CN112464365A - 飞行器的参数设计方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞行器的参数设计方法及装置，涉及飞行器的技术领域，包括分别确定多个目标单位的待设计参数的当前参数值；重复执行如下步骤，直至目标偏差值满足预设条件，输出目标偏差值满足预设条件的多个目标单位的待设计参数的当前参数值作为飞行器的最终待设计参数：确定多个目标单位的待设计参数的当前参数值下的同一共有参数的不同共有参数值之间的目标偏差值；判断目标偏差值是否满足预设条件；如果不满足，则基于目标偏差值，重新确定多个目标单位的待设计参数的新的参数值，将多个目标单位的待设计参数的新的参数值作为多个目标单位的待设计参数的当前参数值。本发明缓解了传统总体设计方法迭代带来的计算量大等问题。

Description

飞行器的参数设计方法及装置

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其是涉及一种飞行器的参数设计方法及装置。

背景技术

随着科学技术的发展，近地轨道卫星链投放、登月计划、火星计划、深空探测等太空内的科学任务越来越多。现阶段实际可行且可靠的空间运输方案是采用化学燃料燃烧的飞行器。

飞行器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；飞行器还具有多种结构形式和级数：一级结构的火箭、二级结构的火箭，各级间或串联或并联或分别串联并联等等。计算上述的飞行器的概念阶段总体飞行性能参数设计中，多数是各部门(动力、结构等)分别进行计算，形成一个具有确定参数的飞行器，再加入其他部门(控制、气动)等寻求一条可行的方案弹道。若可以找到，则可以按照此方案进行设计；若未能将有效载荷送入预定轨道，则重新优化得到不同的飞行器，再次寻找可行方案弹道。这种传统的概念设计阶段总体方案设计方法的根本劣势在于，每一个具有确定参数的飞行器，就要进行n次优化步数来寻找是否有一条可行方案弹道。假设总的优化步数为m步，则一共需要m×n步迭代完成全部设计，耗时极长。

发明内容

本发明的目的在于提供一种飞行器的参数设计方法及装置，以缓解了现有技术中存在的飞行器的参数设计复杂耗时长的技术问题。

第一方面，实施例提供一种飞行器的参数设计方法，包括：

分别确定多个目标单位的待设计参数的当前参数值，每个所述目标单位包括多个待设计参数，多个所述目标单位的设计中存在相互依赖的待设计的共有参数，每个待设计的共有参数对应两个以上所述目标单位；

重复执行如下步骤，直至目标偏差值满足预设条件，输出所述目标偏差值满足预设条件的多个所述目标单位的待设计参数的当前参数值作为所述飞行器的最终待设计参数：

确定多个所述目标单位的待设计参数的当前参数值下的同一共有参数的不同共有参数值之间的目标偏差值；

判断所述目标偏差值是否满足预设条件；

如果不满足，则基于所述目标偏差值，重新确定多个目标单位的待设计参数的新的参数值，将所述多个目标单位的待设计参数的新的参数值作为所述多个目标单位的待设计参数的当前参数值。

在可选的实现方式中，多个所述目标单位包括多个第一单位和第二单位，多个所述第一单位之间待设计参数相互独立，所述第二单位的设计与所述第一单位的设计中存在相互依赖的待设计的共有参数。

在可选的实现方式中，所述第一单位包括结构部门和动力部门；所述第二单位包括弹道部门、气动部门，所述第二单位包括至少一个，至少一个所述第一单位之间待设计参数相互独立；所述方法应用于控制部门；

所述控制部门和所述第二单位构成上级单位，所述第一单位为下级单位；

所述第一单位包括一子级单位、二子级单位、三子级单位，所述第二单位包括头部单位；

所述待设计的共有参数包括发动机总质量、有效推进剂质量、平均推力、平均比冲、工作时间、长度以及外径。

在可选的实现方式中，基于所述目标偏差值，重新确定多个目标单位的待设计参数的新的参数值的步骤包括：

基于所述目标偏差值和第一目标函数，将所述第一单位的当前待设计参数，通过第一单位独立优化设计后，更新为所述第一单位的新的参数值；

基于所述目标偏差值和第二目标函数，将所述第二单位的当前待设计参数，通过第二单位各子单位独立优化设计后，更新为所述第二单位的新的参数值。

在可选的实现方式中，其中，所述第二目标函数包括最小化所述待设计的共有参数的目标偏差值的第一子目标函数以及技术指标要求的第二子目标函数，所述第一子目标函数和所述第二子目标函数采用罚函数法进行权衡。

