垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法和装置

摘要

本公开涉及一种垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法和装置，属于运载火箭总体设计技术领域。本公开针对两级单芯级、奇数台发动机并联的垂直起降重复使用运载火箭，首先根据箭体直径、发动机布局方案和推进剂类型依次计算基础级最大推力F、质量m0；然后根据级间比、火箭结构系数，以运载能力为优化目标，以级间比为优化变量对速度增量方程优化求解；最后根据优化结果计算火箭长细比，并依据长细比是否符合工程实践为评判标准判定设计方案是否可行。本公开对垂直起降重复使用运载火箭首次提出了适于自动化实现、简洁高效的设计方案评价方法，为垂直起降重复使用运载火箭后续的工程研制提供了坚实的参考依据。

权利要求

1.一种垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法，其特征在于：用于两级单芯级、奇数台发动机并联的垂直起降重复使用运载火箭，包括以下内容：根据箭体直径、发动机布局方案和推进剂类型计算基础级最大推力F；

根据F计算质量m0；

根据级间比、火箭结构系数通过式（1）计算运载能力；

          （1）

其中，Δv表示速度增量、Isp1表示一级发动机比冲、Isp2表示二级发动机比冲、m1表示一级总质量、m2表示二级总质量、ms1表示一级结构质量、ms2表示二级结构质量、mp表示有效载荷质量、σ1表示一级结构系数、σ2表示二级结构系数、ε表示级间比；

将式（1）中ε作为优化变量，mp作为优化目标，根据预设的Δv常量最大化运载能力；

根据优化结果计算火箭长细比；

以长细比是否符合工程实践为评判标准确定方案是否可行。

2.根据权利要求1所述的垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法，其特征在于：所述发动机布局方案为中心部署1台发动机，剩余发动机均布于中心发动机外周。

3.根据权利要求2所述的垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法，其特征在于：所述发动机台数n为5、7或9，最大直径d为：其中D为所述火箭直径。

4.根据权利要求3所述的垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法，其特征在于：所述F=n*f，其中f为单台发动机推力，通过下式计算：f=对应于所述推进剂类型的典型发动机的推力面密度*发动机的喷口面积。

5.根据权利要求1所述的垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法，其特征在于：所述m0=F/(推重比*重力加速度)。

6.根据权利要求1所述的垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法，其特征在于：所述根据优化结果计算火箭长细比过程为：

将ε和mP代入式（1）得到m1、m2、ms1和ms2；

根据m1、m2、ms1和ms2得到各子级推进剂质量；

根据下式计算全箭长度：全箭长度=各子级推进剂质量/(推进剂相对密度*箭体截面积)+整流罩长度；

根据下式计算火箭长细比：长细比=全箭长度/箭体直径。

7.根据权利要求1‑6任一所述的垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法，其特征在于：所述评判标准为所述长细比是否小于20。

8.一种垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价装置，其特征在于：用于两级单芯级、奇数台发动机并联的垂直起降重复使用运载火箭，包括推力计算模块，质量计算模块，优化模块，长细比计算模块和评价模块，其中，推力计算模块用于根据箭体直径、发动机布局方案和推进剂类型计算基础级最大推力F；

质量计算模块用于根据所述F计算总质量m0；

优化模块用于对下式进行优化寻优，其中，ε为优化变量，mp为优化目标，Δv为预设的常量：          （1）

其中，Δv表示速度增量、Isp1表示一级发动机比冲、Isp2表示二级发动机比冲、m1表示一级总质量、m2表示二级总质量、ms1表示一级结构质量、ms2表示二级结构质量、mp表示有效载荷质量、σ1表示一级结构系数、σ2表示二级结构系数、ε表示级间比；

长细比计算模块用于根据优化模块输出的优化结果计算火箭长细比；

评价模块用于以长细比是否符合工程实践为评判标准确定方案是否可行。

9.一种电子设备，其特征在于，所述电子设备包括：至少一个处理器；以及，

与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行权利要求1‑7中任一项所述的方法。

10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时使处理器执行权利要求1‑7中任一项所述的方法。

说明书

垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法和装置

技术领域

[0001] 本公开涉及一种运载火箭设计方案评价方法和装置，特别涉及一种垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法和装置，属于运载火箭总体设计技术领域。

