具体技术细节
[0003] 本申请的目的在于提供一种沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法及装置，能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，由此获得的结果不存在将最大载荷状态遗漏的问题，可大大降低设计风险。
[0004] 为了实现上述目的，第一方面，本申请提供了一种沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法，包括：
[0005] 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；
[0006] 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；
[0007] 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；
[0008] 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；
[0009] 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。
[0010] 在本申请的一些实施例中，基于前述方案，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。
[0011] 在本申请的一些实施例中，基于前述方案，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，包括：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。
[0012] 在本申请的一些实施例中，基于前述方案，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。
[0013] 在本申请的一些实施例中，基于前述方案，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，包括：
[0014] 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。
[0015] 在本申请的一些实施例中，基于前述方案，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。
[0016] 在本申请的一些实施例中，基于前述方案，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。
[0017] 在本申请的一些实施例中，基于前述方案，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，包括：
[0018] 根据以下算式计算轴力、弯矩、剪力；
[0019]
[0020]
[0021]
[0022] 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。
[0023] 在本申请的一些实施例中，基于前述方案，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，包括：
[0024] 根据以下算式计算等效轴压Feq1和等效轴拉Feq2，
[0025]
[0026]
[0027] 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。
[0028] 第二方面，本申请提供一种沿弹道的运载火箭飞行载荷计算装置，包括：
[0029] 获取单元，获取单元用于获取火箭处于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；
[0030] 第一计算单元，第一计算单元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；
[0031] 第二计算单元，第二计算单元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；
[0032] 第三计算单元，第三计算单元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；
[0033] 第四计算单元，第四计算单元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。
[0034] 本申请的技术方案提供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。
法律保护范围
涉及权利要求数量10：其中独权2项，从权-2项
1.一种沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法，其特征在于，包括：
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；
获取所述火箭处于多个三通道舵偏角条件下，多个所述火箭飞行状态参数对应的舵气动载荷数据，根据所述舵气动载荷数据与所述0舵偏舵气动载荷数据的差值得到舵气动净载荷数据；
根据所述舵气动净载荷数据与所述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；
获取上游弹道数据中任一时刻的所述火箭飞行状态参数和三通道舵偏角，利用插值函数对所述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；
获取所述上游弹道数据中任一时刻的火箭飞行特征参数，根据所述任一时刻的火箭飞行特征参数和所述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，根据所述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。
2.根据权利要求1所述的沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法，其特征在于，所述火箭飞行状态参数包括所述火箭的马赫数、攻角和侧滑角，所述全箭气动载荷数据包括所述火箭的起始点坐标、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。
3.根据权利要求2所述的沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法，其特征在于，所述获取火箭处于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，包括：通过计算流体力学仿真获取所述火箭处于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。
4.根据权利要求1所述的沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法，其特征在于，所述三通道舵偏角包括所述火箭的俯仰通道舵偏角、偏航通道舵偏角、滚动通道舵偏角，所述舵气动净载荷数据包括所述火箭的轴向力系数、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。
5.根据权利要求4所述的沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法，其特征在于，所述获取所述火箭处于多个三通道舵偏角条件下，多个所述火箭飞行状态参数对应的舵气动载荷数据，包括：
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。
6.根据权利要求1所述的沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法，其特征在于，所述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。
7.根据权利要求6所述的沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法，其特征在于，所述火箭飞行特征参数包括全箭质量、高度、动压、推力、过载，所述飞行载荷包括轴力、弯矩和剪力，所述等效载荷包括等效轴压和等效轴拉。
8.根据权利要求7所述的沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法，其特征在于，所述根据所述任一时刻的火箭飞行特征参数和所述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，包括：
根据以下算式计算轴力、弯矩、剪力；
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。
9.根据权利要求8所述的沿弹道的运载火箭飞行载荷计算方法，其特征在于，所述根据所述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，包括：
根据以下算式计算等效轴压Feq1和等效轴拉Feq2，
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。
10.一种沿弹道的运载火箭飞行载荷计算装置，其特征在于，包括：
获取单元，所述获取单元用于获取火箭处于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；
第一计算单元，所述第一计算单元用于获取所述火箭处于多个三通道舵偏角条件下，多个所述火箭飞行状态参数对应的舵气动载荷数据；所述第一计算单元还用于根据所述舵气动载荷数据与所述0舵偏舵气动载荷数据的差值得到舵气动净载荷数据；
第二计算单元，所述第二计算单元用于根据所述舵气动净载荷数据与所述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；
第三计算单元，所述第三计算单元用于获取上游弹道数据中任一时刻的所述火箭飞行状态参数和三通道舵偏角，利用插值函数对所述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；
第四计算单元，所述第四计算单元用于获取所述上游弹道数据中任一时刻的火箭飞行特征参数，根据所述任一时刻的火箭飞行特征参数和所述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，根据所述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。
