CN114491811A - 一种运载火箭分离体的弹道设计方法 - Google Patents

一种运载火箭分离体的弹道设计方法 Download PDF

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CN114491811A CN202210063650.5A CN202210063650A CN114491811A CN 114491811 A CN114491811 A CN 114491811A CN 202210063650 A CN202210063650 A CN 202210063650A CN 114491811 A CN114491811 A CN 114491811A
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separating
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邹延兵
汪潋
王志军
黎桪
李晓苏
张昌涌
左湛
周鑫
岳小飞
黄晓平
李钧
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Abstract

本申请的实施例提供了一种运载火箭分离体的弹道设计方法，所述方法包括：基于程序转弯参数以及发射射向，对分离体在级间分离前的飞行过程进行仿真建模，以确定级间分离时分离体的分离时间、分离位置、分离体质量以及分离速度，再对分离体在飞行过程中的受力情况进行仿真建模，以确定分离体的仿真落地点相对目标落点的落地偏差，基于落地偏差修正当前程序转弯参数以及发射射向，基于程序转弯参数和发射射向设计运载火箭分离体的标准弹道。本申请在一定程度上可以合理设计运载火箭分离体的弹道，从而提高分离体落区控制的有效性和降低分离体落区控制的难度。

Description

一种运载火箭分离体的弹道设计方法
技术领域
本申请涉及弹道设计技术领域，具体而言，涉及一种运载火箭分离体的弹道设计方法。
背景技术
随着社会发展和人口数量增加，国内可规划为分离体落区的面积在逐渐减小。为了缩小运载火箭分离体的落点散布范围，需要在分离体上增加控制系统，因此本领域技术人员需要在在运载火箭发射前设计分离体的标准弹道，在实际飞行过程中，可以控制分离体跟踪标准弹道飞行，大大减小落点散范围。
所以，本领域技术人员急需一种合理的分离体弹道设计方法，提高分离体落区控制的有效性和降低分离体落区控制的难度。
发明内容
本申请的实施例提供了一种运载火箭分离体的弹道设计方法，进而至少在一定程度上可以合理设计运载火箭分离体的弹道，从而提高分离体落区控制的有效性和降低分离体落区控制的难度。
本申请的其他特性和优点将通过下面的详细描述变得显然，或部分地通过本申请的实践而习得。
根据本申请的一个方面，提供了一种运载火箭分离体的弹道设计方法，所述方法包括：S1：获取所述分离体的程序转弯参数以及发射射向；S2：基于所述程序转弯参数以及所述发射射向，对所述分离体在级间分离前的飞行过程进行仿真建模，以确定级间分离时所述分离体的分离时间、分离位置、分离体质量以及分离速度；S3：基于所述分离时间、所述分离位置、所述分离体质量以及所述分离速度，对所述分离体在飞行过程中的受力情况进行仿真建模，以确定所述分离体的仿真落地点相对目标落点的落地偏差；S4：如果所述落地偏差大于预设偏差值，则基于所述落地偏差修正当前所述程序转弯参数以及所述发射射向，并返回执行步骤S2，如果所述落地偏差小于或等于所述预设偏差值，则执行步骤S5；S5：确定当前所述程序转弯参数为目标程序转弯参数，确定当前所述发射射向为目标发射射向，基于所述目标程序转弯参数和所述目标发射射向设计所述运载火箭分离体的标准弹道。
在本申请的一些实施例中，所述确定级间分离时分离体的分离速度，包括：获取级间分离时所述运载火箭的火箭速度；获取级间分离时所述分离体相对所述运载火箭的相对速度；根据所述火箭速度和所述相对速度，确定所述分离体在发射坐标系下分离速度分量。
在本申请的一些实施例中，所述分离体的飞行过程包括上升段以及下降段，所述对所述分离体在飞行过程中的受力情况进行仿真建模，包括：对所述分离体处于所述上升段时的气动力受力情况进行仿真建模；对所述分离体处于所述下降段时的气动力受力情况进行仿真建模；对所述分离体处于飞行过程时受到的地球引力进行仿真建模。
在本申请的一些实施例中，所述对所述分离体处于所述上升段时的气动力受力情况进行仿真建模，包括：构建所述分离体的箭体坐标系，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力为：
QDLx＝CA·Q·S
所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力为0，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力为0；其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力，CA为轴向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，S为所述分离体的特征面积。
在本申请的一些实施例中，所述对所述分离体处于所述下降段时的气动力受力情况进行仿真建模，包括：如果所述分离体的飞行高度大于或等于预设高度，构建所述分离体的箭体坐标系，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力为：
