CN111368369B - 运载火箭的飞行性能参数设计方法、装置和电子设备 - Google Patents

运载火箭的飞行性能参数设计方法、装置和电子设备 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种运载火箭的飞行性能参数设计方法、装置和电子设备，涉及运载火箭参数设计的技术领域，运载火箭的飞行性能参数设计方法包括：确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数；基于设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数，确定飞行阶段，建立飞行性能参数模型；将飞行性能参数模型按飞行阶段分解建模，并建立两级弹道计算流程；获取设计变量的数值；将设计变量的数值输入到飞行性能参数模型中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值，本发明建立了统一的运载火箭的飞行性能参数的设计流程，能够将运载火箭的飞行性能参数设计问题转化为建立模型并通过模型进行求取参数的过程，提高了设计效率，且缩短了设计时间。

Description

运载火箭的飞行性能参数设计方法、装置和电子设备
技术领域
本发明涉及运载火箭参数设计技术领域，尤其是涉及一种运载火箭的飞行性能参数设计方法、装置和电子设备。
背景技术
随着科学技术的发展，现代小卫星的优势越来越明显，世界范围内小卫星发射需求不断增加。目前可靠可行的小卫星入轨搭乘的运载器，一般为化学燃料供能的小型运载火箭。
运载火箭具有很多种推进剂形态的动力系统，固体发动机、液体发动机、固液发动机；运载火箭还具有多种结构形式和级数：一级结构火箭、二级结构火箭，各级间或串联或并联或分别串联并联等。计算上述运载火箭的飞行性能参数设计中，需要针对某一确定型号的运载火箭，进行其弹道的计算。不同于工程阶段的弹道设计，运载火箭初步设计阶段的弹道设计具有如下特点：需要一定的精度以保证未来详细设计时具备工程精度下的入轨能力，同时尽量简化模型以减少设计时间、保证设计效率。因此传统的飞行性能计算包含三类参数(控制参数，动力性能参数，以及气动参数)，再结合龙格库塔积分方法，通过优化方法即可得寻求一条可行弹道。然而众所周知，龙哥库塔方法从某一初值开始积分，最终得到终值处的轨道参数，只能按时间顺序积分且无法实现并行计算。这样在实际的运载火箭初步设计过程中，每设计一次就要进行较长时间的寻求可行弹道过程，则优化过程设计出不同种类的运载火箭，实际上共需要二者乘积步数(运载火箭数乘以每次可行弹道寻找步数)来实现一次完整的设计优化，耗时极长。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供运载火箭的性能参数设计方法、装置和电子设备，建立了统一的运载火箭的飞行性能参数的设计流程，实现飞行过程的分段并行计算，在满足需求精度的情况下，提高了设计效率，且缩短了设计时间。
本发明实施例提供了一种运载火箭的飞行性能参数设计方法，所述方法包括：
确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数；
基于所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，确定飞行阶段，建立飞行性能参数模型；
将所述飞行性能参数模型按飞行阶段分解建模，并建立两级弹道计算流程；
获取所述设计变量的数值；
将所述设计变量的数值输入到所述弹道计算流程中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值。
进一步地，所述两级弹道计算流程的步骤，包括：
将火箭飞行弹道的计算分为两级进行，分别为系统级和子系统级；
所述子系统级包含多个子系统，每个所述子系统内按照其各自所述飞行阶段进行独立建模；
保证每个所述子系统中的目标设置为与所述系统级的下传参数偏差最小；
所述系统级负责判断每个所述子系统的上传参数中相同的变量，以使所述子系统的上传参数偏差最小，若此偏差不满足要求，系统级继续计算并下传参数到子系统级，与上一步骤形成弹道循环计算；
其中，所述系统级的下传参数、所述子系统级的上传参数为两级之间共有的耦合变量，为各段飞行参数的初值和终值。
进一步地，所述弹道循环计算的步骤包括：
所述系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则下传参数至子系统级进行计算；
子系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则上传参数至系统级再次计算。
进一步地，基于所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，确定飞行阶段，建立所述飞行性能参数模型的步骤，包括：
