技术领域
[0001] 本申请涉及运载火箭载荷计算技术领域，具体涉及一种沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法及装置。
相关背景技术
[0002] 运载火箭载荷计算的准确程度关系到结构设计的安全性，载荷计算不准确可能会导致火箭结构失效，甚至发生解体风险。火箭在飞行过程中受到发动机推力和空气动力的作用，在进行载荷计算时，传统的方法是根据经验挑选少量特征状态点进行计算，计算状态包括：最大轴向过载点、最大动压点、最大动压乘以总攻角点、最大侧向过载点。通过气动计算得到火箭各个分站的气动力，之后对每个站位进行轴力、弯矩和剪力计算。这样的计算方式可能会导致所挑选的计算点无法完全覆盖飞行过程中箭体受到的最大载荷，同时由于各舱段的最大载荷不一定出现在同一时刻，传统挑点的方式只计算几个点，各舱段的载荷随飞行时间的变化特性未知，这样设计就会存在一定的风险，即由于只计算几个点，容易将最大载荷状态点遗漏，导致设计结果不能完全包络最大载荷状态，可能会导致火箭结构失效，甚至发生解体风险。
具体实施方式
[0041] 为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
[0042] 下面将结合附图，对本申请的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0043] 传统的运载火箭飞行载荷的计算方法过程为：
[0044] 1、弹道专业计算不同风向下的飞行弹道，从中挑选出最大轴向过载点、最大动压点、最大动压乘以总攻角点、最大侧向过载点状态，每个状态输出对应的马赫数、攻角、侧滑角、高度等参数；
[0045] 2、气动专业利用上述参数进行气动载荷计算，采用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics，CFD)仿真方法，输出分站的气动载荷；
[0046] 3、载荷专业利用气动载荷数据，考虑分站的质量、发动机推力，得到每个分站的轴力、弯矩和剪力，将结果输出给结构专业；
[0047] 4、结构专业将轴力、弯矩、剪力转化为等效轴压/轴拉，从载荷专业计算的状态点中挑选最大等效轴压/轴拉结果，进行有限元仿真。
[0048] 由此可知，传统的运载火箭飞行载荷的计算方法完成一轮载荷计算需要四个专业的参与，各专业之间存在数据流转，同时气动专业CFD仿真往往耗时较长，在流程中属于断点，导致无法实现快速迭代。
[0049] 区别于传统的运载火箭飞行载荷的计算方法，本申请实施例提供一种沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法，打通了弹道、气动、载荷、结构四个专业的接口，可以实现飞行载荷的快速计算，如图1所示，方法包括以下步骤：
[0050] 步骤S1、获取火箭处于0舵偏条件下，多个火箭飞行状态参数对应的全箭气动载荷数据和0舵偏舵气动载荷数据；
[0051] 具体地，火箭飞行状态参数包括火箭的马赫数、攻角和侧滑角等。全箭气动载荷数据包括火箭的起始点坐标、结束点坐标、轴向力系数、法向力系数、横向力系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数等。
[0052] 在一些实施例中，步骤S1中，通过CFD仿真获取0舵偏条件下，多个马赫数、多个攻角和多个侧滑角的全箭气动载荷数据和0舵偏舵气动载荷数据，为了便于后续分析，可以根据全箭气动载荷数据汇总形成0舵偏全箭气动载荷数据表。其中，部分0舵偏全箭气动载荷数据表的形式如表1所示，表1中，Ma为马赫数，beta为侧滑角，alpha为攻角，Xbeg、Xend、CA、CN0、CZ、C1、Cn、Cm分别为起始点坐标、结束点坐标、轴向力系数、法向力系数、横向力系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数。
[0053] 表1
[0054]
[0055]
[0056]
[0057] 步骤S2、获取火箭处于多个三通道舵偏角条件下，多个火箭飞行状态参数对应的舵气动载荷数据，根据舵气动载荷数据与0舵偏舵气动载荷数据的差值得到舵气动净载荷数据；
[0058] 具体地，三通道舵偏角包括火箭的俯仰通道舵偏角、偏航通道舵偏角、滚动通道舵偏角，舵气动净载荷数据包括火箭的轴向力系数、法向力系数、横向力系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数、俯仰力矩系数。
