CN116502465B - 一种海上动态热发射的最小间隙的确定方法及装置 - Google Patents

一种海上动态热发射的最小间隙的确定方法及装置 Download PDF

Info

Publication number
CN116502465B
CN116502465B CN202310721664.6A CN202310721664A CN116502465B CN 116502465 B CN116502465 B CN 116502465B CN 202310721664 A CN202310721664 A CN 202310721664A CN 116502465 B CN116502465 B CN 116502465B
Authority
CN
China
Prior art keywords
point
rocket nozzle
rocket
data
launching
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202310721664.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN116502465A (zh
Inventor
王亚男
布向伟
魏凯
彭昊旻
姚颂
王永刚
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Dongfang Space Technology Shandong Co Ltd
Original Assignee
Dongfang Space Technology Shandong Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Dongfang Space Technology Shandong Co Ltd filed Critical Dongfang Space Technology Shandong Co Ltd
Priority to CN202310721664.6A priority Critical patent/CN116502465B/zh
Publication of CN116502465A publication Critical patent/CN116502465A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN116502465B publication Critical patent/CN116502465B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G06F17/10—Complex mathematical operations
    • G06F17/18—Complex mathematical operations for evaluating statistical data, e.g. average values, frequency distributions, probability functions, regression analysis
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F7/00—Methods or arrangements for processing data by operating upon the order or content of the data handled
    • G06F7/38—Methods or arrangements for performing computations using exclusively denominational number representation, e.g. using binary, ternary, decimal representation
    • G06F7/48—Methods or arrangements for performing computations using exclusively denominational number representation, e.g. using binary, ternary, decimal representation using non-contact-making devices, e.g. tube, solid state device; using unspecified devices
    • G06F7/544—Methods or arrangements for performing computations using exclusively denominational number representation, e.g. using binary, ternary, decimal representation using non-contact-making devices, e.g. tube, solid state device; using unspecified devices for evaluating functions by calculation