QDLx＝CA·Q·S
所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力为0，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力为0；其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力，CA为轴向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，Q为动压，S为所述分离体的特征面积。
在本申请的一些实施例中，所述对所述分离体处于所述下降段时的气动力受力情况进行仿真建模，还包括：如果所述分离体的飞行高度小于预设高度，构建所述分离体的箭体坐标系，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力为：
QDLx＝CA·Q·S
所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力为：
QDLy＝CN·Q·S
所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力为0；其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力，CA为轴向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，QDLy为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力，CN为法向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，Q为动压，S为所述分离体的特征面积。
在本申请的一些实施例中，所述确定所述分离体的仿真落地点相对目标落点的落地偏差，包括：获取所述目标落点；根据所述分离体在飞行过程中的受力情况的仿真建模结果，确定所述仿真落地点；基于所述目标落点以及所述仿真落地点，确定所述分离体在发射坐标系下的x向落地偏差以及z向落地偏差。
在本申请的一些实施例中，所述基于所述落地偏差修正当前所述程序转弯参数以及所述发射射向，包括：基于所述x向落地偏差，修正当前所述程序转弯参数；基于所述z向落地偏差，修正当前所述发射射向。
在本申请的一些实施例中，按照以下公式修正当前所述程序转弯参数以及当前所述发射射向：
An+1＝An-ΔZ/K1；
FIGn+1＝FIGn-ΔX/K2；
其中，An为当前所述发射射向，An+1为一次修正后的发射射向，ΔZ为所述z向落地偏差，K1为第一修正系数，所述第一修正系数根据所述运载火箭以及所述分离体的规格确定，FIGn为当前所述程序转弯参数，FIGn+1为一次修正后的程序转弯参数，ΔX为所述x向落地偏差，K2为第二修正系数，所述第二修正系数根据所述运载火箭以及所述分离体的规格确定。
在本申请的一些实施例中，所述基于所述目标程序转弯参数和所述目标发射射向设计所述运载火箭分离体的标准弹道，包括：
根据所述目标程序转弯参数设计所述运载火箭分离体的弹道俯仰角。
基于上述方案，本申请至少有以下优点或进步效果：
本申请提供的一种运载火箭分离体的弹道设计方法，通过仿真建模模拟分离体的实际飞行过程，确定仿真落地偏差，并基于落地偏差修正程序转弯系数和射向，通过一定程度的循环计算，不断降低仿真落地偏差至可接受范围内，能够运载火箭发射前合理设计分离体标准弹道，降低试错成本，最终优化分离体落区控制的效果并降低落区控制难度。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本申请。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本申请的实施例，并与说明书一起用于解释本申请的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，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。在附图中：
图1示出了本申请的一个实施例中的运载火箭分离体的弹道设计方法的流程简图；
图2示出了本申请的一个实施例中的运载火箭分离体的弹道设计方法的流程简图；
图3示出了本申请的一个实施例中的运载火箭分离体的弹道设计方法的流程简图；
图4示出了本申请的一个实施例中的运载火箭分离体的弹道设计方法的流程简图；
图5示出了本申请的一个实施例中的运载火箭分离体的弹道设计装置结构简图；
图6示出了适于用来实现本申请实施例的运载火箭分离体的弹道设计方法的计算机系统结构示意图。
具体实施方式
现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本申请将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。
此外，所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本申请的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本申请的技术方案而没有特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知方法、装置、实现或者操作以避免模糊本申请的各方面。
