CN117407972A - 一种运载火箭分离设计方法、设备和存储介质 - Google Patents

一种运载火箭分离设计方法、设备和存储介质 Download PDF

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Abstract

本发明实施例提供一种运载火箭分离设计方法、设备和存储介质，所述方法包括：根据运载火箭的上分离体的惯性参数、下分离体的惯性参数、分离前组合体的转动角速度和运载火箭的布局结构，进行无导向式分离方案的设计，得到分离能源的参数；根据所述分离能源的参数，判断所述无导向式分离方案是否能完成安全分离；如果判断出所述无导向式分离方案能完成安全分离，则输出所述分离能源的参数；如果判断出所述无导向式分离方案不能完成安全分离，则进行导向装置的设计。

Description

一种运载火箭分离设计方法、设备和存储介质
技术领域
本发明涉及运载火箭领域，尤其涉及一种运载火箭分离设计方法、设备和存储介质。
背景技术
固体火箭由于规模较小，采用了导向分离技术。液体火箭由于规模较大，质量(重量)和转动惯量均很大，几乎无导向分离方案设计。液体火箭通常采用热分离、二次分离等分离技术，在分离过程中尽量避免结构接触。对于规模较大的液体运载火箭，通常采用增加分离能源，提高分离速度。
在实现本发明过程中，申请人发现现有技术中至少存在如下问题：
如何在基于分离能源分离或者基于导向装置分离之间进行选择，以保证分离安全的情况下，提高火箭运载能力。
发明内容
本发明实施例提供一种运载火箭分离设计方法、设备和存储介质，也是一种液体运载火箭分离设计方法、设备和存储介质，解决了如何在基于分离能源分离或者基于导向装置分离之间进行选择，以保证分离安全的情况下，提高火箭运载能力。
为达上述目的，第一方面，本发明实施例提供一种运载火箭分离设计方法，包括：
根据运载火箭的上分离体的惯性参数、下分离体的惯性参数、分离前组合体的转动角速度和运载火箭的布局结构，进行无导向式分离方案的设计，得到分离能源的参数；所述分离前组合体为所述上分离体和所述下分离体在分离前组成的整体；
根据所述分离能源的参数，判断所述无导向式分离方案是否能完成安全分离；
如果判断出所述无导向式分离方案能完成安全分离，则输出所述分离能源的参数；
如果判断出所述无导向式分离方案不能完成安全分离，则进行导向装置的设计。
进一步地，所述分离能源的参数包括分离能源的重量；
根据所述分离能源的参数，判断所述无导向式分离方案是否能完成安全分离，包括：
判断所述分离能源的重量是否大于运载火箭分配给分离能源的重量上限；
如果判断出所述分离能源的重量大于运载火箭分配给分离能源的重量上限，则确定所述无导向式分离方案不能完成安全分离，否则，确定所述无导向式分离方案能完成安全分离。
进一步地，所述分离能源的参数包括分离能源推力；
根据所述分离能源的参数，判断所述无导向式分离方案是否能完成安全分离，包括：
对级间分离相关参数采用排列组合方式分组，得到多个分离参数组合；
计算所有分离参数组合各自的极限工况偏差值；所述极限工况偏差值是针对所述分离参数组合中包含的各级间分离相关参数，取各自参数范围内与最恶劣工况对应的参数值时，得到的工况偏差值；
判断所有分离参数组合的极限工况偏差值是否都在相应分离参数组合对应的预设偏差范围内；
判断如果任意一个分离参数组合的极限工况偏差值不在相应分离参数组合对应的预设偏差范围内，则确定所述无导向式分离方案不能完成安全分离，否则，确定所述无导向式分离方案能完成安全分离；
其中，所述级间分离相关参数包括如下中的至少一个：上分离体的重量、下分离体的重量、分离前组合体的转动角速度、分离能源推力、预设的发动机后效推力。
进一步地，所述导向装置包括至少一个导向杆；所述进行导向装置的设计，包括：
根据预设需求确定导向杆的数量、长度数值和材料；
其中，所述预设需求包括箭体直径；所述导向杆设置在上分离体下端面，插入下分离体的级间段内，导向杆外表面光滑；各导向杆的长度数值相同。
进一步地，所述导向杆的数量大于或等于3。
进一步地，所述进行导向装置的设计，还包括：
针对每个导向杆，根据导向杆的数量、长度数值和材料，通过有限元软件计算所述导向杆的刚度数值。
进一步地，所述进行导向装置的设计，还包括：
根据所有导向杆的刚度数值和长度数值对所有导向杆进行碰撞仿真，得到碰撞仿真中所有导向杆的承载力，并根据所有导向杆的承载力，确定所有导向杆是否满足结构承载和安全分离要求。
