CN112507463B - 一种确定着陆支腿结构参数的方法及装置 - Google Patents

一种确定着陆支腿结构参数的方法及装置 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种确定着陆支腿结构参数的方法及装置，方法包括：创建回收着陆支腿参数化模型；确定回收着陆支腿参数化模型第一结构参数及第二结构参数的约束函数；创建稳定性目标函数、火箭箭体的垂向着陆过载目标函数及着陆支腿质量目标函数；对回收着陆支腿参数化模型进行动力学仿真，获得多组当前仿真结果；对多组当前仿真结果进行解析，输出最优结构参数；如此，该模型能充分反映真实的着陆过程；再基于Pareto解集的多目标优化算法对多组当前仿真结果进行解析，确定出最优的结构参数；因多目标优化算法的收敛性比较高，因此结构参数的准确度较高，在回收火箭返回级时，可在最大程度上降低火箭受到的冲击载荷，确保火箭回收的稳定性。

Description

一种确定着陆支腿结构参数的方法及装置
技术领域
本发明涉及火箭回收技术领域，尤其涉及一种确定着陆支腿结构参数的方法及装置。
背景技术
着陆支腿是实现火箭回收的关键技术之一。火箭返回级在着陆前具有很高的动能，与着陆平台接触后会产生很强的冲击，若着陆支腿的结构参数设计不好的话，会导致着陆支腿不会有效的吸收碰撞能量，进而导致火箭受到较大的冲击载荷。
现有技术中一般是利用缩比近似确定方法或者对着陆支腿进行静力学分析来确定结构参数；但是实际运行中，由于火箭的直径不同，利用缩比近似确定的方法确定的参数不一定是最优的。利用静力学分析方法，是根据弹性力学理论估计冲击力，这种方法无法真实反映着陆过程，进而导致确定出的结构参数也不一定是最优的。
如此，在回收火箭返回级时，无法在最大程度上降低火箭受到的冲击载荷，从而影响火箭回收的稳定性。
发明内容
针对现有技术存在的问题，本发明实施例提供了一种确定着陆支腿结构参数的方法及装置，用于解决现有技术中在确定火箭着陆支腿的结构参数时，无法确保确定出的结构参数是最优的，进而在回收火箭返回级时，无法在最大程度上降低火箭受到的冲击载荷，影响火箭回收的稳定性的技术问题。
本发明提供一种确定着陆支腿结构参数的方法，其特征在于，所述方法包括：
创建着陆支腿回收着陆支腿参数化模型，所述回收着陆支腿参数化模型包括：火箭箭体、主支柱、辅支柱、缓冲器、足垫及着陆平台；
确定所述回收着陆支腿参数化模型的结构参数，所述结构参数包括：第一结构参数及第二结构参数；所述第一结构参数为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离Lv，所述第二结构参数为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角θ；
确定所述第一结构参数及所述第二结构参数的约束函数；
基于所述第一结构参数及所述第二结构参数创建稳定性目标函数、所述火箭箭体的垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数；
根据所述约束函数、所述稳定性目标函数、所述垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数对所述回收着陆支腿参数化模型进行动力学仿真，获得多组当前仿真结果；
利用基于Pareto解集的多目标优化算法对所述多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，所述最优解集为所述回收着陆支腿参数化模型的最优结构参数。
可选的，所述确定所述第一结构参数的约束函数，包括：
根据参考横向姿态偏差确定所述火箭箭体的各最小稳定距离；所述最小稳定距离为火箭箭体中心投影点分别与多边形的边之间的距离，所述多边形为各所述足垫在所述着陆平台上的投影点形成的多边形；
当各所述最小稳定距离中的最小值大于0时，获得所述展开距离的第一当前值，所述第一当前值为所述约束函数的下限值；
基于所述着陆支腿的参考质量确定所述展开距离的第二当前值，所述第二当前值为所述约束函数的上限值；
根据所述第一当前值及所述第二当前值确定所述第一结构参数的约束函数。
可选的，所述确定所述第二结构参数的约束函数，包括：
获取所述回收着陆支腿参数化模型对应的历史仿真结果；
当根据所述历史仿真结果确定所述火箭箭体达到安全距离范围时，获得所述夹角θ对应的取值范围；所述安全距离为所述火箭箭体与所述着陆平台之间的安全距离；
基于所述夹角θ的对应取值范围确定所述第二结构参数的约束函数。
可选的，所述基于所述第一结构参数及所述第二结构参数创建稳定性目标函数，包括：
确定各所述足垫在所述着陆平台上的对应的投影点；
基于所述投影点生成多边形；
确定所述火箭箭体在所述着陆平台上的中心投影点；
分别确定所述中心投影点与所述多边形各边之间的最小稳定距离，所述稳定距离根据所述展开距离及所述夹角确定；
基于各所述稳定距离创建所述稳定性目标函数，所述稳定性目标函数为f(x)＝max(min(d1(Lv，θ)，d2(Lv，θ)，d3(Lv，θ)，d4(Lv，θ)))，所述稳定性目标函数用于确定所述最小稳定距离的最大值；其中，所述Lv为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离，所述θ为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角。
可选的，所述垂向着陆过载目标函数为g(x)＝min(max(a(Lv，θ)))；其中，
