多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计方法及系统与流程

1.本发明涉及制导火箭弹技术领域，具体涉及一种多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计方法及系统。


背景技术：

2.制导火箭弹是一种依靠火箭动力发射，将战斗部快速投送到目标区域以实现对人员、火器装备、防御工事等目标进行有效杀伤的攻坚拔点式武器，与传统的战术地地导弹武器装备相比，具有成本低、操作简单、火力反应时间快等优点而备受青睐。目前国际主流火箭弹射程约几十至百余公里，但是随着以无人机为代表的一系列战场中近距快速侦察与打击技术的出现与发展，现有火箭弹装备的射程与火力快速投送优势已不再突出，面临的战场生存环境也更加严酷。考虑到火箭弹具有大批量装备、成体系作战的特点，直接采用新装备并全部淘汰现有装备在经济成本、部队战力形成时间成本等方面都是不可接受的。因此，为了保证火箭弹武器装备在日益复杂的战场环境中仍然能够发挥远程精确打击的火力投送优势，基于现有火箭弹装备进行能力提升，实现火箭弹装备增程便成为了迫切而现实的需求。
3.从目前研究发展的现状和趋势来看，实现火箭弹增程提升的主要方法有增大发动机总能量、改良火箭弹结构和优化飞行轨迹三类。增加发动机总能量是最常用的方法，该方法直接提供实现更远射程所需的更多能量，但通常伴随着弹体长度或弹身直径尺寸的增加，造成全弹外形布局和质量特性的改变，对原有方案改动程度大，而且改进后的方案通常也难以适配原有装备体系，既需要投入额外成本改进配套装备，又不利于快速形成战斗力；改良火箭弹结构的方法通常是增加弹翼或弹体-级间分离装置，用以改良气动特性和操稳特性以促进射程提升，但这种方法并未提升火箭弹拥有的总能量，不仅增程效果有限，还提升了结构的复杂性，对火箭弹的成本和可靠性要求提出了挑战；优化飞行轨迹方法通过调整飞行过程中姿态实现减阻增升，增大射程，但这种方法本质上并未改变火箭弹所拥有的总能量，并可能导致火箭弹控制执行机构偏向工作极限，不仅增程效果有限，还限制了火箭弹的机动能力。
4.综上可知，目前主要的火箭弹增程技术都存在着一定的不足，无法较好的兼顾增程效果和增程设计所需的成本代价。


技术实现要素：

5.针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计方法及系统，能够在不改变原有火箭弹发射方式、不大幅增加成本的前提下实现火箭弹射程能力提升。
6.为达到以上目的，本发明提供的一种多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计方法，具体包括以下步骤：
7.基于射程需求进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计，并以当前发动机系统方案
为基础优化飞行轨迹形式；
8.判断当前发动机系统方案是否满足设计增程飞行轨迹的需求：
9.若是，则以当前发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计；
10.若否，则进行发动机能力优化提升，得到改进后的新发动机系统方案后并以新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计。
11.在上述技术方案的基础上，所述进行发动机能力优化提升，得到改进后的新发动机系统方案后并以新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计，具体步骤包括：
12.进行发动机能力优化提升，得到改进后新发动机系统方案，进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计，并以新发动机系统方案为基础优化飞行轨迹形式；
13.判断新发动机系统方案是否满足设计增程飞行轨迹的需求：
14.若满足，则以新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计；
15.若不满足，则再次进行发动机能力优化提升，再次得到改进后新发动机系统方案，进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计，并以再次得到的新发动机系统方案为基础优化飞行轨迹形式，然后判断再次得到的新发动机系统方案是否满足设计增程飞行轨迹的需求，若满足，则以再次得到的新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计，若不满足，则再次进行发动机能力优化提升，依次类推，直至得到的新发动机系统方案满足设计增程飞行轨迹的需求，然后以得到的新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计。
16.在上述技术方案的基础上，
17.所述多约束条件中的多约束包括设计要求约束和方案继承性约束；
18.所述设计要求约束为以初始设计指标确定输入量；
19.所述方案继承性约束包括火箭弹外形方案约束和飞行环境方案约束。
20.在上述技术方案的基础上，所述设计要求约束的设计指标包括射程和重量。
21.在上述技术方案的基础上，
22.所述火箭弹外形方案约束要求进行增程飞行轨迹设计后的增程火箭弹使用与原始火箭弹相同的外形设计方案；
