一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法与流程

1.本发明涉及运载火箭制导控制领域，尤其涉及一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法。


背景技术：

2.运载火箭在飞行过程中，不可避免地会受到各种因素的干扰，使运载火箭偏离预定的飞行轨迹而产生误差。其中，箭体加工装配误差导致的箭体轴线偏斜使箭体轴线与理论轴线不再重合，箭体外形也相应发生变化，改变了总攻角和来流方位角，进而改变运载火箭所受气动力，是一种影响较大的干扰因素。
3.现有考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法仅适用于传统的基于攻角和侧滑角的气动模型，无法适用于新型运载火箭基于总攻角和来流方位角的气动模型。如何根据运载火箭相对来流速度矢量和轴线偏斜参数，计算考虑轴线偏斜的总攻角和来流方位角，进而计算出运载火箭所受气动力和气动力矩，以实现考虑箭体轴线偏斜的运载火箭仿真计算，完成箭体轴线偏斜对运载火箭制导控制的影响分析，提高运载火箭性能和可靠性，是本领域急需解决的技术问题。


技术实现要素：

4.本发明解决的技术问题是：填补现有技术的空缺，提出了一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法，根据运载火箭相对来流速度矢量和轴线偏斜参数，计算考虑轴线偏斜的总攻角和来流方位角，进而计算出运载火箭所受气动力和气动力矩，以实现考虑箭体轴线偏斜的运载火箭仿真计算，完成箭体轴线偏斜对运载火箭制导控制的影响分析，提高运载火箭性能和可靠性。
5.本发明的目的可通过下列技术方案来实现：
6.一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法，包括以下步骤：
7.步骤s1：定义运载火箭箭体坐标系，并获得箭体坐标系下的相对来流速度矢量[v
x1 v
y1 v
z1
]
t
；
[0008]
步骤s2：根据运载火箭的箭体轴线偏斜参数，计算箭体坐标系到轴线偏斜体坐标系的坐标转换矩阵
[0009]
步骤s3：将运载火箭的相对来流速度矢量从箭体坐标系转换到轴线偏斜体坐标系；
[0010]
步骤s4：根据运载火箭的相对来流速度矢量在轴线偏斜体坐标系各坐标轴上的分量，计算总攻角αq和来流方位角φq；
[0011]
步骤s5：根据总攻角αq和来流方位角φq，计算运载火箭所受的气动力[r
x1 r
y1 r
z1
]
t
和气动力矩[m
rx1 m
ry1 m
rz1
]
t
。
[0012]
优选的，在步骤s1中，箭体坐标系为：箭体坐标系的原点o为运载火箭的质心，ox1轴沿着运载火箭的理论箭体轴线指向头部，oy1轴在运载火箭的纵对称平面内，垂直于ox1轴
并指向基准方向，oz1轴与ox1轴、oy1轴组成右手坐标系。
[0013]
优选的，在步骤s2中，箭体轴线偏斜参数包括轴线偏斜角η和轴线偏斜方向角ρ；
[0014]
其中，轴线偏斜角η为箭体轴线矢量与箭体坐标系中的ox1轴间的夹角；
[0015]
轴线偏斜方向角ρ为箭体坐标系中的oy1轴到箭体轴线矢量在箭体坐标系的y1oz1平面上的投影的夹角；其中，将运载火箭头部为正面进行观察，逆时针旋转为正。
[0016]
优选的，在步骤s2中，箭体坐标系到轴线偏斜体坐标系的坐标转换矩阵计算方法如下：
[0017][0018]
其中，ρ为轴线偏斜方向角，η为轴线偏斜角。
[0019]
优选的，在步骤s3中，轴线偏斜体坐标系为：轴线偏斜体坐标系的原点o为运载火箭的质心，ox
t
轴沿着运载火箭的实际箭体轴线指向头部，oy
t
轴在运载火箭的纵对称平面内，垂直于ox
t
轴并指向基准方向，oz
t
轴与ox
t
轴、oy
t
轴组成右手坐标系。
[0020]
优选的，在步骤s3中，运载火箭的相对来流速度矢量从箭体坐标系转换到轴线偏斜体坐标系，计算方法如下：
[0021][0022]
其中，[v
tx v
ty v
tz
]
t