    • G06F7/548—Trigonometric functions; Co-ordinate transformations

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Data Mining & Analysis (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Probability & Statistics with Applications (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Biology (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Operations Research (AREA)
  • Bioinformatics & Cheminformatics (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Bioinformatics & Computational Biology (AREA)
  • Databases & Information Systems (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Length Measuring Devices With Unspecified Measuring Means (AREA)

Abstract

本发明涉及海上动态热发射技术领域，特别是指一种海上动态热发射的最小间隙的确定方法及装置。所述方法包括：采集陆上漂移量参数、起飞高度拟合数据、发射船运动数据、支撑点初始坐标和火箭喷管点初始坐标；根据所述陆上漂移量参数、所述起飞高度拟合数据、所述发射船运动数据、所述支撑点初始坐标和所述火箭喷管点初始坐标，得到支撑点的时间变化函数和火箭喷管点的时间变化函数；根据所述支撑点的时间变化函数、所述火箭喷管点的时间变化函数、所述发射船运动数据，建立支撑点运动函数和火箭喷管点运动函数；根据所述支撑点运动函数和所述火箭喷管点运动函数，确定最小间隙。本发明具有准确性高的优点。

Description

一种海上动态热发射的最小间隙的确定方法及装置
技术领域
本发明涉及海上动态热发射技术领域，特别是指一种海上动态热发射的最小间隙的确定方法及装置。
背景技术
运载火箭海上发射具有灵活性强、任务适应性好、发射经济性优等特点，而且，海上发射技术可以弥补国家或省份缺少发射中心或地理以及环境影响所带来的不足。火箭起飞漂移量是指运载火箭起飞过程中由于各种干扰而引起的质心相对基准弹道的偏移。支撑盘靠近火箭箭体边缘最上端危险点称作支撑点，火箭喷管靠近支撑盘边缘最下端危险点称作喷管点，支撑点与对应位置支腿最小间隙和喷管点与对应位置支腿最小间隙中的最小的间隙若小于预设值，则存在碰撞风险，因此，将该最小的间隙作为最危险工况。计算出最小的间隙对于火箭发射具有重要意义。现有对海上发射最小的间隙的常规分析一般仅考虑固定发射平台基础，得到的结果偏差较大。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种海上动态热发射的最小间隙的确定方法，以解决现有技术中对海上发射最小间隙的计算结果偏差较大的问题。
为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：
一种海上动态热发射的最小间隙的确定方法，包括：
采集陆上漂移量参数、起飞高度拟合数据、发射船运动数据、支撑点初始坐标和火箭喷管点初始坐标；
根据所述陆上漂移量参数、所述起飞高度拟合数据、所述发射船运动数据、所述支撑点初始坐标和所述火箭喷管点初始坐标，得到支撑点的时间变化函数和火箭喷管点的时间变化函数；
根据所述支撑点的时间变化函数、所述火箭喷管点的时间变化函数、所述发射船运动数据，建立支撑点运动函数和火箭喷管点运动函数；
根据所述支撑点运动函数和所述火箭喷管点运动函数，确定最小间隙。
进一步地，采集陆上漂移量参数、起飞高度拟合数据、发射船运动数据、支撑点初始坐标和火箭喷管点初始坐标，包括：
采集陆上发射时火箭尾部多个方向在不同高度的漂移量数据；
对所述漂移量数据进行合成，得到陆上起飞漂移量；
根据所述陆上起飞漂移量，确定陆上漂移量参数。
进一步地，采集陆上漂移量参数、起飞高度拟合数据、发射船运动数据、支撑点初始坐标和火箭喷管点初始坐标，包括：
采集火箭的点火时间数据及其对应的起飞高度数据；
根据预设的分离时刻对所述点火时间数据、所述起飞高度数据进行拟合，得到不同时刻下的起飞高度拟合数据。
进一步地，采集陆上漂移量参数、起飞高度拟合数据、发射船运动数据、支撑点初始坐标和火箭喷管点初始坐标，包括：
采集发射船的耐波性数据，所述耐波性数据包括发射船在不同海况等级下不同方向上的自由度参数；
根据不同海况等级对所述耐波性数据进行分段线性拟合，得到发射船运动数据。