所述Lv为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离，所述θ为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角；所述a(Lv，θ)在不同的Lv及θ下对应的垂向着陆过载，所述max(a(Lv，θ))为在同一结构参数下确定的垂向着陆过载的最大值，所述垂向着陆过载目标函数用于确定不同结构参数下对应的垂向着陆过载的最大值中的最小值。
可选的，所述着陆支腿质量目标函数为h(x)＝min(m(Lv，θ))；其中，
所述Lv为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离，所述θ为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角；所述m(Lv，θ)为所述着陆支腿的质量，所述着陆支腿质量目标函数用于确定所述着陆支腿质量的最小值。
本发明还提供一种确定着陆支腿结构参数的装置，所述装置包括：
创建单元，用于创建着陆支腿回收着陆支腿参数化模型，所述回收着陆支腿参数化模型包括：火箭箭体、主支柱、辅支柱、缓冲器、足垫及着陆平台；基于所述第一结构参数及所述第二结构参数创建稳定性目标函数、所述火箭箭体的垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数；
确定单元，用于确定所述回收着陆支腿参数化模型的结构参数，所述结构参数包括：第一结构参数及第二结构参数；所述第一结构参数为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离Lv，所述第二结构参数为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角θ；确定所述第一结构参数及所述第二结构参数的约束函数；
仿真单元，用于根据所述约束函数、所述稳定性目标函数、所述垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数对所述回收着陆支腿参数化模型进行动力学仿真，获得多组当前仿真结果；
解析单元，用于利用基于Pareto解集的多目标优化算法对所述多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，所述最优解集为所述回收着陆支腿参数化模型的最优结构参数。
可选的，所述确定单元具体用于：
根据参考横向姿态偏差确定所述火箭箭体的各最小稳定距离；所述最小稳定距离为火箭箭体中心投影点分别与稳定多边形的边之间的距离，所述稳定多边形为各所述足垫在所述着陆平台上的投影点形成的多边形；
当各所述最小稳定距离中的最小值大于0时，获得所述展开距离的第一当前值，所述第一当前值为所述约束函数的下限值；
基于所述历史仿真结果获得所述火箭箭体在倾倒临界时对应的所述展开距离的第二当前值，所述第二当前值为所述约束函数的上限值；
根据所述着陆支腿的参考质量确定确定所述第一结构参数的约束函数。
可选的，所述确定单元具体用于：
获取所述回收着陆支腿参数化模型对应的历史仿真结果；
当根据所述历史仿真结果确定所述火箭箭体达到安全距离范围时，获得所述夹角θ对应的取值范围；所述安全距离为所述火箭箭体与所述着陆平台之间的安全距离；
基于所述夹角θ的对应取值范围确定所述第二结构参数的约束函数。
可选的，所述创建单元具体用于：
确定各所述足垫在所述着陆平台上的对应的投影点；
基于所述投影点生成多边形；
确定所述火箭箭体在所述着陆平台上的中心投影点；
分别确定所述中心投影点与所述多边形各边之间的最小稳定距离，所述稳定距离根据所述展开距离及所述夹角确定；
基于各所述稳定距离创建所述稳定性目标函数，所述稳定性目标函数为f(x)＝max(min(d1(Lv，θ)，d2(Lv，θ)，d3(Lv，θ)，d4(Lv，θ)))，所述稳定性目标函数用于确定所述最小稳定距离的最大值；其中，所述Lv为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离，所述θ为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角。
本发明提供了一种确定着陆支腿结构参数的方法及装置，方法包括：创建着陆支腿回收着陆支腿参数化模型，所述回收着陆支腿参数化模型包括：火箭箭体、主支柱、辅支柱、缓冲器、足垫及着陆平台；确定所述回收着陆支腿参数化模型的结构参数，所述结构参数包括：第一结构参数及第二结构参数；所述第一结构参数为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离Lv，所述第二结构参数为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角θ；确定所述第一结构参数及所述第二结构参数的约束函数；基于所述第一结构参数及所述第二结构参数创建稳定性目标函数、所述火箭箭体的垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数；根据所述约束函数、所述稳定性目标函数、所述垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数对所述回收着陆支腿参数化模型进行动力学仿真，获得多组当前仿真结果；利用基于Pareto解集的多目标优化算法对所述多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，所述最优解集为所述回收着陆支腿参数化模型的最优结构参数；如此，基于实际火箭着陆支腿的实际结构创建对应的回收着陆支腿参数化模型，以能充分反映出真实的着陆过程；确定影响回收稳定性的结构参数，然后基于结构参数确定影响回收稳定性的目标函数，在约束函数的约束范围对回收着陆支腿参数化模型进行仿真，获得多组仿真结果，再利用基于Pareto解集的多目标优化算法对所述多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，最终确定出最优的结构参数；因多目标优化算法的收敛性比较高，因此确定出的结构参数更贴合实际着陆情况，进而在回收火箭返回级时，可以在最大程度上降低火箭受到的冲击载荷，确保火箭回收的稳定性。