在可选的实现方式中，多个所述目标单位构成下级单位，第三单位构成上级单位，所述方法适用于所述第三单位；每个所述目标单位包括弹道部门、气动部门、飞行器结构部门、动力部门、控制部门以及激光源部门。

在可选的实现方式中，所述待设计的共有参数包括推进剂外壳质量、有效推进剂质量、长度、外径、平均推力、平均比冲、工作时间、飞行最大攻角、俯仰角变化率以及滑翔段时长；

或者，所述待设计的共有参数包括模式下结构质量、有效推进剂质量、长度、外径、平均推力、平均比冲、工作时间、飞行起/终点位置参数、飞行起/终点速度大小以及飞行起/终点速度空间方向；其中，所述模式下结构质量包括该模式下推进剂外壳质量和该模式下独有的结构质量两部分。

第二方面，提供了一种飞行器的参数设计装置。包括：

第一确定模块，用于分别确定多个目标单位的待设计参数的当前参数值，每个所述目标单位包括多个待设计参数，多个所述目标单位的设计中存在相互依赖的待设计的共有参数，每个待设计的共有参数对应两个以上所述目标单位；

输出模块，用于重复执行如下步骤，直至目标偏差值满足预设条件，输出所述目标偏差值满足预设条件的多个所述目标单位的待设计参数的当前参数值作为所述飞行器的最终待设计参数：

第二确定模块，用于确定多个所述目标单位的待设计参数的当前参数值下的同一共有参数的不同共有参数值之间的目标偏差值；

判断模块，用于判断所述目标偏差值是否满足预设条件；

第三确定模块，用于如果不满足，则基于所述目标偏差值，重新确定多个目标单位的待设计参数的新的参数值，将所述多个目标单位的待设计参数的新的参数值作为所述多个目标单位的待设计参数的当前参数值。

第三方面，实施例提供一种计算机设备，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前述实施方式任一项所述的方法的步骤。

第四方面，实施例提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有机器可运行指令，所述计算机可运行指令在被处理器调用和运行时，所述计算机可运行指令促使所述处理器运行所述前述实施方式任一项所述的方法。

本发明提供的一种飞行器的参数设计方法及装置，通过分别确定多个目标单位的待设计参数的当前参数值，每个所述目标单位包括多个待设计参数，多个所述目标单位的设计中存在相互依赖的待设计的共有参数，每个待设计的共有参数对应两个以上所述目标单位；重复执行如下步骤，直至目标偏差值满足预设条件，输出所述目标偏差值满足预设条件的多个所述目标单位的待设计参数的当前参数值作为所述飞行器的最终待设计参数：确定多个所述目标单位的待设计参数的当前参数值下的同一共有参数的不同共有参数值之间的目标偏差值；判断所述目标偏差值是否满足预设条件；如果不满足，则基于所述目标偏差值，重新确定多个目标单位的待设计参数的新的参数值，将所述多个目标单位的待设计参数的新的参数值作为所述多个目标单位的待设计参数的当前参数值。可以统一的飞行器的总体参数的设计流程，可以多个单位并行进行设计，颠覆了传统概念设计阶段中各个单位依次设计好后再计算下一个单位的思维，缓解了上述传统总体设计方法迭代带来的计算量大等问题，极大地提高了设计效率，且缩短了设计时间。

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为本申请实施例提供的一种飞行器的参数设计方法流程示意图；

图2为本申请实施例提供的另一种飞行器的参数设计方法流程示意图；

图3为本申请实施例提供的一个示例；

图4为本申请实施例提供的另一个示例；

图5为本申请实施例提供的另一种飞行器的参数设计方法流程示意图；

图6为本申请实施例提供的另一个示例；

图7为本申请实施例提供的另一个示例；

图8为本申请实施例提供的另一个示例；

图9为本申请实施例提供的另一个示例；

图10为本申请实施例提供的另一个示例；

图11为本申请实施例提供的一种飞行器的参数设计装置结构示意图；

图12为本申请实施例提供的一种计算机设备结构示意图。

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，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中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。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。

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。

下面结合附图，对本发明的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

图1为本发明实施例提供的一种飞行器的参数设计方法流程示意图。如图1所示，该方法具体可以包括如下步骤：

S110，分别确定多个目标单位的待设计参数的当前参数值，每个目标单位包括多个待设计参数，多个目标单位的设计中存在相互依赖的待设计的共有参数，每个待设计的共有参数对应两个以上目标单位；

S120，确定多个目标单位的待设计参数的当前参数值下的同一共有参数的不同共有参数值之间的目标偏差值；

S130，判断目标偏差值是否满足预设条件；

S140，如果不满足，则基于目标偏差值，重新确定多个目标单位的待设计参数的新的参数值，将多个目标单位的待设计参数的新的参数值作为多个目标单位的待设计参数的当前参数值。