背景技术

[0002] 重复使用运载火箭已是现今降低进入空间成本的必由之路，基于历史原因，垂直起降重复使用运载火箭是当前我国最为现实可行的重复使用运输系统路线。而垂直起降重
复使用运载火箭设计方案是否可行目前没有快捷高效自动化的评价手段。

发明内容

[0003] 本公开的目的是为了克服已有技术的缺陷，为了部分或全部解决上述技术问题，提出一种垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法和装置。

[0004] 本公开的目的是通过以下技术方案实现的。

[0005] 第一方面，本公开提供一种垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法，用于两级单芯级、奇数台发动机并联的垂直起降重复使用运载火箭，包括以下内容：

[0006] 根据箭体直径、发动机布局方案和推进剂类型计算基础级最大推力F；

[0007] 根据F计算总质量 ：

[0008] 根据级间比、火箭结构系数通过式（1）计算运载能力；

[0009]           （1）

[0010] 其中，Δv是速度增量、Isp1是一级发动机比冲、Isp2是二级发动机比冲、m1是一级总质量、m2是二级总质量、ms1是一级结构质量、ms2是二级结构质量、mp是有效载荷质量、σ1是一级结构系数、σ2是二级结构系数、ε是级间比；

[0011] 将式（1）中ε作为优化变量，mp作为优化目标，根据预设的Δv常量最大化运载能力；

[0012] 根据优化结果计算火箭长细比；

[0013] 以长细比是否符合工程实践为评判标准确定方案是否合理。

[0014] 第二方面，本公开提供一种垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价装置，用于两级单芯级、奇数台发动机并联的垂直起降重复使用运载火箭，包括推力计算模块，质量计
算模块，优化模块，长细比计算模块和评价模块，其中，

[0015] 推力计算模块用于根据箭体直径、发动机布局方案和推进剂类型计算基础级最大推力F；

[0016] 质量计算模块用于根据所述F计算总质量 ；

[0017] 优化模块用于对下式进行优化寻优，其中， 为优化变量， 为优化目标， 为预设的常量：

[0018]           （1）

[0019] 其中，Δv表示速度增量、Isp1表示一级发动机比冲、Isp2表示二级发动机比冲、m1表示一级总质量、m2表示二级总质量、ms1表示一级结构质量、ms2表示二级结构质量、mp表示有
效载荷质量、σ1表示一级结构系数、σ2表示二级结构系数、ε表示级间比；

[0020] 长细比计算模块用于根据优化模块输出的优化结果计算火箭长细比；

[0021] 评价模块用于以长细比是否符合工程实践为评判标准确定方案是否合理。

[0022] 第三方面，本公开提供一种电子设备，包括：

[0023] 至少一个处理器；以及，

[0024] 与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理
器能够执行第一方面任一实施例所述的方法。

[0025] 第四方面，本公开提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时使处理器执行第一方面任一实施例所述的方法。

[0026] 有益效果

[0027] 本公开提供了一种适于自动化的垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价手段，简洁高效；通过优化运载能力方程寻优出给定方案条件下最大化载荷的级间比，不但能够
获知给定方案能够承载的最大载荷，还能够根据由此计算的长细比判定设计方案在工程上
是否具备现实可行性；通过解析计算方式，快速得到初步总体方案，可加快总体论证设计的
迭代过程，大幅提高方案设计、初样、试验等研制试验进程。

附图说明

[0028] 图1为本公开实施例提供的一种垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法流程示意图；

[0029] 图2为两级单芯级构型示意图；

[0030] 图3为5台发动机布局方案示意图；

[0031] 图4为本公开实施例提供的一种电子设备结构示意图。

具体实施方式

[0032] 以下将结合附图所示的具体实施方式对本公开进行详细描述。但这些实施方式并不限于本公开，本领域的普通技术人员根据这些实施方式所做出的结构、方法、或功能上的
变换均包含在本公开的保护范围内。