23.所述飞行环境方案约束要求保证进行增程飞行轨迹设计后的增程火箭弹的热环境和载荷条件均与原始火箭弹相同。
24.在上述技术方案的基础上，所述发动机能力优化提升包括增加发动机总能量、优化发动机能量分配和增加发动机质量比。
25.在上述技术方案的基础上，所述增加发动机总能量包括更换性能更优的发动机装药以增加装药能量密度。
26.在上述技术方案的基础上，所述优化发动机能量分配具体为在发动机装药总能量增加的前提下降低发动机燃速，延长发动机工作时间，提升发动机燃烧室内燃气膨胀比。
27.在上述技术方案的基础上，所述增加发动机质量比具体为采用新型轻质化材料，以减轻发动机的消极质量实现。
28.本发明提供的一种多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计系统，包括：
29.优化模块，其用于基于射程需求进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计，并以当前发动机系统方案为基础优化飞行轨迹形式；
30.判断模块，其用于判断当前发动机系统方案是否满足设计增程飞行轨迹的需求：
31.执行模块，其用于当当前发动机系统方案满足设计增程飞行轨迹的需求时，以当前发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计；当当前发动机系统方案不满足设计增程飞行轨迹的需求时，进行发动机能力优化提升，得到改进后的新发动机系统方案后并以新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计。
32.与现有技术相比，本发明的优点在于：能够在不改变原有火箭弹发射方式、不大幅增加成本的前提下实现火箭弹射程能力提升，通过保证火箭弹外形方案的近似性、飞行环境和飞行载荷的近似性，既能保证增程后的火箭弹和原有发射及配套装备的适配性，又能充分利用原始火箭弹方案的气动特性、热环境等数据和原有弹上单机设备，降低研发周期和研发成本，具备快速批产能力，同时，还能在不大幅增加成本的基础上，满足射程、质量、发射方式等多约束条件下的火箭弹射程能力提升。
附图说明
33.为了更清楚地说明本技术实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
34.图1为本发明实施例中一种多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计方法的流程图；
35.图2为原始和完成增程设计后的火箭弹飞行轨迹示意图；
具体实施方式
36.为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。
37.本发明实施例提供的一种多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计方法，将火箭弹增程方案设计划分为多约束条件下的增程飞行轨迹设计和发动机能力优化提升两个阶段。
38.第一阶段针对射程需求进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计，以当前发动机系统方案为基础优化飞行轨迹形式，若当前发动机系统方案可以满足设计增程飞行轨迹的需求，则以当前发动机系统方案的能力指标分配为基础完成增程火箭弹方案设计；若当前发动机系统方案无法满足设计增程飞行轨迹的需求，即现有约束条件下无法满足设计增程飞行轨迹的能量需求，则进入第二阶段进行发动机能力优化提升，改进发动机方案后再以新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计，以此迭代设计得到增程方案。
39.参见图1所示，本发明实施例提供的一种多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计方法，具体包括以下步骤：
40.s1：基于射程需求进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计，并以当前发动机系统方案为基础优化飞行轨迹形式；即针对射程需求目标，梳理火箭弹各个系统间的联系，协调各个系统对射程能力的影响，进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计。
41.s2：判断当前发动机系统方案是否满足设计增程飞行轨迹的需求，若满足，则转到
s3，若不满足，则转到s4；
42.s3：以当前发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计；
43.s4：进行发动机能力优化提升，得到改进后的新发动机系统方案后并以新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计。
44.本发明实施例中，进行发动机能力优化提升，得到改进后的新发动机系统方案后并以新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计，具体步骤包括：
45.进行发动机能力优化提升，得到改进后新发动机系统方案，进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计，并以新发动机系统方案为基础优化飞行轨迹形式；