为轴线偏斜体坐标系下的相对来流速度矢量，为坐标转换矩阵，[v
x1 v
y1 v
z1
]
t
为箭体坐标系下的相对来流速度矢量。
[0023]
优选的，在步骤s4中，总攻角αq为运载火箭的相对来流速度的矢量与箭体坐标系中的ox1轴间的夹角。
[0024]
优选的，在步骤s4中，来回方位角φq为轴线偏斜体坐标系的负oy
t
轴到运载火箭的相对来流速度矢量在箭体坐标系y
t
oz
t
平面上的投影的夹角，其中，将运载火箭头部为正面进行观察，逆时针旋转为正。
[0025]
优选的，其特征在于，在步骤s4中，计算总攻角αq和来流方位角φq进一步包括，计算方法如下：
[0026]
[0027][0028]
其中，在轴线偏斜体坐标系下，v
tx
表示相对来流速度在ox
t
轴方向上的分量，v
ty
表示相对来流速度在oy
t
轴方向上的分量，v
tz
表示相对来流速度在oz
t
轴方向上的分量。
[0029]
优选的，在步骤s5中，计算运载火箭所受的气动力[r
x1 r
y1 r
z1
]
t
和气动力矩[m
rx1 m
ry1 m
rz1
]
t
，进一步包括：
[0030]
计算气动力[r
x1 r
y1 r
z1
]
t
：
[0031][0032]
其中，q为动压，s为特征面积，c
x1
为轴向力系数，cn为法向力系数，c
x1
和cn均为总攻角αq、来流方位角φq和马赫数的函数；
[0033]
计算气动力矩[m
rx1 m
ry1 m
rz1
]
t
：
[0034][0035]
其中，[l
rx1 l
ry1 l
rz1
]
t
为气动压心在箭体坐标系下的位置矢量，[l
rx1 l
ry1 l
rz1
]
t
是总攻角αq和马赫数的函数，马赫数为运载火箭的速度与周围介质声速之比。
[0036]
与现有技术相比，本发明存在以下至少一种技术效果：
[0037]
本发明提出的一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法，首次提出一种考虑轴线偏斜角和轴线偏斜方向角的总攻角和来流方位角计算方法，解决了考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算问题；本发明原理简洁，工程实现便捷，能够适用于新型运载火箭基于总攻角和来流方位角的气动模型，能够实现考虑箭体轴线偏斜的运载火箭仿真计算，进而完成箭体轴线偏斜对运载火箭的影响分析，提高运载火箭性能和可靠性。
附图说明
[0038]
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
[0039]
图1为本发明一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法的流程图；
[0040]
图2为本发明一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法中轴线偏斜方向角示意图；
[0041]
图3为本发明一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法中来流方位角示意图。
具体实施方式
[0042]
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
[0043]
实施例1
[0044]
本发明提供了一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法，请参阅图1，图1为本发明一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法的流程图，包括以下步骤：
[0045]
步骤s1：定义运载火箭箭体坐标系，并获得箭体坐标系下的相对来流速度矢量[v
x1 v
y1 v
z1
]
t
；
[0046]
步骤s2：根据运载火箭的箭体轴线偏斜参数，计算箭体坐标系到轴线偏斜体坐标系的坐标转换矩阵
[0047]
步骤s3：将运载火箭的相对来流速度矢量从箭体坐标系转换到轴线偏斜体坐标系；