进一步地，所述根据所有导向杆的刚度数值和长度数值对所有导向杆进行碰撞仿真，得到碰撞仿真中所有导向杆的承载力，并根据所有导向杆的承载力，确定所有导向杆是否满足结构承载和安全分离要求，包括：
将所有导向杆的刚度数值和长度数值，输入给多体动力学仿真软件中进行碰撞仿真，得到每个导向杆在碰撞中的接触力；
针对每个导向杆，根据所述导向杆在碰撞中的接触力的大小和位置，确定所述导向杆的承载力；
判断所有导向杆的承载力是否满足结构承载和安全分离要求；
如果所有导向杆的承载力满足结构承载和安全分离要求，则输出导向杆设计参数；
如果任意导向杆的承载力不满足结构承载或者安全分离要求，则增加导向杆的数量、增加每个导向杆的的长度数值，和/或重新选择导向杆的材料后，返回到所述针对每个导向杆，根据导向杆的数量、长度数值和材料，通过有限元软件计算所述导向杆的刚度数值的步骤执行。
进一步地，所述转动角速度包括俯仰、偏航、滚转。
进一步地，所述惯性参数包括：重量、转动惯量。
第二方面，本发明实施例提供一种计算机设备，包括至少一台主机，
所述至少一台主机，包括处理器，适于执行各种指令；以及
存储设备，适于存储多条指令，所述指令适于由处理器加载并执行包括如前所述的方法。
第三方面，本发明实施例提供一种存储介质，其中存储有多条指令，所述指令适于由处理器加载并执行如前所述的方法。
上述技术方案具有如下有益效果：首先进行无导向式分离方案的设计，判断分离能源是否能满足安全分离，若能满足则确定无导向式分离方案能安全分离，输出分离能源的参数；若不能满足，则执行导向装置设计。从而合理选择基于分离能源的分离方案和基于导向装置的分离方案。而且在使用导向装置时，导向式级间分离方法降低了火箭空载时的结构重量，减少分离后对上下两个子级的姿态干扰，并且增加了分离安全距离，达到了在确保安全分离的前提下，提高火箭运载能力的技术效果。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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。
图1是本发明实施例之一的一种运载火箭分离设计方法的流程图；
图2是本发明实施例之一的无导向式分离方案设计的流程图；
图3是本发明实施例之一的一种运载火箭分离设计方法的另一流程图；
图4是本发明实施例之一的在级间段剖开的级间分离碰撞模型；
图5是本发明实施例之一的导向杆刚度计算示意图；
图6是本发明实施例之一的由Abaqus软件给出导向杆的刚度值的界面示意图；
图7是本发明实施例之一的碰撞仿真得到的接触力随时间变化的曲线图；
图8是本发明实施例之一的由多体动力学仿真软件仿真得到的导向杆在碰撞力作用下的应力分布示意图。
附图标记表示为：
1、一级箭体；2、二级箭体；3、级间段；4、发动机；5、喷管；6、导向杆。
具体实施方式
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，所描述的实施例仅仅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。
技术术语：
上分离体：一般指分离后继续工作的分离体；
下分离体：一般指分离前完成工作的分离体；
分离能源：在连接解锁装置(例如爆炸螺栓)解锁后，用于把上下两个分离体推开的动力；
连接解锁：在分离前，把上下分离体连接在一起；在需要分离时刻解锁，使得一个结构整体变为两个结构整体；
Abaqus：用于工程模拟的有限元软件；
Adams：全称Automatic Dynamic Analysis ofMechanical Systems，机械系统动力学自动分析系统，一种多体动力学仿真软件。
第一方面，如图1所示，本发明实施例提供一种运载火箭分离设计方法，包括：
步骤S10，根据运载火箭的上分离体的惯性参数、下分离体的惯性参数、分离前组合体的转动角速度和运载火箭的布局结构，进行无导向式分离方案的设计，得到分离能源的参数；所述分离前组合体为所述上分离体和所述下分离体在分离前组成的整体；
