CN113742850B - 基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法和系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法和系统，包括：基于预设飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到预设飞行器的各级理论速度增量；基于预设飞行器的各级理论速度增量与预设飞行器的各级实际速度增量之间的差值，得到各级速度损失的目标工程经验值；基于目标飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到目标飞行器的各级理论速度增量；基于目标工程经验值，对目标飞行器的各级理论速度增量进行修正，得到目标速度增量；基于目标速度增量与预设速度增量之间的关系，对目标飞行器的运载能力进行预估。本发明缓解了现有技术中存在的实际飞行器入轨阶段会有各阶段损失和误差较大的技术问题。

Description

基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法和系统
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法和系统。
背景技术
航空航天这一高技术领域是未来最有发展前途的领域，开辟和利用空间技术以发展经济及军事实力是目前世界各国的高边疆战略核心。深空探测、近地轨道运载的低成本和高可靠性的解决方案是21世纪空间技术两大核心发展目标，因此需要加快运载器的开发研制周期。
固液火箭发动机是采用液体氧化剂和固体燃料的混合火箭发动机，可实现推力调节，满足不同高度推力特性的需求，且由于仅需单路流量调节装置，结构简单可靠；其液体氧化剂与固体燃料点火前物理隔绝，大大提高其安全性，降低了保障维护成本。因此，其非常适合应用于运载器研制。
固液动力飞行器的设计是一个大规模、多变量、强耦合的问题，是一项及其复杂的系统工程，为了同时满足快速和可靠设计的要求，需要针对如何平衡效率和精度之间的对立关系。当给定一个新的技术指标并进行了动力、结构、载荷等方案初步设计后，总体设计人员需要一个可以快速得到其设计基本合理性的方法，以较为可靠的初始方案进行控制、弹道参数的设计与选择以及后续的优化与迭代。入轨能力和弹道能力是判断其基本可行、合理性的主要依据。
目前对入轨能力和弹道能力预估的方法是采用齐奥尔科夫斯基公式，但其只是理想的计算方法，实际飞行器入轨阶段会有各阶段损失，误差较大。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法和系统，以缓解现有技术中存在的实际飞行器入轨阶段会有各阶段损失和误差较大的技术问题。
第一方面，本发明实施例提供了一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法，包括：基于预设飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到所述预设飞行器的各级理论速度增量；所述预设飞行器为多级结构的固液动力飞行器；所述设计参数包括动力设计参数和结构设计参数；基于所述预设飞行器的各级理论速度增量与所述预设飞行器的各级实际速度增量之间的差值，得到各级速度损失的目标工程经验值；所述预设飞行器的各级实际速度增量，为通过所述预设飞行器的实际弹道计算得到速度增量；所述目标工程经验值为所述差值占所述预设飞行器的各级理论速度增量的百分比；基于目标飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到所述目标飞行器的各级理论速度增量；所述目标飞行器为多级结构的固液动力飞行器，且所述目标飞行器的级数与所述预设飞行器的级数相同；基于所述目标工程经验值，对所述目标飞行器的各级理论速度增量进行修正，得到目标速度增量；基于所述目标速度增量与预设速度增量之间的关系，对所述目标飞行器的运载能力进行预估；所述预设速度增量为所述目标飞行器入轨的弹道所需求的速度增量；所述运载能力包括：入轨能力和弹道能力。
进一步地，基于所述目标速度增量与预设速度增量之间的关系，对所述目标飞行器的运载能力进行预估，包括：判断所述目标速度增量是否大于所述预设速度增量；如果是，则判断所述目标飞行器具备运载能力；如果否，则判断所述目标飞行器不具备运载能力。