附图说明
图1为本发明实施例提供的确定着陆支腿结构参数的方法流程示意图；
图2为本发明实施例提供的回收着陆支腿参数化模型结构示意图；
图3为本发明实施例提供的结构参数的示意图；
图4为本发明实施例提供的两个下耳片之间的距离示意图；
图5为本发明实施例提供的火箭箭体的最小稳定距离示意图；
图6为本发明实施例提供的垂向着陆过载曲线示意图；
图7为本发明实施例提供的确定着陆支腿结构参数的装置结构示意图。
具体实施方式
为了解决现有技术中确定火箭着陆支腿的结构参数时，无法确保确定出的结构参数是最优的，进而在回收火箭返回级时，无法在最大程度上降低火箭受到的冲击载荷，影响火箭回收的稳定性的技术问题，本发明提供了一种确定着陆支腿结构参数的方法及装置。
下面通过附图及具体实施例对本发明的技术方案做进一步的详细说明。
本实施例提供一种定着陆支腿结构参数的方法，如图1所示，方法包括：
S110，创建着陆支腿回收着陆支腿参数化模型，所述回收着陆支腿参数化模型包括：火箭箭体、主支柱、辅支柱、缓冲器、足垫及着陆平台；
为了能够真实地反映出着陆支腿的着陆过程，本实施例基于真实的着陆支腿结构利用机械系统动力学自动分析平台(ADAMS，Automatic Dynamic Analysis of MechanicalSystems)创建着陆支腿回收着陆支腿参数化模型。如图2所示，回收着陆支腿参数化模型包括：火箭箭体1、主支柱2、辅支柱3、缓冲器4、足垫5及着陆平台6；其中，主支柱2包括多个，辅支柱3包括多个，足垫5与缓冲器4的一端连接，缓冲器4的另一端与主支柱2连接。
主支柱2与火箭箭体1的接触处设置有上耳片，辅支柱3与火箭箭体1的接触处设置有下耳片。其中，一个主支柱2对应有一个上耳片，一个辅支柱3对应有两个下耳片。
为了能够模拟出真实的着陆过程，主支柱2与箭体1在上耳片位置建立铰链副，辅支柱3与箭体在下耳片位置建立圆柱副，缓冲器4与足垫5之间建立球铰接，辅支柱3与足垫5固定，主支柱2与缓冲器4设置移动副和弹簧，模拟缓冲器的压缩过程，足垫5与着陆平台6建立接触。
S111，确定所述回收着陆支腿参数化模型的结构参数，所述结构参数包括：第一结构参数及第二结构参数；所述第一结构参数为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离Lv，所述第二结构参数为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角θ；
回收着陆支腿参数化模型创建好之后，确定回收着陆支腿参数化模型的结构参数。这里，是以参数化点坐标的方式进行结构参数的建模。
具体的，参考图3，以单个主支柱来说，涉及到的点坐标为足垫底面中心点对应的点坐标，上耳片对应的点坐标及下耳片对应的点坐标，那么可以以这些点坐标确定结构参数。比如：足垫与着陆平台之间的展开高度Lh，足垫与火箭箭体轴线之间的展开距离Lv，主支柱与着陆平台之间的夹角θ，下耳片与火箭箭体尾端端面之间的距离L1以及两个下耳片之间的横向距离L2。其中，横向距离L2可参考图4所示。
综合分析后，根据火箭总体指标要求，可确定展开高度。综合L1和L2对着陆稳定性、着陆过载等的影响，结合箭体直径，可确定L1和L2，本专利不对其进行优化。因此本实施例确定的回收着陆支腿参数化模型的结构参数包括：第一结构参数及第二结构参数；第一结构参数为各所述足垫与火箭箭体中心轴之间的展开距离Lv，第二结构参数为各主支柱与着陆平台之间的夹角θ。
S112，确定所述第一结构参数及所述第二结构参数的约束函数；
确定出第一结构参数及第二结构参数后，需要分别确定第一结构参数及第二结构参数的约束函数。
作为一种可选的实施例，确定所述第一结构参数的约束函数，包括：
根据参考横向姿态偏差确定火箭箭体的各最小稳定距离；
当各最小稳定距离中的最小值大于0时，获得展开距离的第一当前值，第一当前值为约束函数的下限值；
基于着陆支腿的参考质量确定展开距离的第二当前值，第二当前值为约束函数的上限值；
根据第一当前值及第二当前值确定第一结构参数的约束函数。
其中，最小稳定距离为火箭箭体中心投影点分别与多边形的边之间的距离，多边形为各足垫在着陆平台上的投影点形成的多边形。
以某型火箭为例来说明，假设确定出的展开距离的第一当前值为2500mm，确定出的展开距离的第二当前值为7500mm，那么第一结构参数的约束函数即为[2500,7500]。
应说明的是，参考横向姿态偏差和着陆支腿的参考质量是基于火箭总体指标要求中规定的相应参数确定的。
同样的，作为一种可选的实施例，确定第二结构参数的约束函数，包括：
获取回收着陆支腿参数化模型对应的历史仿真结果；
当根据历史仿真结果确定火箭箭体达到安全距离范围时，获得夹角θ对应的取值范围；安全距离为火箭箭体与着陆平台之间的安全距离；
基于夹角θ的对应取值范围确定第二结构参数的约束函数。