根据所述设计变量，建立质心运动学函数；
根据所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，建立大气参数函数；确定飞行阶段，并选取每一个所述飞行阶段的飞行控制函数；基于所述设计变量、所述火箭结构参数、所述大气参数函数以及所述飞行控制函数，建立气动函数；建立地球引力函数；基于所述发动机性能参数、所述气动函数和所述地球引力函数，建立所述质心动力学函数；
根据所述质心运动学函数和所述质心动力学函数，建立所述飞行性能参数模型。
进一步地，在将所述设计变量的数值输入到所述飞行性能参数模型中，得到所述运载火箭的所述飞行性能参数的数值的步骤之后，所述方法还包括：
根据所述飞行性能参数的数值，进行建立具有所述飞行性能参数的数值的模型，并将所述模型转换为文件形式，进行存储，以便于后续工作人员使用。
本申请还提供一种运载火箭的飞行性能参数设计装置，所述装置包括：
确定模块，用于确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数；
建立模块，用于基于所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，确定飞行阶段，建立飞行性能参数模型；
分解模块，用于将所述飞行性能参数模型按飞行阶段分解，并建立两级弹道计算流程；
获取模块，用于获取所述设计变量的数值；
计算模块，用于将所述设计变量的数值输入到所述弹道计算流程中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值。
进一步地，所述分解模块，包括：
第一分析模块：用于将火箭飞行弹道的计算分为两级，分别为系统级和子系统级；
第二分析模块：所述子系统级包含多个子系统，用于将每个所述子系统内按照其各自所述飞行阶段进行独立建模；
第三分析模块：用于保证每个所述子系统中的目标设置为与所述系统级的下传参数偏差最小；
第四分析模块：所述系统级用于负责判断每个所述子系统的上传参数中相同的变量，以使所述子系统的上传参数偏差最小，若此偏差不满足要求，系统级继续计算并下传参数到子系统级，与上一步骤形成弹道循环计算；
其中，所述系统级的下传参数、所述子系统级的上传参数为两级之间共有的耦合变量，为各段飞行参数的初值和终值。
进一步地，所述第四分析模块，用于:在所述系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则下传参数至所述子系统级进行计算；
在所述子系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则上传参数至所述系统级再次计算。
进一步地，所述建立模块，包括：
第一建立模块，用于根据所述设计变量，建立质心运动学函数；
第二建立模块，用于根据所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，建立大气参数函数；确定飞行阶段，并选取每一个所述飞行阶段的飞行控制函数，基于所述设计变量、所述火箭结构参数、所述大气参数函数以及所述飞行控制函数，建立气动函数，建立地球引力函数，基于所述发动机性能参数、所述气动函数和所述地球引力函数，建立所述质心动力学函数；
第三建立模块，用于根据所述质心运动学函数和所述质心动力学函数，建立所述飞行性能参数模型。
本申请还提供一种电子设备，包括存储器、处理器，所述存储器中存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述的方法的步骤。
本发明实施例带来了以下有益效果：确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数，基于设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数，建立飞行性能参数模型，获取设计变量的数值，将设计变量的数值带入到飞行性能参数模型中，计算飞行性能参数模型，得到运载火箭的飞行性能参数的数值，本发明建立了统一的运载火箭的飞行性能参数的设计流程，能够将运载火箭的飞行性能参数设计问题转化为建立模型并通过模型进行求取参数的过程，提高了设计效率，且缩短了设计时间。
本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。
为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的运载火箭的飞行性能参数设计方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的步骤S120的实现方式的流程图；
图3为本发明实施例提供的建立质心动力学函数的实现方式的流程图；
图4为本发明实施例提供的三级运载火箭的飞行过程的示意图；
图5为本发明实施例提供的步骤S130的实现方式的框图；