具体地，进行无导向式分离方案的设计包括：获取运载火箭的所述上分离体的惯性参数、所述下分离体的惯性参数和所述分离前组合体的转动角速度；根据运载火箭的布局结构，获得分离过程中的分离距离和易碰撞危险点信息；根据所述上分离体的惯性参数、所述下分离体的惯性参数、所述分离前组合体的转动角速度、所述分离距离和所述易碰撞危险点信息，初步设计分离能源，得到分离能源的参数；分离能源的设计依据是在上述参数的偏差组合下，上分离体和下分离体能够安全分离，不发生碰撞，并且分离能源的结构重量满足总体要求，即完成分离能源设计。具体地，基于能量守恒和冲量守恒的原则，首先计算上分离体和下分离体需要具有的分离速度，再由分离速度反算分离能源；根据上分离体的惯性参数、下分离体的惯性参数、分离前组合体的转动角速度，在分离力的作用下，产生三个方向的平动和三个方向的转动，平动使得上分离体和下分离体拉开距离，从而实现分离，转动会降低分离过程中的上分离体和下分离体之间的径向空间，增加了碰撞风险。因此对于分离能源来说，分离能源越大，分离速度越快，分离时间就越短，由于时间短了，转动所扫过的距离就小了，由转动所带来的干扰就越小；但同时分离能源越大，分离能源也会越重，但运载火箭能分配给分离能源的重量是有限制的。如图2所示，给出无导向式分离方案的设计一种流程图，具体包括步骤：S20，输入运载火箭的上下分离体的惯性参数、运载火箭的分离前姿态、碰撞危险点距离和分离能源能量或冲量；S21，根据上述输入的数据进行无导向分离方案设计，得到分离能源的参数；S22，根据分离能源参数，判断是否能安全分离；若能安全分离，则执行S24结束设计过程；若不能安全分离，则执行S23，判断重复执行次数是否超过预设重试次数，如果没有超过，则执行S20，重新设定上述输入的数据，重新执行无导向分离方案设计；若超过预设重试次数后，仍不能安全分离，则确认无导向分离方案不能完成安全分离，执行S24；S24，结束设计过程，具体地，如果因判断出能安全分离而结束设计过程，则输出分离能源的参数，如果因重复执行次数超过预设重试次数，仍不能安全分离，则确认无导向式分离方案不能完成安全分离。
步骤S11，根据所述分离能源的参数，判断所述无导向式分离方案是否能完成安全分离；
具体地，根据分离能源的参数，判断在相关参数下分离时，是否会发生出现上分离体和下分离体之间的碰撞现象，如果出现碰撞的现象，则认为无法完成安全分离，否则认为能完成安全分离；
步骤S12，如果判断出所述无导向式分离方案能完成安全分离，则输出所述分离能源的参数；
步骤S13，如果判断出所述无导向式分离方案不能完成安全分离，则进行导向装置的设计。
在一些实施例中，图4给出了导向杆6在火箭中的位置结构示意图，二级箭体2与级间段3连接，级间段3与一级箭体1连接，二级箭体2的底端连接有发动机4，发动机4尾部连接有喷管5，导向杆6固定连接于二级箭体2的箭体圆周上，级间段3套在导向杆6外侧与一级箭体1连接；在级间段3与二级箭体2分离时，级间段3可以沿导向杆6滑动，从而通过导向杆6约束级间段3的脱离路径，保护二级箭体2、发动机4和喷管5，在级间段3脱离期间，会与导向杆6发生接触碰撞。步骤S10根据运载火箭的上分离体的惯性参数、下分离体的惯性参数、分离前组合体的转动角速度和运载火箭的布局结构进行无导向式分离方案的设计，得到分离能源的参数；然后，步骤S11对所述无导向式分离方案进行评估，根据所述分离能源的参数，判断所述无导向式分离方案是否能完成安全分离；步骤S12，如果判断出所述无导向式分离方案能完成安全分离，则输出所述分离能源的参数，完成运载火箭分离设计；步骤S13如果判断出所述无导向式分离方案不能完成安全分离，则进行导向装置的设计。本发明实施例将无导向式分离设计方法与导向式级间分离设计方法相结合，从而降低分离能源的结构重量，减少分离后对上下两个子级的姿态干扰，并且增加了分离安全距离，达到了在确保安全分离的前提下，提高火箭运载能力的技术效果。首先进行无导向式分离方案的设计，判断分离能源是否能满足安全分离，若能满足则确定无导向式分离方案能安全分离，输出分离能源的参数；若不能满足，则执行导向装置设计。从而合理选择基于分离能源的分离方案和基于导向装置的分离方案。而且在使用导向装置时，导向式级间分离方法降低了火箭空载时的结构重量，减少分离后对上下两个子级的姿态干扰，并且增加了分离安全距离，达到了在确保安全分离的前提下，提高火箭运载能力的技术效果。
进一步地，所述分离能源的参数包括分离能源的重量；
步骤S11中根据所述分离能源的参数，判断所述无导向式分离方案是否能完成安全分离，包括：
判断所述分离能源的重量是否大于运载火箭分配给分离能源的重量上限；无导向式分离方案为采用包括但不限于正反推火箭或者分离弹簧等提供分离能源，根据需要的分离速度计算获得分离能源所需的重量，如果分离能源所需的重量大于运载火箭分配给分离能源的重量，则认为采用无导向式分离方案无法实现安全分离；
如果判断出所述分离能源的重量大于运载火箭分配给分离能源的重量上限，则确定所述无导向式分离方案不能完成安全分离，否则，确定所述无导向式分离方案能完成安全分离。
进一步地，所述分离能源的参数包括分离能源推力；
