[发明专利]运载火箭的飞行性能参数设计方法、装置和电子设备

权利要求书

1.一种运载火箭的飞行性能参数设计方法，其特征在于，所述方法包括：

确定设计变量、火箭结构参数以及发动机性能参数；

基于所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，确定飞行阶段，建立飞行性能参数模型；

将所述飞行性能参数模型按飞行阶段分解建模，并建立两级弹道计算流程；

获取所述设计变量的数值；

将所述设计变量的数值输入到所述弹道计算流程中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值；

基于所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，确定飞行阶段，建立所述飞行性能参数模型的步骤，包括：

根据所述设计变量，建立质心运动学函数；

根据所述设计变量、所述火箭结构参数以及所述发动机性能参数，建立大气参数函数；确定飞行阶段，并选取每一个所述飞行阶段的飞行控制函数；基于所述设计变量、所述火箭结构参数、所述大气参数函数以及所述飞行控制函数，建立气动函数；建立地球引力函数；基于所述发动机性能参数、所述气动函数和所述地球引力函数，建立质心动力学函数；

根据所述质心运动学函数和所述质心动力学函数，建立所述飞行性能参数模型；

将所述设计变量的数值输入到所述弹道计算流程中，得到运载火箭的飞行性能参数的数值的步骤包括：

所述运载火箭的飞行性能参数的约束条件为入轨点轨道高度与运载器设计轨道高度偏差小于等于5％；所述运载火箭的飞行性能参数的优化目标为有效载荷释放后轨道椭圆率小于等于0.0005，即所述飞行性能参数模型为：

其中，x为设计变量，f(x)为目标函数，g₁(x)、g₂(x)表示约束条件，ΔH是实际释放高度与技术指标要求高度之间的偏差，H_Orbit为有效载荷释放高度，e为有效载荷轨道椭圆率，find、min、s.t.为优化数学模型表达方式，α_1max为运载火箭的结构为三级运载火箭时的程序转弯段最大攻角，β₁为运载火箭的结构为三级运载火箭时的程序转弯段控制参数，T_Glide2为运载火箭的结构为三级运载火箭时的二三子级间滑翔段时长，为运载火箭的结构为三级运载火箭时的真空飞行段二子级俯仰角速度控制参数，为运载火箭的结构为三级运载火箭时的真空飞行段三子级俯仰角速度控制参数；

将实际的设计变量的数据带入到上述公式，能够得到运载火箭的飞行性能参数的数值。

2.根据权利要求1所述的运载火箭的飞行性能参数设计方法，其特征在于，所述两级弹道计算流程的步骤，包括：

将火箭飞行弹道的计算分为两级进行，分别为系统级和子系统级；

所述子系统级包含多个子系统，每个所述子系统内按照其各自所述飞行阶段进行独立建模；

保证每个所述子系统中的目标设置为与所述系统级的下传参数偏差最小；

所述系统级负责判断每个所述子系统的上传参数中相同的变量，以使所述子系统的上传参数偏差最小，若此偏差不满足要求，系统级继续计算并下传参数到子系统级，与上一步骤形成弹道循环计算；

其中，所述系统级的下传参数、所述子系统级的上传参数为两级之间共有的耦合变量，为各段飞行参数的初值和终值。

3.根据权利要求2所述的运载火箭的飞行性能参数设计方法，其特征在于，所述弹道循环计算的步骤包括：

所述系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则下传参数至子系统级进行计算；

子系统级计算后，判断是否满足循环终止条件，若是则跳出并输出最优解，若否则上传参数至系统级再次计算。

4.根据权利要求1所述的运载火箭的飞行性能参数设计方法，其特征在于，在将所述设计变量的数值输入到所述飞行性能参数模型中，得到所述运载火箭的所述飞行性能参数的数值的步骤之后，所述方法还包括：

根据所述飞行性能参数的数值，进行建立具有所述飞行性能参数的数值的模型，并将所述模型转换为文件形式，进行存储，以便于后续工作人员使用。