举例来说，若火箭箭体达到安全距离范围时，夹角θ对应的取值范围为[35°，60°]，那么第二结构参数的约束函数为[35°，60°]。
S113，基于所述第一结构参数及所述第二结构参数创建稳定性目标函数、所述火箭箭体的垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数；
当第一结构参数与第二结构参数确定出之后，需要基于第一结构参数及第二结构参数创建稳定性目标函数、火箭箭体的垂向着陆过载目标函数及着陆支腿质量目标函数。
这里，可参考图5，本实施例中的足垫包括四个，各足垫在着陆平台上的投影点如A、B、C、D所示，A、B、C、D组成一个多边形。火箭箭体在着陆平台上的中心投影点如O所示，中心投影点与多边形的四条边之间的最小距离分别为d1、d2、d3和d4；也即d1为中心投影点与边AB之间的最小稳定距离，d2为中心投影点与边BC之间的最小稳定距离，d3为中心投影点与边CD之间的最小稳定距离，d4为中心投影点与边CD之间的最小稳定距离。
最小距离一般称为最小稳定距离，在着陆支腿的回收过程中，最小稳定距离的值越大，稳定性越好。
那么，作为一种可选的实施例，在创建稳定性目标函数时，可以包括：
确定各足垫在着陆平台上的对应的投影点；
基于投影点生成多边形；
确定火箭箭体在着陆平台上的中心投影点；
分别确定中心投影点与多边形各边之间的最小稳定距离，稳定距离根据展开距离及夹角确定；
基于各稳定距离创建稳定性目标函数，稳定性目标函数为f(x)＝max(min(d1(Lv，θ)，d2(Lv，θ)，d3(Lv，θ)，d4(Lv，θ)))，稳定性目标函数用于确定最小稳定距离的最大值；其中，Lv为各足垫与火箭箭体中心轴之间的展开距离，θ为各主支柱与着陆平台之间的夹角；d1(Lv，θ)为中心投影点与边AB之间的最小稳定距离，d2(Lv，θ)为中心投影点与边BC之间的最小稳定距离，d3(Lv，θ)为中心投影点与边CD之间的最小稳定距离，d4(Lv，θ)为中心投影点与边CD之间的最小稳定距离。
可以理解的是，Lv和θ为一组结构参数，当每组结构参数的取值不同时，最后会输出多个不同的d1(Lv，θ)、d2(Lv，θ)、d3(Lv，θ)和d4(Lv，θ)；比如针对d1(Lv，θ)，稳定性目标函数的功能即是用于在多个d1(Lv，θ)中确定出最大值。对于其他的最小稳定距离，稳定性目标函数也是基于同样的方式确定出最大值。
进一步地，在火箭返回级在着陆的过程中，火箭箭体会受到很大的着陆冲击，为了避免火箭箭体上的单机、仪器等设备损坏，在着陆过程中应使火箭箭体受到的垂向着陆过载尽可能地小。那么垂向着陆过载目标函数为g(x)＝min(max(a(Lv，θ)))；其中，
Lv为各足垫与火箭箭体中心轴之间的展开距离，θ为各主支柱与着陆平台之间的夹角；a(Lv，θ)在不同的Lv及θ下对应的垂向着陆过载，max(a(Lv，θ))为在同一结构参数下确定的垂向着陆过载的最大值，垂向着陆过载目标函数用于确定不同结构参数下对应的垂向着陆过载的最大值中的最小值。
这里，Lv和θ为一组结构参数，每组结构参数的取值是不同的。每组结构参数对应一个垂向着陆过载曲线，垂向着陆过载曲线可参考图6。在垂向着陆过载曲线中，存在一个垂向着陆过载的最大值及一个垂向着陆过载的最小值。那么因每组结构参数的取值不同，因此可以得到多个垂向着陆过载的最大值，而垂向着陆过载目标函数则是用于在多个垂向着陆过载的最大值中确定出一个最小的垂向着陆过载。
另外，在满足着陆稳定性和着陆过载的要求的同时，着陆支腿质量应该尽可能小，因此着陆支腿质量目标函数为h(x)＝min(m(Lv，θ))；其中，Lv为各足垫与火箭箭体中心轴之间的展开距离，θ为各主支柱与着陆平台之间的夹角；m(Lv，θ)为在不同的结构参数下对应的着陆支腿的质量，着陆支腿质量目标函数用于在多个不同着陆支腿的质量中确定出着陆支腿质量的最小值。
S114，根据所述约束函数、所述稳定性目标函数、所述垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数对所述回收着陆支腿参数化模型进行动力学仿真，获得多组当前仿真结果；
约束函数、稳定性目标函数、垂向着陆过载目标函数及着陆支腿质量目标函数后，根据约束函数、稳定性目标函数、垂向着陆过载目标函数及着陆支腿质量目标函数对所述回收着陆支腿参数化模型进行动力学ADAMS仿真，获得多组当前仿真结果。
S115，利用基于Pareto解集的多目标优化算法对所述多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，所述最优解集为所述回收着陆支腿参数化模型的最优结构参数。
多组仿真结果中并不全是最优的结果，因此本实施例还需基于Pareto解集的多目标优化算法对多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，最优解集为所述回收着陆支腿参数化模型的最优结构参数。
具体的，利用Pareto解集的多目标优化算法对多组当前仿真结果进行分析排序，将Pareto等级为1的非支配解输出作为Pareto最优解集。这里，排序分配是指在一组解中，非支配解的Pareto等级定义为1；将非支配解从解的集合中删除，剩下解的Pareto等级定义为2，依次类推，最终可以得到该解集合中的所有解的Pareto等级。然后根据解的Pareto等级确定最优解集。
在实际应用中，由于火箭箭体着陆瞬间，会产生很大的冲击，会在着陆支腿与箭体连接部位产生很大的集中力。最终可以在上述Pareto最优解集找到满足要求的参数，以协调着陆支腿之间的舱段设计，统筹确定着陆支腿与箭体的连接位置。