进一步地，所述预设飞行器包括执行不同任务的多个预设飞行器，其中，一种任务对应于一个预设飞行器；基于所述预设飞行器的各级理论速度增量与所述预设飞行器的各级实际速度增量之间的差值，得到各级速度损失的目标工程经验值，包括：基于每个预设飞行器的各级理论速度增量与各级实际速度增量之间的差值，得到每个预设飞行器对应的各级速度损失的工程经验值；基于所述多个预设飞行器对应的多个工程经验值，得到所述目标工程经验值。
进一步地，基于所述多个预设飞行器对应的多个工程经验值，得到所述目标工程经验值，包括：计算所述多个预设飞行器对应的多个工程经验值的平均值，并将所述平均值作为所述目标工程经验值。
进一步地，基于所述多个预设飞行器对应的多个工程经验值，得到所述目标工程经验值，包括：将所述多个预设飞行器对应的多个工程经验值做函数逼近拟合，得到工程经验值的目标拟合曲线；所述目标拟合曲线为以不同的预设飞行器所执行任务的任务参数为自变量、以所述工程经验值为因变量的曲线；所述任务参数包括：飞行器载荷和飞行器入轨高度；基于所述目标飞行器的任务参数和所述目标拟合曲线，确定所述目标工程经验值。
第二方面，本发明实施例还提供了一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估系统，包括：第一计算模块，第二计算模块，第三计算模块，修正模块和预估模块，其中，所述第一计算模块，用于基于预设飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到所述预设飞行器的各级理论速度增量；所述预设飞行器为多级结构的固液动力飞行器；所述设计参数包括动力设计参数和结构设计参数；所述第二计算模块，用于基于所述预设飞行器的各级理论速度增量与所述预设飞行器的各级实际速度增量之间的差值，得到各级速度损失的目标工程经验值；所述预设飞行器的各级实际速度增量，为通过所述预设飞行器的实际弹道计算得到速度增量；所述目标工程经验值为所述差值占所述预设飞行器的各级理论速度增量的百分比；所述第三计算模块，用于基于目标飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到所述目标飞行器的各级理论速度增量；所述目标飞行器为多级结构的固液动力飞行器，且所述目标飞行器的级数与所述预设飞行器的级数相同；所述修正模块，用于基于所述目标工程经验值，对所述目标飞行器的各级理论速度增量进行修正，得到目标速度增量；所述预估模块，用于基于所述目标速度增量与预设速度增量之间的关系，对所述目标飞行器的运载能力进行预估；所述预设速度增量为所述目标飞行器入轨的弹道所需求的速度增量；所述运载能力包括：入轨能力和弹道能力。
进一步地，所述预估模块，还用于：判断所述目标速度增量是否大于所述预设速度增量；如果是，则判断所述目标飞行器具备运载能力；如果否，则判断所述目标飞行器不具备运载能力。
进一步地，所述预设飞行器包括执行不同任务的多个预设飞行器，其中，一种任务对应于一个预设飞行器；所述第二计算模块，还用于：基于每个预设飞行器的各级理论速度增量与各级实际速度增量之间的差值，得到每个预设飞行器对应的各级速度损失的工程经验值；基于所述多个预设飞行器对应的多个工程经验值，得到所述目标工程经验值。
第三方面，本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并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第一方面所述的方法的步骤。
第四方面，本发明实施例还提供了一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，所述程序代码使所述处理器执行上述第一方面所述方法。
本发明提供了一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法和系统，通过预设飞行器的设计参数，得到速度损失的工程经验值，然后利用工程经验值对目标飞行器的理论速度增量进行修正，得到目标速度增量，最后基于目标速度增量对目标飞行器的运载能力进行预估，可以对齐奥尔科夫斯基公式进行补充和修正，缓解了现有技术中存在的实际飞行器入轨阶段会有各阶段损失和误差较大的技术问题。
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一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的一种不同载荷和高度下的速度增量示意图；
