火箭弹道参数的确定方法、装置、电子设备及存储介质与流程

本公开涉及数据处理的，具体而言，涉及一种火箭弹道参数的确定方法、装置、电子设备及存储介质。

背景技术：

1、随着航天航空技术的发展，火箭发射时弹道参数的选择为火箭设计中一个重要的分支，是运载火箭总体优化设计的重要组成部分。

2、目前，针对运载火箭的弹道参数选择是一种典型的非线性规划问题。在运载火箭总体论证阶段，需要根据可能的轨道、构型、发动机种类、加注质量进行组合，并在其中找到一个运载能力最大的弹道对应的弹道参数。但是，火箭的控制变量多变，难以进行统一建模，往往需要根据具体轨道、构型进行设计才能得到最优运载能力的弹道参数，进而导致工作量大、时间效率低的问题。

技术实现思路

1、本公开实施例至少提供一种火箭弹道参数的确定方法、装置、电子设备及存储介质。

2、第一方面，本公开实施例提供了一种火箭弹道参数的确定方法，包括：

3、获取第一弹道倾角和第二弹道倾角；其中，所述第一弹道倾角为一级火箭飞行开始时刻的弹道倾角，所述第二弹道倾角为一级火箭飞行结束时刻的弹道倾角；

4、基于所述第一弹道倾角、所述第二弹道倾角和攻角变化规律结合牛顿迭代法，确定一级火箭飞行的最大飞行攻角；

5、基于所述最大飞行攻角，确定二级火箭飞行开始时刻的入轨参数；其中，所述入轨参数包括以下至少之一：二级火箭飞行的弹道起点、轨道长半轴和偏心率；

6、基于所述入轨参数，确定初始火箭弹道参数；其中，所述火箭弹道参数包括以下至少之一：入轨点弹道倾角、入轨点速度和入轨点地心矢径；

7、获取火箭飞行控制参数，并基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到满足预设弹道参数条件的目标火箭弹道参数。

8、一种可选的实施方式中，所述方法还包括：

9、获取一级火箭飞行的攻角转弯时间；

10、基于所述攻角转弯时间，确定攻角变化规律；其中，所述第t时刻的攻角符合如下条件：

11、；

12、其中，为最大飞行攻角，为攻角转弯参数，t为当前时刻，为攻角转弯时间。

13、一种可选的实施方式中，所述基于所述火箭入轨参数，确定初始火箭弹道参数，包括：

14、获取二级火箭飞行过程的弹道用量、主机秒流量以及游机秒流量；

15、基于所述二级火箭飞行过程的弹道用量、所述主机秒流量、所述游机秒流量和所述火箭飞行控制参数，确定二级火箭飞行过程的游机单独工作时间；

16、基于所述火箭入轨参数和所述游机单独工作时间，确定初始火箭弹道参数。

17、一种可选的实施方式中，所述基于所述二级火箭飞行过程的弹道用量、所述主机秒流量、所述游机秒流量和火箭飞行控制参数，确定二级火箭飞行过程的游机单独工作时间，包括：

18、基于火箭飞行控制参数，确定二级火箭飞行过程的主机和游机共同工作时间；

19、基于所述二级火箭飞行过程的弹道用量、所述主机秒流量、所述游机秒流量和所述共同工作时间，确定二级火箭飞行过程的游机单独工作时间。

20、一种可选的实施方式中，所述方法还包括：

21、二级火箭飞行过程的游机单独工作时间符合如下条件：

22、；

23、其中，为二级火箭飞行过程的弹道用量，为主机秒流量，为游机秒流量，为二级火箭飞行过程的主机和游机共同工作时间。

24、一种可选的实施方式中，所述基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到目标火箭弹道参数，包括：

25、基于所述火箭飞行控制参数结合火箭弹道运动学方程对初始火箭弹道参数进行处理，确定二级火箭飞行过程的游机关机时刻的火箭弹道参数，并将该火箭弹道参数作为中间火箭弹道参数；