重复执行上述步骤S120-S140，直至目标偏差值满足预设条件，执行步骤S150。

S150，输出目标偏差值满足预设条件的多个目标单位的待设计参数的当前参数值作为飞行器的最终待设计参数。

在一些实施例中，该多个所述目标单位包括多个第一单位和第二单位，多个所述第一单位之间待设计参数相互独立，所述第二单位的设计与所述第一单位的设计中存在相互依赖的待设计的共有参数。

该第一单位包括结构部门和动力部门；所述第二单位包括弹道部门、气动部门，所述第二单位包括至少一个，至少一个所述第一单位之间待设计参数相互独立；所述方法应用于控制部门；

所述控制部门和所述第二单位构成上级单位，所述第一单位为下级单位；

所述第一单位包括一子级单位、二子级单位、三子级单位，所述第二单位包括头部单位；

所述待设计的共有参数包括发动机总质量、有效推进剂质量、平均推力、平均比冲、工作时间、长度以及外径。

作为一个示例，如图2所示，该方法可以通过如下步骤实现：

S210，分别确定第一单位的当前待设计参数和第二单位的当前待设计参数。其中，该第一单位包括多个待设计参数，该第二单位包括多个待设计参数，多个第一单位之间待设计参数相互独立，第二单位的设计与第一单位的设计中存在相互依赖的待设计的共有参数。

可以按照总体设计涉及的各个学科，形成对应的多个独立的设计单位；

飞行器的概念阶段总体设计涉及多个学科，包括：动力学科，结构学科，气动学科，控制学科，弹道学科等。根据概念阶段的设计需求，各学科具备对应的具体数学表达方程式。每个学科相应的生成对应的设计部门，如动力学科对应动力部门。

结合图3，传统的概念阶段总体设计为顺序设计，各基础部门(动力部门、结构部门、气动部门)设计完成后得到确定的飞行器参数，再通过龙格库塔法积分，以控制部门中变量的调整来寻找一条可行弹道。本发明将总体设计分为上级单位和下级单位，实现层级设计。上级单位负责最终弹道的设计，下级单位负责向上级单位提供飞行器的性能参数。

作为一个示例，可以将总体设计分解为上下两级，各级包含一至多个独立单位。例如，第一单位可以包括结构部门和动力部门；第二单位可以包括弹道部门、气动部门；该方法应用于控制部门。另外，第二单位包括至少一个，该至少一个第一单位之间待设计参数相互独立。

另外，如图4所示，控制部门和第二单位构成上级单位，第一单位为下级单位。

作为另一个示例，下级可以包含多个单位，单位的分解依照火箭子级进行。如一个三级串联的飞行器包括一子级单位、二子级单位、三子级单位和头部单位。各子级单位设计了火箭的各子级，头部单位设计了包含整流罩、有效载荷分离释放机构和有效载荷在内的头部。基于此，第一单位包括一子级单位、二子级单位、三子级单位，第二单位包括头部单位。

该目标参数可以为上下级间传递的飞行器性能参数。例如，待设计的共有参数可以包括发动机总质量、有效推进剂质量、平均推力、平均比冲、工作时间、长度以及外径。

S220，确定第一单位的当前待设计参数和第二单位的当前待设计参数下的待设计的共有参数的目标偏差值。

其中，第一单位的待设计参数与第二单位的待设计参数，均可以独立进行设计，在独立设计完成后，需要判断设计好的待设计参数是否符合要求。判断该第一单位的待设计参数和第二单位的待设计参数是否符合要求的一个方面就是需要判断该第一单位的待设计参数与第二单位的待设计参数下的待设计的共有参数的目标偏差值是否符合要求。举例来说，第一单位的待设计参数包括外径，第二单位的待设计参数包括内径，该外径和内径需要配套安装，该内径和外径为待设计的共有参数，此时，该外径与内径的目标偏差值需要在一定的范围内才能够最终组装在一起。

S230，判断待设计的共有参数的目标偏差值是否满足预设条件。

其中，待设计参数可以包括多对，每一对待设计的共有参数均可以对应一个目标偏差值，相应的每一对待设计的共有参数均可以对应一个或多个预设条件。距离来说，如果待设计的共有参数的目标偏差值为内径和外径的目标偏差值，则预设条件可以为该内径和外径的目标偏差值被允许的范围。

S240，如果不满足，则基于待设计的共有参数的目标偏差值，重新确定第一单位的新的待设计参数和第二单位的新的待设计参数，将第一单位的新的待设计参数和第二单位的新的待设计参数作为第一单位的当前待设计参数和第二单位的当前待设计参数。

