[發明專利]近地面超聲速橇箭分離的方法、裝置、設備以及存儲介質

在審

• 申請號: 202011570513.8
• 申請日: 2020-12-26
• 公開（公告）號: CN114692285A
• 公開（公告）日: 2022-07-01
• 發明（設計）人: 薄靖龍;韓樹春;李少偉;羅星東;張娜;袁雅;張琨榕
• 申請（專利權）人: 中國航天科工飛航技術研究院（中國航天海鷹機電技術研究院）
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/20;G06T17/00;G06F119/14
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本文提供了一種近地面超聲速橇箭分離的方法、裝置、設備以及存儲介質，火箭上設置有機翼，其中方法包括：根據火箭的氣動參數，依據橇箭的安全分離原則，確定所述機翼的機翼升力以及機翼初始安裝位置；根據所述機翼的機翼升力，依據二維超聲速小擾動理論，得到機翼初始外形參數；根據所述機翼初始外形參數以及機翼初始安裝位置，建立橇/箭/翼三維模型；對所述橇/箭/翼三維模型進行動態分離仿真分析，以確定所述機翼最終外形參數以及機翼最終安裝位置。在確定了機翼最終外形參數和最終安裝位置之后，就能夠將機翼確定下來，該確定后的機翼能夠在橇箭分離的過程中給火箭提供上升力，使得近地面超聲速橇箭安全分離。

技術領域

本發明涉及橇箭分離的領域，特別地，涉及一種近地面超聲速橇箭分離的方法、裝置、設備以及存儲介質。

背景技術

電磁發射是火箭發射過程中的常用發射方法之一，其利用電磁力消除摩擦阻力和振動，并提供強大的加速能力，將火箭在近地面加速至分離速度，賦予火箭一定的初始動能。橇車與火箭組成的橇箭組合體在近地面進行高速運行的過程中存在復雜的氣動問題，當運行速度達到超聲速之后，橇箭組合體與地面間會出現一系列激波干涉、激波/膨脹波干擾等現象，因此，橇箭分離的過程中表現為激波主導的非定常氣動力特征，并伴隨地面效應的不斷變化，對橇箭的安全分離造成顯著影響。

對于分離方式來說，主要包括主動式分離和被動式分離。對于主動式分離來說，包括外掛/內埋彈射式分離、外掛導軌式分離和重力投放式分離等，主動式分離大多用于機載、高空、輕質或低速對象。對于被動式分離來說，包括彈丸/彈托分離、火箭級間分離和整流罩兩瓣平推分離等，被動式分離主要是依靠自身部件氣動力差異進行氣動自由分離。

近地面超聲速橇箭分離依靠電磁發射環境，在分離過程中，火箭自身離開橇車的升力不足，而常見的彈射式分離的方式需要滿足足夠的彈射高度、彈射速度和彈射角度才能保證橇箭安全分離，因此彈射運載火箭需要強大的彈射性能，這將會對橇車的結構強度產生巨大的影響。因此現在亟需一種適合近地面超聲速橇箭分離的方法。

發明內容

本文實施例的目的在于提供一種近地面超聲速橇箭分離的方法、裝置、設備以及存儲介質，以適合近地面超聲速橇箭安全分離。

為達到上述目的，一方面，本文實施例提供了一種近地面超聲速橇箭分離的方法，火箭上設置有機翼，所述方法包括：

根據火箭的氣動參數，依據橇箭的安全分離原則，確定所述機翼的機翼升力以及機翼初始安裝位置；

根據所述機翼的機翼升力，依據二維超聲速小擾動理論，得到機翼初始外形參數；

根據所述機翼初始外形參數以及機翼初始安裝位置，建立橇/箭/翼三維模型；

對所述橇/箭/翼三維模型進行動態分離仿真分析，以確定所述機翼最終外形參數以及機翼最終安裝位置。

優選的，所述根據火箭的氣動參數，依據橇箭的安全分離原則，確定所述機翼的機翼升力，包括：

根據火箭的氣動參數，依據橇箭的安全分離原則，利用如下公式計算所述機翼的機翼升力的取值范圍：

在所述取值范圍內選取所述機翼的機翼升力；

其中，L為機翼的機翼升力，m為火箭的質量，G為火箭的重力加速度，L₀為火箭升力，M_z為火箭的俯仰力矩，I_zz為火箭的轉動慣量，l₀為機翼壓心和火箭質心的最大距離。

優選的，所述根據火箭的氣動參數，依據橇箭的安全分離原則，確定所述機翼初始安裝位置，包括：

利用如下公式計算所述機翼安裝位置與火箭質心的距離：