图3为本发明实施例提供的一种不同载荷和高度下各级速度增量分配示意图；
图4为本发明实施例提供的一种火箭各级速度增量敏感性分析的结果示意图；
图5为本发明实施例提供的另一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法的流程图；
图6为本发明实施例提供的一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估系统的示意图。
具体实施方式
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。
实施例一：
图1是根据本发明实施例提供的一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法的流程图，该方法应用于固液动力飞行器的运载能力预估过程。如图1所示，该方法具体包括如下步骤：
步骤S102，基于预设飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到预设飞行器的各级理论速度增量；预设飞行器为多级结构的固液动力飞行器；设计参数包括动力设计参数和结构设计参数。固液动力飞行器包括：固液动力运载器和固液动力地空导弹。
步骤S104，基于预设飞行器的各级理论速度增量与预设飞行器的各级实际速度增量之间的差值，得到各级速度损失的目标工程经验值；预设飞行器的各级实际速度增量，为通过预设飞行器的实际弹道计算得到速度增量；目标工程经验值为差值占预设飞行器的各级理论速度增量的百分比。
步骤S106，基于目标飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到目标飞行器的各级理论速度增量；目标飞行器为多级结构的固液动力飞行器，且目标飞行器的级数与预设飞行器的级数相同。
步骤S108，基于目标工程经验值，对目标飞行器的各级理论速度增量进行修正，得到目标速度增量。
步骤S110，基于目标速度增量与预设速度增量之间的关系，对目标飞行器的运载能力进行预估；预设速度增量为目标飞行器入轨的弹道所需求的速度增量；运载能力包括：入轨能力和弹道能力。
在本发明实施例中，当目标飞行器为固液动力运载器时，对应预估的运载能力为入轨能力；当目标飞行器为固液动力地空导弹时，对应预估的运载能力为弹道能力。
具体的，判断目标速度增量是否大于预设速度增量；如果是，则判断目标飞行器具备运载能力；如果否，则判断目标飞行器不具备运载能力，说明目标飞行器的设计参数不能满足运载器设计最基础的要求，因此需要修正设计值，重新进行设计计算。
本发明提供了一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法，通过预设飞行器的设计参数，得到速度损失的工程经验值，然后利用工程经验值对目标飞行器的理论速度增量进行修正，得到目标速度增量，最后基于目标速度增量对目标飞行器的运载能力进行预估，可以对齐奥尔科夫斯基公式进行补充和修正，缓解了现有技术中存在的实际飞行器入轨阶段会有各阶段损失和误差较大的技术问题。
在本发明实施例中，理论速度增量的计算采用齐奥尔科夫斯基公式，即在不考虑空气动力和地球引力的理想情况下计算火箭在发动机工作期间获得的速度增量。通过发动机工作前后的质量结合比冲可以得到各级理论速度增量为：
Figure BDA0003253991770000071
其中，μki定义为第i级火箭飞行消耗推进剂质量除以第i级火箭初始飞行时刻总质量，Ispi为选定推进剂组合下考虑发动机工作环境的第i级发动机工作比冲，△Vi为第i级火箭的理论速度增量。
以三级运载火箭为例，将运载器各级火箭的速度增量△V1、△V2、△V3相加，总的速度增量为：△V＝△V1+△V2+△V3。
在实际情况下，考虑空气阻力、地球引力以及高度变化，会有速度损失，实际的速度增量为：△V＝(1-ξ1)△V1+(1-ξ2)△V2+(1-ξ3)△V3。其中，ξi(i＝1，2，3)定义为各级的速度损失占各级理论速度增量的百分比，即上述目标工程经验值。
在本发明实施例中，预设飞行器包括执行不同任务的多个预设飞行器，其中，一种任务对应于一个预设飞行器。步骤S104还包括如下步骤：
步骤S1041，基于每个预设飞行器的各级理论速度增量与各级实际速度增量之间的差值，得到每个预设飞行器对应的各级速度损失的工程经验值；
步骤S1042，基于多个预设飞行器对应的多个工程经验值，得到目标工程经验值。
例如，预设飞行器包括如下五种执行不同任务的已知型号固液动力运载器，分别为
