本發(fā)明屬于飛行器總體設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，主要涉及到為了減小探空火箭任務(wù)載荷釋放點和火箭殘骸落點的性能散布而提出的火箭總體指標(biāo)的確定方法。

背景技術(shù)：

探空火箭是進(jìn)行空間探測和科學(xué)試驗不可或缺的有效工具，在氣象探測、空間環(huán)境探測、生物實驗及空間新技術(shù)驗證等領(lǐng)域取得了大量應(yīng)用成果。對于需要利用降落傘進(jìn)行載荷回收的探測任務(wù)應(yīng)滿足在任務(wù)載荷釋放高度動壓滿足開傘要求，對于不需要降落傘回收的探測任務(wù)則主要滿足任務(wù)載荷的速度、高度和姿態(tài)等要求。而由于探空火箭本身存在發(fā)動機性能偏差、結(jié)構(gòu)偏差、氣動系數(shù)偏差和外在的風(fēng)干擾的影響，會造成彈道性能偏差，給飛行任務(wù)和探測任務(wù)帶來風(fēng)險。同時，彈道性能偏差會造成較大的火箭殘骸落點散布，需要較大的安全區(qū)域，增加了發(fā)射成本。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為了解決無控探空火箭彈道性能偏差的問題，本發(fā)明提出一種無控探空火箭抗干擾設(shè)計方法，該方法通過六自由度彈道仿真的方法確定彈體的發(fā)動機推力特性、質(zhì)量特性、穩(wěn)定裕度，以此來減小這種彈道性能偏差，降低飛行任務(wù)和探測任務(wù)的風(fēng)險，并減小殘骸落點散布。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：

一種無控探空火箭抗干擾設(shè)計方法，包含以下步驟：

步驟一：選取抗干擾設(shè)計變量；

選擇箭體靜穩(wěn)定度和發(fā)動機推力作為抗干擾設(shè)計變量。

步驟二：建立六自由度彈道模型；

本發(fā)明建立的六自由度彈道模型是包含風(fēng)干擾、發(fā)動機性能偏差、結(jié)構(gòu)偏差、氣動偏差的六自由度彈道模型。風(fēng)干擾包括風(fēng)的作用高度和風(fēng)速，發(fā)動機性能偏差包括推力作用線偏斜、推力作用線橫移、總沖偏差、工作時間偏差、發(fā)動機推力大小偏差，結(jié)構(gòu)偏差包括箭體質(zhì)量偏差、箭體轉(zhuǎn)動慣量偏差、質(zhì)心偏差，氣動偏差指氣動力計算的各種偏差。

步驟三：確定抗干擾設(shè)計變量的取值；

將抗干擾設(shè)計變量在其變化范圍內(nèi)等間隔取值，對每一取值結(jié)果通過步驟二的六自由度彈道模型進(jìn)行蒙特卡洛打靶仿真，從而確定該取值下彈道散布范圍，通過將每一個取值點的彈道散布進(jìn)行一一對應(yīng)，即可得到無控探空火箭彈道散布隨抗干擾設(shè)計變量變化曲線，通過變化曲線可以選取彈道散布最小的點對應(yīng)的抗干擾設(shè)計變量。

步驟四：確定發(fā)射條件；

當(dāng)抗干擾設(shè)計變量確定后即完成了總體參數(shù)的確定，在總體參數(shù)的指導(dǎo)下完成全箭的制造，當(dāng)全箭制造完成后，可以利用地面發(fā)動機試車和三自由度轉(zhuǎn)臺工具進(jìn)行推力偏差和結(jié)構(gòu)偏差的測量，并根據(jù)發(fā)射場地的實測風(fēng)進(jìn)行風(fēng)修計算，以此來確定發(fā)射角、方位角和工作時序。

步驟一中選取抗干擾設(shè)計變量說明如下：

通過分析彈道散布產(chǎn)生原因可知，增加火箭飛行速度和穩(wěn)定力矩可以減小各種干擾因素的影響，在總體參數(shù)中，對火箭飛行速度和穩(wěn)定力矩影響最大的是發(fā)動機推力和靜穩(wěn)定度，因此選擇箭體靜穩(wěn)定度和發(fā)動機推力作為抗干擾設(shè)計變量。

步驟二中建立六自由度彈道模型說明如下：

探空火箭從發(fā)射到殘骸落地共經(jīng)歷了四個階段：發(fā)射離軌段、助推段、自由飛行段、殘骸落地段。其中助推段和自由飛行段僅僅是少了一個推力，所以將這兩個階段合為一個階段——火箭飛行段。

