[发明专利]一种制导火箭力热迭代联合优化总体设计方法

说明书

本发明公开了一种制导火箭力热迭代联合优化总体设计方法，首先在制导火箭射程、射高、落速、落角等条件的约束下，通过优化计算使舵面法向力、舵前缘总加热量最小和端头驻点总加热量最小，一轮周期优化结束后，利用优化结果增加舵前缘总加热量和端头驻点总加热量约束，对舵面法向力进行迭代优化，后续增加舵面法向力和端头驻点总加热量约束对舵前缘总加热量进行迭代优化，最后增加舵面法向力和舵前缘总加热量约束对端头驻点总加热量进行迭代优化，直至两次端头驻点总加热量迭代优化结果小于阈值，迭代优化结束。该力热迭代联合优化总体设计方法架构通用，工程实践能力强，未来可广泛应用于制导火箭力热优化总体设计中。

技术领域

本发明属于火箭技术领域，具体涉及一种制导火箭力热迭代联合优化总体设计方法。

背景技术

超远程制导火箭在最大射程条件下，舵面法向力、舵前缘总加热量和端头驻点总加热量面临最严酷的考核，如果不进行优化，需要以加大成本、重量、阻力等为代价以保证弹体结构不受到破坏，因此在总体方案设计中必须要在气动方案初步固化后，对舵面法向力、舵前缘和端头驻点总加热量进行优化，降低弹体结构设计压力。但是多尺度多维变量优化问题无法同时求解。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种制导火箭力热迭代联合优化总体设计方法，首先通过依次优化舵面法向力、舵前缘总加热量和端头驻点总加热量，得到制导火箭边界约束，然后以新的边界约束进行迭代优化，通过多轮数值仿真优化使制导火箭力热性能最优。

本发明针对舵面法向力、舵前缘总加热量和端头驻点总加热量多参数无法同时进行优化的问题，设计了一种力热迭代联合优化的方法，首先在制导火箭射程、射高、落速、落角等条件的约束下，通过优化计算使舵面法向力、舵前缘总加热量最小和端头驻点总加热量最小，一轮周期优化结束后，利用优化结果增加舵前缘总加热量和端头驻点总加热量约束，对舵面法向力进行迭代优化，后续增加舵面法向力和端头驻点总加热量约束对舵前缘总加热量进行迭代优化，最后增加舵面法向力和舵前缘总加热量约束对端头驻点总加热量进行迭代优化，直至两次端头驻点总加热量迭代优化结果小于阈值，迭代优化结束。该力热迭代联合优化总体设计方法架构通用，工程实践能力强，未来可广泛应用于制导火箭力热优化总体设计中。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤：

步骤1：优化制导火箭舵面法向力；

以制导火箭射程、射高、落速、落角、最大攻角为约束，以攻角为控制量，以舵面法向力最小为目标函数，进行弹道优化，得到最小舵面法向力F_dmin，同时得到对应的舵前缘总加热量Q_dF和端头驻点总加热量Q_zF；

过程约束为：

s_min≤s≤s_max

h_min≤h≤h_max

V_fmin≤V_f≤V_fmax

θ_fmin≤θ_f≤θ_fmax

α_min≤α≤α_max

其中，s,h,V_f,θ_f,α分别为射程，射高，落速，落角，攻角；

目标函数为：J＝min(0.5ρV²S_δC_N)，其中ρ为空气密度，V为制导火箭速度，S_δ为舵翼面积，C_N为舵面法向力系数；