46.判断新发动机系统方案是否满足设计增程飞行轨迹的需求：
47.若满足，则以新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计；
48.若不满足，则再次进行发动机能力优化提升，再次得到改进后新发动机系统方案，进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计，并以再次得到的新发动机系统方案为基础优化飞行轨迹形式，然后判断再次得到的新发动机系统方案是否满足设计增程飞行轨迹的需求，若满足，则以再次得到的新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计，若不满足，则再次进行发动机能力优化提升，依次类推，直至得到的新发动机系统方案满足设计增程飞行轨迹的需求，然后以得到的新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计。
49.以下对本发明低成本制导火箭弹增程设计方法的逻辑处理过程进行具体说明。
50.a：输入设计需求，设计需求具体包括射程、质量等，转到步骤b：
51.b：更新火箭弹总体、发动机、气动特性、质量特性等参数，转到步骤c；
52.步骤c：进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计，并以当前发动机系统方案为基础优化飞行轨迹形式，转到步骤d；
53.步骤d：判断当前发动机系统方案是否满足设计增程飞行轨迹的需求，若是，则转到步骤f，若否，则转到步骤e；
54.步骤e：进行发动机能力优化提升，得到改进后的新发动机系统方案，转到步骤b；
55.步骤f：以当前发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计，得到合理的火箭弹增程设计方案，结束。
56.本发明实施例中，多约束条件中的多约束包括设计要求约束和方案继承性约束；设计要求约束为以初始设计指标确定输入量；方案继承性约束包括火箭弹外形方案约束和飞行环境方案约束。设计要求约束的设计指标包括射程和重量。
57.火箭弹外形方案约束要求进行增程飞行轨迹设计后的增程火箭弹使用与原始火箭弹相同的外形设计方案，在实际的应用过程中，可以为尽量相同。通过保证火箭弹外形方案相同，从而增程火箭弹仍然可以适用于原有发射装备，保障装备适配性。同时，增程火箭弹可以继承使用原始火箭弹方案的气动特性数据，只用进行少数针对新飞行环境下的仿真和试验，即可获取火箭弹方案设计所需的全部气动性能数据。
58.飞行环境方案约束要求保证进行增程飞行轨迹设计后的增程火箭弹的热环境和载荷条件均与原始火箭弹相同，在实际的应用过程中，可以为尽量相同。通过保证火箭弹飞行环境和载荷条件的近似使火箭弹能够继承原有的气动热防护结构，并为增程火箭弹继承使用原有弹上单机产品奠定了环境基础，使弹上单机设备也具有良好的使用继承性。同时，通过尽量使用已有的成熟设计方案和可复用数据，确保增程火箭弹方案研制的经济成本和
时间成本可控。
59.本发明中的轨迹设计采用基于最优能量管理的轨迹设计技术，应用机动滑翔轨迹形式进一步提升射程能力。
60.本发明实施例中，发动机能力优化提升包括增加发动机总能量、优化发动机能量分配和增加发动机质量比。通过对发动机能力优化提升，以达到总体性能最优满足射程能力需要。
61.增加发动机总能量包括更换性能更优的发动机装药以增加装药能量密度，实现相同装药量的约束下获得更多用于飞行推进的能量。
62.优化发动机能量分配具体为在发动机装药总能量增加的前提下降低发动机燃速，延长发动机工作时间，提升发动机燃烧室内燃气膨胀比。具体的，采用改进发动机装药性能的方法，在总能量增加的前提下降低燃烧速度，延长工作时间，使发动机能量更多地应用至低阻力飞行阶段，减少克服阻力带来的能量损耗，并通过降低发动机燃速，延长发动机工作时间，提升发动机燃烧室内燃气膨胀比，提升发动机飞行过程中的能量使用率。
63.增加发动机质量比具体为采用新型轻质化材料，以减轻发动机的消极质量实现。即在满足发动机能量需求同时，通过综合调整粘接剂力学性能、采用轻质化材料、优化并控制壳体成型工艺过程，提高工艺稳定性、减轻发动机消极质量。
64.本发明统筹考虑并解决火箭弹总体、射程能力、飞行载荷、环境以及弹上分系统之间的匹配性和适应性问题，充分继承原有成熟方案，降低增程火箭弹研制过程的时间和经济成本。对于本发明的低成本制导火箭弹增程设计方法，以下进行补充说明。
65.在本发明的增程飞行轨迹设计中，首先需要明确增程方案的技术指标，明确对增程后火箭弹的射程、质量等设计要求和设计约束。在一种可能的实施情况下，确定目标为在成本提升不大于20％的前提下，实现射程倍增。
66.第一阶段采用基于最优能量管理的轨迹设计技术，在多种约束的情况下设计“助推+大气层内滑翔机动”式飞行轨迹实现射程增加。通过优化发动机关机点处火箭弹的姿态和能量，以满足达到具体射程目标的后续机动滑翔初始能量条件。大气层内滑翔机动轨迹，是在火箭弹进入无动力被动段后在到达指定的高度、速度条件后，逐渐增加飞行攻角，拉起飞行轨迹做跳跃增程机动，实现相比于惯性轨迹的射程拓展。
67.执行第一阶段飞行轨迹的多约束条件下增程飞行轨迹设计，需要明确设计约束条件和用于轨迹解算的总体参数、气动特性、质量特性、动力特性数据。