进一步地，所述发射船运动数据，包括：
发射船的摇摆角度，公式为：；
发射船的坐标，公式为：，;
其中，θ为发射船的摇摆角度，D0为发射船的水平摇角，w为发射船的角频率，通过 公式得到，T为波浪周期，t为时间，x为发射船的横坐标，ST0为水平荡幅，y为发 射船的纵坐标，STh为垂荡。
进一步地，所述支撑点的时间变化函数包括：
支撑点X坐标:；
支撑点Y坐标:；
其中，SR0为支撑点到发射船摇心距离，SD0为支撑点到发射船摇心初始角度，D0为 发射船的水平摇角，w为发射船的角频率，通过公式得到，T为波浪周期，t为时 间，ST0为水平荡幅，STh为垂荡。
进一步地，所述火箭喷管点的时间变化函数，包括：
分离前火箭喷管点X坐标：
;
分离前火箭喷管点Y坐标:
；
分离后火箭喷管点X坐标:；
分离后火箭喷管点Y坐标: ；
其中，RR0为喷管危险点到发射船摇心距离，RD0为喷管危险点到发射船摇心初始 角度，D0为发射船的水平摇角，w为发射船的角频率，通过公式得到，T为波浪周 期，t为时间，ST0为水平荡幅，py为陆上漂移量参数，STh为垂荡，X0为分离时刻火箭喷管点 的X坐标,V0x为分离时刻火箭的X向速度, h为分离后的起飞高度，θ为分离时刻发射船的摇 摆角度，Y0为分离时刻火箭喷管点的Y坐标，V0y为分离时刻火箭的Y向速度。
进一步地，根据所述支撑点的时间变化函数、所述火箭喷管点的时间变化函数、所述发射船运动数据，建立支撑点运动函数和火箭喷管点运动函数，包括：
将所述支撑点的时间变化函数、所述火箭喷管点的时间变化函数、所述发射船运动数据输入矩阵工厂，建立支撑点运动函数和火箭喷管点运动函数。
进一步地，根据所述支撑点运动函数和所述火箭喷管点运动函数，确定最小间隙，包括：
根据所述支撑点运动函数和所述火箭喷管点运动函数，确定在某一分离时刻下从分离到喷管脱离支撑点的范围内的最小水平间隙。
本发明的另一个方面，提供一种海上动态热发射的最小间隙的确定装置，包括：
采集模块，用于采集陆上漂移量参数、起飞高度拟合数据、发射船运动数据、支撑点初始坐标和火箭喷管点初始坐标；
计算模块，用于根据所述陆上漂移量参数、所述起飞高度拟合数据、所述发射船运动数据、所述支撑点初始坐标和所述火箭喷管点初始坐标，得到支撑点的时间变化函数和火箭喷管点的时间变化函数；
建立模块，用于根据所述支撑点的时间变化函数、所述火箭喷管点的时间变化函数、所述发射船运动数据，建立支撑点运动函数和火箭喷管点运动函数；
确定模块，用于根据所述支撑点运动函数和所述火箭喷管点运动函数，确定最小间隙。
本发明的上述方案至少包括以下有益效果：
本发明的上述方案，通过采集陆地上火箭发射的相关数据，对海上动态热发射时火箭支撑点与对应支腿的最小间隙、火箭喷管点与对应支腿的最小间隙进行计算，找出两者中的最小间隙作为最危险工况，为海上发射火箭提供研究数据，具有准确性高的优点。
附图说明
图1是本发明实施例中海上动态热发射的最小间隙的确定方法的步骤图；
图2为支撑点的运动轨迹的水平坐标；
图3为支撑点的运动轨迹的垂直坐标；
图4为火箭喷管点运动轨迹的水平坐标；
图5为火箭喷管点运动轨迹的垂直坐标；
图6是本发明实施例中海上动态热发射的最小间隙的确定装置的示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本发明的示例性实施例。虽然附图中显示了本发明的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本发明，并且能够将本发明的范围完整的传达给本领域的技术人员。
如图1所示，本发明的实施例提出一种海上动态热发射的最小间隙的确定方法，包括以下步骤：
步骤S1、采集陆上漂移量参数、起飞高度拟合数据、发射船运动数据、支撑点初始坐标和火箭喷管点初始坐标；
步骤S2、根据所述陆上漂移量参数、所述起飞高度拟合数据、所述发射船运动数据、所述支撑点初始坐标和所述火箭喷管点初始坐标，得到支撑点的时间变化函数和火箭喷管点的时间变化函数；
步骤S3、根据所述支撑点的时间变化函数、所述火箭喷管点的时间变化函数、所述发射船运动数据，建立支撑点运动函数和火箭喷管点运动函数；
步骤S4、根据所述支撑点运动函数和所述火箭喷管点运动函数，确定最小间隙。
本发明的上述方案，通过采集陆地上火箭发射的相关数据，对海上动态热发射时火箭支撑点与对应支腿的最小间隙、火箭喷管点与对应支腿的最小间隙进行计算，找出两者中的最小间隙作为最危险工况，为海上发射火箭提供研究数据，具有准确性高的优点。
本发明的一可选实施例中，步骤S1，包括：
步骤S11、采集陆上发射时火箭尾部多个方向在不同高度的漂移量数据；
步骤S12、对所述漂移量数据进行合成，得到陆上起飞漂移量；
步骤S13、根据所述陆上起飞漂移量，确定陆上漂移量参数。
本发明的一可选实施例中，步骤S1，包括：
步骤S14、采集火箭的点火时间数据及其对应的起飞高度数据；
步骤S15、根据预设的分离时刻对所述点火时间数据、所述起飞高度数据进行拟合，得到不同时刻下的起飞高度拟合数据。
本发明的一可选实施例中，步骤S1，包括：
步骤S16、采集发射船的耐波性数据，所述耐波性数据包括发射船在不同海况等级下不同方向上的自由度参数；