[0033] 在本公开的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本公开和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对
公开的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本公开的描述中，除非另有说明，“多个”的
含义是两个或两个以上。

[0034] 在本公开的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语
在本公开中的具体含义。

[0035] 为对本公开实施例的目的、技术方案和优点进行说明，下面将结合本公开实施例中的附图，对本公开实施例中的技术方案进行清楚、 完整地描述。

[0036] 为满足人们日益旺盛的卫星探索需求，降低火箭发射成本，提高运载火箭重复使用能力势在必行。鉴于我国现有运载火箭都是基于一次性使用而设计，必须基于重复使用
能力重新设计。而对于重复使用运载火箭的总体设计是否合理缺乏一套行之有效、简洁高
效的评价手段。

[0037] 如图1所示，本公开提供一种垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法，用于两级单芯级、奇数台发动机并联的垂直起降重复使用运载火箭，包括以下内容：

[0038] 1、根据箭体直径、发动机布局方案和推进剂类型计算基础级最大推力F；

[0039] 2、根据F计算总质量m0；

[0040] 3、根据级间比、火箭结构系数通过式（1）计算运载能力；

[0041]           （1）

[0042] 其中，Δv表示速度增量、Isp1表示一级发动机比冲、Isp2表示二级发动机比冲、m1表示一级总质量、m2表示二级总质量、ms1表示一级结构质量、ms2表示二级结构质量、mp表示有
效载荷质量、σ1表示一级结构系数、σ2表示二级结构系数、ε表示级间比；

[0043] 4、将式（1）中ε作为优化变量，mp作为优化目标，根据预设的Δv常量最大化运载能力；

[0044] 5、根据优化结果计算火箭长细比；

[0045] 6、以长细比是否符合工程实践为评判标准确定方案是否可行。

[0046] 按照动力类型，国内外重复使用技术路线主要分为火箭动力重复使用和组合动力重复使用运输系统。其中火箭动力重复使用又分为轴对称构型（垂直起降重复使用运载火
箭）和升力式构型。火箭动力经过几十年的发展技术相对较为成熟，特别基于火箭动力的垂
直起降重复使用运载火箭率先得到突破，其不仅在运载能力、运载效率和发射成本等方面
全面超越上一代运载火箭，因此是现阶段最有希望规模化工程应用的重复使用运载火箭。
因此，本公开以垂直起降重复使用运载火箭为研究对象提供其总体设计方案的评价方法。

[0047] 从火箭构型上，为实现入轨，现有运载火箭构型主要采用单芯级构型和捆绑构型，其中捆绑构型又分为固体助推、小型液体助推和通用芯级助推。考虑到固体助推和小型液
体助推无法回收复用或回收复用价值不高，此外从通用化、系列化和组合化的角度考虑，垂
直起降重复使用运载火箭优选单芯级构型，其次是芯级捆绑构型。一般地级数越多，采用的
级间分离机构越多、飞行可靠性越低，从回收复用角度看，两级单芯级构型是重复使用的最
优构型。从动力布局上，垂直起降重复使用运载火箭倾向于采用奇数台同类型发动机，中心
布置单台发动机，围绕圆周设偶数台发动机对称布置，如4、6、8等。因此，本公开评价方案主要用于两级单芯级、奇数台发动机并联的垂直起降重复使用运载火箭。

[0048] 下面以图2所示两级单芯级构型（包括芯一级1、芯二级2和整流罩3），图3所示5台发动机并联的垂直起降重复使用运载火箭为例说明本公开评价方法。

[0049] 1、根据箭体直径、发动机布局方案和推进剂类型计算基础级最大推力F；

[0050] 优选的，本公开对常用的5、7或9台发动机布局方案，通过下式计算单台发动机的最大直径d：

[0051]