附图中所示的方框图仅仅是功能实体，不一定必须与物理上独立的实体相对应。即，可以采用软件形式来实现这些功能实体，或在一个或多个硬件模块或集成电路中实现这些功能实体，或在不同网络和/或处理器装置和/或微控制器装置中实现这些功能实体。
附图中所示的流程图仅是示例性说明，不是必须包括所有的内容和操作/步骤，也不是必须按所描述的顺序执行。例如，有的操作/步骤还可以分解，而有的操作/步骤可以合并或部分合并，因此实际执行的顺序有可能根据实际情况改变。
需要注意的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的对象在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例能够以除了在图示或描述的那些以外的顺序实施。
请参阅图1，图1示出了本申请的一个实施例中的运载火箭分离体的弹道设计方法的流程简图，所述方法可以包括步骤S1-S5：
S1：获取所述分离体的程序转弯参数以及发射射向；
S2：基于所述程序转弯参数以及所述发射射向，对所述分离体在级间分离前的飞行过程进行仿真建模，以确定级间分离时所述分离体的分离时间、分离位置、分离体质量以及分离速度；
S3：基于所述分离时间、所述分离位置、所述分离体质量以及所述分离速度，对所述分离体在飞行过程中的受力情况进行仿真建模，以确定所述分离体的仿真落地点相对目标落点的落地偏差；
S4：如果所述落地偏差大于预设偏差值，则基于所述落地偏差修正当前所述程序转弯参数以及所述发射射向，并返回执行步骤S2，如果所述落地偏差小于或等于所述预设偏差值，则执行步骤S5；
S5：确定当前所述程序转弯参数为目标程序转弯参数，确定当前所述发射射向为目标发射射向，基于所述目标程序转弯参数和所述目标发射射向设计所述运载火箭分离体的标准弹道。
本申请提供的一种运载火箭分离体的弹道设计方法，通过仿真建模模拟分离体的实际飞行过程，确定仿真落地偏差，并基于落地偏差修正程序转弯系数和射向，通过一定程度的循环计算，不断降低仿真落地偏差至可接受范围内。
在本申请中，所述预设偏差值可以为10m。
请参阅图2，图2示出了本申请的一个实施例中的运载火箭分离体的弹道设计方法的流程简图，所述确定级间分离时分离体的分离速度的方法可以包括步骤S201-S203：
步骤S201，获取级间分离时所述运载火箭的火箭速度。
步骤S202，获取级间分离时所述分离体相对所述运载火箭的相对速度。
步骤S203，根据所述火箭速度和所述相对速度，确定所述分离体在发射坐标系下分离速度分量。
在本申请中，级间分离会使分离体产生相对于火箭的相对速度dV，具体值由动力学分离仿真确定，分离体初始速度需要根据火箭速度进行修正，修正后速度为：
Figure BDA0003479226330000061
其中：VX0、VY0、VZ0分别为分离体分离时在发射坐标系的速度分量；V0为分离时刻火箭速度。
在本申请中，dV可以为20m/s，具体值由动力学分离仿真确定。
基于上述方案，本申请可以准确确定初始速度，提高后续仿真建模的准确性和合理性。
请参阅图3，图3示出了本申请的一个实施例中的运载火箭分离体的弹道设计方法的流程简图，所述分离体的飞行过程可以包括上升段以及下降段，所述对所述分离体在飞行过程中的受力情况进行仿真建模的方法可以包括步骤S301-S303：
步骤S301，对所述分离体处于所述上升段时的气动力受力情况进行仿真建模；
步骤S302，对所述分离体处于所述下降段时的气动力受力情况进行仿真建模；
步骤S303，对所述分离体处于飞行过程时受到的地球引力进行仿真建模。
在本申请中，所述分离体在级间分离后，会因为惯性继续上升，在向上的速度归零后，所述分离体会在地球引力的作用下开始下降。因此，可以将所述分离体的飞行过程分为上升段和下降段。对于分离体的上升段和下降段，所述分离体的气动力受力情况会有所不同，所以可以针对上升段和下降段分别进行仿真建模，而在所述分离的飞行过程中，无论上升段还是下降段，所述分离体收到的地球引力没有特殊变化，本领域技术人员可以容易计算得到。
在本实施例中，所述对所述分离体处于所述上升段时的气动力受力情况进行仿真建模，包括：
可以构建所述分离体的箭体坐标系，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力可以为：
QDLx＝CA·Q·S
所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力为0，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力为0；其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力，CA为轴向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，S为所述分离体的特征面积。
在本申请中，所述分离体的飞行高度不同，空气稀薄程度不同，所述分离体的飞行高度大于或等于预设高度，空气较稀薄，空气舵偏转产生的力矩无法控制分离体稳定飞行，分离体会产生翻滚运动，此时所述轴向力系数CA可以取为-5。
因此，此时所述分离体的气动力受力情况可以如下：
QDLx＝-5·Q·S