步骤S17、根据不同海况等级对所述耐波性数据进行分段线性拟合，得到发射船运动数据。
本发明的一可选实施例中，步骤S17中的发射船运动数据，包括：
发射船的摇摆角度，公式为：；
发射船的坐标，公式为：， ;
其中，θ为发射船的摇摆角度，D0为发射船的水平摇角，w为发射船的角频率，通过 公式得到，T为波浪周期，t为时间，x为发射船的横坐标，ST0为水平荡幅，y为发 射船的纵坐标，STh为垂荡。
本发明的一可选实施例中，步骤S2中，支撑点的时间变化函数包括：
支撑点X坐标:；
支撑点Y坐标:；
其中，SR0为支撑点到发射船摇心距离，SD0为支撑点到发射船摇心初始角度，D0为 发射船的水平摇角，w为发射船的角频率，通过公式得到，T为波浪周期，t为时 间，ST0为水平荡幅，STh为垂荡。
本发明的一可选实施例中，步骤S2中，火箭喷管点的时间变化函数，包括：
分离前火箭喷管点X坐标：
;
分离前火箭喷管点Y坐标:
；
分离后火箭喷管点X坐标:；
分离后火箭喷管点Y坐标: ；
其中，RR0为喷管危险点到发射船摇心距离，RD0为喷管危险点到发射船摇心初始 角度，D0为发射船的水平摇角，w为发射船的角频率，通过公式得到，T为波浪周 期，t为时间，ST0为水平荡幅，py为陆上漂移量参数，STh为垂荡，X0为分离时刻火箭喷管点 的X坐标,V0x为分离时刻火箭的X向速度, h为分离后的起飞高度，θ为分离时刻发射船的摇 摆角度，Y0为分离时刻火箭喷管点的Y坐标，V0y为分离时刻火箭的Y向速度。
本发明的一可选实施例中，步骤S3，包括：
将所述支撑点的时间变化函数、所述火箭喷管点的时间变化函数、所述发射船运动数据输入矩阵工厂matlab，建立支撑点运动函数和火箭喷管点运动函数。
本发明的一可选实施例中，步骤S4，包括：
根据所述支撑点运动函数和所述火箭喷管点运动函数，确定在某一分离时刻下从分离到喷管脱离支撑点的范围内的最小水平间隙。
本实施例的海上动态热发射的最小间隙的确定方法的一个具体实施例为：
采集陆上发射时火箭尾部多个方向在不同高度的漂移量数据，如表1，为火箭尾部的X、Z方向在不同高度的漂移量数据及合成漂移量数据。
表1 陆上起飞漂移量数据
采集火箭的点火时间数据及其对应的起飞高度数据，如表2。
表2 起飞高度—时间对照表
采集发射船的耐波性数据，耐波性数据包括发射船在不同海况等级下不同方向上的自由度参数，如表3。
表3 三、四、五级海况下发射船的耐波性数据
本实施例中，将起飞高度一定范围内的漂移量取一固定值，为此范围内各数据的最大值。如起飞高度500mm以内漂移量取49mm，起飞高度1500mm以内漂移量取51mm，起飞高度2000mm以内漂移量取60mm。如表4中下划线所示数值。
表4 漂移量取值
本实施例中所说的分离为火箭支点与支撑盘分开，脱离为火箭喷管高度方向超过 支撑盘。本实施例中以火箭与支撑盘分离的时刻作为分离0时刻，拟合为时间指数函数：，其中h为起飞高度，t为时间。在起飞时间0.8秒、起飞高度133.7mm后， 最大误差为5%以内，拟合后各时刻数据如表5所示。
表5起飞高度拟合数据对比
耐波性数据考虑横摇、纵摇、横荡、纵荡、垂荡的影响，忽略艏摇的影响。其中横摇、纵摇矢量叠加为一个变量，称为“水平摇角”，横荡、纵荡矢量叠加为一个变量,称为“水平荡幅”，耐波性数据以浪向15度数据为计算基准（可覆盖至0度），以水平摇角(度)为变量D0，分别表示水平荡幅(毫米)ST0和垂荡(毫米)STh，不同海况等级间(三级、四级、五级)分段线性拟合。拟合方式为使用线性插值后分段函数，如下：
当 时，； ；
当时，
；
；
当时
；
；
当时
；
；
三级、四级、五级海况下，15度浪向合成后数据如表6，表中，下划线数据为计算中使用数据。
表6 耐波性简化计算数据
发射船各运动响应均按正弦处理，最危险工况为三个变量同时达到最大或最小。以发射船水平状态为时间原点，发射船摇心处的坐标变化按下述函数处理：
；， ;
其中，θ为发射船的摇摆角度，D0为发射船的水平摇角，w为发射船的角频率，通过 公式得到，T为波浪周期，取值为8S，t为时间，x为发射船的横坐标，ST0为水平荡 幅，y为发射船的纵坐标，STh为垂荡。
本实施例中，假设陆上漂移量的大小不受其他因素（如倾角、初速度）影响，漂移量通道只随着火箭与支撑盘分离时刻的角度及速度整体转动或平移。最小间隙为：支撑盘靠近箭体边缘最上端危险点（简称支撑点），火箭喷管靠近支撑盘边缘最下端危险点（简称喷管点）。以坐标系最右侧一组支撑点和喷管点为例。
以发射船摇心（质心）为原点建立坐标系，发射船摇角最大方向为X向，火箭轴线方向为Y向，所有运动均叠加到X-Y平面。分析一个波浪周期内各个时刻分离，喷管X正向最外侧、最下端点与其对应位置支腿最小间隙，找出其中最小的间隙即为最危险工况。分别计算支撑点、火箭喷管点的X、Y坐标。
支撑点的X、Y初始坐标及喷管点与支撑点的X、Y间距为计算输入数据。在此初始位置基础上叠加发射船的运动，得到支撑点及喷管的时间变化函数，分解到X、Y坐标。
支撑点X坐标:；
支撑点Y坐标:；
分离前火箭喷管点X坐标：
;
分离前火箭喷管点Y坐标:
；
火箭与支撑盘分离后的运动为分离时刻的速度、角度叠加火箭自身运动及漂移量危险方向运动。