發(fā)射離軌階段受力分析如圖1，

S21.對于發(fā)射離軌段進(jìn)行建模：

其中，v_x為探空火箭沿導(dǎo)軌方向的速度，v_y為探空火箭垂直導(dǎo)軌方向的速度，P為發(fā)動機推力，μ為探空火箭前后兩個定向鈕與導(dǎo)軌的摩擦系數(shù)，G為探空火箭重力，為探空火箭發(fā)射角，為探空火箭俯仰角，m為探空火箭質(zhì)量，x為探空火箭沿導(dǎo)軌方向運動距離，ω為探空火箭轉(zhuǎn)動角速度，J為探空火箭繞后定向鈕的轉(zhuǎn)動慣量。

在式(1)中，當(dāng)探空火箭的前定向鈕未離開發(fā)射車導(dǎo)軌時M_z＝0，當(dāng)探空火箭離開發(fā)射車導(dǎo)軌后M_z如式(2)所示:

其中L_R為探空火箭后定向鈕到火箭對稱軸的距離，L_c為探空火箭后定向鈕到探空火箭質(zhì)心的軸向距離。

S22火箭飛行段模型為：

其中R為空氣動力，g為引力加速度，r為探空火箭到地心的矢量，mω_e×(ω_e×r)為離心慣性力，為哥氏慣性力。ω_e為地球轉(zhuǎn)動角速度，P為發(fā)動機推力，當(dāng)助推段結(jié)束即進(jìn)入自由飛行段時，將推力P置為零。I為箭體自身的轉(zhuǎn)動慣量，ω_T為箭體自身的轉(zhuǎn)動角速度，M_st為作用在火箭上的氣動力矩，M_d為火箭相對大氣有轉(zhuǎn)動時引起的阻尼力矩，M_P為推力作用線偏斜、推力作用線橫移、質(zhì)心橫移引起的附加推力矩，M_R為質(zhì)心橫移引起的附加氣動力矩。

M_P具體形式為：

其中η為推力作用線偏斜角，ε_p為推力作用線橫移距離，A_η為推力作用線偏斜方位角，為推力作用線橫移方向，R_cp為質(zhì)心到推力作用點的矢量。

M_R具體形式為：

其中R_cx為橫移后質(zhì)心到推力作用點的矢量，R_x、R_y、R_z為氣動力在發(fā)射系中的分量。

風(fēng)是主要的彈道干擾因素，本發(fā)明在設(shè)計初始階段及考慮干擾因素的影響，所以在六自由度彈道模型中需要加入風(fēng)干擾模型。

當(dāng)考慮風(fēng)干擾時，首先把風(fēng)速矢量W沿發(fā)射系各軸進(jìn)行分解：

則飛行速度定義為：

其中V_x、V_y、V_z為箭體在發(fā)射系中的速度分量。

氣流速度傾角θ_w和氣流航跡偏航角σ_w定義為：

通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換可以得到：

ψ、γ為箭體的姿態(tài)角，可以通過箭體的加速度積分得到，參數(shù)α_w、β_w和V_w分別為箭體相對于空氣的速度、攻角和側(cè)滑角，這三個量僅用于計算空氣動力和空氣動力矩。

S23殘骸落地段模型為：

m₁為殘骸的質(zhì)量，殘骸所受氣動力R需要考慮風(fēng)的影響，所以：

其中：

W_x、W_y、W_z分別為風(fēng)速在發(fā)射系中的分量。C_r為殘骸氣動阻力系數(shù)，S_r為殘骸參考面積，ρ為箭體飛行高度的大氣密度，V為箭體飛行速度。

步驟三中確定抗干擾設(shè)計變量的取值的說明如下：

對于步驟一中所選取的設(shè)計變量可以根據(jù)工程經(jīng)驗確定取值范圍，靜穩(wěn)定裕度不超過20％，發(fā)動機推力的取值需要根據(jù)全箭的軸線過載限制n_x和全箭質(zhì)量m選取，如公式15所示：

P≤n_xmg (15)

其中g(shù)為引力系數(shù)。

當(dāng)設(shè)計變量取值范圍確定后，對其進(jìn)行等間隔劃分，以每一個劃分點的取值為設(shè)計值，帶入總體參數(shù)中進(jìn)行六自由彈道仿真，利用蒙特卡洛打靶仿真得到該取值下的彈道散布結(jié)果。蒙特卡洛打靶方法定義如下：

將六自由彈道仿真參數(shù)進(jìn)行拉偏，從而得到該參數(shù)拉偏條件下的彈道結(jié)果，與未拉偏的結(jié)果進(jìn)行比較，即可得到該參數(shù)拉偏下的彈道偏差。