[0059] 在一些实施例中，步骤S2中，通过CFD仿真获取多个俯仰通道舵偏角、多个偏航通道舵偏角和多个滚动通道舵偏角条件下，多个马赫数、多个攻角和多个侧滑角的舵气动载荷数据。再根据舵气动载荷数据与0舵偏舵气动载荷数据的差值得到舵气动净载荷数据。为了便于后续分析，可以根据舵气动净载荷数据汇总形成舵气动净载荷数据表，并按照俯仰通道、偏航通道和滚转通道三个通道的形式输出。表2给出了俯仰通道的舵气动净载荷数据表的数据形式，表2中，Ma为马赫数，dp为俯仰通道舵偏角，beta为侧滑角，alpha为攻角，CA、CN0、CZ、C1、Cn、Cm分别为轴向力系数、法向力系数、横向力系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数。可以理解的是，偏航通道和滚转通道的舵气动净载荷数据表的数据形式与俯仰通道一致，只是表中的参数由俯仰通道舵偏角相应替换为偏航通道舵偏角和滚转通道舵偏角。
[0060] 表2
[0061]
[0062] 步骤S3、根据舵气动净载荷数据与全箭气动载荷数据的和值，得到多个三通道舵偏角的全箭的分站气动载荷数据；
[0063] 步骤S4、获取上游弹道数据中任一时刻的火箭飞行状态参数和三通道舵偏角，利用插值函数对多个三通道舵偏角的全箭的分站气动载荷数据进行插值，得到任一时刻的全箭的分站气动载荷数据；
[0064] 具体地，分站气动载荷数据包括每个分站的轴向力系数和每个分站的法向力系数。
[0065] 需要说明的是，上游弹道数据为上游专业(上游部门)输入而来的数据，是已知量。
[0066] 步骤S5、获取上游弹道数据中任一时刻的火箭飞行特征参数，根据任一时刻的火箭飞行特征参数和任一时刻的全箭的分站气动载荷数据，得到任一时刻每个分站的飞行载荷，根据任一时刻每个分站的飞行载荷得到任一时刻每个分站的等效载荷。
[0067] 具体地，火箭飞行特征参数包括全箭质量、高度、动压、推力、过载等，飞行载荷包括轴力、弯矩和剪力，等效载荷包括等效轴压和等效轴拉。
[0068] 其中，根据以下算式计算轴力、弯矩、剪力，
[0069]
[0070]
[0071]
[0072] 式中，Tn为第n个分站的轴力，Mn为第n个分站的弯矩，Qn为第n个分站的剪力，Q(i‑1)为第i‑1个分站的剪力，CAi为第i个分站的轴向力系数，CNi为第i个分站的法向力系数，CN为所有分站的法向力系数之和，M为全箭质量，Nx为过载，mi为第i个分站的站点质量，q为动压，s为参考面积，g为重力加速度，xT为全箭质心位置，xi为第i个分站的质心位置，xi‑1为第i‑1个分站的质心位置，xcp为气动压心位置，Jz为第i个分站的转动惯量。
[0073] 根据以下算式计算等效轴压Feq1和等效轴拉Feq2，
[0074]
[0075]
[0076] 式中，Feq1为等效轴压，Feq2为等效轴拉，D为第n个分站的舱段直径。
[0077] 进一步地，可以将轴力、弯矩和剪力按照分站进行分组，挑选出飞行全程每个分站的舱段的最大等效轴压、轴拉以及对应的时刻，之后将挑选好的最大载荷点传递给结构专业进行有限元计算。如图2所示，为采用本申请实施例提供的沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法得到的不同时刻全箭的轴力曲线图，其中，横轴x/Lref为每个分站的x坐标与参考长度Lref的比值，Lref取全箭长度。纵轴T/Tref为每个分站的轴力T与参考轴力Tref的比值，Tref取最大的轴力。如图3所示，为采用本申请实施例提供的沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法得到的某分站舱段的最大轴力随时间变化曲线图。横轴t/tref为时间t与参考时间tref的比值，tref取时刻为0到火箭分离的时间。纵轴T/Tref为某分站舱段的最大轴力T与参考轴力Tref的比值，Tref取最大的轴力。
[0078] 上文介绍了单条弹道的飞行载荷计算方式，在实际型号研制过程中，往往需要分析在不同发射场、风场、轨道倾角、轨道高度等不同状态下的载荷情况，需要将多个弹道下的载荷进行比对，从中筛选出最大载荷作为设计载荷，具体实现方法如下：
[0079] 1、按照发射场、轨道高度、轨道倾角确定每条弹道的编号，例如将第一个编号1～4分别指酒泉、太原、西昌、文昌发射场，第二个编号1～4分别指30°、40°、55°、SSO轨道倾角，第三个编号1～7分别为500km、600km、700km、800km、900km、1000km、1100km轨道高度。形成如“141、321、427、……、”等文件名称的弹道.dat文件。
[0080] 2、由于不同的发射场、轨道高度、轨道倾角对应的卫星质量不同，这也会影响质量分站，因此建立弹道编号和卫星质量一一对应的数据表，利用程序实现卫星质量自动更新。
[0081] 3、利用循环依次计算每条弹道下的飞行载荷，计算完成一条弹道输出对应的分站舱段最大载荷表，形式如表3所示。
[0082] 表3