步骤S11中根据所述分离能源的参数，判断所述无导向式分离方案是否能完成安全分离，包括：
对级间分离相关参数采用排列组合方式分组，得到多个分离参数组合；
具体地，对无导向式分离方案的各项分离相关参数，包括但不限于质量(重量)、转动角速度、分离能源推力、和发动机后效推力等偏差采用组合方式，如果在偏差组合情况下出现碰撞的现象，则认为无法完成安全分离，否则认为能完成安全分离；
具体地，对级间分离相关参数排列组合的第一种方法可以为：对级间分离相关参数的分组方式为从n个级间分离相关参数中不重复地选取m个级间分离相关参数构成一个分离参数组合；可以得到多个分离参数组合，得到的分离参数组合的个数可以通过组合数计算公式(1)计算：
C(n,m)＝n！/(m！*(n-m)！)，其中m<＝n并且m>0 (1)
其中，公式中的叹号表示数学运算中的阶乘运算符；
例如，级间分离相关参数包括如下中的至少一个：上分离体的重量、下分离体的重量、分离前组合体的转动角速度、分离能源推力、发动机后效推力五个参数，对这5个参数进行组合，可以是一个参数作为一个分离参数组合，得到分离参数组合的个数为C(5,1)、任意两个参数作为一个分离参数组合，得到分离参数组合的个数为C(5,2)、任意三个参数作为一个分离参数组合，得到分离参数组合的个数为C(5,3)、任意四个参数作为一个分离参数组合，得到分离参数组合的个数为C(5,4)、五个参数一起作为一个分离参数组合，得到分离参数组合的个数为C(5,5)；那么对于有5个级间分离相关参数采用排列组合方式分组，得到的分离参数组合的个数就是C(5,1)+C(5,2)+C(5,3)+C(5,4)+C(5,5)。以组合的方式对级间分离相关参数进行穷举匹配，以便模拟在实际运行过程中，相应级间分离相关参数各自或同时引起分离安全问题的情况；
具体地，对级间分离相关参数排列组合的第二种方法可以为：对于n个级间分离相关参数，每个分离参数组合都包含全部的n个级间分离相关参数，每个级间分离相关参数都有自己的参数范围上限和参数范围下限，通过分离参数组合内的级间分离相关参数各自取参数范围上限或参数范围下限的不同，来区分分离参数组合，由于每个级间分离相关参数都可以从各自的参数范围上限和参数范围下限中二选一，且各级间分离相关参数在选择取值时是相互独立的，所以最后会得到2的n次方个分离参数组合。例如分离参数组合A1中，所有的级间分离相关参数都取参数范围下限；分离参数组合A2中，第一个级间分离相关参数取参数范围上限，剩余级间分离相关参数取参数范围下限；分离参数组合A3中，第一个和第二个级间分离相关参数取参数范围上限，剩余级间分离相关参数取参数范围下限；分离参数组合A4中，第一级间分离相关参数取参数范围上限、第二个级间分离相关参数取参数范围下限、第三个级间分离相关参数取参数范围上限，剩余级间分离相关参数取参数范围下限；以此类推，得到2的n次方个分离参数组合。
在具体实施时，可以将对级间分离相关参数排列组合的第一种方法与第二种方法同时应用，也可以只用上述第一种方法或者只用上述第二种方法。
计算所有分离参数组合各自的极限工况偏差值；所述极限工况偏差值是针对所述分离参数组合中包含的各级间分离相关参数，取各自参数范围内与最恶劣工况对应的参数值时，得到的工况偏差值；
判断所有分离参数组合的极限工况偏差值是否都在相应分离参数组合对应的预设偏差范围内；
判断如果任意一个分离参数组合的极限工况偏差值不在相应分离参数组合对应的预设偏差范围内，则确定所述无导向式分离方案不能完成安全分离，否则，确定所述无导向式分离方案能完成安全分离；
其中，所述级间分离相关参数包括如下中的至少一个：上分离体的重量、下分离体的重量、分离前组合体的转动角速度、分离能源推力、预设的发动机后效推力。
本发明实施例具有如下技术效果：通过以排列组合方式对众多的级间分离相关参数之间的组合进行穷举，得到多个分离参数组合，并针对每个分离组合中的级间分离相关参数，选取个各级间分离相关参数的参数范围中与最恶劣工况对应的参数值，从而实现对最恶劣工况的穷举，达到对火箭分离的安全性的全面仿真，充分挖出各种安全隐患，显著提高火箭分离的安全性。
进一步地，所述导向装置包括至少一个导向杆；所述进行导向装置的设计，包括：
根据预设需求确定导向杆的数量、长度数值和材料；
其中，所述预设需求包括箭体直径；导向杆的数量根据火箭箭体的直径确定，火箭箭体直径越大需要的导向杆数量越多，反之越少；
其中，所述导向杆设置在上分离体下端面，插入下分离体的级间段内，导向杆外表面光滑；各导向杆的长度数值相同。
优选地，所述导向杆的数量大于或等于3。