图6为本发明实施例提供的弹道循环计算的流程图；
图7为本发明实施例提供的运载火箭的飞行性能参数设计装置的结构图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
结合图1所示，本发明实施例提供了一种运载火箭的飞行性能参数设计方法，所述方法包括：
S110：确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数。
由于运载火箭的结构可以具有多级，例如，一级运载火箭、二级运载火箭、三级运载火箭等等，所以，需要根据运载火箭的具体结构确定设计变量。
设计变量的确定：设计变量选择为飞行性能参数模型中需要确定的参数。以三级运载火箭为例，可以选取程序转弯段最大攻角α1max、程序转弯段控制参数β1和真空飞行段二子级和三子级俯仰角速度控制参数
Figure GDA0003835104160000071
和
Figure GDA0003835104160000072
二三子级间滑翔段时长TGlide2，共计5个作为设计变量。当然，对于一级运载火箭和二级运载火箭设计变量可以不同。
火箭结构参数的确定：火箭结构参数包括总质量、长度、各级直径、推进剂质量流量。由各级直径可推出各飞行阶段的最大直径。由总质量和推进剂质量流量可推出火箭实时质量。
发动机性能参数的确定：由发动机的设计可以得到发动机性能参数，包括：平均比冲、平均推力、工作时间。
S120：基于设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数，建立飞行性能参数模型。
可以按照结合图2所示的方式进行：S121：根据设计变量，建立质心运动学函数，S122：根据设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数，建立质心动力学函数，S123：根据质心运动学函数和质心动力学函数，建立飞行性能参数模型。
其中，S121：根据所述设计变量，建立质心运动学函数。
质心运动学函数：
质心运动学函数由式(1)至式(2)确定，其中xt、yt、zt为运载火箭的质心位置随时间变化的发射坐标系下分量，x0＝0、y0＝0、z0＝0为运载火箭发射点初始位置，其中，x0、y0、z0的取值不一定是0，主要视情况而定，例如，采用空中放射时，即飞机上携带运载火箭时，就不全为0，vx、vy、vz为速度在坐标系下的分量，ax、ay、az为加速度在发射坐标系下的分量且可由动力学方程求解，vx0＝0、vy0＝0、vz0＝0为初始速度。
Figure GDA0003835104160000091
Figure GDA0003835104160000092
其中，步骤S122：根据所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，建立质心动力学函数。详细来讲，结合图3所示:
S1221：建立大气参数函数。其中，大气参数函数作用是计算大气密度和压强。首先给定等间隔高度，计算出温度、压力、密度等在不同高度下的数据，并排列成表，即形成标准大气参数表。利用差值的方法，得到温度、压力、密度等随高度变化的函数，此函数即为大气参数函数。其中，大气参数表可以采用线性差值的方式进行。
S1222：确定飞行阶段，并选取每一个飞行阶段的飞行控制函数。
以获取一个典型三级运载火箭的飞行阶段和对应的飞行控制函数为例，三级运载火箭包括一级火箭发动机10、二级火箭发动机20以及三级火箭发动机30。结合图4所示，示出了一个三级运载火箭运载卫星离开地球进行飞行的过程，运载器(例如三级运载火箭)发射和飞行过程，运载火箭发射后，一级火箭发动机10经垂直起飞段、程序转弯阶段、零攻角飞行段到达一定高度和速度，关机后级间段爆炸螺栓工作，一二级在气动阻力作用下分开一小段距离。一级火箭发动机10分离后2s，二级火箭发动机20点火工作，喷管产生的推力将一级火箭发动机10推开，实现热分离。按装订的方案二级火箭发动机20进入程序俯仰角飞行状态，通过运载火箭/地面数据链，地面控制站实施飞行过程监视、航路修正，工作结束后关机，二三级级间段爆炸螺栓工作，实现级间冷分离，进入滑翔段。滑翔过程中冷气反作用装置开始工作调整轨道，结束后三级火箭发动机30点火，同时在冷气反作用装置的修正下将有效载荷以3轴稳定姿态送入预定轨道，有效载荷释放机构释放有效载荷，完成运载火箭全部工作。
给定的初始发射点、发射方式等，可获得以下相应的初始参数发射点坐标(RoxRoy)，弹道倾角θ0，俯仰角
Figure GDA0003835104160000101
运载器发射后，一级火箭发动机10经垂直起飞段、程序转弯阶段、零攻角飞行段到达一定高度和速度，其俯仰角
Figure GDA0003835104160000102
攻角α、弹道倾角θ分别由式(3)至式(5)确定，式中
Figure GDA0003835104160000103