Figure BDA0003253991770000081
(100kg载荷、300km高度轨道)、
Figure BDA0003253991770000082
(100kg载荷、500km高度轨道)、
Figure BDA0003253991770000083
(100kg载荷、700km高度轨道)、
Figure BDA0003253991770000084
(150kg载荷、300km高度轨道)、
Figure BDA0003253991770000085
(200kg载荷、300km高度轨道)。图2为本发明实施例提供的一种不同载荷和高度下的速度增量示意图。如图2所示，图2中的白色柱形图表示基于齐奥尔科夫斯基公式计算的理论速度增量，图2中的阴影柱形图表示基于3自由度质点弹道的实际速度增量。图3为本发明实施例提供的一种不同载荷和高度下各级速度增量分配示意图。如图3所示，图3中的白色柱形图表示各级的理论速度增量分配，图3中的阴影柱形图表示实际速度增量分配。根据图2和图3中数据可以得到各任务下各级的速度增量以及速度损失占比。
具体的，如图2和图3所示，对比方案
Figure BDA0003253991770000086
当载荷相同时，随着入轨高度的增加，火箭的理论及实际速度增量均增加，带来的速度损失也相应增加。对比方案
Figure BDA0003253991770000087
随着有效载荷质量的增加，火箭的理论及实际速度增量均增加。五个方案结果表明，三级固液动力运载器实际速度增量分配比例约为一级16％-21％、二级32％-38％、三级42％-49％，各方案中，各级火箭的速度损失占各级理论速度增量的百分比显示相同分布规律，其中一级火箭损失最大(23％-35％)，二级其次(8％-25％)，三级速度损失占比最小(1％-10％)。
在本发明实施例中，对于多个预设飞行器对应的多个工程经验值的处理，可以通过如下两个实施方式进行。其中，预设飞行器以固液动力运载器为例。
实施方式一：计算多个预设飞行器对应的多个工程经验值的平均值，并将平均值作为目标工程经验值。
由于每个任务下得到的速度分配与速度损失满足近似的规律，可将每个固液动力运载器任务下各级的速度增量分配以及速度损失占比取平均值作为固液动力运载器各级实际速度增量以及速度损失估算的工程经验。
实施方式二：将多个预设飞行器对应的多个工程经验值做函数逼近拟合，得到工程经验值的目标拟合曲线；目标拟合曲线为以不同的预设飞行器所执行任务的任务参数为自变量、以工程经验值为因变量的曲线；任务参数包括：飞行器载荷和飞行器入轨高度；基于目标飞行器的任务参数和目标拟合曲线，确定目标工程经验值。
可选地，目标拟合曲线是一个三维的模型，x轴是运载器载荷，y轴是运载器入轨高度，z是速度损失或者目标工程经验值。
具体的，将不同任务下得到的结果做函数逼近的拟合，后续计算时输入入轨高度和载荷质量进行插值计算，得到该任务下的各级速度分配与速度损失。
下面对各级速度损失与速度增量进行分析。运载器一级主要在稠密大气层中飞行，存在很大的大气阻力损失，以及高度差变化导致的重力损失；二级火箭在飞行过程中穿越大气层，仍受到大气阻力的较大影响；三级基本在真空环境中飞行，速度损失主要来源于高度差，因此占比相对较小。
图4为本发明实施例提供的一种火箭各级速度增量敏感性分析的结果示意图。如图4所示，dv1为一级发动机外直径、dv2为一二级直径之比、dv3为二级药柱直径系数、dv4为三级贮箱直径与三级直径之比、dv5为三级药柱直径系数、dv6为一级药柱初始厚度、dv7为二级药柱初始厚度、dv8为三级药柱初始厚度、dv9为一级初始推力、dv10为二级初始推力、dv11为三级初始推力、dv12为一级燃烧室初始压强、dv13为二级燃烧室初始压强、dv14为三级燃烧室初始压强、dv15为一级初始氧燃比、dv16为二级初始氧燃比。
从图4中可以看出：一级速度增量主要取决于药柱的质量；二级速度增量主要取决于二级药柱直径系数；三级速度增量主要取决于三级药柱直径系数；总速度增量主要取决于一级火箭的直径和药柱肉厚。综合来看，药形以及动力系统的设计是运载器提高性能的关键。该结论可为固液动力飞行器各级设计提供参考。
图5是根据本发明实施例提供的另一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法的流程图。需要说明的是，图5中的方法是以固液动力运载器为例的预估方法。如图5所示，该方法包括两个阶段，第一阶段为速度损失工程经验计算阶段，第二阶段为入轨能力分析阶段。具体的，如图5所示，在第一阶段中，首先用已有典型型号运载器的系统参数(包括：各级尺寸、质量、各级发动机性能、弹道曲线等)，分别通过齐奥尔科夫斯基公式以及实际弹道计算得到各级理论速度增量和实际速度增量，将两者进行差值比较，得到固液动力运载器各级速度损失工程经验值，并将工程经验值作为后续步骤的常数输入。