本实施例基于实际火箭着陆支腿的实际结构创建对应的回收着陆支腿参数化模型，以能充分反映出真实的着陆过程；确定影响回收稳定性的结构参数，然后基于结构参数确定影响回收稳定性的目标函数，在约束函数的约束范围对回收着陆支腿参数化模型进行仿真，获得多组仿真结果，再利用基于Pareto解集的多目标优化算法对所述多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，最终确定出最优的结构参数；因多目标优化算法的收敛性比较高，因此可以得出最优解集，确定出最优的结构参数，进而在回收火箭返回级时，可以在最大程度上降低火箭受到的冲击载荷，确保火箭回收的稳定性。
基于同样的发明构思，本实施例还提供一种确定着陆支腿结构参数的装置，如图7所示，装置包括：创建单元71、确定单元72、仿真单元73及解析单元74；其中，
创建单元71，用于创建着陆支腿回收着陆支腿参数化模型，所述回收着陆支腿参数化模型包括：火箭箭体、主支柱、辅支柱、缓冲器、足垫及着陆平台；基于所述第一结构参数及所述第二结构参数创建稳定性目标函数、所述火箭箭体的垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数；
确定单元72，用于确定所述回收着陆支腿参数化模型的结构参数，所述结构参数包括：第一结构参数及第二结构参数；所述第一结构参数为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离Lv，所述第二结构参数为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角θ；确定所述第一结构参数及所述第二结构参数的约束函数；
仿真单元73，用于根据所述约束函数、所述稳定性目标函数、所述垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数对所述回收着陆支腿参数化模型进行动力学仿真，获得多组当前仿真结果；
解析单元74，用于利用基于Pareto解集的多目标优化算法对所述多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，所述最优解集为所述回收着陆支腿参数化模型的最优结构参数。
为了能够真实地反映出着陆支腿的着陆过程，创建单元71基于真实的着陆支腿结构利用机械系统动力学自动分析平台(ADAMS，Automatic Dynamic Analysis ofMechanical Systems)创建着陆支腿回收着陆支腿参数化模型。如图2所示，回收着陆支腿参数化模型包括：火箭箭体1、主支柱2、辅支柱3、缓冲器4、足垫5及着陆平台6；其中，主支柱2包括多个，辅支柱3包括多个，足垫5与缓冲器4的一端连接，缓冲器4的另一端与主支柱2连接。
主支柱2与火箭箭体1的接触处设置有上耳片，辅支柱3与火箭箭体1的接触处设置有下耳片。其中，一个主支柱2对应有一个上耳片，一个辅支柱3对应有两个下耳片。
为了能够模拟出真实的着陆过程，主支柱2与箭体1在上耳片位置建立铰链副，辅支柱3与箭体在下耳片位置建立圆柱副，缓冲器4与足垫5之间建立球铰接，辅支柱3与足垫5固定，主支柱2与缓冲器4设置移动副和弹簧，模拟缓冲器的压缩过程，足垫5与着陆平台6建立接触。
回收着陆支腿参数化模型创建好之后，确定单元72用于确定回收着陆支腿参数化模型的结构参数。这里，是以参数化点坐标的方式进行结构参数的建模。
具体的，参考图3，以单个主支柱来说，涉及到的点坐标为足垫底面中心点对应的点坐标，上耳片对应的点坐标及下耳片对应的点坐标，那么可以以这些点坐标确定结构参数。比如：足垫与着陆平台之间的展开高度Lh，足垫与火箭箭体轴线之间的展开距离Lv，主支柱与着陆平台之间的夹角θ，下耳片与火箭箭体尾端端面之间的距离L1以及两个下耳片之间的横向距离L2。其中，横向距离L2可参考图4所示。
综合分析后，根据火箭总体指标要求，可确定展开高度。综合L1和L2对着陆稳定性、着陆过载等的影响，结合箭体直径，可确定L1和L2，本专利不对其进行优化。因此本实施例确定的回收着陆支腿参数化模型的结构参数包括：第一结构参数及第二结构参数；第一结构参数为各所述足垫与火箭箭体中心轴之间的展开距离Lv，第二结构参数为各主支柱与着陆平台之间的夹角θ。
确定出第一结构参数及第二结构参数后，确定单元72需要分别确定第一结构参数及第二结构参数的约束函数。值得注意的是，约束函数是根据回收着陆支腿参数化模型的历史仿真结果进行确定的，在对回收着陆支腿参数化模型进行历史仿真时，涉及到的结构参数可以根据经验值确定。
作为一种可选的实施例，确定单元72确定所述第一结构参数的约束函数，包括：
根据参考横向姿态偏差确定火箭箭体的各最小稳定距离；
当各最小稳定距离中的最小值大于0时，获得展开距离的第一当前值，第一当前值为约束函数的下限值；
基于着陆支腿的参考质量确定展开距离的第二当前值，第二当前值为约束函数的上限值；
根据第一当前值及第二当前值确定第一结构参数的约束函数。
其中，最小稳定距离为火箭箭体中心投影点分别与多边形的边之间的距离，多边形为各足垫在着陆平台上的投影点形成的多边形。
以某型火箭为例来说明，假设确定出的展开距离的第一当前值为2500mm，确定出的展开距离的第二当前值为7500mm，那么第一结构参数的约束函数即为[2500,7500]。
应说明的是，参考横向姿态偏差和着陆支腿的参考质量是基于火箭总体指标要求中规定的相应参数确定的。
同样的，作为一种可选的实施例，确定单元72确定第二结构参数的约束函数，包括：