为亚音速段攻角绝对值的最大值，β为常系数，t1为结束时间且由式(6)给出，α(t)随时间t的变化速率由式(7)给出：
Figure GDA0003835104160000104
Figure GDA0003835104160000105
Figure GDA0003835104160000106
Figure GDA0003835104160000107
Figure GDA0003835104160000108
其中，N01为起飞推重比，
Figure GDA0003835104160000111
g为重力加速度，F为起飞推力，m为起飞重量。
关机后一级火箭发动机10和二级火箭发动机20分离，分离期间俯仰角为定值，如式(8)所示。3s后二级火箭发动机20点火进入程序俯仰角飞行状态，其控制率由式(9)确定。二级火箭发动机20关机后，二级火箭发动机20和三级火箭发动机30分离，进入滑翔段，结束后三级火箭发动机30点火，进入程序俯仰角飞行状态，控制率确定方式与二级相同。三级火箭发动机30关机后将有效载荷送入预定轨道并释放：
Figure GDA0003835104160000112
Figure GDA0003835104160000113
综上所述，选定各阶段的飞行控制方程后，飞行控制函数输出两个表示飞行姿态角的α、β。
S1223：基于设计变量、火箭结构参数、大气参数函数以及飞行控制函数，建立气动函数；
其中，空气动力在运载火箭的弹体坐标系中可分解为轴向力A、法向力N、横向力Z1，它们由下列算式(10)计算得到：
Figure GDA0003835104160000114
式中CA、CN分别为弹体轴向力系数、法向力系数；SM为火箭参考面积，上式以火箭发动机最大横截面积为例进行计算的；流体动压q通过下式(11)确定：
Figure GDA0003835104160000121
其中ρ为当地大气密度(可由大气参数函数获得)，v为飞行器速度。
在大气层内通常要求运载火箭以较小的攻角飞行，这时法向力与攻角α成线性关系轴向力与β为侧滑角成线性关系，式(12)可改写为：
Figure GDA0003835104160000122
其中CNα是小攻角α下的法向力系数的斜率。优选地，为计算方便，将空气动力沿速度坐标系的坐标轴分解为阻力D、升力L和侧向力Z为：
Figure GDA0003835104160000123
其中CD为小攻角α下的阻力系数，CLα为小攻角α下的升力线斜率。将空气动力在速度坐标系中分量转化至弹体坐标系中，其转换关系见式(14)：
Figure GDA0003835104160000124
综上所述，气动函数输入火箭参考面积SM(通过火箭结构参数获得)，当地大气密度ρ(由大气参数函数得到)、升阻力系数(利用同气动外形的运载火箭的已知数据)、攻角α和侧滑角β(二者由飞行控制函数得到)；输出气动力，包括：轴向力A、法向力N、横向力Z1。
S1224：建立地球引力函数；
地球状态函数：gx、gy、gz为地球引力加速度在发射点惯性坐标系中的分量；aex、aey、aez为牵连惯性力引发的加速度在发射点惯性坐标系中投影，由地球旋转角速度求得；式中acx、acy、acz为哥氏惯性力引发的加速度在发射点惯性坐标系中投影。上述三类加速度的求解方法和结果，均可通过已有公开资料获得，在此不做赘述。
S1225：基于发动机性能参数、气动函数和地球引力函数，建立质心动力学函数。
质心动力学函数由式(13)确定：
Figure GDA0003835104160000131
其中，m为飞行过程中火箭实时质量，由火箭结构参数获得，初始值为起飞质量m01；方程左侧ax、ay、az为在发射点惯性坐标系中火箭的加速度分量，为待求量；Px、Py、Pz为发射点惯性坐标系下推力(包括控制力)，由发动机性能参数获得；Nx、Ny、Nz为发射点惯性坐标系下空气动力，通过坐标变换与弹体坐标系下空气动力进行换算，由气动函数获得。gx、gy、gz为地球引力加速度在发射点惯性坐标系中的分量；aex、aey、aez为牵连惯性力引发的加速度在发射点惯性坐标系中投影，由地球旋转角速度求得；式中acx、acy、acz为哥氏惯性力引发的加速度在发射点惯性坐标系中投影；上述三类加速度均由地球状态函数获得。
S123：根据质心运动学函数和质心动力学函数，建立飞行性能参数模型。
由上得到，可以根据算式(1)、算式(2)、及算式(13)获得飞行性能参数模型。
S130：将飞行性能参数模型按飞行阶段分解建模，建立两级弹道计算流程；
结合图5进行分析，将飞行弹道的计算分为两级进行，包括系统级和子系统级；
系统级负责权衡各子系统上传参数中相同的变量，使之偏差最小；具体地，子系统上传参数包括各子系统间共有的参数，如子系统一的终点与子系统二的起点所包含的位置参数(x，y，z),速度参数(vx，vy，vz)。
上述使各子系统上传参数中相同的变量偏差最小，保证了各段飞行弹道最终可以结合在一起，形成一条统一的弹道。