具体地，根据分离过程中的导向杆与分离体之间的碰撞次数确定导向杆的长度，导向杆长度增加，碰撞次数增多，碰撞次数增多后，前后分离体的角速度偏差会减小，当角速度偏差减小到在极限工况下，仍能安全分离时，导向杆长度即为合适长度。导向杆数量的确定主要由两个方面决定：首先角速度偏差可能由任何方向都产生，因此由3点确定一个面的原则，导向杆至少为3个；另外，由于对箭体直径偏大的结构，箭体圆度方向的刚性较差，在碰撞过程中容易导致圆形结构变为三角形的趋势，因此需要增加导向杆的数量，降低对箭体结构圆形方向的刚度要求。
进一步地，所述进行导向装置的设计，还包括：
针对每个导向杆，根据导向杆的数量、长度数值和材料，通过有限元软件计算所述导向杆的刚度数值。
具体地，刚度数值的计算需要输入导向杆的长度、截面形式、材料弹性模量、泊松比等材料属性参数，在有限元软件中输入上述材料属性参数，计算单位载荷的横向力产生的横向位移，即得到导向杆的刚度数值。
进一步地，所述进行导向装置的设计，还包括：
根据所有导向杆的刚度数值和长度数值对所有导向杆进行碰撞仿真，得到碰撞仿真中所有导向杆的承载力，并根据所有导向杆的承载力，确定所有导向杆是否满足结构承载和安全分离要求。
进一步地，所述根据所有导向杆的刚度数值和长度数值对所有导向杆进行碰撞仿真，得到碰撞仿真中所有导向杆的承载力，并根据所有导向杆的承载力，确定所有导向杆是否满足结构承载和安全分离要求，包括：
将所有导向杆的刚度数值和长度数值，输入给多体动力学仿真软件中进行碰撞仿真，得到每个导向杆在碰撞中的接触力；
针对每个导向杆，根据所述导向杆在碰撞中的接触力的大小和位置，确定所述导向杆的承载力；具体地，在多体动力学仿真软件(例如Adams)中得到碰撞力后，对导向杆进行有限元强度计算，即在相应碰撞位置施加碰撞力后，导向杆结构不能产生屈服，此时导向杆强度即为满足设计要求。此时重新校核导向杆刚度值，重新输入到多体动力学仿真软件中对碰撞力进行重新计算，得到新的碰撞力后，再对导向杆的强度进行校核，如果强度满足要求，则完成迭代，完成导向杆主结构设计；
判断所有导向杆的承载力是否满足结构承载和安全分离要求；
具体地，在碰撞载荷的作用下，导向杆结构应力均小于屈服强度，即导向杆满足结构承载力。在箭体与导向杆多次碰撞后，箭体旋转角速度降低到能够避免发生磕碰，即为完成安全分离；
如果所有导向杆的承载力满足结构承载和安全分离要求，则输出导向杆设计参数，以完成设计，其中，导向杆设计参数包括：导向杆数量、导向杆材料、导向杆结构、和导向杆长度等结构设计参数；
如果任意导向杆的承载力不满足结构承载或者安全分离要求，则增加导向杆的数量、增加每个导向杆的长度数值、和/或重新选择导向杆的材料后，返回到所述针对每个导向杆，根据导向杆的数量、长度数值和材料，通过有限元软件计算所述导向杆的刚度数值的步骤执行。其中，第一次仿真时，导向杆长度可根据经验预估，将经验预估的导向杆长度作为方针中的导向杆初值。
进一步地，所述转动角速度包括：俯仰、偏航、滚转。
进一步地，所述惯性参数包括：重量和转动惯量。
本发明实施例具有如下技术效果：
首先进行无导向式分离方案的设计，判断分离能源是否能满足安全分离，若能满足则确定无导向式分离方案能安全分离，输出分离能源的参数；若不能满足，则执行导向装置设计。从而合理选择基于分离能源的分离方案和基于导向装置的分离方案。而且在使用导向装置时，导向式级间分离方法降低了火箭空载时的结构重量，减少分离后对上下两个子级的姿态干扰，并且增加了分离安全距离，达到了在确保安全分离的前提下，提高火箭运载能力的技术效果。
第二方面，本发明实施例提供一种计算机设备，包括至少一台主机，
所述至少一台主机，包括处理器，适于执行各种指令；以及
存储设备，适于存储多条指令，所述指令适于由处理器加载并执行包括如前所述的方法。
可依据前述的运载火箭分离设计方法实施例，理解本发明实施例，在此不再赘述。
第三方面，本发明实施例提供一种存储介质，其中存储有多条指令，所述指令适于由处理器加载并执行如前所述的方法。
可依据前述的运载火箭分离设计方法实施例，理解本发明实施例，在此不再赘述。
本发明实施例具有如下技术效果：
首先进行无导向式分离方案的设计，判断分离能源是否能满足安全分离，若能满足则确定无导向式分离方案能安全分离，输出分离能源的参数；若不能满足，则执行导向装置设计。从而合理选择基于分离能源的分离方案和基于导向装置的分离方案。而且在使用导向装置时，导向式级间分离方法降低了火箭空载时的结构重量，减少分离后对上下两个子级的姿态干扰，并且增加了分离安全距离，达到了在确保安全分离的前提下，提高火箭运载能力的技术效果。