[0048]
步骤s4：根据运载火箭的相对来流速度矢量在轴线偏斜体坐标系各坐标轴上的分量，计算总攻角αq和来流方位角φq；
[0049]
步骤s5：根据总攻角αq和来流方位角φq，计算运载火箭所受的气动力[r
x1 r
y1 r
z1
]
t
和气动力矩[m
rx1 m
ry1 m
rz1
]
t
。
[0050]
优选的，在步骤s1中，箭体坐标系为：箭体坐标系的原点o为运载火箭的质心，ox1轴沿着运载火箭的理论箭体轴线指向头部，oy1轴在运载火箭的纵对称平面内，垂直于ox1轴并指向基准方向，oz1轴与ox1轴、oy1轴组成右手坐标系。
[0051]
优选的，在步骤s2中，箭体轴线偏斜参数包括轴线偏斜角η和轴线偏斜方向角ρ；
[0052]
其中，轴线偏斜角η为箭体轴线矢量(从运载火箭的质心指向头部)与箭体坐标系中的ox1轴(理论箭体轴线矢量)间的夹角；
[0053]
轴线偏斜方向角ρ为箭体坐标系中的oy1轴到箭体轴线矢量(从运载火箭的质心指向头部)在箭体坐标系的y1oz1平面上的投影的夹角；其中，将运载火箭头部为正面进行观察，逆时针旋转为正。
[0054]
请参阅图2，图2为本发明一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法中轴线偏斜方向角示意图；
[0055]
在图中，oa
xoy
为箭体轴线矢量(运载火箭的质心指向头部)在箭体坐标系y1oz1平面上的投影，ρ为轴线偏斜方向角。
[0056]
优选的，在步骤s2中，箭体坐标系到轴线偏斜体坐标系的坐标转换矩阵计算方法如下：
[0057]
[0058]
其中，ρ为轴线偏斜方向角，η为轴线偏斜角。
[0059]
优选的，在步骤s3中，轴线偏斜体坐标系为：轴线偏斜体坐标系的原点o为运载火箭的质心，ox
t
轴沿着运载火箭的实际箭体轴线指向头部，oy
t
轴在运载火箭的纵对称平面内，垂直于ox
t
轴并指向基准方向，oz
t
轴与ox
t
轴、oy
t
轴组成右手坐标系。
[0060]
优选的，在步骤s3中，运载火箭的相对来流速度矢量从箭体坐标系转换到轴线偏斜体坐标系，计算方法如下：
[0061][0062]
其中，[v
tx v
ty v
tz
]
t
为轴线偏斜体坐标系下的相对来流速度矢量，为坐标转换矩阵，[v
x1 v
y1 v
z1
]
t
为箭体坐标系下的相对来流速度矢量。
[0063]
优选的，在步骤s4中，总攻角αq为运载火箭的相对来流速度的矢量与箭体坐标系中的ox1轴间的夹角。
[0064]
优选的，在步骤s4中，来回方位角φq为轴线偏斜体坐标系的负oy
t
轴到运载火箭的相对来流速度矢量在箭体坐标系y
t
oz
t
平面上的投影的夹角，其中，将运载火箭头部为正面进行观察，逆时针旋转为正。
[0065]
请参阅图3，图3为本发明一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法中来流方位角示意图。
[0066]
在图中，ov
txoy
为运载火箭相对来流速度矢量在轴线偏斜体坐标系y
t
oz
t
平面上的投影，φq为轴线偏斜方向角。
[0067]
优选的，其特征在于，在步骤s4中，计算总攻角αq和来流方位角φq进一步包括，计算方法如下：
[0068][0069][0070]
其中，在轴线偏斜体坐标系下，v
tx
表示相对来流速度在ox
t
轴方向上的分量，v
ty
表示相对来流速度在oy
t
轴方向上的分量，v
tz
表示相对来流速度在oz
t
轴方向上的分量。
[0071]
优选的，通过计算总攻角αq和来流方位角φq，获得相对来流的方向和角度信息，进而计算气动力和气动力矩。在步骤s5中，计算运载火箭所受的气动力[r
x1 r
y1 r
z1
]
t
和气动力矩[m
rx1 m
ry1 m
rz1
]
t
，进一步包括：
[0072]
计算气动力[r
x1 r
y1 r
z1
]
t
：
[0073][0074]
其中，q为动压，表示运载火箭在气流中的压力，与相对来流速度的平方成正比，s为特征面积，为运载火箭在流动中与气流相交的有效面积；