获取回收着陆支腿参数化模型对应的历史仿真结果；
当根据历史仿真结果确定火箭箭体达到安全距离范围时，获得夹角θ对应的取值范围；安全距离为火箭箭体与着陆平台之间的安全距离；
基于夹角θ的对应取值范围确定第二结构参数的约束函数。
举例来说，若火箭箭体达到安全距离范围时，夹角θ对应的取值范围为[35°，60°]，那么第二结构参数的约束函数为[35°，60°]。
当第一结构参数与第二结构参数确定出之后，创建单元71还需要基于第一结构参数及第二结构参数创建稳定性目标函数、火箭箭体的垂向着陆过载目标函数及着陆支腿质量目标函数。
这里，可参考图5，本实施例中的足垫包括四个，各足垫在着陆平台上的投影点如A、B、C、D所示，A、B、C、D组成一个多边形。火箭箭体在着陆平台上的中心投影点如O所示，中心投影点与多边形的四条边之间的最小距离分别为d1、d2、d3和d4；最小距离一般称为最小稳定距离，在着陆支腿的回收过程中，最小稳定距离的值越大，稳定性越好。
那么，作为一种可选的实施例，创建单元71在创建稳定性目标函数时，可以包括：
确定各足垫在着陆平台上的对应的投影点；
基于投影点生成多边形；
确定火箭箭体在着陆平台上的中心投影点；
分别确定中心投影点与多边形各边之间的最小稳定距离，稳定距离根据展开距离及夹角确定；
基于各稳定距离创建稳定性目标函数，稳定性目标函数为f(x)＝max(min(d1(Lv，θ)，d2(Lv，θ)，d3(Lv，θ)，d4(Lv，θ)))，稳定性目标函数用于确定最小稳定距离的最大值；其中，Lv为各足垫与火箭箭体中心轴之间的展开距离，θ为各主支柱与着陆平台之间的夹角；d1(Lv，θ)为中心投影点与边AB之间的最小稳定距离，d2(Lv，θ)为中心投影点与边BC之间的最小稳定距离，d3(Lv，θ)为中心投影点与边CD之间的最小稳定距离，d4(Lv，θ)为中心投影点与边CD之间的最小稳定距离。
可以理解的是，Lv和θ为一组结构参数，当每组结构参数的取值不同时，最后会输出多个不同的d1(Lv，θ)、d2(Lv，θ)、d3(Lv，θ)和d4(Lv，θ)；比如针对d1(Lv，θ)，稳定性目标函数的功能即是用于在多个d1(Lv，θ)中确定出最大值。对于其他的最小稳定距离，稳定性目标函数也是基于同样的方式确定出最大值。
进一步地，在火箭返回级在着陆的过程中，火箭箭体会受到很大的着陆冲击，为了避免火箭箭体上的单机、仪器等设备损坏，在着陆过程中应使火箭箭体受到的垂向着陆过载尽可能地小。那么垂向着陆过载目标函数为g(x)＝min(max(a(Lv，θ)))；其中，
Lv为各足垫与火箭箭体中心轴之间的展开距离，θ为各主支柱与着陆平台之间的夹角；a(Lv，θ)在不同的Lv及θ下对应的垂向着陆过载，max(a(Lv，θ))为在同一结构参数下确定的垂向着陆过载的最大值，垂向着陆过载目标函数用于确定不同结构参数下对应的垂向着陆过载的最大值中的最小值。
这里，Lv和θ为一组结构参数，每组结构参数的取值是不同的。每组结构参数对应一个垂向着陆过载曲线，垂向着陆过载曲线可参考图6。在垂向着陆过载曲线中，存在一个垂向着陆过载的最大值及一个垂向着陆过载的最小值。那么因每组结构参数的取值不同，因此可以得到多个垂向着陆过载的最大值，而垂向着陆过载目标函数则是用于在多个垂向着陆过载的最大值中确定出一个最小的垂向着陆过载。
另外，在满足着陆稳定性和着陆过载的要求的同时，着陆支腿质量应该尽可能小，因此着陆支腿质量目标函数为h(x)＝min(m(Lv，θ))；其中，Lv为各足垫与火箭箭体中心轴之间的展开距离，θ为各主支柱与着陆平台之间的夹角；m(Lv，θ)为在不同的结构参数下对应的着陆支腿的质量，着陆支腿质量目标函数用于在多个不同着陆支腿的质量中确定出着陆支腿质量的最小值。
约束函数、稳定性目标函数、垂向着陆过载目标函数及着陆支腿质量目标函数后，仿真单元73根据约束函数、稳定性目标函数、垂向着陆过载目标函数及着陆支腿质量目标函数对所述回收着陆支腿参数化模型进行动力学ADAMS仿真，获得多组当前仿真结果。
多组仿真结果中并不全是最优的结果，因此本实施例的解析单元74基于Pareto解集的多目标优化算法对多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，最优解集为所述回收着陆支腿参数化模型的最优结构参数。
具体的，利用Pareto解集的多目标优化算法对多组当前仿真结果进行分析排序，将Pareto等级为1的非支配解输出作为Pareto最优解集。这里，排序分配是指在一组解中，非支配解的Pareto等级定义为1；将非支配解从解的集合中删除，剩下解的Pareto等级定义为2，依次类推，最终可以得到该解集合中的所有解的Pareto等级。然后根据解的Pareto等级确定最优解集。
在实际应用中，由于火箭箭体着陆瞬间，会产生很大的冲击，会在着陆支腿与箭体连接部位产生很大的集中力。最终可以在上述Pareto最优解集找到满足要求的参数，以协调着陆支腿之间的舱段设计，统筹确定着陆支腿与箭体的连接位置。
本实施例基于实际火箭着陆支腿的实际结构创建对应的回收着陆支腿参数化模型，以能充分反映出真实的着陆过程；确定影响回收稳定性的结构参数，然后基于结构参数确定影响回收稳定性的目标函数，在约束函数的约束范围对回收着陆支腿参数化模型进行仿真，获得多组仿真结果，再利用基于Pareto解集的多目标优化算法对所述多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，最终确定出最优的结构参数；因多目标优化算法的收敛性比较高，因此可以得出最优解集，确定出最优的结构参数，进而在回收火箭返回级时，可以在最大程度上降低火箭受到的冲击载荷，确保火箭回收的稳定性。