[0052] 其中D为运载火箭直径，即箭体直径；d为单台发动机直径，n为发动机数量。

[0053] 根据典型发动机的推力面密度，同比例得到对应直径单台发动机的推力。具体的，单台发动机推力可用典型推进剂类型的发动机的推力面密度与发动机的喷口面积乘积得
出。假设本例推进剂类型为液氧煤油，取液氧煤油发动机Merlin‑1D的推力面密度1271kN/
㎡作为典型液氧煤油发动机的推力面密度，箭体直径为3350mm；则d=3.35/3=1.116m；单台
2
发动机推力f =典型液氧煤油发动机推力面密度*发动机的喷口面积=1271*Π*（d/2）=
2
1271*3.14*（1.116/2）= 1271*0.98=1243 kN；基础级最大推力F=总推力= n*f=5*1243=
6215 kN。

[0054] 2、根据F计算质量m0；

[0055] 优选的，m0=F/(推重比*重力加速度)。

[0056] 根据统计，世界主要单芯级构型运载火箭的推重比大多在1.2 1.5之间，若拟定垂~
直起降重复使用运载火箭的推重比为1.3，则上述3350mm直径构型、5台发动机布局、液氧煤
油动力类型运载火箭的质量m0=6215/(1.3*9.8)= 487t。

[0057] 3、根据级间比、火箭结构系数通过式（1）计算运载能力mp；

[0058] 质量m0包括芯一级总质量和芯二级总质量，每级质量由结构质量和载荷质量构成忽略阻力损失和重力损失，有如下关系方程：

[0059]           （1）

[0060] 其中，Δv表示速度增量、Isp1表示一级发动机比冲、Isp2表示二级发动机比冲、m1表示一级总质量、m2表示二级总质量、ms1表示一级结构质量、ms2表示二级结构质量、mp表示有
效载荷质量、σ1表示一级结构系数、σ2表示二级结构系数、ε表示级间比。

[0061] 根据统计，一级结构系数大致在6% 12%之间，且集中分布在6% 8%之间；二级结构~ ~
系数在4% 12%之间，且集中分布在8% 10%之间。对于上述示例3350mm直径构型、5台发动机
~ ~
布局、液氧煤油动力的两级单芯级火箭，假定一级结构系数 为7.5%、二级结构系数 为
9%、一二级间比 为9，可得出，一级总质量438t、结构质量33t、推进剂质量405t；二级总质
量49t、结构质量4t、推进剂质量45t。

[0062] 由于忽略了阻力损失和重力损失，LEO入轨速度增量不能采用理论的7.9km/s，根据统计，LEO入轨速度增量大致在9.2km/s 10km/s之间，本例优选LEO入轨速度增量为
~
9.5km/s，一级发动机海平面比冲2900m/s，二级发动机真空比冲3300m/s，即Δv=9.5km/s，
Isp1=2900m/s，Isp2=3300m/s。对上式求解可得LEO运载能力mp为10.2t，运载效率为2.1。

[0063] 4、将式（1）中ε作为优化变量，mp作为优化目标，根据预设的Δv常量最大化运载能力；

[0064] 单芯级、奇数台发动机多机并联情况的重复使用火箭总体优化，实际上是一个结构系数和比冲为常数、级间比为设计变量、运载能力为优化目标的单参数约束优化问题，该
优化问题的定义如下式所示，求解该优化问题即可得到某一构型下火箭的最大运载能力，
及其对应的级间比。仍以上述案例为例，通过求解该优化问题表明，在级间比ε为6.26时，运
载能力mP达到最大为10.51t。

[0065]