[0075]cx1
为轴向力系数，cn为法向力系数，c
x1
＝f(αq，φq，m)，cn＝f(αq，φq，m)，m为马赫数，用于表示运载火箭的速度与周围介质声速之比；c
x1
和cn均为总攻角αq、来流方位角φq和马赫数的函数；具体的函数关系取决于运载火箭或者其他飞行器的气动特性和几何形状，以及所采用的气动力计算模型或实验数据。不同的飞行器类型和气动力模型可能具有不同的公式表达形式。
[0076]
[r
x1 r
y1 r
z1
]
t
表示运载火箭所受气动力在ox1轴、oy1轴、oz1轴上的分量大小和方向，通过计算这些气动力分量，可以评估火箭在不同方向上受到的气动力大小和方向，对分析火箭的稳定性、控制特性和性能至关重要。
[0077]
计算气动力矩[m
rx1 m
ry1 m
rz1
]
t
：
[0078][0079]
其中，[l
rx1 l
ry1 l
rz1
]
t
为气动压心在箭体坐标系下的位置矢量，气动压心是描述气动力和气动力矩的关键参数，它是指在箭体坐标系中相对于参考点的位置矢量；[l
rx1 l
ry1 l
rz1
]
t
是总攻角αq和马赫数的函数，马赫数为运载火箭的速度与周围介质声速之比。
[0080]
气动力矩的计算对于评估火箭的稳定性、操控特性和姿态调整能力非常重要，通过计算气动力矩，可以描述运载火箭受到的气动力产生的旋转力矩大小和方向，进而评估火箭的旋转运动特性、姿态稳定性以及进行控制系统的设计和优化。
[0081]
综合而言，气动力和气动力矩共同描述了运载火箭在气流中受到的力和力矩。气动力影响运载火箭在不同方向上的运动和受力情况，气动力矩描述了火箭在气流中受到的旋转力矩，对运载火箭的姿态和稳定性产生了影响，通过了解火箭受到的气动力和气动力矩，可以优化火箭的飞行轨迹。
[0082]
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

技术特征：
1.一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤s1：定义运载火箭箭体坐标系，并获得所述箭体坐标系下的相对来流速度矢量[v
x1 v
y1 v
z1
]
t
；步骤s2：根据所述运载火箭的箭体轴线偏斜参数，计算所述箭体坐标系到轴线偏斜体坐标系的坐标转换矩阵步骤s3：将所述运载火箭的所述相对来流速度矢量从所述箭体坐标系转换到所述轴线偏斜体坐标系；步骤s4：根据所述运载火箭的所述相对来流速度矢量在所述轴线偏斜体坐标系各坐标轴上的分量，计算总攻角α
q
和来流方位角φ
q
；步骤s5：根据所述总攻角α
q
和所述来流方位角φ
q
，计算所述运载火箭所受的气动力[r
x1 r
y1 r
z1
]
t
和气动力矩[m
rx1 m
ry1 m
rz1
]
t
。2.根据权利要求1所述的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，在所述步骤s1中，所述箭体坐标系为：所述箭体坐标系的原点o为所述运载火箭的质心，ox1轴沿着所述运载火箭的理论箭体轴线指向头部，oy1轴在所述运载火箭的纵对称平面内，垂直于所述ox1轴并指向基准方向，oz1轴与所述ox1轴、所述oy1轴组成右手坐标系。3.根据权利要求2所述的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，在所述步骤s2中，所述箭体轴线偏斜参数包括轴线偏斜角η和轴线偏斜方向角ρ；其中，所述轴线偏斜角η为箭体轴线矢量与所述箭体坐标系中的所述ox1轴间的夹角；所述轴线偏斜方向角ρ为所述箭体坐标系中的所述oy1轴到所述箭体轴线矢量在所述箭体坐标系的y1oz1平面上的投影的夹角；其中，将运载火箭头部为正面进行观察，逆时针旋转为正。4.根据权利要求3所述的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，在所述步骤s2中，所述箭体坐标系到所述轴线偏斜体坐标系的所述坐标转换矩阵计算方法如下：其中，ρ为所述轴线偏斜方向角，η为所述轴线偏斜角。5.根据权利要求2所述的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，在所述步骤s3中，所述轴线偏斜体坐标系为：所述轴线偏斜体坐标系的原点o为所述运载火箭的所述质心，ox
