申请/专利权人：西安现代控制技术研究所

申请日：2024-03-21

公开（公告）日：2024-06-14

公开（公告）号：CN117932793B

主分类号：G06F30/15

分类号：G06F30/15;G06F30/20;G06F119/14

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.06.14#授权;2024.05.14#实质审查的生效;2024.04.26#公开

摘要：本发明公开了一种采用耦合迭代优化的制导火箭弹内外弹道联合设计方法，通过建立固体火箭发动机内弹道性能与制导火箭弹飞行弹道耦合解算方程组，综合考虑发动机内弹道设计约束与飞行外弹道设计约束，选取期望的优化控制变量以及目标函数，建立内外弹道联合优化数学模型，通过粒子群算法对模型进行求解，从而实现制导火箭弹发动机的内弹道设计参数与飞行外弹道设计参数的耦合设计。本发明方法简单有效，架构通用，易于工程实践。

主权项：1.一种采用耦合迭代优化的制导火箭弹内外弹道联合设计方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：建立内外弹道耦合计算方程组；所述内外弹道耦合计算方程组包括微分方程、火箭弹飞行外弹道状态方程以及发动机内弹道状态方程；基于飞行力学原理与固体火箭发动机工作原理，微分方程表征内外弹道设计参数随时间推移的规律；将对微分方程步进求解得到的动力学以及运动学参数代入火箭弹飞行外弹道状态方程，从而获取火箭弹的飞行速度、海拔高度状态参数；结合微分方程步进求解得到的装药燃烧肉厚与海拔高度参数，代入发动机内弹道状态方程，从而获取发动机推力、质量流量，从而进一步进行微分方程的步进求解；所述微分方程为： 其中，m为制导火箭弹质量，V与θ分别为火箭弹在发射坐标系中的速度与弹道倾角，x与y分别为火箭弹质心在发射坐标系中的位置，为火箭弹飞行过程中当地弹道倾角，P为火箭发动机推力，α为飞行攻角，CD与CL分别为阻力系数与升力系数，q为飞行动压，S为参考面积，g为火箭弹飞行当地重力加速度，mc为发动机质量流量，eb为装药燃烧肉厚，r为装药燃烧速率；所述火箭弹飞行外弹道状态方程为： 其中，R为地球平均半径，l为大地圆弧长度，h为火箭弹飞行海拔高度；所述发动机内弹道状态方程中发动机质量流量与工作压强的关系为：ρbAbr＝p0AtC*＝mc3其中ρb为发动机装药密度，Ab为燃烧面积，p0为燃烧室的工作压强，At为喷管喉部面积，C*为装药特征速度；装药燃烧速率表示为： 其中，a为装药燃速系数，n为装药燃速指数，Eb为装药最大肉厚；当pa≤pf时，固体火箭发动机工作推力如式5，否则推力为0； 其中，pa为制导火箭弹飞行过程中的当地大气压强；pf为发动机的工作特征压强： γ为装药燃气比热比，pe为喷管出口压强，Ae为喷管出口面积，Maj为喷管出口的特征马赫数；步骤2：建立内外弹道联合优化数学模型；明确制导火箭弹内外弹道联合优化设计的目标函数与约束条件；将火箭弹飞行外弹道的飞行攻角离散序列与发动机内弹道的设计参数共同作为优化控制变量，以制导火箭弹最大射程作为优化目标，以落速、落角、最大飞行高度、装药结构正确性、喷管出口面积作为约束条件，建立优化数学模型；针对火箭弹飞行外弹道，以飞行攻角序列α1，α2，α3，...，αn作为优化控制变量，记为A＝[α1，α2，α3，...，αn]；针对发动机内弹道，将药柱肉厚Eb、星角数量N、角度系数ε、星边夹角作为优化控制变量，记为记内外弹道联合优化控制变量为X＝[B，A]；针对火箭弹飞行外弹道，约束条件包括最大攻角αmax、落角θf、落速Vf、最大飞行高度hmax；针对发动机内弹道，约束条件包括几何可行性、喷管出口面积Ae；具体如下： 其中，α0是飞行攻角约束上限，θ1和θ2分别为火箭弹落角约束下限与上限，V1与V2分别为火箭弹落速约束下限与上限，h1为火箭弹飞行高度上限，A1为发动机的喷管出口面积上限；优化目标取为制导火箭弹的最大射程，即大地圆弧长度最大值，对应目标函数为：gX＝-lf8其中，lf为制导火箭弹落点距离发射点的大地圆弧长度；联合优化数学模型描述为： 步骤3：进行内外弹道解算与联合迭代优化；通过求解优化数学模型，进行发动机内弹道设计参数、火箭弹飞行外弹道设计参数的迭代优化，从而获取最优的发动机内弹道设计参数与火箭弹飞行外弹道设计参数，对制导火箭弹总体方案设计提供指导。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 西安现代控制技术研究所 采用耦合迭代优化的制导火箭弹内外弹道联合设计方法

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