张宁宁, 闵昌万, 刘辉, 张烨琛

(中国运载火箭技术研究院 空间物理重点实验室, 北京 100076)

0 引言

助推-滑翔导弹弹道大多分为三个阶段:主动段、自由飞行段和再入滑翔段。一般的弹道方案为:由助推火箭将再入飞行器送入预定高度,经自由飞行段后再入大气层,使其在再入段依靠气动力控制实现远距离滑翔[1]。直接入轨运载方式是使助推段在大气层中快速转弯,主动段终点达到平飞状态进入滑翔段。这种助推火箭直接将飞行器送入滑翔阶段的轨道可降低拉起失稳、拉起时热流过大的风险,也可以为滑翔段提供更好的交班条件。

本文以某飞行器的运载火箭为例,在总装药量一定的条件下进行级间比/弹道一体化优化设计。与仅进行飞行程序优化相比,级间比/弹道一体化优化可提高关机点速度、减少一级装药量、增加二三级装药量。

1 数学模型

1.1 质量分析模型

本文运载火箭在装药量变化时各级直径不变。假设在推力一定的情况下,装药量变化时各级级间段、前封头、后封头、喷管质量不变,只有发动机柱状段因装药量变化引起的加长或缩短的质量变化。固体推进剂装药选择圆孔装药类型,di和Di分别为第i级装药的初始内孔直径和外圆直径;hi为第i级发动机柱状段壁厚;ρti为第i级燃料密度;ρi为第i级发动机壳体密度。

固体运载火箭总起飞质量可表示为[2]:

(1)

式中,m01为运载火箭起飞质量;mdy为有效载荷质量;mtz为整流罩质量;mti为第i级原始燃料质量;mfji为第i级固体火箭发动机结构质量;mgi为第i级级间段质量;Δmfji为发动机柱状段结构质量变化量;Δmti为第i级燃料变化量。……