[0083]
[0084]
[0085]
[0086] 将计算的多条弹道进行载荷对比，筛选出最大载荷，输出对应的弹道编号、时刻、载荷结果等数据。
[0087] 因此，本申请能够快速计算单条弹道各分站的舱段的最大载荷，同时还具备多条弹道载荷计算并筛选最大载荷的功能。本申请提供的飞行载荷计算方法可与协同设计平台相结合，从而实现运载火箭快速迭代设计。
[0088] 基于同一发明构思，如图4所示，本申请实施例还提供一种沿弹道的运载火箭飞行载荷计算装置，包括：
[0089] 获取单元10，获取单元10用于获取火箭处于0舵偏条件下，多个火箭飞行状态参数对应的全箭气动载荷数据和0舵偏舵气动载荷数据；
[0090] 第一计算单元20，第一计算单元20用于获取火箭处于多个三通道舵偏角条件下，多个火箭飞行状态参数对应的舵气动载荷数据；第一计算单元20还用于根据舵气动载荷数据与0舵偏舵气动载荷数据的差值得到舵气动净载荷数据；
[0091] 第二计算单元30，第二计算单元30用于根据舵气动净载荷数据与全箭气动载荷数据的和值，得到多个三通道舵偏角的全箭的分站气动载荷数据；
[0092] 第三计算单元40，第三计算单元40用于获取上游弹道数据中任一时刻的火箭飞行状态参数和三通道舵偏角，利用插值函数对多个三通道舵偏角的全箭的分站气动载荷数据进行插值，得到任一时刻的全箭的分站气动载荷数据；
[0093] 第四计算单元50，第四计算单元50用于获取上游弹道数据中任一时刻的火箭飞行特征参数，根据任一时刻的火箭飞行特征参数和任一时刻的全箭的分站气动载荷数据，得到任一时刻每个分站的飞行载荷，根据任一时刻每个分站的飞行载荷得到任一时刻每个分站的等效载荷。
[0094] 在一些实施例中，火箭飞行状态参数包括火箭的马赫数、攻角和侧滑角，全箭气动载荷数据包括火箭的起始点坐标、结束点坐标、轴向力系数、法向力系数、横向力系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数。
[0095] 在一些实施例中，获取单元10具体用于通过计算流体力学仿真获取火箭处于0舵偏条件下，多个马赫数、多个攻角和多个侧滑角的全箭气动载荷数据和0舵偏舵气动载荷数据。
[0096] 在一些实施例中，三通道舵偏角包括火箭的俯仰通道舵偏角、偏航通道舵偏角、滚动通道舵偏角，舵气动净载荷数据包括火箭的轴向力系数、法向力系数、横向力系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数、俯仰力矩系数。
[0097] 第一计算单元20具体用于：
[0098] 通过计算流体力学仿真获取多个俯仰通道舵偏角、多个偏航通道舵偏角和多个滚动通道舵偏角条件下，多个马赫数、多个攻角和多个侧滑角的舵气动载荷数据。
[0099] 在一些实施例中，分站气动载荷数据包括每个分站的轴向力系数和每个分站的法向力系数。
[0100] 在一些实施例中，火箭飞行特征参数包括全箭质量、高度、动压、推力、过载，飞行载荷包括轴力、弯矩和剪力，等效载荷包括等效轴压和等效轴拉。
[0101] 在一些实施例中，第四计算单元50具体用于：
[0102] 根据以下算式计算轴力、弯矩、剪力；
[0103]
[0104]
[0105]
[0106] 式中，Tn为第n个分站的轴力，Mn为第n个分站的弯矩，Qn为第n个分站的剪力，Q(i‑1)为第i‑1个分站的剪力，CAi为第i个分站的轴向力系数，CNi为第i个分站的法向力系数，CN为所有分站的法向力系数之和，M为全箭质量，Nx为过载，mi为第i个分站的站点质量，q为动压，s为参考面积，g为重力加速度，xT为全箭质心位置，xi为第i个分站的质心位置，xi‑1为第i‑1个分站的质心位置，xcp为气动压心位置，Jz为第i个分站的转动惯量。
[0107] 根据以下算式计算等效轴压Feq1和等效轴拉Feq2，
[0108]
[0109]
[0110] 式中，Feq1为等效轴压，Feq2为等效轴拉，D为第n个分站的舱段直径。
[0111] 综上所述，本申请提供的一种沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法及装置，通过首先获取到不同状态下的气动载荷数据，再利用插值函数获取任一时刻的全箭分站气动载荷数据，再根据上游弹道数据中的火箭飞行特征参数和全箭分站气动载荷数据计算出火箭任一时刻每个分站的飞行载荷和任一时刻每个分站的等效载荷，从而能快速计算出弹道各分站舱段的最大载荷，并获得飞行全过程各分站舱段的载荷变化特性，进而筛选得到各分站舱段的最大载荷，由此获得的载荷结果不存在最大载荷状态遗漏的问题，可大大降低设计风险。
[0112] 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书来限制。
