[发明专利]用于固液动力火箭飞行器的多学科设计方法和系统

说明书

本发明提供了一种用于固液动力火箭飞行器的多学科设计方法和系统，包括：将第一输入参数集合代入到第一预设设计模型中，得到第一飞行器方案集合；基于对目标火箭飞行器是否具备目标运载能力的判断，在第一飞行器方案集合中确定出具备目标运载能力的飞行器，得到第二飞行器方案集合；将第二飞行器方案集合和第二输入参数集合，代入到第二预设设计模型和第一预设优化器中进行迭代计算和优化，得到第二飞行器方案集合中每个飞行器方案对应的飞行性能；将飞行性能代入到第二预设优化器中进行优化筛选，得到目标火箭飞行器的设计方案。本发明缓解了现有技术中对于飞行器的设计过程存在的迭代次数多导致设计时间长的的技术问题。

技术领域

本发明涉及火箭飞行器设计技术领域，尤其是涉及一种用于固液动力火箭飞行器的多学科设计方法和系统。

背景技术

小卫星具有体积小、重量轻、成本低、研制周期短、发射方式快速灵活等优点，随着卫星技术与应用的不断发展，人们在要求降低卫星系统成本、减小风险的同时，迫切需要加快卫星及其火箭飞行器的开发研制周期。

火箭飞行器的设计是一个大规模、多变量、强耦合的问题，是一项极其复杂的系统工程，涉及尺寸、气动、动力、质量、控制、弹道等若干个子系统，同时具有多种结构形式和级数、各级间连接方式或串联或并联或分别串联并联。其中，部分学科之间耦合紧密、无法拆解，部分学科间无耦合关系或可以实现解耦且对整体设计精度影响不大，因此需要针对如何平衡效率和精度之间的对立关系。

目前对上述飞行器的总体方法为，各分系统并行设计，分别进行方案选择和计算，形成一个具有确定参数的运载火箭，再加入其他学科耦合寻求一条可行的方案弹道。然而上述设计方法会导致飞行器重复设计，各部件的冗余大以及迭代次数多，设计时间长的技术问题。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种用于固液动力火箭飞行器的多学科设计方法和系统，以缓解现有技术中存在的迭代次数多导致设计时间长的技术问题。

第一方面，本发明实施例提供了一种用于固液动力火箭飞行器的多学科设计方法，包括：将第一输入参数集合代入到目标火箭飞行器的第一预设设计模型中，得到第一飞行器方案集合；所述目标火箭飞行器为固液动力火箭飞行器；所述第一预设设计模型为将动力学科、尺寸学科和质量学科相耦合得到的设计模型；所述第一输入参数集合包括关于所述第一预设设计模型的多组输入参数；基于对所述目标火箭飞行器是否具备目标运载能力的判断，在所述第一飞行器方案集合中确定出具备目标运载能力的飞行器，得到第二飞行器方案集合；所述目标运载能力包括：入轨能力和弹道能力；将所述第二飞行器方案集合和第二输入参数集合，代入到第二预设设计模型和第一预设优化器中进行迭代计算和优化，得到所述第二飞行器方案集合中每个飞行器方案对应的飞行性能；所述第二预设设计模型为将气动学科、控制学科和弹道学科相耦合得到的设计模型；所述第二输入参数集合包括关于所述第二预设设计模型的多组输入参数；所述飞行性能包括飞行弹道；将所述第二飞行器方案集合中每个飞行器方案对应的飞行性能，代入到第二预设优化器中进行优化筛选，得到所述目标火箭飞行器的设计方案；所述目标火箭飞行器的设计方案包括目标飞行器方案和所述目标飞行器方案对应的飞行性能；所述目标飞行器方案为所述第二飞行器方案集合中的飞行器方案。

进一步地，将所述第二飞行器方案集合和第二输入参数集合，代入到第二预设设计模型和第一预设优化器中进行迭代计算和优化，得到所述第二飞行器方案集合中每个飞行器方案对应的飞行性能，包括：将第一飞行器方案和第二输入参数集合，代入到所述第二预设设计模型中，得到所述第一飞行器方案对应的飞行性能的集合；所述第一飞行器方案为所述第二飞行器方案集合中的飞行器方案；将所述第一飞行器方案对应的飞行性能的集合代入到所述第一预设优化器中进行优化，得到所述第一飞行器方案对应的优化之后的飞行性能。

进一步地，所述第一预设设计模型的输入参数包括所述第一预设设计模型的设计变量和所述第一预设设计模型的系统参数；所述第二预设设计模型的输入参数包括所述第二预设设计模型的设计变量和所述第二预设设计模型的系统参数。