26、基于所述火箭飞行控制参数对所述中间火箭弹道参数进行更新处理，得到目标火箭弹道参数。

27、一种可选的实施方式中，所述基于所述火箭飞行控制参数对所述中间火箭弹道参数进行更新处理，得到目标火箭弹道参数，包括：

28、以所述中间火箭弹道参数开始，将所述中间火箭弹道参数作为指定火箭弹道参数，并执行以下步骤，直至得到所述目标火箭弹道参数；

29、将所述火箭飞行控制参数作为指定火箭飞行控制参数，并对所述指定火箭飞行控制参数进行高斯消元法处理，得到处理后火箭飞行控制参数；

30、确定所述指定火箭飞行控制参数和所述处理后火箭飞行控制参数之间的差值，并将所述处理后火箭飞行控制参数作为指定火箭飞行控制参数；

31、基于所述指定火箭飞行控制参数和所述指定火箭弹道参数，确定处理后指定火箭弹道参数；

32、将所述处理后指定火箭弹道参数作为指定火箭弹道参数，并返回执行对所述指定火箭飞行控制参数进行高斯消元法处理，得到处理后火箭飞行控制参数的步骤；

33、在所述指定火箭弹道参数满足预设弹道参数条件的情况下，将所述指定火箭弹道参数作为目标火箭弹道参数。

34、一种可选的实施方式中，所述基于所述指定火箭飞行控制参数和所述指定火箭弹道参数，确定处理后指定火箭弹道参数，包括：

35、基于所述指定火箭飞行控制参数对所述指定火箭弹道参数进行处理，得到所述指定火箭弹道参数的偏导矩阵；

36、基于所述差值和所述指定火箭弹道参数的偏导矩阵，确定所述指定火箭弹道参数的入轨偏差；

37、基于所述火箭弹道参数偏差和所述指定火箭飞行控制参数，确定处理后指定火箭弹道参数。

38、第二方面，本公开实施例还提供一种火箭弹道参数的确定装置，包括：

39、获取模块，用于获取第一弹道倾角和第二弹道倾角；其中，所述第一弹道倾角为一级火箭飞行开始时刻的弹道倾角，所述第二弹道倾角为一级火箭飞行结束时刻的弹道倾角；

40、第一确定模块，用于基于所述第一弹道倾角、所述第二弹道倾角和攻角变化规律结合牛顿迭代法，确定一级火箭飞行的最大飞行攻角；

41、第二确定模块，用于基于所述最大飞行攻角，确定二级火箭飞行开始时刻的入轨参数；其中，所述入轨参数包括以下至少之一：二级火箭飞行的弹道起点、轨道长半轴和偏心率；

42、第三确定模块，用于基于所述入轨参数，确定初始火箭弹道参数；其中，所述火箭弹道参数包括以下至少之一：入轨点弹道倾角、入轨点速度和入轨点地心矢径；

43、更新模块，用于获取火箭飞行控制参数，并基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到满足预设弹道参数条件的目标火箭弹道参数。

44、第三方面，本公开实施例还提供一种电子设备，包括：处理器、存储器和总线，所述存储器存储有所述处理器可执行的机器可读指令，当电子设备运行时，所述处理器与所述存储器之间通过总线通信，所述机器可读指令被所述处理器执行时执行上述第一方面，或第一方面中任一种可能的实施方式中的步骤。

45、第四方面，本公开实施例还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器运行时执行上述第一方面，或第一方面中任一种可能的实施方式中的步骤。

46、在本公开的实施例中，首先，获取第一弹道倾角和第二弹道倾角；其次，基于第一弹道倾角、第二弹道倾角和攻角变化规律结合牛顿迭代法，确定一级火箭飞行的最大飞行攻角；其次，基于最大飞行攻角，确定二级火箭飞行开始时刻的入轨参数；其次，基于入轨参数，确定初始火箭弹道参数；最后，获取火箭飞行控制参数，并基于火箭飞行控制参数结合高斯消元法对初始火箭弹道参数进行更新处理，得到目标火箭弹道参数。

47、上述实施方式中，通过在一级火箭飞行开始之前，确定好攻角转弯规律。基于攻角转弯规律结合牛顿迭代法确定在一级火箭飞行过程中的最大飞行攻角，以实现一级火箭飞行弹道的优化。相比于现有技术中需要建模实现对一级火箭飞行弹道的优化，本实施例减小了计算量提高了时间效率。在二级火箭飞行开始之前，基于所述火箭飞行控制参数结合高斯消元法对所述初始火箭弹道参数进行更新处理，得到满足预设弹道参数条件的目标火箭弹道参数。相比于现有技术中需要建模确定目标火箭弹道参数的方式，本实施例减小了计算量提高了时间效率。

48、为使本公开的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。