如果不满足，则需要对第一单位的待设计参数以及第二单位的待设计参数进行修改，修改后进行下一次的判断，直至待设计的共有参数的目标偏差值满足要求。也就是，需要重复执行上述步骤S220-S240，直至第一单位的当前待设计参数和第二单位的当前待设计参数下的待设计的共有参数的目标偏差值满足预设条件时，执行步骤S250。

S250，输出待设计的共有参数的目标偏差值满足预设条件的第一单位的当前待设计参数和第二单位的当前待设计参数作为飞行器的最终待设计参数。此最终待设计参数下的飞行器结果作为所述飞行器的最终设计结果。

通过本发明实施例可以统一的飞行器的总体参数的设计流程，可以多个单位并行进行设计，颠覆了传统概念设计阶段中各个单位依次设计好后再计算下一个单位的思维，避免了上述传统总体设计方法迭代带来的计算量大等问题，极大地提高了设计效率，且缩短了设计时间。

在一些实施例中，上述步骤S240具体可以包括如下步骤：

步骤a)，基于所述目标偏差值和第一目标函数，将所述第一单位的当前待设计参数，通过第一单位独立优化设计后，更新为所述第一单位的新的参数值；

步骤b)，基于所述目标偏差值和第二目标函数，将所述第二单位的当前待设计参数，通过第二单位各子单位独立优化设计后，更新为所述第二单位的新的参数值。

其中，第二目标函数包括最小化待设计的共有参数的目标偏差值的第一子目标函数以及技术指标要求的第二子目标函数，该第一子目标函数和第二子目标函数可以采用罚函数法进行权衡。

需要说明的是，在原各单位中，上级单位的目标函数为技术指标要求的目标函数。下级各单位原本无目标函数；

更新后，第二单位的目标函数更新为原目标函数和最小化上下级传递参数的目标偏差值。二者间采用罚函数法进行权衡；

更新后，第一单位的目标函数更新为最小化上下级传递参数的目标偏差值。

下面结合一个具体示例，对本发明实施例进行进一步地介绍。可以建立概念阶段总体参数设计流程、形成设计循环；可以按照结合图2所示的方式进行：步骤1)，上级单位的数学模型通过优化的方式得到一次最优解；步骤2)，将上级单位最优解包含的发动机等参数传递给下级各单位；步骤3)，下级各单位接收各自所需的上级单位下传参数，带入各自模型中，更新模型；步骤4)，下级各单位利用其自身的数学模型通过优化的方式得到最优解；步骤5)，将下级各单位最优解包含的发动机等参数传递给上级单位；步骤6)，上级单位接收各所需的下级单位上传参数，带入自身模型中，更新模型。其中，每级单位的待设计参数，基于其对应的数学模型确定。对于数学模型的优化，可以结合上述步骤a)和步骤b)中的描述相互参照理解。

作为另一个示例，可以通过启动下述如下步骤，得到最优解，从而实现确定最终的参数。

可以按照结合图5所示的方式进行：S161：选定优化器内的优化算法。可选的，该优化算法选取为多岛遗传算法；S162：给定合适的单位内优化终止条件和设计循环终止条件。可行的，上述单位内优化终止条件设置为优化步数限制，上述设计循环终止条件设置为上下级单位传递的参数目标偏差值小于一较小值；S163：从上级单位开始启动设计，进入设计循环中；S164：满足单位内优化终止条件，设计从当前级的当前单位内跳出；此时若满足设计循环终止条件，则从整个设计循环中跳出并给出最优解；若不满足设计循环终止条件，则继续进行设计循环的下一步。

在一些实施例中，多个所述目标单位构成下级单位，第三单位构成上级单位，所述方法适用于所述第三单位；每个所述目标单位包括弹道部门、气动部门、飞行器结构部门、动力部门、控制部门以及激光源部门。

作为一个示例，按照光源提供的动力能力进行阶段性区分，其设计逻辑和思路清晰，实现单级飞行器的并行设计，以缓解现有技术中存在的飞行器设计先设计结构和动力再校核弹道带来的计算量大、耗时长的技术问题。特别地，与运载火箭的并行设计方法不同的是，单级激光飞行器的设计可以将弹道设计也分解入各子级设计中，进一步实现了将弹道计算也分解的能力，真正实现各阶段总体一体化设计。带来的有益增益为：实现分级设计，且采用多激光源进行划分使各光源对应阶段可并行计算；即便是运载火箭的并行设计，其弹道、气动、控制也作为上层级，整条弹道无法并行设计；而本发明真正将各弹道融入进光源对应的飞行阶段中，实现完全独立的各光源飞行阶段一体化设计；弹道气动控制拆分进各下层级设计单位中，且每次设计仅对应一次弹道设计(不再迭代)，上层级仅剩下协调各下级单位的工作，极大地提高了设计效率。