子系统级包含多个子系统，各子系统内按照每个飞行阶段进行独立建模，各子系统间的计算互不干扰，可实现独立并行计算。
各子系统中目标设置为与系统级下传参数偏差最小。上述目标保证了子系统设计出的弹道相比上一次结果更符合系统级的需求，从而向各段弹道成功连接在一起更接近。
形成弹道循环计算。
进一步的，结合图6，所述形成弹道循环计算，包括：
S131：系统级计算后，判断是否满足循环终止条件。若是则跳出并输出最优解，若否则下传参数至子系统级进行计算；
S132：子系统级计算后，判断是否满足循环终止条件。若是则跳出并输出最优解，若否则上传参数至系统级进行计算；
S140：获取设计变量的数值。
在计算数据的数值时，可以采用实际应用中的数据，作为设计变量的数值。
S150：将设计变量的数值输入到飞行性能参数模型中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值。
飞行性能参数模型，结合积分方法进行优化可以得到火箭全部飞行过程的飞行性能参数的数值，包括但不限于速度-时间曲线，高度-时间曲线、射程-时间曲线、攻角-时间曲线、弹道倾角-时间曲线等。
优选地，上述积分方法采用龙格库塔积分法，可以获得较高精度的结果。
其中，约束条件可以为有效载荷提出的轨道参数要求(如300km处圆轨道)。
例如，约束条件还可以为入轨点弹道倾角偏差小于±0.5°，且速度达到对应高度处的环绕速度。
又如：约束条件为入轨点轨道高度(与箭下点地面间距离)与运载器设计轨道高度偏差小于等于5％。优化目标为有效载荷释放后轨道椭圆率小于等于0.0005，即认为近似于圆轨道。上述优化过程的飞行性能参数模型可以表述为：
Figure GDA0003835104160000151
其中，x为设计变量，f(x)代表目标函数，g1(x)、g2(x)表示约束条件，ΔH是实际释放高度与技术指标要求高度之间的偏差，HOrbit为有效载荷释放高度，e为有效载荷轨道椭圆率，find、min、s.t.为优化数学模型表达方法。
将实际的设计变量的数据带入到算式(14)中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值，以供设计人员参考。
在步骤S150之后，所述方法还包括：
根据飞行性能参数的数值，进行建立具有所述飞行性能参数的数值的模型，并将所述模型转换为文件形式，进行存储，以便于后续工作人员使用。
具体地，参数化建模就是将运载火箭的飞行特性进行描述，并按照所推导的数学关系形成性能的参数化结果。程序编写将参数化建模后的运载火箭性能模型用matlab进行编写，生成.exe文件用于计算。
综上可知，本发明实施例提供的运载火箭的飞行性能参数设计方法，确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数，基于设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数，建立飞行性能参数模型，获取设计变量的数值，将设计变量的数值带入到飞行性能参数模型中，计算飞行性能参数模型，得到运载火箭的飞行性能参数的数值，本发明建立了统一的运载火箭的飞行性能参数的设计流程，提高了设计效率，且缩短了设计时间。
实施例二
结合图7所示，本发明实施例还提供了一种运载火箭的飞行性能参数设计装置，装置包括：确定模块510、建立模块520、获取模块530、计算模块540。
确定模块510，用于确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数；
建立模块520，用于基于所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，建立飞行性能参数模型；
分解模块530，用于将所述飞行性能参数模型按飞行阶段分解，并建立两级弹道计算流程；
获取模块540，用于获取所述设计变量的数值；
计算模块550，用于将设计变量的数值输入到所述飞行性能参数模型中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值。
综上可知，本发明实施例提供的运载火箭的飞行性能参数设计装置，可以通过确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数，基于设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数，建立飞行性能参数模型，获取设计变量的数值，将设计变量的数值输入到飞行性能参数模型中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值，本发明建立了统一的运载火箭的飞行性能参数的设计流程，能够将运载火箭的飞行性能参数设计问题转化为建立模型并通过模型进行求取参数的过程，提高了设计效率，且缩短了设计时间。
在该实施例中优选地，所述分解模块，包括：