在第二阶段中，输入目标飞行器的设计参数，包括：动力、尺寸、质量学科内设计变量和动力、尺寸、质量系统参数；采用齐奥尔科夫斯基公式结合速度损失工程经验修正进行估算，输出目标飞行器各级实际速度增量，与需要入轨的弹道需求速度增量进行比较，判断是否大于预定轨道需求速度增量；若高于该值，则具备入轨能力，结束；若低于需求值，则其动力、结构设计参数不能满足运载器设计最基础的要求，因此需要修正设计值，重新进行设计计算。
本发明实施例提供的一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法，针对于现有技术中的运载器运载能力预估均采用理想速度增量即仅采用齐奥尔科夫斯基公式的方法进行计算的方法，本发明实施例考虑了空气阻力、地球引力以及高度变化，对理想速度增量进行修正，对于固液动力飞行器运载能力的预估更加准确；同时本发明实施例还将各级速度损失以及速度增量分配整理为工程经验，可直接为固液动力飞行器各级实际速度增量以及速度损失估算提从参考。
实施例二：
图6是根据本发明实施例提供的一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估系统的示意图。如图6所示，该系统包括：第一计算模块10，第二计算模块20，第三计算模块30，修正模块40和预估模块50。
具体的，第一计算模块10，用于基于预设飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到预设飞行器的各级理论速度增量；预设飞行器为多级结构的固液动力飞行器；设计参数包括动力设计参数和结构设计参数。固液动力飞行器包括：固液动力运载器和固液动力地空导弹。
第二计算模块20，用于基于预设飞行器的各级理论速度增量与预设飞行器的各级实际速度增量之间的差值，得到各级速度损失的目标工程经验值；预设飞行器的各级实际速度增量，为通过预设飞行器的实际弹道计算得到速度增量；目标工程经验值为差值占预设飞行器的各级理论速度增量的百分比。
第三计算模块30，用于基于目标飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到目标飞行器的各级理论速度增量；目标飞行器为多级结构的固液动力飞行器，且目标飞行器的级数与预设飞行器的级数相同。
修正模块40，用于基于目标工程经验值，对目标飞行器的各级理论速度增量进行修正，得到目标速度增量。
预估模块50，用于基于目标速度增量与预设速度增量之间的关系，对目标飞行器的运载能力进行预估；预设速度增量为目标飞行器入轨的弹道所需求的速度增量；运载能力包括：入轨能力和弹道能力。
在本发明实施例中，当目标飞行器为固液动力运载器时，对应预估的运载能力为入轨能力；当目标飞行器为固液动力地空导弹时，对应预估的运载能力为弹道能力。
本发明提供了一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估系统，通过预设飞行器的设计参数，得到速度损失的工程经验值，然后利用工程经验值对目标飞行器的理论速度增量进行修正，得到目标速度增量，最后基于目标速度增量对目标飞行器的运载能力进行预估，可以对齐奥尔科夫斯基公式进行补充和修正，缓解了现有技术中存在的实际飞行器入轨阶段会有各阶段损失和误差较大的技术问题。
可选地，预估模块50，还用于：判断目标速度增量是否大于预设速度增量；如果是，则判断目标飞行器具备运载能力；如果否，则判断目标飞行器不具备运载能力。
可选地，在本发明实施例中，预设飞行器包括执行不同任务的多个预设飞行器，其中，一种任务对应于一个预设飞行器；第二计算模块20，还用于：
基于每个预设飞行器的各级理论速度增量与各级实际速度增量之间的差值，得到每个预设飞行器对应的各级速度损失的工程经验值；
基于多个预设飞行器对应的多个工程经验值，得到目标工程经验值。可选地，包括：计算多个预设飞行器对应的多个工程经验值的平均值，并将平均值作为目标工程经验值。