其中，对于单级激光动力飞行器两级设计分解。

可以将系统分为上下两级，上级仅用于下级中的共有变量的协调，下级设计单位用于进行总体设计。对于单级激光动力推进飞行器，总体设计学科与运载火箭相同。当优化设计结构后，再对该结构进行弹道校核，其传统设计方法如图6所示。其中弹道部门对应一次设计就要n次迭代寻找弹道，优化中m次设计，就要总计m×n次弹道计算。图6中飞行器结构部门是指不包括地面激光源的结构，仅指飞行器本身带有的。激光源部门即为地面激光器的全部设计，包含结构、地理位置、能量供应(包括光束频率、功率等)；该激光器一方面其能量供应决定了动力部门中飞行器的动力提供(动力部门)和火箭模式下燃料的消耗率(结构部门)，另一方面其地理位置决定了未来的控制率(控制部门)，这是由于前面阐述激光飞行器轴线始终对准激光器的姿态下能量接收率最优。

然后，按激光源将总体设计拆分至各设计单位。

拆分情况如图7所示。与运载火箭的拆分不同，上级单位此时仅用于协调下级单位的共同变量，下级单位保持原有设计结构，但此时弹道部门不再是传统的一个飞行器构型对应多次弹道迭代，而是针对每个设计完成的构型仅进行一次弹道设计。

接下来，编写设计单位内数学模型及编写计算机设计模块，可仿照前述运载火箭的进行表述，相比较而言多了个激光源部门。

此时，该共有变量(待设计的共有参数)可以包括但不限于推进剂外壳质量、有效推进剂质量、长度以及外径(结构部门4个)；平均推力、平均比冲、工作时间(动力部门3个)；飞行最大攻角、俯仰角变化率、滑翔段时长(控制部门3个)。每个下级设计单位均可按照此10类共有变量与上级单位进行信息交流，共计30个。特别地，若该下级设计单位一定不包含此类共有变量，如下级光源一单位一定不存在无控制滑翔段的情况，则可以省去此共有参数，简化模型。特别地，最末单位(包含飞行终点的单位)还要将最终飞行高度、飞行速度、当地弹道倾角等设置为共有变量，上传给上级单位，目的是保证最终的设计向满足设计条件(如300km圆轨道)进行。

下级单位内优化数学模型即为最小化“上述共有变量的当前值和对应的上级单位下传值的偏差”。

上级单位内优化数学模型即为最小化“上述共有变量的当前值和对应的下级单位上传值的偏差”。特别地，技术指标要求下对应的共有变量(即最终飞行高度、飞行速度、当地弹道倾角等)当前值固定为技术指标要求量不变。

特别地，原运载火箭的并行设计中，共有变量均为上下级间共有(级间共有变量)。本发明的单级飞行器设计中，弹道学科放入下级单位，而前一光源对应飞行应考虑后一光源飞行所消耗的有效推进剂质量，因此本发明存在同级共有变量。此变量即为各下级单位上传的有效推进剂质量。因此，需要将当前飞行阶段后面的有效推进剂质量均传入当前阶段设计中，如将下级激光源二单位中的有效推进剂质量、下级激光源三单位中的有效推进剂质量两个参数，在上级单位下传共有变量时，也传给下级激光源一单位中。

总体优化设计，可以参照图5所示的设计逻辑相同。

作为另一个示例，按照飞行模式进行阶段性区分，可以弥补按光源区分时单一光源无法实现并行设计的问题，且本发明的分割区域飞行原理单一(吸气模式、冲压模式、火箭模式)，设计逻辑和思路清晰，分割点处关系简单。具体有益增益为：本发明完全保留了按激光源分割时的并行计算能力，且在激光源数量小于模式转换数量时(如仅用一个激光源)仍然具有并行计算的能力，提高了设计效率；按激光源分割，单一激光源下可能包含多种飞行模式，代码设计复杂，需要设置模式转换判据等。本发明按照模式分割，虽然某一模式可能对应多个不同地点、不同能量的光源，但不同光源的设计显然原理相同，易于调用同一个光源照射模块(参数可以不同)；本发明相比于按照不同激光源划分，其层级设计的信息传递更加简单，即设置为各模式飞行阶段的最终参数即可，大大简化了使用层级设计的数学模型，进一步简化了计算量提高了设计效率。