QDLy＝0
QDLz＝0
其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力，Q为动压，S为所述分离体的特征面积，QDLy为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力，QDLz为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力。
所述分离体的飞行高度小于预设高度，空气较稠密，分离体控制系统通过偏转空气舵，可以控制分离体稳定飞行，此时弹道计算时可设攻角和侧滑角为0°，根据攻角和侧滑角插值出气动力系数，设轴向力系数CA，法向力系数和横向力系数为0。
因此，此时所述分离体的气动力受力情况可以如下：
QDLx＝CA·Q·S
QDLy＝0
QDLz＝0
其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力，CA为轴向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，Q为动压，S为所述分离体的特征面积，QDLy为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力，QDLz为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力。
在本实施例中，所述对所述分离体处于所述下降段时的气动力受力情况进行仿真建模，包括：如果所述分离体的飞行高度大于或等于预设高度，构建所述分离体的箭体坐标系，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力为：
QDLx＝CA·Q·S
所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力为0，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力为0；其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力，CA为轴向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，Q为动压，S为所述分离体的特征面积。
在本申请中，所述分离体的飞行高度不同，空气稀薄程度不同，当所述分离体的飞行高度大于或等于预设高度，空气较稀薄，空气舵偏转产生的力矩无法控制分离体稳定飞行，分离体会产生翻滚运动，轴向力系数CA可以取固定值。
在本申请中，轴向力系数CA可以取为-5。
在本实施例中，所述对所述分离体处于所述下降段时的气动力受力情况进行仿真建模，还包括：
如果所述分离体的飞行高度小于预设高度，构建所述分离体的箭体坐标系，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力为：
QDLx＝CA·Q·S
所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力为：
QDLy＝CN·Q·S
所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力为0；
其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力，CA为轴向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，QDLy为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力，CN为法向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，Q为动压，S为所述分离体的特征面积。
在本申请中，当所述分离体的飞行高度小于预设高度，大气较稠密，所述分离体的空气舵产生的力矩可以控制分离体稳定飞行，此时弹道计算时可设侧滑角为0°，通过调整分离体攻角调整落点位置，分离体攻角的绝对值需要根据空气舵的配平能力确定，并为姿态控制系统和制导系统留足余量，根据攻角和侧滑角插值出气动力系数，可以设轴向力系数、法向力系数分别为CA、CN。
请参阅图4，图4示出了本申请的一个实施例中的运载火箭分离体的弹道设计方法的流程简图，所述确定所述分离体的仿真落地点相对目标落点的落地偏差的方法可以包括步骤S401-S403：
步骤S401，获取所述目标落点；
步骤S402，根据所述分离体在飞行过程中的受力情况的仿真建模结果，确定所述仿真落地点；
步骤S403，基于所述目标落点以及所述仿真落地点，确定所述分离体在发射坐标系下的x向落地偏差以及z向落地偏差。
在本实施例中，所述基于所述落地偏差修正当前所述程序转弯参数以及所述发射射向的方法可以包括：基于所述x向落地偏差，修正当前所述程序转弯参数；基于所述z向落地偏差，修正当前所述发射射向。
在本实施例中，可以按照以下公式修正当前所述程序转弯参数以及当前所述发射射向：
An+1＝An-ΔZ/K1；
FIGn+1＝FIGn-ΔX/K2；
其中，An为当前所述发射射向，An+1为一次修正后的发射射向，ΔZ为所述z向落地偏差，K1为第一修正系数，所述第一修正系数根据所述运载火箭以及所述分离体的规格确定，FIGn为当前所述程序转弯参数，FIGn+1为一次修正后的程序转弯参数，ΔX为所述x向落地偏差，K2为第二修正系数，所述第二修正系数根据所述运载火箭以及所述分离体的规格确定。