第一分析模块：用于将火箭飞行弹道的计算分为两级，分别为系统级和子系统级；
第二分析模块：所述子系统级包含多个子系统，用于将每个所述子系统内按照其各自所述飞行阶段进行独立建模；
第三分析模块：用于保证每个所述子系统中的目标设置为与所述系统级的下传参数偏差最小；
第四分析模块：所述系统级用于负责判断每个所述子系统的上传参数中相同的变量，以使所述子系统的上传参数偏差最小，若此偏差不满足要求，系统级继续计算并下传参数到子系统级，与上一步骤形成弹道循环计算；
其中，所述系统级的下传参数、所述子系统级的上传参数为两级之间共有的耦合变量，为各段飞行参数的初值和终值。
可选地，所述第四分析模块，用于:在所述系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则下传参数至所述子系统级进行计算；
在所述子系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则上传参数至所述系统级再次计算。
在该实施例中优选地，所述建立模块，包括：
第一建立模块，用于根据设计变量，建立质心运动学函数；
第二建立模块，用于根据设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数，建立质心动力学函数；
第三建立模块，用于根据质心运动学函数和质心动力学函数，建立飞行性能参数模型。
可选的，所述第二建立模块，用于：建立大气参数函数；确定飞行阶段，并选取每一个飞行阶段的飞行控制函数，基于所述设计变量、所述火箭结构参数、所述大气参数函数以及所述飞行控制函数，建立气动函数，建立地球引力函数，基于所述发动机性能参数、所述气动函数和所述地球引力函数，建立质心动力学函数。
在该实施例中优选地，所述装置还包括：
优化模块，用于构建飞行性能参数模型的约束条件和优化目标，其中，约束条件为入轨点轨道高度与运载器设计轨道高度偏差小于等于5％，优化目标为有效载荷释放后轨道椭圆率小于等于0.0005。
本发明实施例所提供的装置，其实现原理及产生的技术效果和前述方法实施例相同，为简要描述，装置实施例部分未提及之处，可参考前述方法实施例中相应内容。
实施例三
本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器、处理器，所述存储器中存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述实施例任一项所述的方法的步骤。
其中，存储器可能包含高速随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)，也可能还包括非不稳定的存储器(non-volatile memory)，例如至少一个磁盘存储器。
处理器可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器可以是通用处理器，包括中央处理器(Central Processing Unit，简称CPU)、网络处理器(Network Processor，简称NP)等；还可以是数字信号处理器(Digital SignalProcessing，简称DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，简称ASIC)、现成可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，简称FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器，处理器读取存储器中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。
除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对步骤、数字表达式和数值并不限制本发明的范围。
在这里示出和描述的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制，因此，示例性实施例的其他示例可以具有不同的值。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
附图中的流程图和框图显示了根据本发明的多个实施例的系统、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段或代码的一部分，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个连续的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或动作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