对于激光动力飞行器两级设计分解：

可以将系统分为上下两级，上级仅用于下级中的共有变量的协调，下级设计单位用于进行总体设计。对于单级激光动力推进飞行器，总体设计学科与运载火箭相同。当优化设计结构后，再对该结构进行弹道校核，其传统设计方法如图6所示。其中弹道部门对应一次设计就要n次迭代寻找弹道，优化中m次设计，就要总计m×n次弹道计算。图6中飞行器结构部门是指不包括地面激光源的结构，仅指飞行器本身带有的。激光源部门即为地面激光器的全部设计，包含结构、地理位置、能量供应(包括光束频率、功率等)；该激光器一方面其能量供应决定了动力部门中飞行器的动力提供(动力部门)和火箭模式下燃料的消耗率(结构部门)，另一方面其地理位置决定了未来的控制率(控制部门)，这是由于前面阐述激光飞行器轴线始终对准激光器的姿态下能量接收率最优。

然后按动力模式将总体设计拆分至各设计单位。

拆分情况如图8所示。与按激光源的拆分后的设计逻辑相同，如图8所示。仍然地，上级单位此时仅用于协调下级单位的共同变量，下级单位保持原有设计结构，弹道部门针对每个设计完成的构型仅进行一次弹道设计。

与按激光源分解不同地，各下级各单位包含的模块不同。具体地，按激光源进行拆分，需要每个下级单位都具有相同的、包含了全部三个模式的动力系统设计程序，还需要设置模式转换判定逻辑以保证各模式起终点可行，如图9。按模式进行拆分，各下级单位内仅需包含当前模式下的飞行动力部门设计，无需考虑模式转换问题；各模式飞行终点条件即为模式转换点，因此下级单位与上级单位的交流信息变为各模式起止点的信息。额外地，激光推进飞行器模式变化时涉及到结构的变化，因而引发如气动参数的变化、热防护导致结构设计额外严苛等，如冲压模式下飞行器头锥前端结构开口改变了整个气动外形，气动参数与吸气式完全不同；再如冲压模式下头锥热防护结构的设计远比吸气模式和火箭模式严苛。因此按照模式划分将更加高效地针对不同工作模式设计。如图10所示。

接下来，编写设计单位内数学模型及编写计算机设计模块。

主体可参照按激光源分解进行表述。

共有变量包括但不限于模式下结构质量、有效推进剂质量、长度以及外径(结构部门4个)，平均推力、平均比冲、工作时间(动力部门3个)，飞行起/终点位置参数(坐标系内三个方向都包括)、飞行起/终点速度大小、飞行起/终点速度空间方向(弹道部门6个)。

特别地，上述模式下结构质量包括该模式下推进剂外壳质量和该模式下独有的结构质量两部分。该模式下独有的结构质量已随模式下结构质量传入其它部门中，其他部门增加此部分质量以保证总体设计的一致性。

特别地，第一个下级单位的6个弹道部门参数即为飞行器起飞状态参数。

特别地，最后一个下级单位的6个弹道部门参数即为技术指标要求的终点参数。

每个下级设计单位均可按照此13类共有变量与上级单位进行信息交流。上述13类参数从飞行其结构、飞行动力性能、飞行弹道连贯性三个方面保证了最终总体设计的一致性。

下级单位内优化数学模型即为最小化“上述共有变量的当前值和对应的上级单位下传值的偏差”。

上级单位内优化数学模型即为最小化“上述共有变量的当前值和对应的下级单位上传值的偏差”。特别地，技术指标要求下对应的共有变量(即最后一个下级单位内的6个弹道部门参数)当前值固定为技术指标要求量不变。

与按激光源分解相同地，本发明存在同级共有变量。此变量即为各下级单位上传的有效推进剂质量。因此，需要将当前飞行阶段后面的有效推进剂质量均传入当前阶段设计中，如将下级激光源二单位中的有效推进剂质量、下级激光源三单位中的有效推进剂质量两个参数，在上级单位下传共有变量时，也传给下级激光源一单位中。此外，需要考虑由单一模式引发的单独质量要加入其它模式的结构质量中，即前述的模式下结构质量中该模式下独有的结构质量部分。此部分与推进剂结构质量相同，为同级共有变量。具体地，当前各下级单位设计后，此部分质量分别传入上级单位中，上级单位设计后将此部分信息打包均传入下级各单位中，下级单位将其它模式的质量纳入计算。