下面结合具体的应用实例对本发明实施例上述技术方案进行详细说明，实施过程中没有介绍到的技术细节，可以参考前文的相关描述。
如图3所示，下面以另一实施例进行说明：
步骤S30，获取运载火箭的上下分离体的惯性参数和分离前组合体的转动角速度；具体地，本步骤取得运载火箭的上下分离体的惯性参数，比如重量、转动惯量，再得到分离前组合体的转动角速度(俯仰、偏航、滚转三个方向)；
步骤S31，根据运载火箭的布局结构，获得分离过程中的分离距离和易碰撞危险点信息；例如在做火箭分离计算时，会根据火箭的布局结构形式，预判最容易碰撞的危险点，例如最危险的点一般是喷管下沿与级间段上沿之间；
步骤S32，初步设计分离能源：根据惯性参数、转动角速度、分离距离和易碰撞危险点信息初步设计分离能源；
步骤S33，根据初步设计的分离能源设计无导向式分离方案；
步骤S34，判断无导向式分离方案在极限工况偏差状态下，是否能完成安全分离；若能安全分离，则完成分离方案设计；
如果在极限工况偏差状态下，无法完成可靠(安全)分离，则继续执行步骤S35到步骤S40，以便增加导向式装置。
步骤S35，确定导向杆长度、材料等参数，导向杆的初始长度可以根据导向杆的历史数据选取，或者根据设计者经验预先设定；在上一次的设计循环得到的结果是不满足设计要去时，可增加导向杆长度和/或调整导向杆材料后，继续执行步骤S36到步骤S40。优选地，增加导向杆长度的方法可以是2乘法，具体地，可以将新的导向杆长度设置为当前导向杆长度的2倍，或者在当前导向杆长度的基础上，加上初始导向杆长度的2倍，作为新的导向杆长度；
步骤S36，确定导向杆数量：根据预设需求(前后分离体的重量、旋转角速度等)确定导向式分离装置的数量，装置数量至少为3个，一般为4个；导向装置由结构专业设计完成，一般布置在上分离体下端面。导向装置插入下分离体的级间段内；确认导向装置不会与级间段内的仪器电缆干涉和剐蹭。导向装置外表面光滑。
步骤S37，确定导向杆刚度：根据Abaqus(阿布克斯)等有限元软件计算导向装置的刚度(导向杆的长度、材料、截面属性、材料弹性模量、泊松比等，在导向杆横向加载单位载荷，得到加载后的横向位移，即为刚度值)；图5是在Abaqus软件下，在某导向杆右端施加单位力，将施加的单位力除以导向杆产生的变形位移即得到刚度数值，图5为得到的该导向杆的刚度仿真结果示意图，该仿真结果表示，在导向杆左端的区域位移最大，在导向杆右端的区域位移最小；图6是Abaqus软件给出的该导向杆的刚度值为3.5E+4牛顿/毫米。
步骤S38，进行分离仿真：把刚度数值输入多体动力学仿真软件(例如Adams仿真软件)中，进行碰撞仿真，计算得到碰撞中的接触力和位置；如图7所示，横坐标代表时间，纵坐标代表碰撞力(接触力)，从图7中可以看出，在分离过程中，主要发生了三次碰撞，第一次的碰撞力最大为28000牛顿。
步骤S39，确定导向杆强度：通过接触力的大小和位置，计算导向杆的承载力；如图8所示，将多体动力学仿真软件(例如Adams)中得到的最大接触力(碰撞力)作用于图8中的导向杆的右端，在图8的导向杆的左端的上部和下部两个区域产生的较大的应力，在导向杆的中部区域应力较小，多体动力学仿真软件(例如Adams)能给出该应力的值作为导向杆的承载力。
步骤S40，判断是否满足设计要求：如果满足结构承载(导向杆的承载力小于导向杆所能承载的破坏强度，则满足结构承载，否则不满足结构承载)，并安全分离(如果导向杆结构有发生屈服的位置，则结构强度不满足设计要求，需要对结构进行加强。满足极限偏差情况下的分离过程不发生碰撞，即为安全分离)，则完成设计；如果不满足结构承载，或者无法安全分离，则返回到步骤S35执行，需要增加导向杆的长度、数量、材料和刚度(根据具体设计具体增加，可以采用2乘法进行增加，即需要加强的话，先按照2倍进行增加)。直至完成结构强度校核和分离安全计算。
本发明实施例具有如下技术效果：首先进行无导向式分离方案的设计，判断分离能源是否能满足安全分离，若能满足则确定无导向式分离方案能安全分离，输出分离能源的参数；若不能满足，则执行导向装置设计。从而合理选择基于分离能源的分离方案和基于导向装置的分离方案。而且在使用导向装置时，导向式级间分离方法降低了火箭空载时的结构重量，减少分离后对上下两个子级的姿态干扰，并且增加了分离安全距离，达到了在确保安全分离的前提下，提高火箭运载能力的技术效果。
应该明白，公开的过程中的步骤的特定顺序或层次是示例性方法的实例。基于设计偏好，应该理解，过程中的步骤的特定顺序或层次可以在不脱离本公开的保护范围的情况下得到重新安排。所附的方法权利要求以示例性的顺序给出了各种步骤的要素，并且不是要限于所述的特定顺序或层次。