本发明提供的确定着陆支腿结构参数的方法及装置能够带来的有益效果至少是：
本发明提供了一种确定着陆支腿结构参数的方法及装置，方法包括：创建着陆支腿回收着陆支腿参数化模型，所述回收着陆支腿参数化模型包括：火箭箭体、主支柱、辅支柱、缓冲器、足垫及着陆平台；确定所述回收着陆支腿参数化模型的结构参数，所述结构参数包括：第一结构参数及第二结构参数；所述第一结构参数为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离Lv，所述第二结构参数为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角θ；确定所述第一结构参数及所述第二结构参数的约束函数；基于所述第一结构参数及所述第二结构参数创建稳定性目标函数、所述火箭箭体的垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数；根据所述约束函数、所述稳定性目标函数、所述垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数对所述回收着陆支腿参数化模型进行动力学仿真，获得多组当前仿真结果；利用基于Pareto解集的多目标优化算法对所述多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，所述最优解集为所述回收着陆支腿参数化模型的最优结构参数；如此，基于实际火箭着陆支腿的实际结构创建对应的回收着陆支腿参数化模型，以能充分反映出真实的着陆过程；确定影响回收稳定性的结构参数，然后基于结构参数确定影响回收稳定性的目标函数，在约束函数的约束范围对回收着陆支腿参数化模型进行仿真，获得多组仿真结果，再利用基于Pareto解集的多目标优化算法对所述多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，最终确定出最优的结构参数；因多目标优化算法的收敛性比较高，因此可以得出最优解集，确定出最优的结构参数，这样确定出的结构参数更贴合实际着陆情况，进而在回收火箭返回级时，可以在最大程度上降低火箭受到的冲击载荷，确保火箭回收的稳定性。
以上所述，仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种确定着陆支腿结构参数的方法，其特征在于，所述方法包括：
创建回收着陆支腿参数化模型，所述回收着陆支腿参数化模型包括：火箭箭体、主支柱、辅支柱、缓冲器、足垫及着陆平台；
确定所述回收着陆支腿参数化模型的结构参数，所述结构参数包括：第一结构参数及第二结构参数；所述第一结构参数为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离Lv，所述第二结构参数为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角θ；
确定所述第一结构参数及所述第二结构参数的约束函数；
基于所述第一结构参数及所述第二结构参数创建稳定性目标函数、所述火箭箭体的垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数；
根据所述约束函数、所述稳定性目标函数、所述垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数对所述回收着陆支腿参数化模型进行动力学仿真，获得多组当前仿真结果；
利用基于Pareto解集的多目标优化算法对所述多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，所述最优解集为所述回收着陆支腿参数化模型的最优结构参数；其中，
利用基于Pareto解集的多目标优化算法对所述多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，包括：
利用Pareto解集的多目标优化算法对多组当前仿真结果进行分析排序，将Pareto等级为1的非支配解输出作为Pareto最优解集。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定所述第一结构参数的约束函数，包括：
根据参考横向姿态偏差确定所述火箭箭体的各最小稳定距离；所述最小稳定距离为火箭箭体中心投影点分别与多边形的边之间的距离，所述多边形为各所述足垫在所述着陆平台上的投影点形成的多边形；
当各所述最小稳定距离中的最小值大于0时，获得所述展开距离的第一当前值，所述第一当前值为所述约束函数的下限值；
基于所述着陆支腿的参考质量确定所述展开距离的第二当前值，所述第二当前值为所述约束函数的上限值；
根据所述第一当前值及所述第二当前值确定所述第一结构参数的约束函数。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定所述第二结构参数的约束函数，包括：
获取所述回收着陆支腿参数化模型对应的历史仿真结果；
当根据所述历史仿真结果确定所述火箭箭体达到安全距离范围时，获得所述夹角θ对应的取值范围；所述安全距离为所述火箭箭体与所述着陆平台之间的安全距离；
基于所述夹角θ的对应取值范围确定所述第二结构参数的约束函数。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述第一结构参数及所述第二结构参数创建稳定性目标函数，包括：
