申请/专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所

申请日：2020-11-20

公开（公告）日：2024-06-14

公开（公告）号：CN114519232B

主分类号：G06F30/15

分类号：G06F30/15;G06F30/23

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.06.14#授权;2022.06.07#实质审查的生效;2022.05.20#公开

摘要：本发明涉及航天工程技术领域，具体涉及一种箭体运动方程系数计算方法及系统，该方法包括：根据控制参数，确定所有的特征时刻点；根据设计弹道初始参数和各个特征时刻点，确定弹道运行参数；根据设计气动初始参数和弹道运行参数，确定气动运行参数；根据参数化箭体有限元模型和弹道运行参数，确定实时箭体有限元模型；调用有限元软件，根据实时箭体有限元模型，通过有限元软件模拟确定动力学参数；根据弹道运行参数、气动运行参数、动力学参数以及运载火箭的结构参数，确定弹性箭体运动方程的各项参数。能够解决现有技术中需对箭体的弹道数据、气动数据、有限元模型等各种数据进行详细的处理，导致设计方法效率低、成本高、周期长的问题。

主权项：1.一种箭体运动方程系数计算方法，其特征在于，包括以下步骤：载入箭体各种飞行控制方式下的设计弹道初始参数、设计气动初始参数和参数化箭体有限元模型；输入箭体的控制参数和结构参数；根据控制参数，确定所有的特征时刻点；根据设计弹道初始参数和各个特征时刻点，确定各个特征时刻点的弹道运行参数；根据设计气动初始参数和弹道运行参数，确定气动运行参数；根据参数化箭体有限元模型和弹道运行参数，确定各个特征时刻点的实时箭体有限元模型；调用有限元软件，根据各个特征时刻点的实时箭体有限元模型，通过有限元软件模拟确定动力学参数；根据弹道运行参数、气动运行参数、动力学参数以及运载火箭的结构参数，确定弹性箭体运动方程的各项参数；所述的各种飞行控制方式包括：姿控发动机、燃气舵、空气舵和摆动喷管中的一种或者多项的多种组合；所述的设计弹道初始参数包括不同的飞行控制方式对应的时间、箭体质量、质心、相对速度、飞行马赫数、动压、攻角、弹道倾角、主动机有效推力、大气密度、俯仰舵偏角和姿控发动机有效推力；所述的设计气动初始参数根据不同的飞行控制方式对应包括：分段弹体法向力梯度、分段弹体法向力系数对攻角导数、分段弹体侧向力系数对侧滑角导数、空气舵法向力系数对舵偏角导数、分段弹体特征面积、燃气舵升力梯度和空气舵升力梯度中多项的多种组合；所述的控制参数包括运载火箭的飞行级数、所述飞行级数对应飞行过程中发动机点火时刻和燃料耗尽时刻、各个特征时刻点的时间间隔和振型阶次。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 湖北航天技术研究院总体设计所 一种箭体运动方程系数计算方法及系统

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