在上述的详细描述中，各种特征一起组合在单个的实施方案中，以简化本公开。不应该将这种公开方法解释为反映了这样的意图，即，所要求保护的主题的实施方案需要比清楚地在每个权利要求中所陈述的特征更多的特征。相反，如所附的权利要求书所反映的那样，本发明处于比所公开的单个实施方案的全部特征少的状态。因此，所附的权利要求书特此清楚地被并入详细描述中，其中每项权利要求独自作为本发明单独的优选实施方案。
为使本领域内的任何技术人员能够实现或者使用本发明，上面对所公开实施例进行了描述。对于本领域技术人员来说；这些实施例的各种修改方式都是显而易见的，并且本文定义的一般原理也可以在不脱离本公开的精神和保护范围的基础上适用于其它实施例。因此，本公开并不限于本文给出的实施例，而是与本申请公开的原理和新颖性特征的最广范围相一致。
上文的描述包括一个或多个实施例的举例。当然，为了描述上述实施例而描述部件或方法的所有可能的结合是不可能的，但是本领域普通技术人员应该认识到，各个实施例可以做进一步的组合和排列。因此，本文中描述的实施例旨在涵盖落入所附权利要求书的保护范围内的所有这样的改变、修改和变型。此外，就说明书或权利要求书中使用的术语“包含”，该词的涵盖方式类似于术语“包括”。此外，使用在权利要求书的说明书中的任何一个术语“或者”是要表示“非排它性的或者”。
本领域技术人员还可以了解到本发明实施例列出的各种说明性逻辑块(illustrative logical block)，单元，和步骤可以通过电子硬件、电脑软件，或两者的结合进行实现。为清楚展示硬件和软件的可替换性(interchangeability)，上述的各种说明性部件(illustrative components)，单元和步骤已经通用地描述了它们的功能。这样的功能是通过硬件还是软件来实现取决于特定的应用和整个系统的设计要求。本领域技术人员可以对于每种特定的应用，可以使用各种方法实现所述的功能，但这种实现不应被理解为超出本发明实施例保护的范围。
本发明实施例中所描述的各种说明性的逻辑块，或单元都可以通过通用处理器，数字信号处理器，专用集成电路(ASIC)，现场可编程门阵列或其它可编程逻辑装置，离散门或晶体管逻辑，离散硬件部件，或上述任何组合的设计来实现或操作所描述的功能。通用处理器可以为微处理器，可选地，该通用处理器也可以为任何传统的处理器、控制器、微控制器或状态机。处理器也可以通过计算装置的组合来实现，例如数字信号处理器和微处理器，多个微处理器，一个或多个微处理器联合一个数字信号处理器核，或任何其它类似的配置来实现。
本发明实施例中所描述的方法或算法的步骤可以直接嵌入硬件、处理器执行的软件模块、或者这两者的结合。软件模块可以存储于RAM存储器、闪存、ROM存储器、EPROM存储器、EEPROM存储器、寄存器、硬盘、可移动磁盘、CD-ROM或本领域中其它任意形式的存储媒介中。示例性地，存储媒介可以与处理器连接，以使得处理器可以从存储媒介中读取信息，并可以向存储媒介存写信息。可选地，存储媒介还可以集成到处理器中。处理器和存储媒介可以设置于ASIC中，ASIC可以设置于用户终端中。可选地，处理器和存储媒介也可以设置于用户终端中的不同的部件中。
在一个或多个示例性的设计中，本发明实施例所描述的上述功能可以在硬件、软件、固件或这三者的任意组合来实现。如果在软件中实现，这些功能可以存储与电脑可读的媒介上，或以一个或多个指令或代码形式传输于电脑可读的媒介上。电脑可读媒介包括电脑存储媒介和便于使得让电脑程序从一个地方转移到其它地方的通信媒介。存储媒介可以是任何通用或特殊电脑可以接入访问的可用媒体。例如，这样的电脑可读媒体可以包括但不限于RAM、ROM、EEPROM、CD-ROM或其它光盘存储、磁盘存储或其它磁性存储装置，或其它任何可以用于承载或存储以指令或数据结构和其它可被通用或特殊电脑、或通用或特殊处理器读取形式的程序代码的媒介。此外，任何连接都可以被适当地定义为电脑可读媒介，例如，如果软件是从一个网站站点、服务器或其它远程资源通过一个同轴电缆、光纤电缆、双绞线、数字用户线(DSL)或以例如红外、无线和微波等无线方式传输的也被包含在所定义的电脑可读媒介中。所述的碟片(disk)和磁盘(disc)包括压缩磁盘、镭射盘、光盘、DVD、软盘和蓝光光盘，磁盘通常以磁性复制数据，而碟片通常以激光进行光学复制数据。上述的组合也可以包含在电脑可读媒介中。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不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，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种运载火箭分离设计方法，其特征在于，包括：
