选择运载器终端约束的终端约束选择步骤；
用于垂直起降运载器多约束弹道初始参数设置的初始参数设置步骤；
用于根据垂直起降运载器多约束弹道设计参数进行弹道仿真的弹道仿真步骤；
用于进行垂直起降运载器多约束弹道数据处理，并将所述数据处理结果进行绘图、结果分析及数据显示的数据处理与结果显示步骤。
7.根据权利要求6所述垂直起降运载器多约束弹道快速设计方法，其特征在于，所述仿真平台主界面步骤包括：
用于将设置好的垂直起降运载器多约束弹道设计参数保存为一个工程的工程建立与保存步骤；
用于控制垂直起降运载器多约束弹道仿真开始和暂停的仿真开始与暂停主控步骤；
用于控制数据处理与结果显示步骤进行数据处理和结果显示的数据处理与结果显示主控步骤。
8.根据权利要求6所述垂直起降运载器多约束弹道快速设计方法，其特征在于，所述弹道快速设计算法选择步骤包括传统的牛顿迭代法、改进的牛顿迭代法、Broyden方法和BFGS算法；
所述终端约束选择步骤包括终端高度、速度、倾角约束和轨道六根数约束。
9.根据权利要求6所述垂直起降运载器多约束弹道快速设计方法，其特征在于，所述初始参数设置步骤包括：
用于设置垂直起降飞行器参数的垂直起降飞行器参数设置步骤；
用于设置垂直起降飞行器发射参数的发射参数设置步骤；
用于设置垂直起降飞行器的飞行程序初值的飞行程序初值设置步骤。
10.根据权利要求9所述垂直起降运载器多约束弹道快速设计方法，其特征在于，所述垂直起降飞行器参数设置步骤包括：
用于选择垂直起降一级分离后发动机工作次数的一级分离后发动机工作次数选择步骤；、
用于选择迭代轮数的迭代轮数选择步骤；
用于选择每轮迭代轮数的维数的维数选择步骤；
用于选择迭代控制量的迭代控制量选择步骤；
用于选择迭代控制量可行域上限和下限的上下限选择步骤；
用于选择迭代目标的迭代目标选择步骤；
用于选择迭代目标的参数和精度的迭代目标参数和精度选择步骤。
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