68.进一步的，为了充分发挥现有方案的继承性，保证增程火箭弹方案与发射装备的适配性和火箭弹研发周期与成本的可控性，火箭弹气动外形方案、弹上单机方案尽量与原始火箭弹方案相同。
69.进一步的，火箭弹气动外形方案与原始方案基本保持一致，在与原始方案相同的飞行条件下可直接使用原始方案的气动数据。对原始方案气动特性数据内不包含的新飞行环境开展仿真分析和风洞试验，快速获取了完整的火箭弹气动特性数据。同时，在补吹风洞试验时将弹体弹性、飞行过程结构变形等进行辨识修正，确保大跨度飞行工况下的火箭弹操纵性。
70.进一步的，在满足技术指标的同时减小飞行攻角和舵偏，尽量保证热环境和载荷条件与原火箭弹方案相同，使用与原始火箭弹方案相同的弹上单机方案和结构热防护方
案。
71.进一步的，在使用原有火箭弹弹上单机和热防护结构的基础上，弹上电气设备通过优化挖潜，拓展使用条件，满足新飞行状态下的低气压、高热等新环境；控制系统采用自适应变参数制导稳定设计方法，通过多通道解耦、滤波等措施，满足飞行滑翔时间长、弹体弹性变化大、高空控制等新特性，并通过半实物仿真和飞行试验验证，确保火箭弹全程控制稳定满足射程拓展飞行需求。
72.优选的，在第一阶段，通过调整当前的总体参数和发动机质量参数进行最优能量管理飞行轨迹设计。
73.在全弹重量、长度及发射方式的约束下，单纯依靠增加装药量和更换装药类型对射程能力提升有限，经过仿真表明不能满足射程倍增的能量需求。
74.第二阶段针对发动机性能、结构设计、装药性能和火箭弹总体使用之间的耦合迭代分析，通过提升发动机总能量、改善发动机能量分配以及提升发动机质量比，提高发动机的总能量和在飞行中的使用效率，达到总体性能最优满足射程能力需要。
75.进一步的，通过将原始火箭弹的发动机装药配方更换为更加成熟的，性能更优的推进剂配方，提升装药的能量密度以提高发动机总能量。
76.进一步的，调整发动机装药配方，降低发动机装药燃烧速度，使发动机工作时间进一步延长，让发动机更多地工作在低飞行阻力环境中，减少克服阻力消耗的能量。
77.进一步的，降低发动机装药燃烧速度，延长发动机工作时间，提升了发动机的膨胀比，进而提高发动机的能量利用效率。
78.进一步的，通过调整粘接剂力学性能、使用轻质化材料并优化发动机壳体成型工艺，使发动机装药工艺性能得到提高，满足宽温使用和长期贮存需求，并减轻发动机消极质量，提高了发动机质量比。
79.进一步的，基于优化后的发动机方案，重新进行设计过程第一阶段，得到符合所有约束条件的合理可行的火箭弹增程设计方案，如图2所示，为增程前后火箭弹的飞行轨迹示意图，从图2中不同的飞行轨迹对比可知，增程设计后的火箭弹实现了在不改变发射模式，成本提升小于20％的情况下，射程能力倍增的目标。
80.本发明实施例的多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计方法，首先考虑火箭弹原有方案继承性，通过保证火箭弹外形方案的近似性、飞行环境和飞行载荷的近似性，既能保证增程后的火箭弹和原有发射及配套装备的适配性，又能充分利用原始火箭弹方案的气动特性、热环境等数据和原有弹上单机设备，降低研发周期和研发成本，具备快速批产能力，然后进一步考虑火箭弹设计过程中各系统间的联系与约束，将飞行轨迹优化和发动机总能量提升两类措施统筹使用，对原有发动机系统方案进行性能提升，通过更换性能更优的装药配方和轻质化结构增加火箭弹发动机的总能量和质量比，确保能够满足射程提升设计的能量需求，在总体和分系统间开展多轮方案迭代设计与性能挖潜，实现不大幅增加成本的基础上，满足射程、质量、发射方式等多约束条件下的火箭弹射程能力提升。
81.本发明实施例提供的一种多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计系统，包括优化模块、判断模块和执行模块。
82.优化模块用于基于射程需求进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计，并以当前发动机系统方案为基础优化飞行轨迹形式；判断模块用于判断当前发动机系统方案是否满足
设计增程飞行轨迹的需求：执行模块用于当当前发动机系统方案满足设计增程飞行轨迹的需求时，以当前发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计；当当前发动机系统方案不满足设计增程飞行轨迹的需求时，进行发动机能力优化提升，得到改进后的新发动机系统方案后并以新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计。
83.以上所述仅是本技术的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本技术。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本技术的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本技术将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
84.本发明是参照根据本发明实施例的方法、设备(系统)和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。