总体优化设计，可以参照图5所示的设计逻辑。

图11为本发明实施例提供的一种飞行器的参数设计装置结构示意图，如图11所示，该装置可以包括如下结构：

第一确定模块1101，用于分别确定多个目标单位的待设计参数的当前参数值，每个所述目标单位包括多个待设计参数，多个所述目标单位的设计中存在相互依赖的待设计的共有参数，每个待设计的共有参数对应两个以上所述目标单位；

输出模块1102，用于重复执行如下步骤，直至目标偏差值满足预设条件，输出所述目标偏差值满足预设条件的多个所述目标单位的待设计参数的当前参数值作为所述飞行器的最终待设计参数：

第二确定模块1103，用于确定多个所述目标单位的待设计参数的当前参数值下的同一共有参数的不同共有参数值之间的目标偏差值；

判断模块1104，用于判断所述目标偏差值是否满足预设条件；

第三确定模块1105，用于如果不满足，则基于所述目标偏差值，重新确定多个目标单位的待设计参数的新的参数值，将所述多个目标单位的待设计参数的新的参数值作为所述多个目标单位的待设计参数的当前参数值。

在一些实施例中，多个所述目标单位包括多个第一单位和第二单位，多个所述第一单位之间待设计参数相互独立，所述第二单位的设计与所述第一单位的设计中存在相互依赖的待设计的共有参数。

在一些实施例中，所述第一单位包括结构部门和动力部门；所述第二单位包括弹道部门、气动部门，所述第二单位包括至少一个，至少一个所述第一单位之间待设计参数相互独立；所述方法应用于控制部门；

所述控制部门和所述第二单位构成上级单位，所述第一单位为下级单位；

所述第一单位包括一子级单位、二子级单位、三子级单位，所述第二单位包括头部单位；

所述待设计的共有参数包括发动机总质量、有效推进剂质量、平均推力、平均比冲、工作时间、长度以及外径。

在一些实施例中，第三确定模块1105具体用于：

基于所述目标偏差值和第一目标函数，将所述第一单位的当前待设计参数，通过第一单位独立优化设计后，更新为所述第一单位的新的参数值；

基于所述目标偏差值和第二目标函数，将所述第二单位的当前待设计参数，通过第二单位各子单位独立优化设计后，更新为所述第二单位的新的参数值。

在一些实施例中，其中，所述第二目标函数包括最小化所述待设计的共有参数的目标偏差值的第一子目标函数以及技术指标要求的第二子目标函数，所述第一子目标函数和所述第二子目标函数采用罚函数法进行权衡。

在一些实施例中，多个所述目标单位构成下级单位，第三单位构成上级单位，所述方法适用于所述第三单位；每个所述目标单位包括弹道部门、气动部门、飞行器结构部门、动力部门、控制部门以及激光源部门。

在一些实施例中，所述待设计的共有参数包括推进剂外壳质量、有效推进剂质量、长度、外径、平均推力、平均比冲、工作时间、飞行最大攻角、俯仰角变化率以及滑翔段时长；

或者，所述待设计的共有参数包括模式下结构质量、有效推进剂质量、长度、外径、平均推力、平均比冲、工作时间、飞行起/终点位置参数、飞行起/终点速度大小以及飞行起/终点速度空间方向；其中，所述模式下结构质量包括该模式下推进剂外壳质量和该模式下独有的结构质量两部分。

本申请实施例提供的飞行器的参数设计装置，与上述实施例提供的飞行器的参数设计方法具有相同的技术特征，所以也能解决相同的技术问题，达到相同的技术效果。

如图12所示，本申请实施例提供的一种计算机设备1200，包括：处理器1201、存储器1202和总线，所述存储器1202存储有所述处理器1201可执行的机器可读指令，当电子设备运行时，所述处理器1201与所述存储器1202之间通过总线通信，所述处理器1201执行所述机器可读指令，以执行如上述飞行器的参数设计方法的步骤。

具体地，上述存储器1202和处理器1201能够为通用的存储器和处理器，这里不做具体限定，当处理器1201运行存储器1202存储的计算机程序时，能够执行上述飞行器的参数设计方法。

对应于上述飞行器的参数设计方法，本申请实施例还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有机器可运行指令，所述计算机可运行指令在被处理器调用和运行时，所述计算机可运行指令促使所述处理器运行上述飞行器的参数设计方法的步骤。

本申请实施例所提供的飞行器的参数设计装置可以为设备上的特定硬件或者安装于设备上的软件或固件等。本申请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。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，前述描述的系统、装置和单元的具体工作过程，均可以参考上述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在本申请所提供的实施例中，应该理解到，所揭露装置和方法，可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，又例如，多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些通信接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，也可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，附图中的流程图和框图显示了根据本申请的多个实施例的装置、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方式中，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。