[0066] 其中 是速度增量常数，这里同样选择9.5km/s作为LEO入轨速度增量。

[0067] 5、根据优化结果计算火箭长细比；

[0068] 优选的，根据优化结果计算火箭长细比过程为：

[0069] 将ε和mP代入式（1）得到m1、m2、ms1和ms2；

[0070] 根据m1、m2、ms1和ms2得到各子级推进剂质量；

[0071] 根据下式计算全箭长度：全箭长度=各子级推进剂质量/(推进剂相对密度*箭体截面积)+整流罩长度；

[0072] 根据下式计算火箭长细比：长细比=全箭长度/箭体直径。

[0073] 针对上述案例，m1=420t，m2=67 t，ms1=31.5 t，ms2=6 t，一级推进剂质量= m1‑ ms1=420‑31.5=388.5t，二级推进剂质量= m2‑ms2=67‑6=61t，推进剂总质量=388.5+61=449.5 t；
液氧煤油在理论混合比2.74条件下的相对密度为1.024，假定整流罩长度10m，即可得出全
2
箭长度（忽略箱间段和仪器舱长度）=449. 5/1.024/（3.14*（3.35/2））+10=60m。长细比=
60/3.35=17.9。

[0074] 6、以长细比是否符合工程实践为评判标准确定方案是否可行。

[0075] 现有工艺条件下，长细比大多在10 20之间，即长细比超出20，难以实现工程化。因~
此，本公开以20为评判标准，把评估结果长细比低于20的设计方案作为相对可行的总体方
案。针对上述案例，结果表明：3350mm直径构型、5台发动机布局、液氧煤油动力方案的长细
比17.9，是一个相对可行的总体设计方案，可作为后续初步设计方案的参考。

[0076] 本公开提供的上述一种垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法，适于自动化实现，简洁高效；通过优化运载能力方程寻优出给定方案条件下最大化载荷的级间比，不
但能够获知给定方案能够承载的最大载荷，还能够根据由此计算的长细比判定该方案在工
程上是否具备现实可行性；通过解析计算方式，快速得到初步总体方案，可加快总体论证设
计的迭代过程，大幅提高方案设计、初样、试验等研制试验进程，为后续工程研制提供了坚
实的参考依据。

[0077] 本公开还提供了一种垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价装置，用于两级单芯级、奇数台发动机并联的垂直起降重复使用运载火箭，包括推力计算模块，质量计算模
块，优化模块，长细比计算模块和评价模块，其中，

[0078] 推力计算模块用于根据箭体直径、发动机布局方案和推进剂类型计算基础级最大推力F；

[0079] 质量计算模块用于根据所述F计算总质量m0；

[0080] 优化模块用于对下式进行优化寻优，其中，ε为优化变量，mp为优化目标，Δv为预设的常量：

[0081]           （1）

[0082] 其中，Δv表示速度增量、Isp1表示一级发动机比冲、Isp2表示二级发动机比冲、m1表示一级总质量、m2表示二级总质量、ms1表示一级结构质量、ms2表示二级结构质量、mp表示有
效载荷质量、σ1表示一级结构系数、σ2表示二级结构系数、ε表示级间比；

[0083] 长细比计算模块用于根据优化模块输出的优化结果计算火箭长细比；

[0084] 评价模块用于以长细比是否符合工程实践为评判标准确定方案是否可行。

[0085] 各模块的具体实现方法参见前述的一种垂直起降重复使用运载火箭设计方案评价方法的有关内容，在此不再赘述。

[0086] 图4为本公开实施例提供的一种电子设备的结构示意图，该设备可以执行上述方法实施例提供的处理流程，如图4所示，电子设备110包括：存储器111、处理器112、计算机程
序和通讯接口113；其中，计算机程序存储在存储器111中，并被配置为由处理器112执行如
上所述的方法。

[0087] 另外，本公开实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行以实现上述实施例所述的方法。本领域普通技术人员可以理
解：实现上述各方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成。前述
的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中。该程序在执行时，执行包括上述各方法实
施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的
介质。

[0088] 为了说明本公开的内容及实施方式，本说明书给出了具体实施例。在实施例中引入细节的目的不是限制权利要求书的范围，而是帮助理解本公开所述内容。本领域的技术
人员应理解：虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立
的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作
为一个整体，各实施方式中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解
的其他实施方式。并且在不脱离本公开及其所附权利要求的精神和范围内，对最佳实施例
步骤的各种修改、变化或替换都是可能的。因此，本公开不应局限于最佳实施例及附图所公
开的内容。