t
轴沿着所述运载火箭的实际箭体轴线指向头部，oy
t
轴在所述运载火箭的纵对称平面内，垂直于所述ox
t
轴并指向基准方向，oz
t
轴与所述ox
t
轴、所述oy
t
轴组成右手坐标系。6.根据权利要求1所述的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，在所述步骤s3中，所述运载火箭的所述相对来流速度矢量从所述箭体坐标系转换到所述轴线偏斜体坐标系，计算方法如下：
其中，[v
tx v
ty v
tz
]
t
为所述轴线偏斜体坐标系下的所述相对来流速度矢量，所述坐标转换矩阵，[v
x1 v
y1 v
z1
]
t
为所述箭体坐标系下的所述相对来流速度矢量。7.根据权利要求2所述的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，在所述步骤s4中，所述总攻角α
q
为所述运载火箭的所述相对来流速度的矢量与所述箭体坐标系中的所述ox1轴间的夹角。8.根据权利要求5所述的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，在所述步骤s4中，所述来回方位角φ
q
为所述轴线偏斜体坐标系的负oy
t
轴到所述运载火箭的所述相对来流速度矢量在所述箭体坐标系y
t
oz
t
平面上的投影的夹角，其中，将运载火箭头部为正面进行观察，逆时针旋转为正。9.根据权利要求5或6所述的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，在所述步骤s4中，计算总攻角α
q
和来流方位角φ
q
进一步包括，计算方法如下：进一步包括，计算方法如下：其中，在所述轴线偏斜体坐标系下，v
tx
表示所述相对来流速度在所述ox
t
轴方向上的分量，v
ty
表示所述相对来流速度在所述oy
t
轴方向上的分量，v
tz
表示所述相对来流速度在所述oz
t
轴方向上的分量。10.根据权利要求1所述的运载火箭气动力计算方法，其特征在于，在所述步骤s5中，计算所述运载火箭所受的气动力[r
x1 r
y1 r
z1
]
t
和气动力矩[m
rx1 m
ry1 m
rz1
]
t
，进一步包括：计算所述气动力[r
x1 r
y1 r
z1
]
t
：其中，q为动压，s为特征面积，c
x1
为轴向力系数，c
n
为法向力系数，c
x1
和c
n
均为所述总攻角α
q
、所述来流方位角φ
q
和马赫数的函数；计算所述气动力矩[m
rx1 m
ry1 m
rz1
]
t
：
其中，[l
rx1 l
ry1 l
rz1
]
t
为气动压心在所述箭体坐标系下的位置矢量，[l
rx1 l
ry1 l
rz1
]
t
是所述总攻角α
q
和所述马赫数的函数，所述马赫数为所述运载火箭的速度与周围介质声速之比。

技术总结
本发明涉及运载火箭制导控制领域，尤其涉及一种考虑箭体轴线偏斜的运载火箭气动力计算方法，包括步骤S1：获得箭体坐标系下的相对来流速度矢量；步骤S2：计算箭体坐标系到轴线偏斜体坐标系的坐标转换矩阵；步骤S3：将运载火箭的相对来流速度矢量从箭体坐标系转换到轴线偏斜体坐标系；步骤S4：根据运载火箭的相对来流速度矢量在轴线偏斜体坐标系各坐标轴上的分量，计算总攻角和来流方位角；步骤S5：根据总攻角和来流方位角计算运载火箭所受的气动力和气动力矩。本发明能够适用于新型运载火箭基于总攻角和来流方位角的气动模型，能够实现考虑箭体轴线偏斜的运载火箭仿真计算，进而完成箭体轴线偏斜对运载火箭的影响分析，提高运载火箭性能和可靠性。运载火箭性能和可靠性。运载火箭性能和可靠性。


技术研发人员：陈尔康 毛承元 王立扬 陈韦贤 谢立
受保护的技术使用者：上海宇航系统工程研究所
技术研发日：2023.06.25
技术公布日：2023/9/20