可选地，基于多个预设飞行器对应的多个工程经验值，得到目标工程经验值，还包括：将多个预设飞行器对应的多个工程经验值做函数逼近拟合，得到工程经验值的目标拟合曲线；目标拟合曲线为以不同的预设飞行器所执行任务的任务参数为自变量、以工程经验值为因变量的曲线；任务参数包括：飞行器载荷和飞行器入轨高度；基于目标飞行器的任务参数和目标拟合曲线，确定目标工程经验值。
本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现上述实施例一中的方法的步骤。
本发明实施例还提供了一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，程序代码使处理器执行上述实施例一中的方法。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各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：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估方法，其特征在于，包括：
基于预设飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到所述预设飞行器的各级理论速度增量；所述预设飞行器为多级结构的固液动力飞行器；所述设计参数包括动力设计参数和结构设计参数；
基于所述预设飞行器的各级理论速度增量与所述预设飞行器的各级实际速度增量之间的差值，得到各级速度损失的目标工程经验值；所述预设飞行器的各级实际速度增量，为通过所述预设飞行器的实际弹道计算得到速度增量；所述目标工程经验值为所述差值占所述预设飞行器的各级理论速度增量的百分比；
基于目标飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到所述目标飞行器的各级理论速度增量；所述目标飞行器为多级结构的固液动力飞行器，且所述目标飞行器的级数与所述预设飞行器的级数相同；
基于所述目标工程经验值，对所述目标飞行器的各级理论速度增量进行修正，得到目标速度增量；
基于所述目标速度增量与预设速度增量之间的关系，对所述目标飞行器的运载能力进行预估；所述预设速度增量为所述目标飞行器入轨的弹道所需求的速度增量；所述运载能力包括：入轨能力和弹道能力。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于所述目标速度增量与预设速度增量之间的关系，对所述目标飞行器的运载能力进行预估，包括：
判断所述目标速度增量是否大于所述预设速度增量；
如果是，则判断所述目标飞行器具备运载能力；
如果否，则判断所述目标飞行器不具备运载能力。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述预设飞行器包括执行不同任务的多个预设飞行器，其中，一种任务对应于一个预设飞行器；
基于所述预设飞行器的各级理论速度增量与所述预设飞行器的各级实际速度增量之间的差值，得到各级速度损失的目标工程经验值，包括：
基于每个预设飞行器的各级理论速度增量与各级实际速度增量之间的差值，得到每个预设飞行器对应的各级速度损失的工程经验值；
基于所述多个预设飞行器对应的多个工程经验值，得到所述目标工程经验值。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，基于所述多个预设飞行器对应的多个工程经验值，得到所述目标工程经验值，包括：计算所述多个预设飞行器对应的多个工程经验值的平均值，并将所述平均值作为所述目标工程经验值。
5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，基于所述多个预设飞行器对应的多个工程经验值，得到所述目标工程经验值，包括：
将所述多个预设飞行器对应的多个工程经验值做函数逼近拟合，得到工程经验值的目标拟合曲线；所述目标拟合曲线为以不同的预设飞行器所执行任务的任务参数为自变量、以所述工程经验值为因变量的曲线；所述任务参数包括：飞行器载荷和飞行器入轨高度；
基于所述目标飞行器的任务参数和所述目标拟合曲线，确定所述目标工程经验值。
6.一种基于速度损失的固液动力飞行器运载能力预估系统，其特征在于，包括：第一计算模块，第二计算模块，第三计算模块，修正模块和预估模块，其中，
所述第一计算模块，用于基于预设飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到所述预设飞行器的各级理论速度增量；所述预设飞行器为多级结构的固液动力飞行器；所述设计参数包括动力设计参数和结构设计参数；