另外，在本申请提供的实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。

所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述移动控制方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(Read-Only Memory，简称ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，简称RAM)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

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，此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本申请的具体实施方式，用以说明本申请的技术方案，而非对其限制，本申请的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，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申请揭露的技术范围内，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申请实施例技术方案的范围。都应涵盖在本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞行器的参数设计方法，其特征在于，包括：

分别确定多个目标单位的待设计参数的当前参数值，每个所述目标单位包括多个待设计参数，多个所述目标单位的设计中存在相互依赖的待设计的共有参数，每个待设计的共有参数对应两个以上所述目标单位；

重复执行如下步骤，直至目标偏差值满足预设条件，输出所述目标偏差值满足预设条件的多个所述目标单位的待设计参数的当前参数值作为所述飞行器的最终待设计参数：

确定多个所述目标单位的待设计参数的当前参数值下的同一共有参数的不同共有参数值之间的目标偏差值；

判断所述目标偏差值是否满足预设条件；

如果不满足，则基于所述目标偏差值，重新确定多个目标单位的待设计参数的新的参数值，将所述多个目标单位的待设计参数的新的参数值作为所述多个目标单位的待设计参数的当前参数值。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，多个所述目标单位包括多个第一单位和第二单位，多个所述第一单位之间待设计参数相互独立，所述第二单位的设计与所述第一单位的设计中存在相互依赖的待设计的共有参数。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述第一单位包括结构部门和动力部门；所述第二单位包括弹道部门、气动部门，所述第二单位包括至少一个，至少一个所述第一单位之间待设计参数相互独立；所述方法应用于控制部门；

所述控制部门和所述第二单位构成上级单位，所述第一单位为下级单位；

所述第一单位包括一子级单位、二子级单位、三子级单位，所述第二单位包括头部单位；

所述待设计的共有参数包括发动机总质量、有效推进剂质量、平均推力、平均比冲、工作时间、长度以及外径。

4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，基于所述目标偏差值，重新确定多个目标单位的待设计参数的新的参数值的步骤包括：

基于所述目标偏差值和第一目标函数，将所述第一单位的当前待设计参数，通过第一单位独立优化设计后，更新为所述第一单位的新的参数值；

基于所述目标偏差值和第二目标函数，将所述第二单位的当前待设计参数，通过第二单位各子单位独立优化设计后，更新为所述第二单位的新的参数值。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，其中，所述第二目标函数包括最小化所述待设计的共有参数的目标偏差值的第一子目标函数以及技术指标要求的第二子目标函数，所述第一子目标函数和所述第二子目标函数采用罚函数法进行权衡。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，多个所述目标单位构成下级单位，第三单位构成上级单位，所述方法适用于所述第三单位；每个所述目标单位包括弹道部门、气动部门、飞行器结构部门、动力部门、控制部门以及激光源部门。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述待设计的共有参数包括推进剂外壳质量、有效推进剂质量、长度、外径、平均推力、平均比冲、工作时间、飞行最大攻角、俯仰角变化率以及滑翔段时长；

或者，所述待设计的共有参数包括模式下结构质量、有效推进剂质量、长度、外径、平均推力、平均比冲、工作时间、飞行起/终点位置参数、飞行起/终点速度大小以及飞行起/终点速度空间方向；其中，所述模式下结构质量包括该模式下推进剂外壳质量和该模式下独有的结构质量两部分。

8.一种飞行器的参数设计装置，其特征在于，包括：

第一确定模块，用于分别确定多个目标单位的待设计参数的当前参数值，每个所述目标单位包括多个待设计参数，多个所述目标单位的设计中存在相互依赖的待设计的共有参数，每个待设计的共有参数对应两个以上所述目标单位；

输出模块，用于重复执行如下步骤，直至目标偏差值满足预设条件，输出所述目标偏差值满足预设条件的多个所述目标单位的待设计参数的当前参数值作为所述飞行器的最终待设计参数：

第二确定模块，用于确定多个所述目标单位的待设计参数的当前参数值下的同一共有参数的不同共有参数值之间的目标偏差值；

判断模块，用于判断所述目标偏差值是否满足预设条件；

第三确定模块，用于如果不满足，则基于所述目标偏差值，重新确定多个目标单位的待设计参数的新的参数值，将所述多个目标单位的待设计参数的新的参数值作为所述多个目标单位的待设计参数的当前参数值。

9.一种计算机设备，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7任一项所述的方法的步骤。

10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有机器可运行指令，所述计算机可运行指令在被处理器调用和运行时，所述计算机可运行指令促使所述处理器运行所述权利要求1至7任一项所述的方法。

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