分离后火箭喷管点X坐标:；
分离后火箭喷管点Y坐标: ；
其中，SR0为支撑点到发射船摇心距离，SD0为支撑点到发射船摇心初始角度，D0为 发射船的水平摇角，w为发射船的角频率，通过公式得到，T为波浪周期，t为时 间，ST0为水平荡幅，STh为垂荡，RR0为喷管危险点到发射船摇心距离，RD0为喷管危险点到 发射船摇心初始角度，py为陆上漂移量参数，取值51mm，X0为分离时刻火箭喷管点的X坐标, V0x为分离时刻火箭的X向速度, h为分离后的起飞高度，θ为分离时刻发射船的摇摆角度， Y0为分离时刻火箭喷管点的Y坐标，V0y为分离时刻火箭的Y向速度。
助推尾段长度300mm、800mm，对应喷管脱离支撑盘高度分别为1345mm,845mm。
应用matlab分别建立支撑点和火箭喷管点的运动函数，分析在某一分离时刻下从分离到喷管脱离支撑点的范围内的最小水平间隙。
以300mm尾段、三级海况为例，图2-图5中，横坐标为时间（S）、纵坐标为漂移量（mm）。支撑点的运动轨迹如图2和图3所示。
在三级最大海况下，5.74秒火箭与支撑盘分离，间隙最小，值为146mm，高度方向火箭喷管脱离支撑盘时间为7.03秒。此状态下火箭喷管危险点运动轨迹如图4和图5所示。
在四级最大海况下，5.66秒火箭与支撑盘分离，间隙最小，值为-172mm，高度方向喷管脱离支撑盘时间为7.01秒。
变化耐波性数据中水平摇角数值，得到0间隙的最大水平摇角为1.01度，分离时刻5.69S，脱离时刻7.01S。保障间隙100mm的最大水平摇角为0.73度，分离时刻5.72S,脱离时刻7.02S。
800mm尾段在三级最大海况下，5.78秒火箭与支撑盘分离，间隙最小，值为178mm，高度方向喷管脱离支撑盘时间为6.84秒。在四级最大海况下，5.72秒火箭与支撑盘分离，间隙最小，值为-41mm，高度方向喷管脱离支撑盘时间为6.83秒。0间隙的最大水平摇角为1.32度，分离时刻5.72S，脱离时刻6.82S。保障间隙100mm的最大水平摇角为0.92度，分离时刻5.74S,脱离时刻6.82S。在四级海况下，尾段长度为949mm时（支撑点与喷管点垂直间距696mm），5.74S分离，脱离时刻6.76S，间隙接近0mm。在四级海况下，尾段长度为1278mm时（支撑点与喷管点垂直间距367mm），5.79S分离，脱离时刻6.58S，间隙接近100mm。
不同尾端长度在不同海况等级下的最小间隙如表7所示。
表7 计算结果统计表
火箭在5.6S-5.7S之间分离，间隙最小，临近3/4周期，300mm舱段下，三、四级最大海况下的最小间隙分别为146mm和-172mm。800mm舱段下，三、四级最大海况下的最小间隙分别为178mm和-41mm。在考虑其他综合误差100mm的情况下，三级最大海况依然满足发射漂移的间隙要求。四级海况无论尾段是300mm还是800mm，均有干涉风险，如需在四级海况下保证有0mm最小间隙，需将尾段加长至949mm，如需在四级海况下保证有100mm最小间隙，需将尾段加长至1231mm。
假设最大角度时分离，如分离时刻最大角度为5°，分离到喷管离开支撑盘时间： 0.32S-1.4S，共1.08S,按1/8周期计算，水平飞行距离为，发射船船 回摆水平距离为，最在角度经过1/8周期摆角1.5°，陆 上漂移量取值51mm，陆地和海上的结构及装配偏差为20mm，则海上偏移量合计为600mm，初 始间隙为(2546-1640)/2=453，需干涉147mm。
如图4，本实施例提供一种海上动态热发射的最小间隙的确定装置，包括：
采集模块，用于采集陆上漂移量参数、起飞高度拟合数据、发射船运动数据、支撑点初始坐标和火箭喷管点初始坐标；
计算模块，用于根据所述陆上漂移量参数、所述起飞高度拟合数据、所述发射船运动数据、所述支撑点初始坐标和所述火箭喷管点初始坐标，得到支撑点的时间变化函数和火箭喷管点的时间变化函数；
建立模块，用于根据所述支撑点的时间变化函数、所述火箭喷管点的时间变化函数、所述发射船运动数据，建立支撑点运动函数和火箭喷管点运动函数；
确定模块，用于根据所述支撑点运动函数和所述火箭喷管点运动函数，确定最小间隙。
本发明的上述方案，通过采集陆地上火箭发射的相关数据，对海上动态热发射时火箭支撑点与对应支腿的最小间隙、火箭喷管点与对应支腿的最小间隙进行计算，找出两者中的最小间隙作为最危险工况，为海上发射火箭提供研究数据，具有准确性高的优点。
本发明的一可选实施例中，采集模块，具体用于：
采集陆上发射时火箭尾部多个方向在不同高度的漂移量数据；
对所述漂移量数据进行合成，得到陆上起飞漂移量；
根据所述陆上起飞漂移量，确定陆上漂移量参数。
本发明的一可选实施例中，采集模块，具体用于：
采集火箭的点火时间数据及其对应的起飞高度数据；
根据预设的分离时刻对所述点火时间数据、所述起飞高度数据进行拟合，得到不同时刻下的起飞高度拟合数据。
本发明的一可选实施例中，采集模块，具体用于：
采集发射船的耐波性数据，所述耐波性数据包括发射船在不同海况等级下不同方向上的自由度参数；
根据不同海况等级对所述耐波性数据进行分段线性拟合，得到发射船运动数据。
本发明的一可选实施例中，发射船运动数据，包括：
发射船的摇摆角度，公式为：；
发射船的坐标，公式为：， ;