在本申请的一个实施例中，所述基于所述目标程序转弯参数和所述目标发射射向设计所述运载火箭分离体的标准弹道的方法可以包括：根据所述目标程序转弯参数设计所述运载火箭分离体的弹道俯仰角。
在本申请中，可以按照以下公式设计弹道俯仰角：
Figure BDA0003479226330000101
其中：f(t)为与目标程序转弯参数有关的转弯函数，θgw为弹道倾角，t1可以表示程序转弯段开始时间，即垂直上升段的持续时间，t2也可以表示时间参数，t2-t1可以表征程序转弯段的持续时间，目标程序转弯参数具有角度含义，可以表征所述运载火箭分离体的转弯程度。
请参阅图1和图5，图5示出了本申请的一个实施例中的运载火箭分离体的弹道设计装置结构简图，所述装置可以包括获取单元501、第一建模单元502、第二建模单元503、修正单元504，以及确定单元505。
在本申请中，所述装置具体配置可以为：
获取单元501，被用于获取所述分离体的程序转弯参数以及发射射向。
第一建模单元502，被用于基于所述程序转弯参数以及所述发射射向，对所述分离体在级间分离前的飞行过程进行仿真建模，以确定级间分离时所述分离体的分离时间、分离位置、分离体质量以及分离速度。
第二建模单元503，基于所述分离时间、所述分离位置、所述分离体质量以及所述分离速度，对所述分离体在飞行过程中的受力情况进行仿真建模，以确定所述分离体的仿真落地点相对目标落点的落地偏差。
修正单元504，被用于如果所述落地偏差大于预设偏差值，则基于所述落地偏差修正当前所述程序转弯参数以及所述发射射向，并返回执行步骤S2，如果所述落地偏差小于或等于所述预设偏差值，则执行步骤S5。
确定单元505，被用于确定当前所述程序转弯参数为目标程序转弯参数，确定当前所述发射射向为目标发射射向，基于所述目标程序转弯参数和所述目标发射射向设计所述运载火箭分离体的标准弹道。
请参阅图6，图6示出了适于用来实现本申请实施例的运载火箭分离体的弹道设计方法的计算机系统结构示意图。
需要说明的是，图6示出的系统600仅是一个示例，不应对本申请实施例的功能和使用范围带来任何限制。
如图6所示，计算机系统600包括中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)601，其可以根据存储在只读存储器(Read-Only Memory，ROM)602中的程序或者从储存部分608加载到随机访问存储器(Random Access Memory，RAM)603中的程序而执行各种适当的动作和处理，例如执行上述实施例中所述的方法。在RAM 603中，还存储有系统操作所需的各种程序和数据。CPU 601、ROM 602以及RAM 603通过总线604彼此相连。输入/输出(Input/Output，I/O)接口605也连接至总线604。
以下部件连接至I/O接口605：包括键盘、鼠标等的输入部分606；包括诸如阴极射线管(Cathode Ray Tube，CRT)、液晶显示器(Liquid Crystal Display，LCD)等以及扬声器等的输出部分607；包括硬盘等的储存部分608；以及包括诸如LAN(Local Area Network，局域网)卡、调制解调器等的网络接口卡的通信部分609。通信部分609经由诸如因特网的网络执行通信处理。驱动器610也根据需要连接至I/O接口605。可拆卸介质611，诸如磁盘、光盘、磁光盘、半导体存储器等等，根据需要安装在驱动器610上，以便于从其上读出的计算机程序根据需要被安装入储存部分608。
特别地，根据本申请的实施例，上文参考流程图描述的过程可以被实现为计算机软件程序。例如，本申请的实施例包括一种计算机程序产品，其包括承载在计算机可读介质上的计算机程序，该计算机程序包含用于执行流程图所示的方法的程序代码。在这样的实施例中，该计算机程序可以通过通信部分609从网络上被下载和安装，和/或从可拆卸介质611被安装。在该计算机程序被中央处理单元(CPU)601执行时，执行本申请的系统中限定的各种功能。
需要说明的是，本申请实施例所示的计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质或者是上述两者的任意组合。计算机可读存储介质例如可以是——但不限于——电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子可以包括但不限于：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机访问存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(Erasable Programmable Read Only Memory，EPROM)、闪存、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(Compact Disc Read-Only Memory，CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本申请中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。而在本申请中，计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读的信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。计算机可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括但不限于：无线、有线等等，或者上述的任意合适的组合。