根据运载火箭的上分离体的惯性参数、下分离体的惯性参数、分离前组合体的转动角速度和运载火箭的布局结构，进行无导向式分离方案的设计，得到分离能源的参数；所述分离前组合体为所述上分离体和所述下分离体在分离前组成的整体；
根据所述分离能源的参数，判断所述无导向式分离方案是否能完成安全分离；
如果判断出所述无导向式分离方案能完成安全分离，则输出所述分离能源的参数；
如果判断出所述无导向式分离方案不能完成安全分离，则进行导向装置的设计。
2.如权利要求1所述的运载火箭分离设计方法，其特征在于，所述分离能源的参数包括分离能源的重量；
根据所述分离能源的参数，判断所述无导向式分离方案是否能完成安全分离，包括：
判断所述分离能源的重量是否大于运载火箭分配给分离能源的重量上限；
如果判断出所述分离能源的重量大于运载火箭分配给分离能源的重量上限，则确定所述无导向式分离方案不能完成安全分离，否则，确定所述无导向式分离方案能完成安全分离。
3.如权利要求1所述的运载火箭分离设计方法，其特征在于，所述分离能源的参数包括分离能源推力；
根据所述分离能源的参数，判断所述无导向式分离方案是否能完成安全分离，包括：
对级间分离相关参数采用排列组合方式分组，得到多个分离参数组合；
计算所有分离参数组合各自的极限工况偏差值；所述极限工况偏差值是针对所述分离参数组合中包含的各级间分离相关参数，取各自参数范围内与最恶劣工况对应的参数值时，得到的工况偏差值；
判断所有分离参数组合的极限工况偏差值是否都在相应分离参数组合对应的预设偏差范围内；
判断如果任意一个分离参数组合的极限工况偏差值不在相应分离参数组合对应的预设偏差范围内，则确定所述无导向式分离方案不能完成安全分离；
其中，所述级间分离相关参数包括如下中的至少一个：上分离体的重量、下分离体的重量、分离前组合体的转动角速度、分离能源推力、预设的发动机后效推力。
4.如权利要求1所述的运载火箭分离设计方法，其特征在于，所述导向装置包括至少一个导向杆；所述进行导向装置的设计，包括：
根据预设需求确定导向杆的数量、长度数值和材料；
其中，所述预设需求包括箭体直径；所述导向杆设置在上分离体下端面，插入下分离体的级间段内。
5.如权利要求4所述的运载火箭分离设计方法，其特征在于，所述导向杆的数量大于或等于3。
6.如权利要求4所述的运载火箭分离设计方法，其特征在于，所述进行导向装置的设计，还包括：
针对每个导向杆，根据导向杆的数量、长度数值和材料，通过有限元软件计算所述导向杆的刚度数值。
7.如权利要求6所述的运载火箭分离设计方法，其特征在于，所述进行导向装置的设计，还包括：
根据所有导向杆的刚度数值和长度数值对所有导向杆进行碰撞仿真，得到碰撞仿真中所有导向杆的承载力，并根据所有导向杆的承载力，确定所有导向杆是否满足结构承载和安全分离要求。
8.如权利要求7所述的运载火箭分离设计方法，其特征在于，所述根据所有导向杆的刚度数值和长度数值对所有导向杆进行碰撞仿真，得到碰撞仿真中所有导向杆的承载力，并根据所有导向杆的承载力，确定所有导向杆是否满足结构承载和安全分离要求，包括：
将所有导向杆的刚度数值和长度数值，输入给多体动力学仿真软件中进行碰撞仿真，得到每个导向杆在碰撞中的接触力；
针对每个导向杆，根据所述导向杆在碰撞中的接触力的大小和位置，确定所述导向杆的承载力；
判断所有导向杆的承载力是否满足结构承载和安全分离要求；
如果所有导向杆的承载力满足结构承载和安全分离要求，则输出导向杆设计参数；
如果任意导向杆的承载力不满足结构承载或者安全分离要求，则增加导向杆的数量、增加每个导向杆的长度数值、和/或重新选择导向杆的材料后，返回到所述针对每个导向杆，根据导向杆的数量、长度数值和材料，通过有限元软件计算所述导向杆的刚度数值的步骤执行。
9.一种计算机设备，其特征在于，包括至少一台主机，
所述至少一台主机，包括处理器，适于执行各种指令；以及
存储设备，适于存储多条指令，所述指令适于由处理器加载并执行包括如权利要求1-8所述的方法。
10.一种存储介质，其特征在于，其中存储有多条指令，所述指令适于由处理器加载并执行如权利要求1-8所述的方法。
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