确定各所述足垫在所述着陆平台上的对应的投影点；
基于所述投影点生成多边形；
确定所述火箭箭体在所述着陆平台上的中心投影点；
分别确定所述中心投影点与所述多边形各边之间的最小稳定距离，所述稳定距离根据所述展开距离及所述夹角确定；
基于各所述稳定距离创建所述稳定性目标函数，所述稳定性目标函数为f(x)＝max(min(d1(Lv，θ)，d2(Lv，θ)，d3(Lv，θ)，d4(Lv，θ)))，所述稳定性目标函数用于确定所述最小稳定距离的最大值；其中，所述Lv为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离，所述θ为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述垂向着陆过载目标函数为g(x)＝min(max(a(Lv，θ)))；其中，
所述Lv为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离，所述θ为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角；所述a(Lv，θ)在不同的Lv及θ下对应的垂向着陆过载，所述max(a(Lv，θ))为在同一结构参数下确定的垂向着陆过载的最大值，所述垂向着陆过载目标函数用于确定不同结构参数下对应的垂向着陆过载的最大值中的最小值。
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述着陆支腿质量目标函数为h(x)＝min(m(Lv，θ))；其中，
所述Lv为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离，所述θ为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角；所述m(Lv，θ)为所述着陆支腿的质量，所述着陆支腿质量目标函数用于确定所述着陆支腿质量的最小值。
7.一种确定着陆支腿结构参数的装置，其特征在于，所述装置包括：
创建单元，用于创建回收着陆支腿参数化模型，所述回收着陆支腿参数化模型包括：火箭箭体、主支柱、辅支柱、缓冲器、足垫及着陆平台；基于所述第一结构参数及所述第二结构参数创建稳定性目标函数、所述火箭箭体的垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数；
确定单元，用于确定所述回收着陆支腿参数化模型的结构参数，所述结构参数包括：第一结构参数及第二结构参数；所述第一结构参数为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离Lv，所述第二结构参数为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角θ；确定所述第一结构参数及所述第二结构参数的约束函数；
仿真单元，用于根据所述约束函数、所述稳定性目标函数、所述垂向着陆过载目标函数及所述着陆支腿质量目标函数对所述回收着陆支腿参数化模型进行动力学仿真，获得多组当前仿真结果；
解析单元，用于利用基于Pareto解集的多目标优化算法对所述多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，所述最优解集为所述回收着陆支腿参数化模型的最优结构参数；其中，
利用基于Pareto解集的多目标优化算法对所述多组当前仿真结果进行解析，输出最优解集，包括：
利用Pareto解集的多目标优化算法对多组当前仿真结果进行分析排序，将Pareto等级为1的非支配解输出作为Pareto最优解集。
8.如权利要求7所述的装置，其特征在于，所述确定单元具体用于：
获取所述回收着陆支腿参数化模型对应的历史仿真结果，根据参考横向姿态偏差确定所述火箭箭体的各最小稳定距离；所述最小稳定距离为火箭箭体中心投影点分别与稳定多边形的边之间的距离，所述稳定多边形为各所述足垫在所述着陆平台上的投影点形成的多边形；
当各所述最小稳定距离中的最小值大于0时，获得所述展开距离的第一当前值，所述第一当前值为所述约束函数的下限值；
基于所述着陆支腿的参考质量确定所述展开距离的第二当前值，所述第二当前值为所述约束函数的上限值；
根据所述第一当前值及所述第二当前值确定所述第一结构参数的约束函数。
9.如权利要求7所述的装置，其特征在于，所述确定单元具体用于：
获取所述回收着陆支腿参数化模型对应的历史仿真结果；
当根据所述历史仿真结果确定所述火箭箭体达到安全距离范围时，获得所述夹角θ对应的取值范围；所述安全距离为所述火箭箭体与所述着陆平台之间的安全距离；
基于所述夹角θ的对应取值范围确定所述第二结构参数的约束函数。
10.如权利要求7所述的装置，其特征在于，所述创建单元具体用于：
确定各所述足垫在所述着陆平台上的对应的投影点；
基于所述投影点生成多边形；
确定所述火箭箭体在所述着陆平台上的中心投影点；
分别确定所述中心投影点与所述多边形各边之间的最小稳定距离，所述稳定距离根据所述展开距离及所述夹角确定；
基于各所述稳定距离创建所述稳定性目标函数，所述稳定性目标函数为f(x)＝max(min(d1(Lv，θ)，d2(Lv，θ)，d3(Lv，θ)，d4(Lv，θ)))，所述稳定性目标函数用于确定所述最小稳定距离的最大值；其中，所述Lv为各所述足垫与所述火箭箭体中心轴之间的展开距离，所述θ为各所述主支柱与所述着陆平台之间的夹角。
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