附图中的流程图和框图，图示了按照本申请各种实施例的系统、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。其中，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，上述模块、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，两个接连地表示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，框图或流程图中的每个方框、以及框图或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或操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。
描述于本申请实施例中所涉及到的单元可以通过软件的方式实现，也可以通过硬件的方式来实现，所描述的单元也可以设置在处理器中。其中，这些单元的名称在某种情况下并不构成对该单元本身的限定。
作为另一方面，本申请还提供了一种计算机程序产品或计算机程序，该计算机程序产品或计算机程序包括计算机指令，该计算机指令存储在计算机可读存储介质中。计算机设备的处理器从计算机可读存储介质读取该计算机指令，处理器执行该计算机指令，使得该计算机设备执行上述实施例中所述的运载火箭分离体的弹道设计方法。
作为另一方面，本申请还提供了一种计算机可读介质，该计算机可读介质可以是上述实施例中描述的电子设备中所包含的；也可以是单独存在，而未装配入该电子设备中。上述计算机可读介质承载有一个或者多个程序，当上述一个或者多个程序被一个该电子设备执行时，使得该电子设备实现上述实施例中所述的运载火箭分离体的弹道设计方法。
应当注意，尽管在上文详细描述中提及了用于动作执行的设备的若干模块或者单元，但是这种划分并非强制性的。实际上，根据本申请的实施方式，上文描述的两个或更多模块或者单元的特征和功能可以在一个模块或者单元中具体化。反之，上文描述的一个模块或者单元的特征和功能可以进一步划分为由多个模块或者单元来具体化。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员易于理解，这里描述的示例实施方式可以通过软件实现，也可以通过软件结合必要的硬件的方式来实现。因此，根据本申请实施方式的技术方案可以以软件产品的形式体现出来，该软件产品可以存储在一个非易失性存储介质(可以是CD-ROM，U盘，移动硬盘等)中或网络上，包括若干指令以使得一台计算设备(可以是个人计算机、服务器、触控终端、或者网络设备等)执行根据本申请实施方式的方法。
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的实施方式后，将容易想到本申请的其它实施方案。本申请旨在涵盖本申请的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本申请的一般性原理并包括本申请未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。
应当理解的是，本申请并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本申请的范围仅由所附的权利要求来限制。

Claims (10)

1.一种运载火箭分离体的弹道设计方法，其特征在于，所述方法包括：
S1：获取所述分离体的程序转弯参数以及发射射向；
S2：基于所述程序转弯参数以及所述发射射向，对所述分离体在级间分离前的飞行过程进行仿真建模，以确定级间分离时所述分离体的分离时间、分离位置、分离体质量以及分离速度；
S3：基于所述分离时间、所述分离位置、所述分离体质量以及所述分离速度，对所述分离体在飞行过程中的受力情况进行仿真建模，以确定所述分离体的仿真落地点相对目标落点的落地偏差；
S4：如果所述落地偏差大于预设偏差值，则基于所述落地偏差修正当前所述程序转弯参数以及所述发射射向，并返回执行步骤S2，如果所述落地偏差小于或等于所述预设偏差值，则执行步骤S5；
S5：确定当前所述程序转弯参数为目标程序转弯参数，确定当前所述发射射向为目标发射射向，基于所述目标程序转弯参数和所述目标发射射向设计所述运载火箭分离体的标准弹道。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定级间分离时分离体的分离速度，包括：
获取级间分离时所述运载火箭的火箭速度；
获取级间分离时所述分离体相对所述运载火箭的相对速度；
根据所述火箭速度和所述相对速度，确定所述分离体在发射坐标系下分离速度分量。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述分离体的飞行过程包括上升段以及下降段，所述对所述分离体在飞行过程中的受力情况进行仿真建模，包括：
对所述分离体处于所述上升段时的气动力受力情况进行仿真建模；