本发明实施例所提供的进行运载火箭的性能参数设计方法的计算机程序产品，包括存储了处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读存储介质，所述程序代码包括的指令可用于执行前面方法实施例中所述的方法，具体实现可参见方法实施例，在此不再赘述。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统、装置和模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种运载火箭的飞行性能参数设计方法，其特征在于，所述方法包括：
确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数；
基于所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，确定飞行阶段，建立飞行性能参数模型；
将所述飞行性能参数模型按飞行阶段分解建模，并建立两级弹道计算流程；
获取所述设计变量的数值；
将所述设计变量的数值输入到所述弹道计算流程中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值；
基于所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，确定飞行阶段，建立所述飞行性能参数模型的步骤，包括：
根据所述设计变量，建立质心运动学函数；
根据所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，建立大气参数函数；确定飞行阶段，并选取每一个所述飞行阶段的飞行控制函数；基于所述设计变量、所述火箭结构参数、所述大气参数函数以及所述飞行控制函数，建立气动函数；建立地球引力函数；基于所述发动机性能参数、所述气动函数和所述地球引力函数，建立质心动力学函数；
根据所述质心运动学函数和所述质心动力学函数，建立所述飞行性能参数模型；
将所述设计变量的数值输入到所述弹道计算流程中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值的步骤包括：
所述运载火箭的飞行性能参数的约束条件为入轨点轨道高度与运载器设计轨道高度偏差小于等于5％；所述运载火箭的飞行性能参数的优化目标为有效载荷释放后轨道椭圆率小于等于0.0005，即所述飞行性能参数模型为：
Figure FDA0003835104150000021
其中，x为设计变量，f(x)为目标函数，g1(x)、g2(x)表示约束条件，ΔH是实际释放高度与技术指标要求高度之间的偏差，HOrbit为有效载荷释放高度，e为有效载荷轨道椭圆率，find、min、s.t.为优化数学模型表达方式，α1max为运载火箭的结构为三级运载火箭时的程序转弯段最大攻角，β1为运载火箭的结构为三级运载火箭时的程序转弯段控制参数，TGlide2为运载火箭的结构为三级运载火箭时的二三子级间滑翔段时长，
Figure FDA0003835104150000022
为运载火箭的结构为三级运载火箭时的真空飞行段二子级俯仰角速度控制参数，
Figure FDA0003835104150000023
为运载火箭的结构为三级运载火箭时的真空飞行段三子级俯仰角速度控制参数；
将实际的设计变量的数据带入到上述公式，能够得到运载火箭的飞行性能参数的数值。
2.根据权利要求1所述的运载火箭的飞行性能参数设计方法，其特征在于，所述两级弹道计算流程的步骤，包括：
将火箭飞行弹道的计算分为两级进行，分别为系统级和子系统级；
所述子系统级包含多个子系统，每个所述子系统内按照其各自所述飞行阶段进行独立建模；
保证每个所述子系统中的目标设置为与所述系统级的下传参数偏差最小；
所述系统级负责判断每个所述子系统的上传参数中相同的变量，以使所述子系统的上传参数偏差最小，若此偏差不满足要求，系统级继续计算并下传参数到子系统级，与上一步骤形成弹道循环计算；
其中，所述系统级的下传参数、所述子系统级的上传参数为两级之间共有的耦合变量，为各段飞行参数的初值和终值。
3.根据权利要求2所述的运载火箭的飞行性能参数设计方法，其特征在于，所述弹道循环计算的步骤包括：
所述系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则下传参数至子系统级进行计算；
子系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则上传参数至系统级再次计算。
4.根据权利要求1所述的运载火箭的飞行性能参数设计方法，其特征在于，在将所述设计变量的数值输入到所述飞行性能参数模型中，得到所述运载火箭的所述飞行性能参数的数值的步骤之后，所述方法还包括：
根据所述飞行性能参数的数值，进行建立具有所述飞行性能参数的数值的模型，并将所述模型转换为文件形式，进行存储，以便于后续工作人员使用。