其中，θ为发射船的摇摆角度，D0为发射船的水平摇角，w为发射船的角频率，通过 公式得到，T为波浪周期，t为时间，x为发射船的横坐标，ST0为水平荡幅，y为发 射船的纵坐标，STh为垂荡。
本发明的一可选实施例中，支撑点的时间变化函数包括：
支撑点X坐标:；
支撑点Y坐标:；
其中，SR0为支撑点到发射船摇心距离，SD0为支撑点到发射船摇心初始角度，D0为 发射船的水平摇角，w为发射船的角频率，通过公式得到，T为波浪周期，t为时 间，ST0为水平荡幅，STh为垂荡。
本发明的一可选实施例中，火箭喷管点的时间变化函数，包括：
分离前火箭喷管点X坐标：
;
分离前火箭喷管点Y坐标:
；
分离后火箭喷管点X坐标:；
分离后火箭喷管点Y坐标: ；
其中，RR0为喷管危险点到发射船摇心距离，RD0为喷管危险点到发射船摇心初始 角度，D0为发射船的水平摇角，w为发射船的角频率，通过公式得到，T为波浪周 期，t为时间，ST0为水平荡幅，py为陆上漂移量参数，STh为垂荡，X0为分离时刻火箭喷管点 的X坐标,V0x为分离时刻火箭的X向速度, h为分离后的起飞高度，θ为分离时刻发射船的摇 摆角度，Y0为分离时刻火箭喷管点的Y坐标，V0y为分离时刻火箭的Y向速度。
本发明的一可选实施例中，建立模块，具体用于：
将所述支撑点的时间变化函数、所述火箭喷管点的时间变化函数、所述发射船运动数据输入矩阵工厂matlab，建立支撑点运动函数和火箭喷管点运动函数。
本发明的一可选实施例中，确定模块，具体用于：
根据所述支撑点运动函数和所述火箭喷管点运动函数，确定在某一分离时刻下从分离到喷管脱离支撑点的范围内的最小水平间隙。
以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种海上动态热发射的最小间隙的确定方法，其特征在于，包括：
采集陆上漂移量参数、起飞高度拟合数据、发射船运动数据、支撑点初始坐标和火箭喷管点初始坐标；所述支撑点为支撑盘靠近火箭箭体边缘最上端危险点，所述喷管点为火箭喷管靠近支撑盘边缘最下端危险点；
根据所述陆上漂移量参数、所述起飞高度拟合数据、所述发射船运动数据、所述支撑点初始坐标和所述火箭喷管点初始坐标，得到支撑点的时间变化函数和火箭喷管点的时间变化函数；其中，
所述支撑点的时间变化函数包括：
支撑点X坐标:
；
支撑点Y坐标:
；
所述火箭喷管点的时间变化函数，包括：
分离前火箭喷管点X坐标：
;
分离前火箭喷管点Y坐标:
；
分离后火箭喷管点X坐标:；
分离后火箭喷管点Y坐标:；
其中， SR0为支撑点到发射船摇心距离，SD0为支撑点到发射船摇心初始角度，D0为发射船的水平摇角，w为发射船的角频率，通过公式得到，T为波浪周期，t为时间，ST0为水平荡幅，STh为垂荡，RR0为喷管危险点到发射船摇心距离，RD0为喷管危险点到发射船摇心初始角度，py为陆上漂移量参数，X0为分离时刻火箭喷管点的X坐标,V0x为分离时刻火箭的X向速度, h为分离后的起飞高度，θ为分离时刻发射船的摇摆角度，Y0为分离时刻火箭喷管点的Y坐标，V0y为分离时刻火箭的Y向速度；
根据所述支撑点的时间变化函数、所述火箭喷管点的时间变化函数、所述发射船运动数据，建立支撑点运动函数和火箭喷管点运动函数；
根据所述支撑点运动函数和所述火箭喷管点运动函数，确定最小间隙；
其中，根据所述支撑点运动函数和所述火箭喷管点运动函数，确定最小间隙，包括：
根据所述支撑点运动函数和所述火箭喷管点运动函数，确定在某一分离时刻下从分离到喷管脱离支撑点的范围内的最小水平间隙。
2.根据权利要求1所述的海上动态热发射的最小间隙的确定方法，其特征在于，采集陆上漂移量参数、起飞高度拟合数据、发射船运动数据、支撑点初始坐标和火箭喷管点初始坐标，包括：
采集陆上发射时火箭尾部多个方向在不同高度的漂移量数据；
对所述漂移量数据进行合成，得到陆上起飞漂移量；
根据所述陆上起飞漂移量，确定陆上漂移量参数。
3.根据权利要求2所述的海上动态热发射的最小间隙的确定方法，其特征在于，采集陆上漂移量参数、起飞高度拟合数据、发射船运动数据、支撑点初始坐标和火箭喷管点初始坐标，包括：
采集火箭的点火时间数据及其对应的起飞高度数据；
根据预设的分离时刻对所述点火时间数据、所述起飞高度数据进行拟合，得到不同时刻下的起飞高度拟合数据。
4.根据权利要求3所述的海上动态热发射的最小间隙的确定方法，其特征在于，采集陆上漂移量参数、起飞高度拟合数据、发射船运动数据、支撑点初始坐标和火箭喷管点初始坐标，包括：
采集发射船的耐波性数据，所述耐波性数据包括发射船在不同海况等级下不同方向上的自由度参数；
根据不同海况等级对所述耐波性数据进行分段线性拟合，得到发射船运动数据。
5.根据权利要求4所述的海上动态热发射的最小间隙的确定方法，其特征在于，所述发射船运动数据，包括：
发射船的摇摆角度，公式为：；
发射船的坐标，公式为：，/>;
其中，θ为发射船的摇摆角度，D0为发射船的水平摇角，w为发射船的角频率，通过公式得到，T为波浪周期，t为时间，x为发射船的横坐标，ST0为水平荡幅，y为发射船的纵坐标，STh为垂荡。