对所述分离体处于所述下降段时的气动力受力情况进行仿真建模；
对所述分离体处于飞行过程时受到的地球引力进行仿真建模。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述对所述分离体处于所述上升段时的气动力受力情况进行仿真建模，包括：
构建所述分离体的箭体坐标系，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力为：
QDLx＝CA·Q·S
所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力为0，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力为0；
其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力，CA为轴向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，S为所述分离体的特征面积。
5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述对所述分离体处于所述下降段时的气动力受力情况进行仿真建模，包括：
如果所述分离体的飞行高度大于或等于预设高度，构建所述分离体的箭体坐标系，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力为：
QDLx＝CA·Q·S
所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力为0，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力为0；
其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力，CA为轴向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，Q为动压，S为所述分离体的特征面积。
6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述对所述分离体处于所述下降段时的气动力受力情况进行仿真建模，还包括：
如果所述分离体的飞行高度小于预设高度，构建所述分离体的箭体坐标系，所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力为：
QDLx＝CA·Q·S
所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力为：
QDLy＝CN·Q·S
所述分离体在所述箭体坐标系中受到的横向力为0；
其中，QDLx为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的轴向力，CA为轴向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，QDLy为所述分离体在所述箭体坐标系中受到的法向力，CN为法向力系数，根据对所述分离体的CFD计算或风洞试验得到，Q为动压，S为所述分离体的特征面积。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定所述分离体的仿真落地点相对目标落点的落地偏差，包括：
获取所述目标落点；
根据所述分离体在飞行过程中的受力情况的仿真建模结果，确定所述仿真落地点；
基于所述目标落点以及所述仿真落地点，确定所述分离体在发射坐标系下的x向落地偏差以及z向落地偏差。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述基于所述落地偏差修正当前所述程序转弯参数以及所述发射射向，包括：
基于所述x向落地偏差，修正当前所述程序转弯参数；
基于所述z向落地偏差，修正当前所述发射射向。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，按照以下公式修正当前所述程序转弯参数以及当前所述发射射向：
An+1＝An-ΔZ/K1；
FIGn+1＝FIGn-ΔX/K2；
其中，An为当前所述发射射向，An+1为一次修正后的发射射向，ΔZ为所述z向落地偏差，K1为第一修正系数，所述第一修正系数根据所述运载火箭以及所述分离体的规格确定，FIGn为当前所述程序转弯参数，FIGn+1为一次修正后的程序转弯参数，ΔX为所述x向落地偏差，K2为第二修正系数，所述第二修正系数根据所述运载火箭以及所述分离体的规格确定。
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述目标程序转弯参数和所述目标发射射向设计所述运载火箭分离体的标准弹道，包括：
根据所述目标程序转弯参数设计所述运载火箭分离体的弹道俯仰角。
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CN115358098A (zh) * 2022-10-20 2022-11-18 北京宇航系统工程研究所 一种远场安全性分析方法、系统、电子设备及存储介质
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