5.一种运载火箭的飞行性能参数设计装置，其特征在于，所述装置包括：
确定模块，用于确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数；
建立模块，用于基于所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，确定飞行阶段，建立飞行性能参数模型；
分解模块，用于将所述飞行性能参数模型按飞行阶段分解，并建立两级弹道计算流程；
获取模块，用于获取所述设计变量的数值；
计算模块，用于将所述设计变量的数值输入到所述弹道计算流程中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值；
所述建立模块包括：
用于根据所述设计变量，建立质心运动学函数；
用于根据所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，建立大气参数函数；确定飞行阶段，并选取每一个所述飞行阶段的飞行控制函数；基于所述设计变量、所述火箭结构参数、所述大气参数函数以及所述飞行控制函数，建立气动函数；建立地球引力函数；基于所述发动机性能参数、所述气动函数和所述地球引力函数，建立质心动力学函数；
用于根据所述质心运动学函数和所述质心动力学函数，建立所述飞行性能参数模型；
所述计算模块包括：
用于所述运载火箭的飞行性能参数的约束条件为入轨点轨道高度与运载器设计轨道高度偏差小于等于5％；用于所述运载火箭的飞行性能参数的优化目标为有效载荷释放后轨道椭圆率小于等于0.0005，即所述飞行性能参数模型为：
Figure FDA0003835104150000041
其中，x为设计变量，f(x)为目标函数，g1(x)、g2(x)表示约束条件，ΔH是实际释放高度与技术指标要求高度之间的偏差，HOrbit为有效载荷释放高度，e为有效载荷轨道椭圆率，find、min、s.t.为优化数学模型表达方式，α1max为运载火箭的结构为三级运载火箭时的程序转弯段最大攻角，β1为运载火箭的结构为三级运载火箭时的程序转弯段控制参数，TGlide2为运载火箭的结构为三级运载火箭时的二三子级间滑翔段时长，
Figure FDA0003835104150000051
为运载火箭的结构为三级运载火箭时的真空飞行段二子级俯仰角速度控制参数，
Figure FDA0003835104150000052
为运载火箭的结构为三级运载火箭时的真空飞行段三子级俯仰角速度控制参数；
用于将实际的设计变量的数据带入到上述公式，能够得到运载火箭的飞行性能参数的数值。
6.根据权利要求5所述的运载火箭的飞行性能参数设计装置，其特征在于，所述分解模块，包括：
第一分析模块：用于将火箭飞行弹道的计算分为两级，分别为系统级和子系统级；
第二分析模块：所述子系统级包含多个子系统，用于将每个所述子系统内按照其各自所述飞行阶段进行独立建模；
第三分析模块：用于保证每个所述子系统中的目标设置为与所述系统级的下传参数偏差最小；
第四分析模块：所述系统级用于负责判断每个所述子系统的上传参数中相同的变量，以使所述子系统的上传参数偏差最小，若此偏差不满足要求，系统级继续计算并下传参数到子系统级，与上一步骤形成弹道循环计算；
其中，所述系统级的下传参数、所述子系统级的上传参数为两级之间共有的耦合变量，为各段飞行参数的初值和终值。
7.根据权利要求6所述的运载火箭的飞行性能参数设计装置，其特征在于，所述第四分析模块，用于在所述系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则下传参数至所述子系统级进行计算；
在所述子系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则上传参数至所述系统级再次计算。
8.根据权利要求5所述的运载火箭的飞行性能参数设计装置，其特征在于，所述建立模块，包括：
第一建立模块，用于根据所述设计变量，建立质心运动学函数；
第二建立模块，用于根据所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，建立大气参数函数；确定飞行阶段，并选取每一个所述飞行阶段的飞行控制函数，基于所述设计变量、所述火箭结构参数、所述大气参数函数以及所述飞行控制函数，建立气动函数，建立地球引力函数，基于所述发动机性能参数、所述气动函数和所述地球引力函数，建立质心动力学函数；
第三建立模块，用于根据所述质心运动学函数和所述质心动力学函数，建立所述飞行性能参数模型。
9.一种电子设备，包括存储器、处理器，所述存储器中存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述权利要求1至4任一项所述的运载火箭的飞行性能参数设计方法的步骤。
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