6.根据权利要求5所述的海上动态热发射的最小间隙的确定方法，其特征在于，根据所述支撑点的时间变化函数、所述火箭喷管点的时间变化函数、所述发射船运动数据，建立支撑点运动函数和火箭喷管点运动函数，包括：
将所述支撑点的时间变化函数、所述火箭喷管点的时间变化函数、所述发射船运动数据输入矩阵工厂，建立支撑点运动函数和火箭喷管点运动函数。
7.一种海上动态热发射的最小间隙的确定装置，其特征在于，包括：
采集模块，用于采集陆上漂移量参数、起飞高度拟合数据、发射船运动数据、支撑点初始坐标和火箭喷管点初始坐标；所述支撑点为支撑盘靠近火箭箭体边缘最上端危险点，所述喷管点为火箭喷管靠近支撑盘边缘最下端危险点；
计算模块，用于根据所述陆上漂移量参数、所述起飞高度拟合数据、所述发射船运动数据、所述支撑点初始坐标和所述火箭喷管点初始坐标，得到支撑点的时间变化函数和火箭喷管点的时间变化函数；
建立模块，用于根据所述支撑点的时间变化函数、所述火箭喷管点的时间变化函数、所述发射船运动数据，建立支撑点运动函数和火箭喷管点运动函数；其中，
所述支撑点的时间变化函数包括：
支撑点X坐标:
；
支撑点Y坐标:
；
所述火箭喷管点的时间变化函数，包括：
分离前火箭喷管点X坐标：
;
分离前火箭喷管点Y坐标:
；
分离后火箭喷管点X坐标:；
分离后火箭喷管点Y坐标:；
其中， SR0为支撑点到发射船摇心距离，SD0为支撑点到发射船摇心初始角度，D0为发射船的水平摇角，w为发射船的角频率，通过公式得到，T为波浪周期，t为时间，ST0为水平荡幅，STh为垂荡，RR0为喷管危险点到发射船摇心距离，RD0为喷管危险点到发射船摇心初始角度，py为陆上漂移量参数，X0为分离时刻火箭喷管点的X坐标,V0x为分离时刻火箭的X向速度, h为分离后的起飞高度，θ为分离时刻发射船的摇摆角度，Y0为分离时刻火箭喷管点的Y坐标，V0y为分离时刻火箭的Y向速度；
确定模块，用于根据所述支撑点运动函数和所述火箭喷管点运动函数，确定最小间隙；
其中，根据所述支撑点运动函数和所述火箭喷管点运动函数，确定最小间隙，包括：
根据所述支撑点运动函数和所述火箭喷管点运动函数，确定在某一分离时刻下从分离到喷管脱离支撑点的范围内的最小水平间隙。
CN202310721664.6A 2023-06-19 2023-06-19 一种海上动态热发射的最小间隙的确定方法及装置 Active CN116502465B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310721664.6A CN116502465B (zh) 2023-06-19 2023-06-19 一种海上动态热发射的最小间隙的确定方法及装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310721664.6A CN116502465B (zh) 2023-06-19 2023-06-19 一种海上动态热发射的最小间隙的确定方法及装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN116502465A CN116502465A (zh) 2023-07-28
CN116502465B true CN116502465B (zh) 2023-10-13

Family

ID=87323271

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202310721664.6A Active CN116502465B (zh) 2023-06-19 2023-06-19 一种海上动态热发射的最小间隙的确定方法及装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN116502465B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116659321A (zh) * 2023-07-31 2023-08-29 东方空间技术(山东)有限公司 一种火箭起飞漂移量测量系统及方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB8315114D0 (en) * 1983-06-02 1983-07-06 Fortune Ventures Inc Developing force in controlled direction
CN106570249A (zh) * 2016-10-26 2017-04-19 北京宇航系统工程研究所 一种大火箭起飞漂移离散仿真方法
CN110990947A (zh) * 2019-11-19 2020-04-10 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法
CN112078829A (zh) * 2020-09-11 2020-12-15 天津航天长征火箭制造有限公司 一种运载火箭部段精密对接协调方法
CN113865429A (zh) * 2021-07-20 2021-12-31 中国人民解放军63921部队 火箭起飞实时漂移量主动测量方法和系统