通過以上步驟可以得到不同劃分點下的彈道散布結(jié)果，利用最小二乘法、高斯擬合等擬合方法即可得到彈道散布隨設(shè)計變量變化的曲線，通過手動尋找彈道散布最小點所對應(yīng)的設(shè)計變量的取值，既可以得到設(shè)計最優(yōu)的抗干擾設(shè)計變量取值。

步驟四中確定發(fā)射條件的說明如下：

當(dāng)抗干擾設(shè)計變量確定后既可以指導(dǎo)各分系統(tǒng)設(shè)計，從而完成全箭的制造，當(dāng)全箭制造完成后，利用地面發(fā)動機試車技術(shù)和三自由轉(zhuǎn)臺技術(shù)可以測量得到箭體的推力偏差和結(jié)構(gòu)偏差，同時根據(jù)發(fā)射場地的實測風(fēng)進(jìn)行風(fēng)修計算，風(fēng)修計算及將推力偏差、結(jié)構(gòu)偏差、風(fēng)干擾帶入六自由度彈道模型中，計算得帶在這些偏差下的彈道偏差，根據(jù)偏差結(jié)果調(diào)整發(fā)射角和發(fā)射方位角，當(dāng)實際彈道低于指標(biāo)要求時增加發(fā)射角，反之則減小，當(dāng)實際彈道偏向發(fā)射平面的左側(cè)時，則增大發(fā)射方位角，反之則減小。

本方法經(jīng)過了大量的仿真，能在一定程度上減小探空火箭的彈道性能散布，降低飛行任務(wù)和探測任務(wù)的風(fēng)險。該方法具有如下優(yōu)點：

(1)利用完整的六自由度彈道進(jìn)行了仿真，可以精確的得到所需要的發(fā)動機參數(shù)、靜穩(wěn)定度參數(shù)，從而指導(dǎo)總體指標(biāo)的給定，而現(xiàn)在計算機硬件水平不斷提高，仿真可以很快完成；

(2)該方法適合探空火箭、火箭彈等無控箭彈總體設(shè)計；

(3)幾乎不增加成本的情況下減少無控探空火箭的彈道性能偏差。

附圖說明

圖1為探空火箭發(fā)射離軌階段受力分析；

圖2為探空火箭抗干擾設(shè)計方法流程圖；

圖3為六自由度彈道模型；

圖4為彈道偏差隨推力變化曲線；

圖5為彈道偏差隨靜穩(wěn)定裕度變化曲線；

圖6為原方案分離點高度散布；

圖7為原方案分離點動壓散布；

圖8為原方案殘骸落點散布；

圖9為抗干擾設(shè)計方法分離點高度散布；

圖10為抗干擾設(shè)計方法原方案分離點動壓散布；

圖11為抗干擾設(shè)計方法原方案殘骸落點散布；

具體實施方式

下面結(jié)合附圖，以某氣象探空火箭為例，對本方法的具體實施方式作進(jìn)一步的說明。

本發(fā)明提出的一種無控探空火箭抗干擾設(shè)計方法的流程圖如圖2所示。

步驟一：選取抗干擾設(shè)計變量；

選擇火箭靜穩(wěn)定度和發(fā)動機推力作為抗干擾設(shè)計變量。

步驟二：搭建六自由度仿真模型

按照發(fā)明內(nèi)容中的技術(shù)方案搭建包含各種偏差量和干擾的六自由度模型，如圖3所示。

步驟三：確定設(shè)計變量取值

根據(jù)某氣象探空火箭初始設(shè)計參數(shù)，可以得到全彈道靜穩(wěn)定裕度變化趨勢，利用該趨勢，調(diào)整初始靜穩(wěn)定裕度，靜穩(wěn)定裕度變化范圍取為：10％-20％。推力變化仍為原方案的變化方式，推力大小變化范圍為原推力的80％-150％。通過蒙特卡洛打靶實驗，做出彈道散布隨設(shè)計變量變化的曲線圖，結(jié)果如圖4、5所示。由仿真結(jié)果選擇推力增加20％，靜穩(wěn)定裕度選擇12％。

步驟四：確定發(fā)射條件

當(dāng)分系統(tǒng)設(shè)計完成后，可以測試出發(fā)動機推力作用線偏斜角、推力作用線橫移距離、環(huán)境風(fēng)，將這些干擾因素帶入彈道模型進(jìn)行仿真，從而確定發(fā)射角、方位角和工作時序。

為了驗證抗干擾設(shè)計方法的效果，將原方案和經(jīng)過抗干擾設(shè)計方法設(shè)計過后的方案在相同的偏差和干擾條件下進(jìn)行蒙特卡洛打靶仿真，結(jié)果如圖6-11所示。