所述第二计算模块，用于基于所述预设飞行器的各级理论速度增量与所述预设飞行器的各级实际速度增量之间的差值，得到各级速度损失的目标工程经验值；所述预设飞行器的各级实际速度增量，为通过所述预设飞行器的实际弹道计算得到速度增量；所述目标工程经验值为所述差值占所述预设飞行器的各级理论速度增量的百分比；
所述第三计算模块，用于基于目标飞行器的设计参数，通过齐奥尔科夫斯基公式计算得到所述目标飞行器的各级理论速度增量；所述目标飞行器为多级结构的固液动力飞行器，且所述目标飞行器的级数与所述预设飞行器的级数相同；
所述修正模块，用于基于所述目标工程经验值，对所述目标飞行器的各级理论速度增量进行修正，得到目标速度增量；
所述预估模块，用于基于所述目标速度增量与预设速度增量之间的关系，对所述目标飞行器的运载能力进行预估；所述预设速度增量为所述目标飞行器入轨的弹道所需求的速度增量；所述运载能力包括：入轨能力和弹道能力。
7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述预估模块，还用于：
判断所述目标速度增量是否大于所述预设速度增量；
如果是，则判断所述目标飞行器具备运载能力；
如果否，则判断所述目标飞行器不具备运载能力。
8.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述预设飞行器包括执行不同任务的多个预设飞行器，其中，一种任务对应于一个预设飞行器；所述第二计算模块，还用于：
基于每个预设飞行器的各级理论速度增量与各级实际速度增量之间的差值，得到每个预设飞行器对应的各级速度损失的工程经验值；
基于所述多个预设飞行器对应的多个工程经验值，得到所述目标工程经验值。
9.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并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5任一项所述的方法的步骤。
10.一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，其特征在于，所述程序代码使所述处理器执行所述权利要求1-5任一项所述方法。
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Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2010100374A1 (fr) * 2009-03-02 2010-09-10 Flying Robots Procede de transport pendulaire aerien securise par un aeronef teleporteur
WO2018036138A1 (zh) * 2016-08-24 2018-03-01 大连理工大学 一种面向数字摄影获得的薄壁壳实测三维形貌点云数据处理方法
CN111368369A (zh) * 2020-02-28 2020-07-03 北京航空航天大学 运载火箭的飞行性能参数设计方法、装置和电子设备

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9963228B2 (en) * 2016-07-01 2018-05-08 Bell Helicopter Textron Inc. Aircraft with selectively attachable passenger pod assembly

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2010100374A1 (fr) * 2009-03-02 2010-09-10 Flying Robots Procede de transport pendulaire aerien securise par un aeronef teleporteur
WO2018036138A1 (zh) * 2016-08-24 2018-03-01 大连理工大学 一种面向数字摄影获得的薄壁壳实测三维形貌点云数据处理方法
CN111368369A (zh) * 2020-02-28 2020-07-03 北京航空航天大学 运载火箭的飞行性能参数设计方法、装置和电子设备

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