CN115235297A (zh) * 2022-09-20 2022-10-25 北京宇航系统工程研究所 运载火箭起飞漂移量主动控制方法和装置
WO2022242106A1 (zh) * 2021-05-20 2022-11-24 鲁东大学 一种海上火箭热发射起竖装置及起竖方法
CN116244836A (zh) * 2023-03-21 2023-06-09 蓝箭航天空间科技股份有限公司 基于adams的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB8315114D0 (en) * 1983-06-02 1983-07-06 Fortune Ventures Inc Developing force in controlled direction
CN106570249A (zh) * 2016-10-26 2017-04-19 北京宇航系统工程研究所 一种大火箭起飞漂移离散仿真方法
CN110990947A (zh) * 2019-11-19 2020-04-10 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法
CN112078829A (zh) * 2020-09-11 2020-12-15 天津航天长征火箭制造有限公司 一种运载火箭部段精密对接协调方法
WO2022242106A1 (zh) * 2021-05-20 2022-11-24 鲁东大学 一种海上火箭热发射起竖装置及起竖方法
CN113865429A (zh) * 2021-07-20 2021-12-31 中国人民解放军63921部队 火箭起飞实时漂移量主动测量方法和系统
CN115235297A (zh) * 2022-09-20 2022-10-25 北京宇航系统工程研究所 运载火箭起飞漂移量主动控制方法和装置
CN116244836A (zh) * 2023-03-21 2023-06-09 蓝箭航天空间科技股份有限公司 基于adams的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
FOX7/GAP ROCKET PROPELLANTS FOR A SHOULDER LAUNCHED PROJECTILE;Lips, H等;web of science;全文 *
发射箱车载倾斜发射过程下沉量影响因素研究;高星斗;白静;张平;杭立杰;;导弹与航天运载技术(02期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN116502465A (zh) 2023-07-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN116502465B (zh) 一种海上动态热发射的最小间隙的确定方法及装置
CN111026165B (zh) 基于机载光电系统的瞄准线广域扫描控制方法
CN108267953B (zh) 一种基于领航者-跟踪者水下机器人位置跟踪方法
CN112148022B (zh) 全驱动自主水下机器人回收三维路径跟踪控制系统及方法
CN108803639A (zh) 一种基于反步法的四旋翼飞行器飞行控制方法
CN101793521B (zh) 基于光纤陀螺惯性测量系统的舰船横纵荡信息测量方法
CN103017765B (zh) 应用于微机械组合导航系统的偏航角修正方法和修正装置
CN1786666A (zh) 一种捷联惯性导航系统的任意双位置初始对准方法
CN112198886B (zh) 一种跟踪机动目标的无人机控制方法
CN111308470B (zh) 一种无人船载雷达设备的电子稳定方法及系统
CN111142541A (zh) 波浪滑翔器虚拟锚泊导航控制算法
CN1036185A (zh) 风切变检测系统
CN103017793B (zh) 一种舰载经纬仪的船摇视轴稳定的方法
CN202420505U (zh) 一种自修正船用稳定平台的组合姿态测量装置
CN113919184B (zh) 一种菲涅尔透镜灯光学助降建模仿真方法及助降系统
CN109828269A (zh) 一种基于位置环滤波的速度环角跟踪的方法
CN111380518A (zh) 一种引入径向速度的sins/usbl紧组合导航定位方法
CN113758383B (zh) 一种用于验证垂直起降技术的可重复使用火箭及验证方法
CN111055282A (zh) 一种海洋颠簸环境下零件修造加工的自稳定辅助结构
CN111366155B (zh) 基于机载光电系统的局域扫描方法
CN105676170B (zh) 一种用于多目标无源定位与跟踪的虚假点去除方法
CN103984353A (zh) 一种基于运动平台的侧向跑道运动预估及补偿方法
CN1300652C (zh) 交流电机驱动的模拟三轴摇摆装置
CN116400734A (zh) 一种多曲线组合的多策略在线突防航迹规划方法
CN113654553B (zh) 一种基于逆超短基线的圆柱阵定位系统及定位方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant