本申請涉及運(yùn)載火箭總體設(shè)計的，特別是一種結(jié)構(gòu)承載關(guān)聯(lián)的火箭分時段qα放行值設(shè)計實(shí)施方法。

背景技術(shù)：

1、運(yùn)載火箭飛行時能承受的橫向風(fēng)干擾大小是有限的。因此在發(fā)射前需要進(jìn)行高空風(fēng)測量和預(yù)報，評估實(shí)際飛行過程中橫風(fēng)作用下火箭結(jié)構(gòu)是否可以承受，進(jìn)而決定是否可以實(shí)施發(fā)射。

2、美國的delta火箭根據(jù)飛行日實(shí)際測量和預(yù)報的高空風(fēng)速對發(fā)動機(jī)控制擺角或飛行qα進(jìn)行限制，發(fā)動機(jī)控制擺角根據(jù)統(tǒng)計計算并限制隨飛行時間變化。對于發(fā)動機(jī)控制擺角或飛行qα的放行限制值具體是如何設(shè)計的尚不明確。

3、國內(nèi)火箭傳統(tǒng)使用的qα放行值，是根據(jù)火箭研制設(shè)計階段的總體設(shè)計結(jié)果，保留一定設(shè)計裕度后，按全程飛行統(tǒng)一qα放行值進(jìn)行約束。傳統(tǒng)的全時段統(tǒng)一qα放行值設(shè)計方法存在放行概率偏低的問題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本申請?zhí)峁┮环N結(jié)構(gòu)承載關(guān)聯(lián)的火箭分時段qα放行值設(shè)計實(shí)施方法，目的是提供一種對運(yùn)載火箭飛行qα放行值進(jìn)行分時段設(shè)計的方法，同時將結(jié)構(gòu)承載能力的裕度進(jìn)行挖掘，在實(shí)際發(fā)射前，通過預(yù)報風(fēng)修正方法開展飛行qα打靶評估，準(zhǔn)實(shí)時裝訂飛行諸元，克服傳統(tǒng)的全時段統(tǒng)一qα放行值設(shè)計方法帶來的放行概率偏低問題。

2、第一方面，提供了一種結(jié)構(gòu)承載關(guān)聯(lián)的火箭分時段qα放行值設(shè)計實(shí)施方法，包括：

3、針對火箭發(fā)射場位置開展實(shí)測高空風(fēng)數(shù)據(jù)的統(tǒng)計分析，形成高空風(fēng)統(tǒng)計結(jié)果；

4、開展火箭的飛行標(biāo)準(zhǔn)彈道設(shè)計，形成標(biāo)準(zhǔn)彈道數(shù)據(jù)結(jié)果；

5、開展火箭標(biāo)準(zhǔn)彈道下的攻擺角計算結(jié)果，得到隨飛行時間變化的qα初步設(shè)計結(jié)果；

6、開展火箭飛行載荷計算，以及火箭的結(jié)構(gòu)設(shè)計及優(yōu)化，使火箭的結(jié)構(gòu)滿足運(yùn)載能力；

7、制定火箭發(fā)射場的分時段qα放行值，包括在qα初步設(shè)計結(jié)果的基礎(chǔ)上得到多個遞增的qα值，并根據(jù)qα值對應(yīng)的橫向彎矩載荷，將符合最大承載彎矩要求所對應(yīng)的最大qα放行值作為分時段qα放行值輸出；

8、發(fā)射前開展高空風(fēng)實(shí)測，根據(jù)高空風(fēng)實(shí)測結(jié)果和分時段qα放行值，在臨射前進(jìn)行發(fā)射放行評估。

9、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，所述制定火箭發(fā)射場的分時段qα放行值，包括：

10、初步計算分時段qα放行值；

11、根據(jù)確定的qα放行值開展全箭載荷計算；

12、形成強(qiáng)度計算情況及安全系數(shù)數(shù)據(jù)；

13、依據(jù)計算結(jié)果進(jìn)行結(jié)構(gòu)承載能力正向閉環(huán)校驗(yàn)，包括整體和局部載荷的閉環(huán)，當(dāng)閉環(huán)校驗(yàn)滿足要求時，輸出分時段qα放行值設(shè)計結(jié)果，當(dāng)閉環(huán)校核不滿足要求時，針對不滿足閉環(huán)校核的結(jié)構(gòu)重新設(shè)計，并重新確定分時段qα放行值。

14、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，所述初步計算分時段qα放行值，包括：

15、根據(jù)載荷設(shè)計方法開展典型若干工況下非彎矩載荷項計算；

16、根據(jù)主體結(jié)構(gòu)試驗(yàn)或理論承載能力計算最大承載彎矩載荷mn；

17、通過主動改變切變風(fēng)，根據(jù)姿控攻擺角設(shè)計方法，構(gòu)造一組遞增的qα值，并輸出對應(yīng)發(fā)動機(jī)擺角形成攻擺角設(shè)計矩陣；

18、依據(jù)一組遞增的qα值和發(fā)動機(jī)擺角矩陣，通過載荷計算得到不同qα值對應(yīng)的橫向彎矩載荷m；

19、將箭體結(jié)構(gòu)最大承載彎矩mn與不同qα值對應(yīng)的橫向彎矩載荷進(jìn)行對比，找到某一最大的qα值，滿足所有主體結(jié)構(gòu)計算彎矩載荷均不大于最大承載彎矩；至此，初步確定了現(xiàn)有箭體結(jié)構(gòu)能夠承擔(dān)的最大qα限制值。

20、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，所述非彎矩載荷項包括以下至少一項：軸力t、艙段壁溫t、液體貯箱箱壓pz、液體貯箱液柱壓力pq。

21、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，最大承載彎矩mn＝(tc+tpz-t)*r/2，tc為該工況壁溫下的試驗(yàn)或理論承載(軸壓)能力，tpz為貯箱結(jié)構(gòu)的箱壓下限抵消軸壓部分，t為軸力載荷，r為艙段半徑。

22、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，所述一組遞增的qα值包括a0、a0+δ、……、a0+nδ，a0為初始qα值，δ取50pa.rad的整數(shù)倍，n為遞增δ的數(shù)量。

23、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，所述發(fā)射放行評估，包括：

24、依據(jù)發(fā)射前不同時間的實(shí)測風(fēng)數(shù)據(jù)預(yù)估發(fā)射窗口預(yù)報風(fēng)；

25、依據(jù)標(biāo)準(zhǔn)彈道生成標(biāo)準(zhǔn)飛行諸元，根據(jù)發(fā)射前不同時間的窗口預(yù)報風(fēng)生成n套風(fēng)修正飛行諸元；

26、針對標(biāo)準(zhǔn)飛行諸元和已生成的n套飛行諸元，共1+n套諸元，分別在臨射前窗口預(yù)報風(fēng)中進(jìn)行蒙特卡羅打靶仿真計算，獲取qα統(tǒng)計最大值qamax，并與分時段qα放行值進(jìn)行比較，如果存在至少一套飛行諸元滿足放行值約束，則通過放行；否則推遲發(fā)射窗口。

27、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，在滿足放行值約束的情況下，選取qamax最低的一條對應(yīng)的飛行諸元進(jìn)行裝訂。

28、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，所述使火箭的結(jié)構(gòu)滿足運(yùn)載能力，包括：

29、根據(jù)結(jié)構(gòu)重量評估是否滿足運(yùn)載能力，如果不滿足運(yùn)載能力指標(biāo)則開展彈道風(fēng)修正方案的設(shè)計，并在發(fā)射概率評估后，重新確定隨飛行時間變化的qα初步設(shè)計結(jié)果，直到滿足運(yùn)載能力指標(biāo)。

30、第二方面，提供了一種電子設(shè)備，所述電子設(shè)備用于執(zhí)行如上述第一方面中的任意一種實(shí)現(xiàn)方式中所述的結(jié)構(gòu)承載關(guān)聯(lián)的火箭分時段qα放行值設(shè)計實(shí)施方法。

31、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本申請?zhí)峁┑姆桨钢辽侔ㄒ韵掠幸婕夹g(shù)效果：

32、本發(fā)明提出一種和結(jié)構(gòu)承載相關(guān)聯(lián)的火箭分時段qα放行值設(shè)計和實(shí)施方法，在qα放行值設(shè)計中，分不同的飛行時段進(jìn)行計算，同時考慮結(jié)構(gòu)承載的剩余強(qiáng)度系數(shù)裕度，與傳統(tǒng)設(shè)計方法相比提升qα放行值設(shè)計結(jié)果，提升放行概率；在發(fā)射實(shí)施階段，分時段qα放行值的方式，各時段載荷門限值設(shè)置更為合理，結(jié)合多套飛行諸元在窗口預(yù)報風(fēng)的驗(yàn)證，可進(jìn)一步提升第一窗口發(fā)射概率。

技術(shù)特征：

1.一種結(jié)構(gòu)承載關(guān)聯(lián)的火箭分時段qα放行值設(shè)計實(shí)施方法，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述制定火箭發(fā)射場的分時段qα放行值，包括：

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述初步計算分時段qα放行值，包括：

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，所述非彎矩載荷項包括以下至少一項：軸力t、艙段壁溫t、液體貯箱箱壓pz、液體貯箱液柱壓力pq。

5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，最大承載彎矩mn＝(tc+tpz-t)*r/2，tc為該工況壁溫下的試驗(yàn)或理論承載(軸壓)能力，tpz為貯箱結(jié)構(gòu)的箱壓下限抵消軸壓部分，t為軸力載荷，r為艙段半徑。

6.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，所述一組遞增的qα值包括a0、a0+δ、……、a0+nδ，a0為初始qα值，δ取50pa.rad的整數(shù)倍，n為遞增δ的數(shù)量。

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述發(fā)射放行評估，包括：

8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的方法，其特征在于，在滿足放行值約束的情況下，選取qamax最低的一條對應(yīng)的飛行諸元進(jìn)行裝訂。

9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述使火箭的結(jié)構(gòu)滿足運(yùn)載能力，包括：

10.一種電子設(shè)備，其特征在于，所述電子設(shè)備用于執(zhí)行如權(quán)利要求1至9中任一項所述的結(jié)構(gòu)承載關(guān)聯(lián)的火箭分時段qα放行值設(shè)計實(shí)施方法。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開一種結(jié)構(gòu)承載關(guān)聯(lián)的火箭分時段Qα放行值設(shè)計實(shí)施方法：針對火箭發(fā)射場位置開展實(shí)測高空風(fēng)數(shù)據(jù)的統(tǒng)計分析，形成高空風(fēng)統(tǒng)計結(jié)果；開展火箭的飛行標(biāo)準(zhǔn)彈道設(shè)計，形成標(biāo)準(zhǔn)彈道數(shù)據(jù)結(jié)果；開展火箭標(biāo)準(zhǔn)彈道下的攻擺角計算結(jié)果，得到隨飛行時間變化的Qα初步設(shè)計結(jié)果；開展火箭飛行載荷計算，以及火箭的結(jié)構(gòu)設(shè)計及優(yōu)化，使火箭的結(jié)構(gòu)滿足運(yùn)載能力；制定火箭發(fā)射場的分時段Qα放行值，包括在Qα初步設(shè)計結(jié)果的基礎(chǔ)上得到多個遞增的Qα值，并根據(jù)Qα值對應(yīng)的橫向彎矩載荷，將符合最大承載彎矩要求所對應(yīng)的最大Qα放行值作為分時段Qα放行值輸出；發(fā)射前根據(jù)分時段Qα放行值進(jìn)行發(fā)射放行評估。由此解決傳統(tǒng)方法中放行概率偏低問題。

技術(shù)研發(fā)人員：何巍,牟宇,曾耀祥,張志國,馬英,祁峰,姜人偉,闞鐳,張博戎,張晚晴
受保護(hù)的技術(shù)使用者：北京宇航系統(tǒng)工程研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/2